一种弯扭耦合机翼结构优化方法技术

本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种弯扭耦合机翼结构优化方法，包括：步骤一、根据弯扭耦合机翼构造优化模型，给出设计变量及优化目标；步骤二、针对静气动弹性中机翼载荷会随着机翼扭转角和位移变化而变化的情况，构造一个关于机翼扭转角和位移的代理模型；步骤三、建立针对弯扭耦合机翼静气动结构的优化流程；步骤四、根据所述步骤一至所述步骤三为基础，对所述静气动弹性的弯扭耦合机翼结构进行参数优化评估。该方法有效发挥弯扭耦合结构特性在静气动弹性优化设计中的巨大潜力，在结构优化中考虑了静气动弹性的影响，并且解决了优化中气动与结构数据交换效率低的问题，大大提高优化效率。

【技术实现步骤摘要】
一种弯扭耦合机翼结构优化方法
本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种考虑静气动弹性的弯扭耦合机翼结构优化方法。
技术介绍
传统复合材料剪裁设计中往往只针对复合材料的铺层厚度进行气动弹性优化设计，并未充分利用结构的弯扭耦合特性在气动弹性优化设计中的巨大潜力，并且在气动弹性结构优化过程当中气动模块跟结构模块的数据交换模式都是串联的，这样大大降低了结构的优化效率。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本申请的目的是提供一种弯扭耦合机翼设计方法，将静气动弹性加入到优化设计方法中，并通过对尺寸和角度两个方面进行优化。本申请的技术方案是：一种弯扭耦合机翼结构优化设计方法，包括：步骤一、根据弯扭耦合机翼构造优化模型，给出设计变量及优化目标；步骤二、针对静气动弹性中机翼载荷会随着机翼扭转角和位移变化而变化的情况，构造一个关于机翼扭转角和位移的代理模型；步骤三、建立针对弯扭耦合机翼静气动结构的优化流程；步骤四、根据所述步骤一至所述步骤三为基础，对所述静气动弹性的弯扭耦合机翼结构进行参数优化评估。根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤一中的所述设计变量包括布局设计变量、弯扭耦合特征设计变量及尺寸设计变量。根据本申请的至少一个实施方式，所述布局设计变量包括机翼上下蒙皮的桁条个数n。根据本申请的至少一个实施方式，所述弯扭耦合特征设计变量包括机翼上下蒙皮零度铺层的偏转角θL和θU。根据本申请的至少一个实施方式，所述尺寸设计变量包括复合材料机翼的铺层厚度、桁条尺寸和梁尺寸。根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤三中的所述优化流程采用外层级和内层级两级优化。根据本申请的至少一个实施方式，所述外层级为：用枚举法给出所述弯扭耦合机翼结构的桁条数目集合[N]得到对应的响应值W，通过遍历比较得到桁条数目及其对应的系统结构重量。根据本申请的至少一个实施方式，所述内层级为：在固定的桁条数目Ni下，选取铺层旋转角的设计变量组成设计空间，借助实验设计方法选取预定数量的样本点，并根据所述样本点建立复合材料机翼结构的静气弹尺寸优化模型，得到所述样本点的响应，即所述机翼的重量，最后根据这些样本点和响应值构建代理模型，并在ISIGHT软件平台上进行优化设计，得到最佳的机翼上下蒙皮铺层旋转角。根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤一还包括：以所述弯扭耦合机翼的强度、稳定性和刚度为约束构建优化模型，并以所述弯扭耦合机翼的质量为优化目标。本申请至少存在以下有益技术效果：本申请提供的一种弯扭耦合机翼结构优化设计方法，有效发挥弯扭耦合结构特性在静气动弹性优化设计中的巨大潜力，在结构优化中考虑了静气动弹性的影响，并且解决了优化中气动与结构数据交换效率低的问题，大大提高优化效率。附图说明图1是本申请提供的弯扭耦合机翼结构优化设计方法流程图；具体实施方式为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。如图1的所示，本申请提供的一种弯扭耦合机翼结构优化设计方法，包括：步骤一、根据弯扭耦合机翼构造优化模型，给出设计变量及优化目标；在本实施例中，是根据所述弯扭耦合机翼的强度、稳定性和刚度为约束(飞机的飞行工况)构建优化模型，并以所述机翼的质量为优化目标。将设计变量分为三类，分别为布局设计变量、弯扭耦合特征设计变量及尺寸设计变量。布局设计变量包括机翼上下蒙皮的桁条个数n，梁缘条和桁条固定的型式截面呈“T”型；弯扭耦合特征设计变量包括机翼上下蒙皮零度铺层的偏转角θL和θU；尺寸设计变量包括复合材料机翼的铺层厚度、桁条尺寸和梁尺寸；在该实施例中，蒙皮复合材料对称铺[0n1/90n2/±45n3]，每种角度的初始铺层厚度定为0.0025m，将机翼蒙皮分为10个优化区域，即上蒙皮和下蒙皮各5区，每个区域有3个变量，10个区域总共30个变量。蒙皮上桁条和机翼前后梁的分区与蒙皮分区一致，蒙皮上第i区域的第j根桁条的高桁条宽桁条腹板厚度桁条缘条厚度机翼前后梁第i区域的缘条腹板高前后梁的缘条宽前后梁腹板厚度前后梁缘条厚度所述优化模型为：其中，X表述布局设计变量；Y表述尺寸设计变量；W为机翼结构的质量，XiL,XiU为布局变量的下限和上限；YiL,YiU为尺寸设计变量的下限和上限；λ为屈曲因子；λ0为稳定性许用因子；θ为机翼翼尖扭转角；δ为机翼翼尖扰度。步骤二、针对静气动弹性中机翼载荷[Q]会随着机翼扭转角和位移变化而变化的情况，构造一个关于机翼扭转角θ和位移δ的代理模型为：[Q]＝f(θ,δ)步骤三、建立针对弯扭耦合机翼静气动结构的优化流程；在本实施例中，将上述的三种设计变量分呈两类进行优化，将桁条数目n和上下层蒙皮零度铺层的偏转角θL和θU(即布局设计变量和弯扭耦合特征设计变量)分为一类，称为布局优化设计变量；将复合材料机翼的铺层厚度、桁条尺寸和梁尺寸(即尺寸设计变量)分为另一类，称为尺寸优化设计变量。在本实施例中，采用外层级和内层级两级优化；采用外层级：用枚举法给出所述弯扭耦合机翼结构的桁条数目集合[N]得到对应的响应值W，通过遍历比较可以得到桁条数目及其对应的系统结构重量，可以得到其中重量最轻的结构。采用内层级：在固定的桁条数目Ni下，选取铺层旋转角的设计变量组成设计空间，借助实验设计方法选取预定数量的样本点，在该实施例中选取合适的样本点，并根据所述样本点建立复合材料机翼结构的静气弹尺寸优化模型，得到所述样本点的响应，即所述机翼的重量，最后根据这些样本点和响应值构建代理模型，并在ISIGHT软件平台上进行优化设计，得到最佳的机翼上下蒙皮铺层旋转角。如图1所示，通过内层级对机翼施加飞行工况的载荷，并构建载荷关于θi及δi的代理模型Q(θi，δi)，通过PATRAN优化所述飞行工况，并通过收敛公式(θi+1－θi)2+(δi+1－δi)2≤u0进行迭代判断，输出考虑静气弹的尺寸优化结果；其中u0为预设的收敛参数。根据输出的尺寸优化结果拟合出一个近似模型，对所述近似模型进行优化器结构质量，并进行有限元优化校核，通过迭代公式∣M-Mn∣<e进行质量M的判断，通过加入优化设计点更新所述近似模型，最终输出优化结果，完成内层级的优化处理；其中，e为收敛容差。通过内层级的优化将静气动弹性通过代理模型加入到所述结构本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种弯扭耦合机翼结构优化设计方法，其特征在于，包括：步骤一、根据弯扭耦合机翼构造优化模型，给出设计变量及优化目标；步骤二、针对静气动弹性中机翼载荷会随着机翼扭转角和位移变化而变化的情况，构造一个关于机翼扭转角和位移的代理模型；步骤三、建立针对弯扭耦合机翼静气动结构的优化流程；步骤四、根据所述步骤一至所述步骤三为基础，对所述静气动弹性的弯扭耦合机翼结构进行参数优化评估。

【技术特征摘要】
1.一种弯扭耦合机翼结构优化设计方法，其特征在于，包括：步骤一、根据弯扭耦合机翼构造优化模型，给出设计变量及优化目标；步骤二、针对静气动弹性中机翼载荷会随着机翼扭转角和位移变化而变化的情况，构造一个关于机翼扭转角和位移的代理模型；步骤三、建立针对弯扭耦合机翼静气动结构的优化流程；步骤四、根据所述步骤一至所述步骤三为基础，对所述静气动弹性的弯扭耦合机翼结构进行参数优化评估。2.根据权利要求1所述弯扭耦合机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述步骤一中的所述设计变量包括布局设计变量、弯扭耦合特征设计变量及尺寸设计变量。3.根据权利要求2所述弯扭耦合机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述布局设计变量包括机翼上下蒙皮的桁条个数n。4.根据权利要求2所述弯扭耦合机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述弯扭耦合特征设计变量包括机翼上下蒙皮零度铺层的偏转角θL和θU。5.根据权利要求2所述弯扭耦合机翼结构优化设计方法，其特征在于，所述尺寸设计变量包括复合材料机翼的铺层厚度、桁条尺寸和梁尺寸...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜志平，胡海阳，常海洋，何川，刘明辉，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21