一种飞机机翼结构的优化方法和装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明实施例涉及飞机结构设计技术，尤其涉及一种飞机机翼结构的优化方法和
目.0
【背景技术】
[0002]飞机机翼结构包括:上、下蒙皮、梁腹板、肋腹板、梁缘条、蒙皮加强筋等。其中在求得最优的飞机机翼有限元模型时，会将飞机机翼结构中的上、下蒙皮厚度、梁腹板厚度、肋腹板厚度、梁缘条面积、蒙皮加强筋面积分割成为一定形状和数量通过节点连接的有限元单元，创建飞机机翼有限元模型。
[0003]具体的，如图1所示对飞机机翼上蒙皮划分成3个区域，其中每个区域中包括9个有限元单元，每个区域中的飞机机翼上蒙皮厚度是相同的。在满足飞机机翼有限元模型的结构优化约束条件下求解飞机机翼上蒙皮各个区域的厚度，用同样的方法求得飞机机翼其他结构的面积或者厚度，根据求得飞机机翼结构的面积或者厚度，从而得到飞机机翼有限元模型的重量，选取重量最轻的飞机机翼有限元模型用于后续加工飞机机翼。
[0004]采用上述方法得到的飞机机翼有限元模型中结构的不同区域存在不同的厚度，产生同一结构中的相邻区域的厚度为离散值的情况，然而，实际加工时飞机机翼结构采用连续加工成型，因此，上述方法得到的飞机机翼有限元模型不利于实际连续加工成型飞机机翼。
【发明内容】
[0005]本发明提供一种飞机机翼结构的优化方法和装置，减少了得到飞机机翼有限元模型过程中的需要求解的量，可以加快优化进程，同时用该方法得到的飞机机翼有限元模型更逼近实际飞机机翼连续加工成型的特点，有利于根据飞机机翼有限元模型加工连续成型的飞机机翼。
[0006]第一方面，本发明实施例提供了一种飞机机翼结构的优化方法，根据预设循环次数进行循环，每次循环包括:
[0007]根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；
[0008]如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；
[0009]如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；
[0010]经过所述预设循环次数循环，得到所述预设循环次数飞机机翼重量；
[0011]获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。
[0012]第二方面，本发明实施例还提供了一种飞机机翼结构的优化装置，包括:
[0013]循环模块，根据预设循环次数进行循环，每次循环包括:
[0014]根据全局优化算法确定获取前肋腹板厚度；
[0015]如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；
[0016]如果所述前肋腹板厚度小于等于所述预设厚度，则根据所述全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第二飞机机翼有限元模型包括所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；
[0017]经过所述预设循环次数循环，得到所述预设循环次数飞机机翼重量；
[0018]飞机机翼部件表达式获取模块，获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。
[0019]本发明通过提供了一种飞机机翼结构的优化方法，该方法根据预设循环次数进行循环，每次循环包括:根据全局优化算法确定前肋腹板厚度，当前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，其中第一飞机机翼有限元模型包括前肋腹板厚度和至少一个其他飞机机翼部件表达式；当前肋腹板厚度小于等于预设厚度，根据全局优化算法确定的第二飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算第二飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，第二飞机机翼有限元模型包括至少一个其他飞机机翼部件表达式;经过预设循环次数循环，得到所述预设循环次数中每次的飞机机翼重量;获取所述预设循环次数的飞机机翼重量中的较轻飞机机翼重量对应的至少一个飞机机翼部件表达式。通过用表达式表示飞机机翼部件的厚度、面积等，得到的飞机机翼部件与目前飞机加工采用的连续加工成型更为吻合，同时通过优化表达式中的参数得到飞机机翼部件表达式，可以减少优化变量，加快飞机机翼结构的优化进程。
【附图说明】
[0020]图1为现有技术提供的飞机机翼上蒙皮的分区结构示意图；
[0021 ]图2A是本发明实施例一提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图；
[0022]图2B为本发明实施例一提供的上蒙皮、下蒙皮和蒙皮加强筋的结构示意图；
[0023]图2C为本发明实施例一提供的前肋腹板和肋腹板的结构示意图；
[0024]图2D为本发明实施例一提供的梁缘条和梁腹板的结构示意图；
[0025]图3为本发明实施例二提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图；
[0026]图4为本发明实施例三提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图；
[0027]图5为本发明实施例五提供的飞机机翼结构的优化装置的结构示意图。
【具体实施方式】
[0028]下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
[0029]实施例一
[0030]图2A为本发明实施例一提供的飞机机翼结构的优化方法的流程图，本实施例可适用于对飞机机翼进行优化的情况，该方法可以用程序执行，具体包括如下步骤:
[0031]步骤110、根据预设循环次数进行循环，每次循环包括:根据全局优化算法确定前肋腹板厚度；
[0032]具体的，在优化软件的用户界面设定预设循环次数，例如可以设定为1000次，每次循环执行时，首先要确定前肋腹板厚度，以便根据该厚度找到指定的飞机机翼有限元模型，并对飞机机翼结构进行优化，得到满足要求的飞机机翼有限元模型。其中应用MSC.Patran的PCL代码建立飞机机翼有限元模型。
[0033]MSC.Patran是集几何访问、有限元建模、分析求解及数据可视化于一体的框架式软件系统。
[0034]PCL(MSC.Patran Command Language)语言是MSC.Patran的一种高级的、模块化结构的编程语言和用户自定义工具。
[0035]步骤120、如果所述前肋腹板厚度大于预设厚度，则根据全局优化算法确定的第一飞机机翼有限元模型的至少一个其他飞机机翼部件表达式中的参数，计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，所述第一飞机机翼有限元模型包括所述前肋腹板厚度和所述至少一个其他飞机机翼部件表达式；
[0036]初始时，在MSC.Patran的用户界面建立三维坐标系，第一飞机机翼有限元模型的飞机机翼部件的坐标都可以表示出来。全局优化算法可以使用iSIGHT软件的全局优化算法。
[0037]其中计算所述第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量时:运用前肋腹板厚度和用表达式表示的其他飞机机翼部件中的至少一个参数将飞机机翼重量表示出来，然后计算第一飞机机翼有限元模型对应的飞机机翼重量，其中至少一个参数表示飞机机翼部件表达式中的参数中的至少一个(具体的可以是多项式中的一个参数或者不止一个参数，可以包括前肋腹板厚度)。
[0038]在步骤110之后，判断前肋腹板厚度是否大于预设厚度，其中预设厚度可以设置为0.01mm,如果前肋腹板厚度大于0.0lmm,则进入第一飞机机翼有限元模型。
[0039]具体的，在根据全局优化算法确定前肋腹板厚度之后，还包括:
[0040]根据确定的前肋腹板厚度以及下述至少一个其他飞机机翼部件构造所述第一飞机机翼有限元模型:
[0041]上蒙皮厚度的二次多项式、下蒙皮厚度的二次多项式、梁腹板厚度的一次多项式、肋腹板厚度的一次多项式、梁缘条面积的一次多项式或蒙皮加强筋面积的一次多项式。
[0042]其中，前肋腹板厚度为常值函数整个优化过程前肋腹板厚度总是常值函数，但是前肋腹板厚度可以变