[發明專利]一種飛機結構方案快速設計的優化方法

在審

• 申請號: 202010851675.2
• 申請日: 2020-08-21
• 公開（公告）號: CN112131656A
• 公開（公告）日: 2020-12-25
• 發明（設計）人: 劉明輝;李宇飛;徐維;方雄;楊文;熊雅晴;黨萬騰;周子昀;劉忠
• 申請（專利權）人: 成都飛機工業（集團）有限責任公司
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F119/14
• 代理公司: 成都君合集專利代理事務所(普通合伙) 51228
• 代理人: 尹新路

1.一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1：進行結構布置：在飛機總體布局和外形的基礎上，確定主承力構件的位置，形成結構布局定義，最終生成骨架模型；

步驟2：定義結構參數：在骨架模型的基礎上進行結構參數定義，生成骨架模型的主承力結構的幾何線框模型的主要截面參數；

步驟3：基于主要截面參數，進行有限元分析，生成飛機的有限元分析模型；

步驟4：對有限元分析模型進行設計評估；

步驟5：根據設計評估結構進行結構參數優化；

步驟6：進行結構參數的調整，得到飛機結構設計方案。

2.如權利要求1所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟4具體包括以下步驟：

步驟4.1：靜強度評估；

步驟4.2：耳片接頭強度評估；所述耳片接頭強度分為耳片拉伸強度、耳片剪切/擠壓強度、耳片拉彎組合受力強度三種情況；

步驟4.3：釘載評估。

3.如權利要求2所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟4.1包括以下步驟：

步驟4.1.1：根據網格模型，獲取所要評估的網格單元對象，以及所要評估的網格單元所用的金屬材料，從而獲取金屬材料許用應力；

步驟4.1.2：根據有限元模型和計算分析結果，獲取每個網格單元所對應的單元和節點，獲取結果中所在區域的最大應力；

步驟4.1.3：進行強度評估，計算實際應力與許用應力的比值即復合材料為實際應變與許用應變比值，輸出超標的網格計算值、許用值以及安全系數。

4.如權利要求2所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟4.2包括以下步驟：

步驟4.2.1：結合接頭幾何形式及尺寸，根據有限元分析獲取耳片受拉載荷；

步驟4.2.2：對比耳片拉伸應力，屈服應力與拉伸載荷效率系數，計算安全系數。

5.如權利要求2所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟4.3包括以下步驟：

步驟4.3.1：布置鉚釘，選擇鉚釘布置方式，設置鉚釘直徑、釘孔邊距、釘孔間距，然后根據組合構件的幾何模型、屬性參數、以及載荷進行分析；

步驟4.3.2：根據有限元分析結果，分析鉚釘單元的剪力、相對變形是否滿足設計要求。

6.如權利要求1所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟5包括以下步驟：

步驟5.1：完成結構設計變量定義；

步驟5.2：完成目標函數的定義，定義為結構最小重量；

步驟5.3：完成約束條件的定義，約束是在優化分析中對響應進行一定范圍的限制，定義為應力約束和應變約束；

步驟5.4：分析得出優化計算結果，獲得結構最佳結構參數。

7.如權利要求1所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟6包括以下步驟：

步驟6.1：進行飛機橫向結構布置參數調整；

步驟6.2：進行飛機縱向結構布置參數調整。

8.如權利要求1所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，所述步驟3的具體操作為：將各主承力結構的幾何線框模型導入到CAE軟件中，離散真實結構數模建立有限元網格，根據飛機實際受飛行、起降、發動機、油箱等載荷工況加載，根據各工況的分布載荷及集中載荷類型，將各類載荷加載至結構有限元模型指定的節點上，同時建立約束條件，并以結構相應剛度支持建立邊界條件進行了數值仿真分析，從而生成結構的有限元分析模型，調用CAE軟件的求解器進行靜力分析和穩定性分析，輸出有限元分析結果。

9.如權利要求1-8任一項所述的一種飛機結構方案快速設計的優化方法，其特征在于，重復步驟2-步驟6的操作，得到最佳結構布置下的最優結構參數。