[發明專利]考慮修正因子的多步驟結構優化設計方法及飛行器

有效

• 申請號: 201810900368.1
• 申請日: 2018-08-09
• 公開（公告）號: CN109299499B
• 公開（公告）日: 2023-06-20
• 發明（設計）人: 時光輝;全棟梁;關成啟;吳東濤;李晶;王慶偉;王晶;羅俊航;宋鋒
• 申請（專利權）人: 北京空天技術研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F111/04
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供了一種考慮修正因子的多步驟結構優化設計方法及飛行器，方法包括：確定飛行器的結構設計指標需求及設計空間；根據飛行器的優化設計目標和約束指標以建立拓撲優化求解方程；向約束指標施加修正系數，根據修正后的約束指標建立考慮修正因子的拓撲優化求解方程；在考慮修正因子的拓撲優化求解方程的基礎上，輸出用于模型重構的拓撲優化構型參考結果；在飛行器的幾何模型的基礎上建立飛行器的參數優化模型；根據飛行器的優化設計目標以及約束指標以建立參數優化求解方程；對飛行器進行參數優化以形成用于指導飛行器結構設計的結構參數結果。應用本發明的技術方案，以解決現有技術中結構優化過程中的迭代反復次數多、效率低的技術問題。

技術領域

本發明涉及航空航天行業的結構輕量化設計的技術領域，尤其涉及一種考慮修正因子的多步驟結構優化設計方法及飛行器。

背景技術

結構減重和結構性能提升是結構設計，尤其是飛行器結構設計永恒的主題，伴隨著近些年結構優化算法及優化商業軟件的不斷完善，以及大規模計算能力的不斷提升，促進了優化技術與結構設計的有機融合。

目前，結構優化的應用尚處于探索階段，缺少足夠的設計方支撐應用，經常會出現拓撲優化列式能夠收斂，但尺寸優化列示不能收斂的情況，需要在拓撲優化和尺寸優化來兩個步驟之間不斷進行多次迭代才能得到可指導結構建模的結果，優化效率不高。

發明內容

本發明提供了一種考慮修正因子的多步驟結構優化設計方法及飛行器，能夠解決現有技術中飛行器結構優化過程中的迭代反復次數多、效率低的技術問題。

根據本發明的一方面，提供了一種考慮修正因子的多步驟結構優化設計方法，多步驟結構優化設計方法包括：步驟一，根據飛行器的結構功能需求及性能要求，確定飛行器的結構設計指標需求及設計空間；步驟二，基于飛行器的結構設計指標需求及設計空間，確定飛行器的優化設計目標和約束指標，根據飛行器的優化設計目標和約束指標以建立拓撲優化求解方程；步驟三，在步驟二中的拓撲優化求解方程的基礎上，向約束指標施加修正系數，根據修正后的約束指標建立考慮修正因子的拓撲優化求解方程；步驟四，在步驟三中的考慮修正因子的拓撲優化求解方程的基礎上對飛行器開展結構拓撲優化以獲得拓撲優化結果，在所獲得的拓撲優化結果的基礎上施加設定的密度閾值以輸出用于模型重構的拓撲優化構型參考結果；步驟五，根據拓撲優化構型參考結果對飛行器進行拓撲優化重構以獲得飛行器的幾何模型，在飛行器的幾何模型的基礎上建立飛行器的參數優化模型；步驟六，在飛行器的參數優化模型的基礎上，根據飛行器的優化設計目標以及不考慮修正因子的指標作為約束指標以建立參數優化求解方程；步驟七，根據參數優化求解方程對飛行器進行參數優化，以形成用于指導飛行器結構設計的結構參數結果。

進一步地，在步驟一中，飛行器的結構功能需求包括結構防熱、設備安裝和燃油裝載，飛行器的性能要求包括結構質量、最大變形和頻率，飛行器的結構設計指標需求包括飛行器的結構質量小于或等于a、控制點的最大位移小于或等于b以及結構基頻大于或等于c，設計空間包括飛行器的氣動外形空間中除防熱層厚度區域、非承載邊條、設備安裝空間、燃油裝載空間和發動機安裝空間以外的空間。

進一步地，步驟二具體包括：基于飛行器的結構設計指標需求及設計空間，以飛行器的各個單元的密度x_i作為拓撲優化變量，飛行器的結構質量m、控制點最大位移u和結構基頻作為約束指標，飛行器在多個工況下的加權應變能C作為優化設計目標，根據飛行器的優化設計目標和約束指標以建立飛行器拓撲優化求解方程，拓撲優化求解方程為其中，W_i為多個工況下的權重系數，E為材料模量，ε_i(u)為第i個單元對應的單元應變，V為結構體積，K(x)為剛度矩陣。

進一步地，飛行器的多個工況包括地面支撐、吊掛、運輸和飛行。

進一步地，修正系數γ的取值范圍為1.1至1.2，考慮修正因子的拓撲優化求解方程為

進一步地，設定的密度閾值范圍為0.3至1。