[發明專利]復合材料機翼氣動彈性剪裁方法及其遺傳/敏度混合優化方法

無效

• 申請號: 201310479086.6
• 申請日: 2013-10-14
• 公開（公告）號: CN103678763A
• 公開（公告）日: 2014-03-26
• 發明（設計）人: 萬志強;王斌團;劉超;肖飛;孫曉紅;楊超
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學;中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京金恒聯合知識產權代理事務所 11324
• 代理人: 李強

技術領域

本發明涉及一種遺傳/敏度混合優化方法，和基于該方法的民機復合材料機翼的氣動彈性剪裁方法，屬于航空飛行器的運算方法與結構設計領域。

背景技術

隨著飛機結構設計技術的發展，大中型飛機結構設計采用先進復合材料結構成為必然主流趨勢。復合材料具有高比強度、高比模量、良好的抗疲勞性、抗腐蝕性、強可設計性等一系列優點。大中型運輸類飛機大多采用的大展弦比機翼，其結構柔性較大，為了滿足剛度設計要求，具有明顯重量優勢的復合材料機翼的氣動彈性設計已經成為大型飛機機翼結構設計的熱點問題。在新一代大中型民用運輸類飛機上復合材料的用量與日俱增，尾翼、機翼中央翼盒、機身等主要承力結構，用量已經達到50%，取得了明顯減重效果，延長了機體壽命。如波音777先進復合材料用量9.9t，占總重的10%左右。空客A300系列飛機的先進復合材料用量也達到15%左右。大展弦比機翼結構設計大量采用復合材料，不僅僅可以大幅度提高飛機機翼的結構效率，而且通過適當的剪裁設計可以最大限度地利用氣動彈性效能以提高飛機的總體性能。

同時，大展弦比帶后掠機翼突出的彎扭耦合特性，使得機翼在高亞音速飛行條件下翼尖的彎曲扭轉變形增大，氣動彈性效應顯著，繼而導致副翼效率下降明顯，顫振問題嚴重。因此，通常需要在設計過程中使用氣動彈性優化方法對設計方案進行反復綜合和折衷，以便能夠針對大展弦比機翼類飛行器氣動彈性特性上的特殊性和復雜性，提高設計效率和/或使設計滿足氣動彈性的性能要求。

發明內容

因此，本發明人提出一種民航飛機復合材料機翼的氣動彈性剪裁設計技術，其能夠在滿足顫振、發散、固有頻率、變形、副翼效率、強度、飛行載荷以及重量等多種要求下，實現并優化結構的剪裁設計。

根據本發明的遺傳/敏度混合優化方法具有多學科優化功能，可用于機翼、尾翼或整機的結構優化。該軟件在滿足顫振、發散、固有頻率、變形、副翼效率、強度、飛行載荷以及重量等多種要求下，進行結構優化設計；在結構型式不變地前提下，也可以進行適當的外形優化設計。優化設計結果可以作為飛機結構布局設計和詳細設計的參考。目前版本的NASTRAN可以支持以下分析學科：靜力學、正交模態、屈曲、直接法頻率響應、模態頻率響應、模態瞬態響應、靜氣動彈性、氣動彈性顫振、直接法復特征值與模態復特征值，這些均可以作為該軟件的約束。適合復合材料飛機的氣動彈性問題。復合材料具有獨特的優點，但結構模型元素多，結點多，模型建模或修正較為繁瑣。該方法適用于大量設計變量（元素）情況，且計算與收斂速度快，適合復合材料的氣動彈性優化設計。

基于遺傳/敏度混合優化方法的復合材料剪裁設計技術可以充分利用遺傳算法和敏度算法的優勢，在滿足顫振、發散、固有頻率、變形、副翼效率、強度、飛行載荷以及重量等多種要求下，實現結構的剪裁設計。

附圖說明

圖1是遺傳/敏度混合優化方法流程圖

圖2是遺傳/敏度混合優化方法調用NASTRAN部分流程圖

圖3是復合材料機翼有限元模型

圖4是優化后的復合材料機翼上蒙皮厚度分布示意圖

圖5是優化后的復合材料機翼下蒙皮厚度分布示意圖

具體實施方式

復合材料機翼的氣動彈性剪裁的一個關鍵，是選擇合理有效的氣動彈性優化方法。

根據本發明的一個方面，提供了一種遺傳/敏度混合優化方法，并提供了基于該優化方法的復合材料機翼的氣動彈性剪裁方法。

在根據本發明的一個實施例的復合材料機翼的氣動彈性剪裁方法中，通過氣動彈性優化的方式來實現機翼的氣動彈性剪裁，而氣動彈性優化屬于優化問題的一種，是通過遺傳/敏度混合優化方法來進行求解的。在本發明中，該優化問題可表述為在ndv維空間中搜索使得目標函數F(v)最小化的一組設計變量，即：

Min.?????F(v)?????????????????????????????(1)

S.T.???g_j(v)≤0???j=1,2,...,n_c????????????(2)

v_il≤v_i≤v_iu??i=1,2,...,n_d????????????(3)