应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法技术

本发明专利技术提供了一种应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，包括以下步骤：创建关于CFRP无人机机翼结构参数和材料参数的初始种群；根据初始种群中的结构参数和材料参数构建CFRP无人机机翼的参数化模型；根据初始种群中的结构参数和材料参数计算CFRP无人机机翼参数化模型的应力值；根据应力值判断CFRP无人机机翼参数化模型的强度；根据强度判断结果构建CFRP无人机机翼参数化模型的遗产算法优化模型；根据遗传算法优化模型对CFRP无人机机翼参数化模型的结构材料进行优化。本发明专利技术能够同时考虑CFRP无人机机翼的宏观结构优化因素和微观材料优化因素，从而实现结构材料的一体化设计，并且计算简单。

Integrated design method of structural materials applied to wings of CFRP UAV

【技术实现步骤摘要】
应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法
本专利技术涉及无人机机翼设计
，具体涉及一种应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法。
技术介绍
目前，传统的无人机机翼一般由钢、铝等金属材料制成，这在一定程度上限制了无人机的轻量化水平，因此，如何减轻无人机的重量一直是设计人员关心的问题。目前设计人员主要从两个方面解决这一问题，其中一方面是改进无人机的复合材料，例如在无人机的结构设计中使用碳纤维复合材料，另一方面是对无人机所使用的复合材料进行优化，以减轻无人机的重量。目前，在对无人机所使用的复合材料进行优化设计时，通常是将复合材料的结构和材料分开设计的，使得设计优化的工作较为繁琐，同时也缺少对无人机复合材料的结构和材料的同步考虑。
技术实现思路
本专利技术旨在至少在一定程度上解决上述技术中的技术问题之一。为此，本专利技术的目的在于提出一种应用于CFRP(CarbonFibre-reinforcedPolymer，碳纤维增强复合材料)无人机机翼的结构材料一体化设计方法，能够同时考虑CFRP无人机机翼的宏观结构优化因素和微观材料优化因素，从而实现结构材料的一体化设计，并且计算简单。为达到上述目的，本专利技术实施例提出了一种应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，包括以下步骤：S1，创建关于CFRP无人机机翼结构参数和材料参数的初始种群；S2，根据所述初始种群中的结构参数和材料参数构建所述CFRP无人机机翼的参数化模型；S3，根据所述初始种群中的结构参数与材料参数和计算所述CFRP无人机机翼参数化模型的应力值；S4，根据所述应力值判断所述CFRP无人机机翼参数化模型的强度；S5，根据强度判断结果构建所述CFRP无人机机翼参数化模型的遗产算法优化模型；S6，根据所述遗传算法优化模型对所述CFRP无人机机翼参数化模型的结构材料进行优化。根据本专利技术实施例的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，首先创建关于CFRP无人机机翼结构参数和材料参数的初始种群，并根据初始种群中的结构参数和材料参数构建CFRP无人机机翼的参数化模型，其次根据初始种群中的结构参数和材料参数计算CFRP无人机机翼参数化模型的应力值，并根据应力值判断CFRP无人机机翼参数化模型的强度，然后根据强度判断结果构建CFRP无人机机翼参数化模型的遗产算法优化模型，最后根据遗传算法优化模型对CFRP无人机机翼参数化模型的结构材料进行优化，由此，能够同时考虑CFRP无人机机翼的宏观结构优化因素和微观材料优化因素，从而实现结构材料的一体化设计，并且计算简单。另外，根据本专利技术上述实施例提出的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法还可以具有如下附加的技术特征：根据本专利技术的一个实施例，所述结构参数包括所述CFRP无人机机翼的翼梁位置，所述料参数包括所述CFRP无人机机翼的铺层参数。进一步地，利用MATLAB根据所述结构参数和所述材料参数创建相应的初始种群。进一步地，利用ANSYS的APDL语言根据所述初始种群中的结构参数和材料参数构建所述CFRP无人机机翼的参数化模型。根据本专利技术的一个实施例，所述步骤S3包括：对所述初始种群中的材料参数进行设定；对所述CFRP无人机机翼参数化模型施加约束和载荷；根据设定的材料参数、施加的约束和载荷对所述CFRP无人机机翼参数化模型进行有限元分析计算，以得到所述CFRP无人机机翼参数化模型的应力值。进一步地，施加的约束为所述CFRP无人机机翼参数化模型的标准铺层。进一步地，采用Tsai-Wu失效准则根据所述应力值判断所述CFRP无人机机翼参数化模型的强度，所述Tsai-Wu失效准则的表达式为：其中，F为所述CFRP无人机机翼参数化模型的结构的失效因子，σ1,σ2分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的材料沿纤维方向的主应力和沿垂直于纤维方向的主应力，τ12为所述CFRP无人机机翼参数化模型的材料在垂直于纤维方向且沿垂直于纤维方向的剪应力，Xt，Xc分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的材料在纤维方向拉伸强度极限和纤维方向压缩强度极限，Yt，Yc分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的材料在垂直纤维方向拉伸强度和垂直纤维方向压缩强度极限，S为所述CFRP无人机机翼参数化模型的剪切强度极限。进一步地，所述遗传算法优化模型为：minm(X1r，X1t，X2r，X2t，θa，θb)st40≤X1r≤90，211≤X2r≤28440≤X1t≤90，211≤X2t≤284-90°≤θa≤90°，a＝1,2,3…，9-90°≤θb≤90°，b＝1,2,3…，9F＜1S1(X1r，X1t，X2r，X2t，θa，θb)-S1max＜0S2(X1r，X1t，X2r，X2t，θa，θb)-S2max＜0c+d+f+g＝3620％≤c/9≤40％，40％≤d/9≤60％40％≤f/9≤60％，10％≤g/9≤30％其中，m为所述CFRP无人机机翼参数化模型的质量，x1r，x1t分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的中前翼梁在翼根面、翼梢面的横坐标，x2r，x2t分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的中后翼梁在翼根面、翼梢面的横坐标，θa为所述CFRP无人机机翼参数化模型的上蒙皮壁板和下蒙皮壁板的铺层角度，θb为所述CFRP无人机机翼参数化模型的翼肋和翼梁的铺层角度，S1为所述CFRP无人机机翼参数化模型的抗弯刚度，采用所述CFRP无人机机翼参数化模型的机翼翼梢处最大位移量来表示，S2为所述CFRP无人机机翼参数化模型的抗扭刚度，采用所述CFRP无人机机翼参数化模型的翼展方向距翼梢80％处两侧位移差来表示，c、d、f、g分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的铺层角度为0°、-45°、45°、90°时的铺层数。根据本专利技术的一个实施例，所述步骤S6包括：根据所述遗传算法优化模型得到所述CFRP无人机机翼参数化模型的适应度值；采用选择算法根据所述适应度值对所述初始种群进行选择；采用交叉算法对选择后的初始种群进行交叉；采用变异算法对交叉后的初始种群进行变异；采用重组算法对变异后的初始种群进行重组；若没有达到遗传算法的最大迭代次数，则利用重组后的初始种群重复执行所述步骤S2-S6，直至最大迭代次数，以完成对所述CFRP无人机机翼参数化模型的结构材料的优化。附图说明图1为本专利技术实施例的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法的流程图；图2为本专利技术一个实施例的CFRP无人机机翼的参数化模型；图3为本专利技术一个实施例的CFRP无人机机翼的参数化模型拟合翼型轮廓曲线；图4为本专利技术一个实施例的根据遗传算法优化模型对CFRP无人机机翼参数化模型进行优化的流程图；图5为本专利技术一个具体实施例的CFRP无人机机翼的质量与遗传算法迭代次数的关系图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1，创建关于CFRP无人机机翼结构参数和材料参数的初始种群；/nS2，根据所述初始种群中的结构参数和材料参数构建所述CFRP无人机机翼的参数化模型；/nS3，根据所述初始种群中的结构参数和材料参数计算所述CFRP无人机机翼参数化模型的应力值；/nS4，根据所述应力值判断所述CFRP无人机机翼参数化模型的强度；/nS5，根据强度判断结果构建所述CFRP无人机机翼参数化模型的遗产算法优化模型；/nS6，根据所述遗传算法优化模型对所述CFRP无人机机翼参数化模型的结构材料进行优化。/n

【技术特征摘要】
1.一种应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1，创建关于CFRP无人机机翼结构参数和材料参数的初始种群；
S2，根据所述初始种群中的结构参数和材料参数构建所述CFRP无人机机翼的参数化模型；
S3，根据所述初始种群中的结构参数和材料参数计算所述CFRP无人机机翼参数化模型的应力值；
S4，根据所述应力值判断所述CFRP无人机机翼参数化模型的强度；
S5，根据强度判断结果构建所述CFRP无人机机翼参数化模型的遗产算法优化模型；
S6，根据所述遗传算法优化模型对所述CFRP无人机机翼参数化模型的结构材料进行优化。


2.根据权利要求1所述的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，所述结构参数包括所述CFRP无人机机翼的翼梁位置，所述料参数包括所述CFRP无人机机翼的铺层参数。


3.根据权利要求2所述的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，其中，利用MATLAB根据所述结构参数和所述材料参数创建相应的初始种群。


4.根据权利要求2所述的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，其中，利用ANSYS的APDL语言根据所述初始种群中的结构参数和材料参数构建所述CFRP无人机机翼的参数化模型。


5.根据权利要求2所述的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，所述步骤S3包括：
对所述初始种群中的材料参数进行设定；
对所述CFRP无人机机翼参数化模型施加约束和载荷；
根据设定的材料参数、施加的约束和载荷对所述CFRP无人机机翼参数化模型进行有限元分析计算，以得到所述CFRP无人机机翼参数化模型的应力值。


6.根据权利要求5所述的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，其中，施加的约束为所述CFRP无人机机翼参数化模型的标准铺层。


7.根据权利要求6所述的应用于CFRP无人机机翼的结构材料一体化设计方法，其特征在于，其中，采用Tsai-Wu失效准则根据所述应力值判断所述CFRP无人机机翼参数化模型的强度，所述Tsai-Wu失效准则的表达式为：



其中，F为所述CFRP无人机机翼参数化模型的结构的失效因子，σ1,σ2分别为所述CFRP无人机机翼参数化模型的材料沿纤维方向的主应力和沿垂直于纤维方向的主应力，τ12为所述CFRP无人机机翼参数化模型的材料在垂直于纤维方向且沿垂直于纤维方向的...

【专利技术属性】
技术研发人员：倪伟，薛亚平，周金宇，伍星亮，
申请(专利权)人：江苏理工学院，
类型：发明
国别省市：江苏;32