一种可重构结构多层次优化设计方法与流程

本申请属于结构的优化设计领域，特别涉及一种可重构结构多层次优化设计方法。

背景技术：

可重构结构的设计是飞行器结构设计中一种应用，根据执行任务或市场需求的不同，在飞行器的结构设计早期考虑到可重构的结构部分，大致分为翼面结构的可重构、机身结构的可重构和任务模块的可重构。可重构结构中重用的部分一般称为通用平台，可在地面进行拆卸和更换的部件一般称为专用模块。

可重构结构设计的主要目的是为了节约成本，特别是通过减少一些通用的部件来降低设计中的直接制造成本(directoperationcosts，doc)，但可重构结构的设计给设计阶段的结构优化减重设计带来了很大的挑战。与传统只考虑重量为目标的优化不同，可重构结构需要将结构重量和直接制造成本(通用平台、专用模块)进行综合考虑，而与重量和成本直接相关的设计变量包括结构的几何外形、结构布局、结构尺寸、制造方法和装配方法等。所以考虑成本为目标的可重构结构的优化设计问题，涉及到单目标连续变量优化(气动参数优化、结构尺寸变量优化)、多目标优化设计(成本与结构重量)、离散变量优化(长桁数量、肋数量)和专家系统选优(制造参数、工艺参数)，是一个典型的多目标、多层次、多峰性、非线性、非连续、不可微的优化问题，这些复杂的情况给优化模型的构建和优化求解带来了非常大的困难，传统的数值优化和直接搜索方法无法找到全局优化解。

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。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种可重构结构多层次优化设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种可重构结构多层次优化设计方法，包括：

步骤一：确定设计变量；

步骤二：根据所述设计变量构建多个子系统；

步骤三：分别对多个所述子系统进行子系统级优化；

步骤四：将多个所述子系统合并成总系统，对所述总系统进行系统级优化。

可选地，所述设计变量包括：机翼几何参数、机翼翼型参数、结构布置参数、结构尺寸参数、结构装配工艺方法与参数以及结构制造方法与参数。

可选地，所述机翼几何参数包括：机翼面积、展弦比、后掠角、相对厚度、平均气动弦长、扭转角，所述结构布置参数包括：肋间距、长桁间距，所述结构尺寸参数包括：蒙皮厚度、腹板厚度、梁面积、长桁面积。

可选地，步骤二中，所述根据所述设计变量构建多个子系统包括：

根据所述机翼几何参数、所述机翼翼型参数构建气动外形与翼型子系统；

根据所述结构布置参数构建结构布局子系统；

根据所述结构尺寸参数构建结构尺寸子系统；

根据所述结构装配工艺方法与参数、所述结构制造方法与参数构建装配方法与制造方法子系统。

可选地，步骤三中，所述分别对多个所述子系统进行子系统级优化包括：

分别对所述气动外形与翼型子系统、所述结构布局子系统、所述结构尺寸子系统以及所述装配方法与制造方法子系统进行子系统级优化。

可选地，对所述气动外形与翼型子系统进行子系统级优化包括：

根据所述机翼几何参数获取机翼面积、相对厚度和气动弦长；

根据所述机翼面积、所述相对厚度和所述气动弦长计算得到飞行器的升力、阻力和力矩；

通过调整所述机翼几何参数获取升阻比最优的气动外形与翼型参数。

可选地，对所述结构布局子系统进行子系统级优化包括：

根据所述升阻比最优的气动外形与翼型参数获得初始结构布局参数；

将所述初始结构布局参数进行离散化；

根据离散化后的初始结构布局参数构建参数模型，确定材料卡和属性卡；

根据所述材料卡和所述属性卡，通过对所述参数模型施加气动载荷获得响应面代理模型；

对所述响应面代理模型进行优化获取最优结构布局。

可选地，对所述结构尺寸子系统进行子系统级优化包括：

根据所述最优结构布局，得到初始结构尺寸，所述初始结构尺寸包括：通用平台和专用模块；

通过施加静强度约束和刚度约束，对所述通用平台进行满应力优化设计，通过施加颤振约束和静弹约束，对所述通用平台进行数学规划法优化设计；

通过施加静强度约束和刚度约束，对所述专用模块进行满应力优化设计，通过施加颤振约束和静弹约束，对所述专用模块进行数学规划法优化设计；

获取重量最轻结构尺寸分布。

可选地，对所述装配方法与制造方法子系统进行子系统级优化包括：

根据所述重量最轻结构尺寸分布，画出结构的详细设计图纸；

考虑成本最低，对制造方法与装配方法进行专家系统的选优；

同时考虑制造可实现性和工艺可实现性，获得可重构结构的设计方案。

可选地，步骤四中，所述对所述总系统进行系统级优化包括：

计算所述总系统的直接制造成本和结构重量；

若所述总系统的直接制造成本和结构重量的计算结果收敛，则结束，否则，返回步骤三。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的可重构结构多层次优化设计方法，通过将设计变量进行分层处理，然后选用不同的优化手段进行组合得到最优的结构设计，节约成本。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的可重构飞行器结构示意图；

图2是本申请一个实施方式的可重构结构多层次优化设计方法示意图；

图3是图2的设计变量示意图；

图4是图2的子系统级优化示意图；

图5是本申请一个实施方式的飞行器部件特征长度。

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至图5对本申请做进一步详细说明。

如图1所示，一般飞行器的可重构结构按照是否可重用分为两类：其中，机身结构为通用平台，机翼结构为专用模块，可按照不同的任务需求在地面安装不同长度的机翼结构来实现可重构。

本申请提供了一种可重构结构多层次优化设计方法，包括：

步骤一：确定设计变量；

步骤二：根据设计变量构建多个子系统；

步骤三：分别对多个子系统进行子系统级优化；

步骤四：将多个子系统合并成总系统，计算总系统的直接制造成本和结构重量。

具体的，步骤一，确定设计变量。在本申请的一个实施方式中，在工程上进行取舍，确定考虑直接制造成本的可重构结构优化设计相关的设计变量有以下6个，均为向量表达：

p：机翼几何参数，包括机翼面积、展弦比、后掠角、相对厚度、平均气动弦长、扭转角等；

s：机翼翼型参数；

l：结构布置参数，包括肋间距、长桁间距；

x：结构尺寸参数，包括蒙皮厚度、腹板厚度、梁面积、长桁面积等；

r：结构装配工艺方法与参数；

q：结构制造方法与参数。

为了降低优化设计的复杂程度，使整个优化流程具备较好的软件实现性，将以上6个设计变量分成4个子系统层，将后续所有优化设计中的变量和优化的约束均按此进行分层处理。本实施例中，步骤二中根据设计变量构建多个子系统包括：

根据机翼几何参数、机翼翼型参数构建气动外形与翼型子系统；

根据结构布置参数构建结构布局子系统；

根据结构尺寸参数构建结构尺寸子系统；

根据结构装配工艺方法与参数、结构制造方法与参数构建装配方法与制造方法子系统。

步骤三中，分别对多个子系统进行子系统级优化包括：分别对气动外形与翼型子系统、结构布局子系统、结构尺寸子系统以及装配方法与制造方法子系统进行子系统级优化。

具体的，在第1层气动外形与翼型子系统中，首先输入机翼几何参数，通过对机翼几何参数的几何分析获取飞行器的机翼面积、相对厚度和气动弦长；再通过气动分析计算得到飞行器的升力、阻力和力矩；通过调整机翼几何参数获取升阻比最优的气动外形与翼型参数。

在第2层结构布局(布置)子系统中，通过第1层子系统中的升阻比最优的气动外形与翼型参数获得初始结构布局；将初始结构布局参数进行离散化，即按照工程要求确定飞行器结构中肋和长桁的数量，再根据几何得到肋间距和长桁间距；根据离散化处理后的初始结构布局参数构建结构的参数模型，确定结构分析所需的材料卡和属性卡；根据材料卡和属性卡，并对参数模型施加由第1层子系统中得到的升力转换中的气动载荷，通过计算肋和长桁的数的组合，获得响应面代理模型，通过对响应面代理模型进行优化，最终获取最优结构布局。

在第3层结构尺寸子系统中，根据第2层子系统的最优结构布局，得到初始结构尺寸，包括通用平台和专用模块；先对通用平台施加静强度约束和刚度约束，进行满应力优化设计，再施加颤振约束、静弹约束，进行数学规划法优化设计；在通用平台优化的基础上再进行专用模块的优化设计，分别对不同的专用模块进行满应力优化设计和数学规划法优化设计，最终得到重量最轻结构尺寸分布。

在第4层装配方法与制造方法子系统中，根据第3层中的重量最轻结构尺寸分布，画出结构的详细设计图纸；考虑成本最低，对制造方法与装配方法进行专家系统的选优；同时考虑制造可实现性和工艺可实现性，最终获得可重构结构的设计方案。

通过上述对各个子系统的优化，得到4个子系统的优化结果。本实施例中，步骤四中，将多个子系统合并成总系统，对总系统进行系统级优化。对总系统进行系统级优化包括：计算总系统的直接制造成本和结构重量；若总系统的直接制造成本和结构重量的计算结果收敛，则结束，否则，返回步骤三。

本申请的一个实施方式中，可重构结构的优化目标包括：直接制造成本和结构重量。本实施例中，进行考虑两个目标的多目标优化设计，不收敛再次进行第1层子系统循环，直至优化收敛。

飞行器直接制造成本(doc)与以下因素相关。

doc＝f(m,d,c(m,a,b))

其中：

m：结构重量，m＝m(x,l,p)；

d：机翼升力，d＝d(s,p)；

c：制造成本，c＝c(m,a,b)，其中a＝a(l,p,r)表示结构装配成本，b＝b(l,p,q)表示结构加工成本。

doc中包括可变部分和不可变部分，本次优化只研究和设计变量相关的部分，定义doc^*为与变量相关的成本。

doc^*＝f^*(m(l(x^*),p),d(s,p),c(m(l(x^*),p),a(l,p,r),b(l,p,q)))

其中：

x^*：作为设计变量的结构尺寸参数；

从上式可以看出，结构重量、机翼升力、制造成本，与各个变量之间存在着比较复杂的耦合关系，为了更好地表达与设计变量有关的直接成本(doc^*)与各变量之间(尺寸、布局、气动外形、几何等参数)的关系，将上式进行解耦：

doc^*＝α1(m(l(x^*),p))+α2(d(s,p))+α3(c(m(l(x^*),p),a(l,p,r),b(l,p,q)))

再次将制造成本部分进行解耦，定义成如下函数关系：

doc^*＝α1(m(l(x^*),p))+α2(d(s,p))

+α3(γ1(m(l(x^*),p),γ2a(l,p,r),γ3b(l,p,q)))

将函数顺序进行调整如下：

doc^*＝{α1(m(l(x^*),p))+α3(γ1(m(l(x^*),p))}+α2d(s,p)

+α3(γ2a(l,p,r),γ3b(l,p,q))

可以看出：表达式中a(l,p,r),b(l,p,q)分别表示装配相关的成本和加工制造相关的成本，当机翼几何参数p变化不大时，a(l,p,r),b(l,p,q)与结构布置参数l强相关。

在结构装配工艺方法与参数r中需要引入结构部件特征长度，部件特征长度的定义方式如图5所示。对长桁等一维单元，其部件特征长度定义为其单元长度。对于大梁一维单元，高度较高不能忽略其高度特征，故其部件特征长度定义为上缘条与下缘条之和。对于梁和肋腹板二维单元，其部件特征长度定义为四边长与其开孔长度总各。对蒙皮二维单元，因为装配时与梁、肋、长桁进行装配，这些装配成本已经计入总成本，故在本模型中蒙皮特征长度为零。

飞行器结构各部件重量的计算按机翼和机身分别进行计算，机翼结构重量分为上壁板、下壁板、梁、连接等部件，分别计算其重量，机身结构也是采取类似的方法。

本申请的可重构结构多层次优化设计方法，通过将设计变量进行分层处理，然后选用不同的优化手段进行组合得到最优的结构设计，节约成本。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。