飞行器结构参数设计方法与流程

本发明涉及航空、航天等军工领域先进轻量化飞行器总体结构参数设计技术领域，尤其涉及一种飞行器结构参数设计方法。

背景技术：

高速飞行器是航空、航天发展的重要方向，具有重大战略意义和重要经济社会价值。随着飞行速度和飞行时间的大幅提升，一方面结构系统各个指标之间耦合交联，提出合理的设计指标工作变得困难，另一方面对各个指标提出更高的要求，同时伴随着持续的竞争态势，设计与论证周期大大压缩，如何在方案论证阶段，短期内高效获得一组经过优化且可实现的结构系统设计指标，变得至关重要。

目前，飞行器总体结构指标主要参考以往亚声速以及超音速飞行器设计指标，先大致确定一组指标，结构设计人员结合以往设计开展一轮结构建模，开展强度、刚度、稳定性等仿真分析计算，不满足指标的话调整一轮指标，再开展一轮结构设计，如此反复几轮确定总体结构设计指标，往往周期较长，且要投入较多的人力。

技术实现要素：

本发明提供了一种飞行器结构参数设计方法，能够解决现有技术中飞行器结构指标设计周期长、人力成本高的技术问题。

本发明提供了一种飞行器结构参数设计方法，飞行器结构参数设计方法包括：步骤一，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；步骤二，建立飞行器的简化有限元模型并向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，根据正交试验表格中的试验因素和评价指标建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；步骤三，根据正交试验设计出的数值试验算例，对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算并保证数值试验算例的结果收敛；步骤四，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析以获得正交试验的优水平和优组合；步骤五，根据所获取的优组合参数对飞行器进行参数化模型重构，对重构后的飞行器的参数化模型开展参数优化以获得方案论证阶段的结构模型。

进一步地，步骤一具体包括：参考已有类似飞行器结构系统已达到指标，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格。

进一步地，步骤二具体包括：从飞行器的气动外形中提取出承载结构空间以建立飞行器的简化有限元模型，向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，以正交试验表格中的试验因素的取值作为约束以及以正交试验表格中的评价指标为目标，建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型。

进一步地，飞行器的试验因素包括关键位置最大位移、结构质量、系统频率或质心，飞行器的评价指标包括系统应变能、最大变形或结构质量。

进一步地，在步骤二中，向简化有限元模型上施加的载荷为飞行器在地面阶段、运输吊挂阶段以及飞行阶段中的最大载荷。

进一步地，步骤三具体包括：根据正交试验设计出的数值试验算例，利用求解器对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算工作，如果某一数值试验算例的结果不收敛，通过调整正交试验表格中试验因素的取值区间，以保证数值试验算例的结果收敛。

进一步地，在步骤四中，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析的分析方法包括单因素分析方法、交互分析方法和极差分析方法。

进一步地，步骤五具体包括：以优组合参数所获得的拓扑优化结果为基准，设定合理的密度阈值，重构飞行器的cad模型并建立飞行器的参数化有限元模型；以优组合参数作为约束，以正交试验的评价指标作为目标，使用求解器对飞行器的参数化有限元模型进行参数优化以获得各个参数的优选值；根据各个参数的优选值对飞行器的cad模型进行调整以获得方案论证阶段的结构模型。

进一步地，密度阈值的范围为0.2至0.4。

进一步地，求解器包括optistruct求解器或isight求解器。

应用本发明的技术方案，提供了一种飞行器结构参数设计方法，该方法结合正交试验设计和拓扑优化算法的优势，对飞行器结构系统系列指标进行匹配，通过有限数值算例的分析，能够获得指标之间的优组合，以实现指标之间的优化匹配并提高论证效率。本发明的参数设计方法与现有技术相比，能够有效解决传统方法设计周期长、开发费用高的问题，能够满足未来高指标航空航天飞行器结构方案快速迭代闭合的需求，在实际工程领域具有较好的实用价值。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器结构参数设计方法的流程图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器的简化结构示意图；

图3示出了图2中提供的飞行器的正视图；

图4示出了图2中提供的飞行器的俯视图；

图5示出了图2中提供的飞行器的左视图；

图6示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器的有限元模型的示意图；

图7示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器优组合拓扑优化结果的示意图；

图8示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器优化后模型刚度分析结果的示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1至图8所示，根据本发明的具体实施例，提供了一种飞行器结构参数设计方法，该飞行器结构参数设计方法包括：步骤一，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在总体初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格；步骤二，建立飞行器的简化有限元模型并向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，根据正交试验表格中的试验因素和评价指标建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型；步骤三，根据正交试验设计出的数值试验算例，对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算并保证数值试验算例的结果收敛；步骤四，对正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析以获得正交试验的优水平和优组合；步骤五，根据所获取的优组合参数对飞行器进行参数化模型重构，对重构后的飞行器的参数化模型开展参数优化以获得方案论证阶段的结构模型。

应用此种配置方式，提供了一种飞行器结构参数设计方法，该方法结合正交试验设计和拓扑优化算法的优势，对飞行器结构系统系列指标进行匹配，通过有限数值算例的分析，能够获得指标之间的优组合，以实现指标之间的优化匹配并提高论证效率。本发明的参数设计方法与现有技术相比，能够有效解决传统方法设计周期长、开发费用高的问题，能够满足未来高指标航空航天飞行器结构方案快速迭代闭合的需求，在实际工程领域具有较好的实用价值。

进一步地，在本发明中，为了对飞行器进行结构参数设计，首先需要获取飞行器的正交试验表格。其中，在本发明中，步骤一具体包括：参考已有类似飞行器结构系统已达到指标，确定飞行器的总体初步论证参数，根据正交试验方法，在初步论证参数的临近区间设计一组结构总体参数以形成正交试验表格。

作为本发明的一个具体实施例，针对某一设定飞行器，如图2至图5所示，针对影响整体性能的质量、频率、x向重心和y向重心，参考已有类似飞行器结构系统已达到指标，确定总体初步论证参数，本实施例中的总体初步论证参数包括飞行器的质量、频率、x向重心、y向中心以及系统应变能。根据正交试验方法，在总体初步论证参数临近区间设计一组结构总体参数，形成正交试验表格(正交试验表格查询已有表格，方便后续数据分析)，具体见表1所示。其中，对于不确定的参数可以给定相对较为宽泛的区间，对于已经有以往参考，或基本确定的参数，可适当缩小区间。在本发明中，见表1所示，质量以所占飞行器总体的质量占比来表示，x向重心以所占飞行器总长的百分比来表示。

表1正交试验表

具体地，正交试验设计是研究多因素多水平的一种设计方法，它根据正交性从全面试验中挑选出部分具有代表性的点进行试验，这些有代表性点具备了“均匀分散、齐整可比”的特点，正交试验设计是分析因式设计的主要方法，是一种高效率、快速、经济的试验设计方法。日本著名统计学家田口玄一将正交试验选择的水平组合列成表格，称为正交表。在本发明中，通过应用正交试验方法，在总体初步论证参数临近区间设计一组结构总体参数，形成正交试验表格。本发明的此种方法相比于不采用正交试验设计的方法而言，由于不采用正交试验的设计方法需要对各个指标的取值进行排列组合计算，因此数值试验算例数量比较庞大。本发明通过采用正交试验方法，能够有效减少数值试验的数量，达到节约计算成本，提高效率的目的。

进一步地，在本发明中，步骤二具体包括：从飞行器的气动外形中提取出承载结构空间以建立飞行器的简化有限元模型，向简化有限元模型上施加载荷，在施加载荷后的简化有限元模型的基础上，以正交试验表格中的试验因素的取值作为约束以及以正交试验表格中的评价指标为目标，建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型。

具体地，在本发明中，根据飞行器气动外形进行适当的简化，针对飞行器使用环境选择具有覆盖性的载荷工况并施加到有限元模型上，根据正交试验表格中的试验因素(如关键位置最大位移，如飞行器前缘的最大位移、结构质量、系统频率、重心等)和评价指标(系统应变能、最大变形、结构质量等)，建立用于飞行器结构三维拓扑优化设计的优化设计模型。其中，向简化有限元模型上施加的载荷具体为飞行器在地面阶段、运输吊挂阶段以及飞行阶段中的最大载荷。

作为本发明的一个具体实施例，在步骤二中，从飞行器的气动外形中提取出承载结构空间，去除如热防护、侧边条等非主要承载的功能部件，作为后续三维拓扑优化设计空间，根据整个使用周期筛选各个阶段的最大载荷工况，使用如hypermesh等软件进行有限元模型的前处理、求解计算以及后处理以建立飞行器的有限元模型，其中，有限元模型的前处理包括网格划分、加载荷、加边界条件以及材料属性等。以正交试验表格中的试验因素的取值作为约束以及以正交试验表格中的评价指标为目标，建立与正交试验表格相匹配的多个拓扑优化试验模型。具体地，当正交试验表格见表1所示时，此时根据三因素、四水平可建立与正交设计表格匹配的九个拓扑优化试验模型，每一个拓扑优化试验模型对应一个数值试验算例。具体地，正交试验的九个数值试验算例见表2所示。

表2l9(3⁴)正交试验试验样本

进一步地，在本发明中，步骤三具体包括：根据正交试验设计出的数值试验算例，利用求解器对多个拓扑优化试验模型进行拓扑优化计算工作，如果某一数值试验算例的结果不收敛，通过调整正交试验表格中试验因素的取值区间，以保证数值试验算例的结果收敛。

具体地，在本发明中，拓扑优化是一种根据给定的负载情况、约束条件和性能指标，在给定的区域内对材料分布进行优化的数学方法，其是结构优化的一种。在步骤三中，根据正交试验设计出的数值试验算例，逐个对拓扑优化试验模型开展拓扑优化计算工作，如果某一数值试验算例的结果不收敛，调整正交试验表格中各个试验因素的数值以保证数值试验算例收敛，结果有效。

作为本发明的一个具体实施例，根据步骤二中形成的与正交设计表格匹配的多个拓扑优化试验模型，采用如optistruct或abaqus等通用优化求解器开展数值试验，获得评价指标。如果出现个别数值试验算例不收敛情况，适当调整正交试验各试验因素的取值区间，保证各个数值试验算例的结果有效。

进一步地，在本发明的步骤四中，根据正交试验的数值试验算例的结果进行数据分析，数据分析的分析方法包括单因素分析方法、交互分析方法和极差分析方法。通过对数值试验算例的结果进行数据分析以确定各个因素的优水平和优组合，形成一组性能最优的优组合参数，用于进一步开展参数设计的飞行器结构总体参数，为后续以优组合为基础，开展结构具体参数优化作准备。

在本发明中，为了获得方案论证阶段的结构模型，可将步骤五配置为具体包括：以优组合参数所获得的拓扑优化结果为基准，设定合理的密度阈值，重构飞行器的cad模型并建立飞行器的参数化有限元模型；以优组合参数作为约束，以正交试验的评价指标作为目标，使用求解器对飞行器的参数化有限元模型进行参数优化以获得各个参数的优选值；根据各个参数的优选值对飞行器的cad模型进行调整以获得方案论证阶段的结构模型。

作为本发明的具体实施例，在步骤五中，以优组合参数所获得的拓扑优化结果为基准，设定合理的密度阈值，密度阈值的范围通常为0.2至0.4，考虑结构工艺性、设备安装等要求，重构飞行器的cad模型并建立飞行器的参数化有限元模型，飞行器的参数化有限元模型主要以壳单元为主，根据需要可设计梁模型。接着，以优组合参数为约束，正交试验的评价指标作为目标，以壳单元厚度、梁单元截面参数为设计变量，使用optistruct或abaqus/isight等求解器对飞行器的参数化有限元模型进行参数优化以获得各个参数的优选值；根据各个参数的优选值对飞行器的cad模型进行调整以获得方案论证阶段的结构模型。此处所说的abaqus和isight已集成为一个软件，通过使用该集成求解软件可实现对飞行器的参数化有限元模型的参数优化。

具体地，结构拓扑优化设计研究最早是从1904年michell提出的桁架离散体结构开始，其具有极其重要的理论价值，是验证其它优化方法的最可靠标准之一，但由于该理论不具有通用性，不能用于工程实际。直到1988年bendson和kikuchi两位学者提出了均匀化方法之后，解决了连续体结构的拓扑优化，拓扑优化才得以快速发展。变密度法是受均匀化方法的启发而发展的。变密度主要的核心是人为假定的材料弹性模量与相对密度之间的一种伪密度关系，由于其在求解效率上的优势，普遍用于大型商业优化软件。在本发明中，通过采用变密度法拓扑优化算法开展飞行器结构整体材料分布走向及传载优化工作，以此为基础开展进一步的具体舱段结构设计工作，此种方式能够在方案阶段保证飞行器结构系统的先进性和传载高效性。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至图8对本发明的飞行器结构参数设计方法进行详细说明。

如图1至图8所示，根据本发明的具体实施例提供了一种飞行器结构参数设计方法，该设计方法包括以下几个步骤。

步骤一：针对某飞行器，具体如图2至图5所示，针对影响飞行器整体性能的质量、频率、x向重心和y向重心，参考已有类似飞行器结构系统已达到指标，确定总体初步论证参数，根据正交试验方法，在初步论证参数临近区间设计一组结构总体参数，形成正交试验表格(正交试验表格查询已有表格，方便后续数据分析)，具体见表1所示。其中，对于不确定的参数可以给定相对较为宽泛的区间，对于已经有以往参考或基本确定的参数，可适当缩小区间。

步骤二：根据飞行器气动外形进行适当的简化，从飞行器气动外形中提取出承载结构空间，去除如热防护、侧边条等非主要承载的功能部件，作为后续三维拓扑优化设计空间，根据飞行器整个使用周期筛选各个阶段的最大载荷工况，使用如hypermesh等软件建立飞行器的有限元模型，具体如图6所示，飞行器的有限元模型中大部分使用了六面体单元，局部使用了四面体单元。接着，将最大载荷工况施加到飞行器的有限元模型上，根据正交试验表格中的试验因素(质量、频率、x向重心和y向重心)和评价指标(系统应变能)，以正交试验表格设计出的各试验因素取值为约束，以正交设计表格评价指标作为目标，建立用于飞行器结构三维拓扑优化设计的与正交设计表格相匹配的九个拓扑优化设计模型。

步骤三：根据正交试验设计出的数值试验算例(见表2所示)，采用optistrut通用优化求解器对九个拓扑优化试验模型逐个开展拓扑优化计算工作获得收敛的质量、频率、x向重心、y向重心及应变能参数。如果所获得的评价指标出现不收敛的情况，适当调整正交试验各试验因素的取值区间，以保证各个数值试验结果有效。

步骤四：根据正交试验算例计算的结果，开展与正交试验相匹配的数据分析，如单因素分析、交互分析、极差分析等，获得正交试验的优水平和优组合，形成一组性能最优的优组合参数，用于进一步开展参数设计的飞行器结构总体参数，本实施例所获得的优组合为a3b2c3d3，即优组合为质量30％、频率15hz、x向重心50％、y向重心-50mm。

步骤五：根据形成的优组合参数，进行参数化模型重构，开展参数优化工作，获得方案论证阶段结构模型。具体为以优组合获得的拓扑优化结果为基准，设定合理的密度阀值，设定密度阀值为0.3，具体如图7所示。将此密度阀值以上单元导出为struref.stl文件，进一步将struref.stl导入ug软件开展几何重构，并建立参数化有限元模型，该有限元模型全部为壳单元。再以质量30％、频率15hz、x向重心50％、y向重心-50mm为约束，应变能最小为目标，以壳单元厚度为设计变量，使用optistruct求解器开展参数优化，获得各个参数的优选值，最后对参数优化后结构进行刚度性能分析，具体如图8所示。

综上所述，本发明提供了一种正交试验结合拓扑优化的飞行器结构参数设计方法，该方法能够获得指标之间的优组合，使得飞行器指标性能最优，以此开展进一步舱段设计，达到优化复杂飞行器结构系统指标，提高结构系统方案论证指标闭合效率的目的，缩短人力和时间成本投入。本发明的飞行器结构参数设计方法与现有技术相比具有以下几点优点。

第一，本发明的飞行器结构参数设计方法通过采用正交试验方法，在初步论证参数临近区间设计一组结构总体参数，形成正交试验表格，此种方式能够减少数值试验的数量，达到节约计算成本、提高效率的目的。

第二，本发明采用拓扑优化算法开展飞行器结构整体材料分布走向及传载优化工作，以此为基础开展进一步的具体舱段结构设计工作，此种方式能够在方案阶段保证飞行器结构系统的先进性和传载高效性。

第三，本发明采用结构优化算法开展结构系统指标匹配工作，能够有效实现结构减重，减少材料消耗。

第四，本发明的飞行器结构参数设计方法采用正交试验结合拓扑优化设计，形成结构系统指标优组合，在此基础上以优组合为基础开展部件参数优化，对于部件结构传载设计有一定的指导意义，能够缩短部件设计周期，提高部件承载效率。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。