考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法及飞行器与流程

本发明涉及航空航天行业的结构轻量化设计的技术领域，尤其涉及一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法及飞行器。

背景技术：

结构减重和结构性能提升是结构设计，尤其是飞行器结构设计永恒的主题，伴随着近些年结构优化算法及优化商业软件的不断完善，以及大规模计算能力的不断提升，促进了优化技术与结构设计的有机融合。

目前，结构优化的应用尚处于探索阶段，缺少足够的设计方支撑应用，经常会出现拓扑优化列式能够收敛，但尺寸优化列示不能收敛的情况，需要在拓扑优化和尺寸优化来两个步骤之间不断进行多次迭代才能得到可指导结构建模的结果，优化效率不高。

技术实现要素：

本发明提供了一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法及飞行器，能够解决现有技术中飞行器结构优化过程中的迭代反复次数多、效率低的技术问题。

根据本发明的一方面，提供了一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法，多步骤结构优化设计方法包括：步骤一，根据飞行器的结构功能需求及性能要求，确定飞行器的结构设计指标需求及设计空间；步骤二，基于飞行器的结构设计指标需求及设计空间，确定飞行器的优化设计目标和约束指标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立拓扑优化求解方程；步骤三，在步骤二中的拓扑优化求解方程的基础上，向约束指标施加修正系数，根据修正后的约束指标建立考虑修正因子的拓扑优化求解方程；步骤四，在步骤三中的考虑修正因子的拓扑优化求解方程的基础上对飞行器开展结构拓扑优化以获得拓扑优化结果，在所获得的拓扑优化结果的基础上施加设定的密度阈值以输出用于模型重构的拓扑优化构型参考结果；步骤五，根据拓扑优化构型参考结果对飞行器进行拓扑优化重构以获得飞行器的几何模型，在飞行器的几何模型的基础上建立飞行器的参数优化模型；步骤六，在飞行器的参数优化模型的基础上，根据飞行器的优化设计目标以及不考虑修正因子的指标作为约束指标以建立参数优化求解方程；步骤七，根据参数优化求解方程对飞行器进行参数优化，以形成用于指导飞行器结构设计的结构参数结果。

进一步地，在步骤一中，飞行器的结构功能需求包括结构防热、设备安装和燃油装载，飞行器的性能要求包括结构质量、最大变形和频率，飞行器的结构设计指标需求包括飞行器的结构质量小于或等于a、控制点的最大位移小于或等于b以及结构基频大于或等于c，设计空间包括飞行器的气动外形空间中除防热层厚度区域、非承载边条、设备安装空间、燃油装载空间和发动机安装空间以外的空间。

进一步地，步骤二具体包括：基于飞行器的结构设计指标需求及设计空间，以飞行器的各个单元的密度xi作为拓扑优化变量，飞行器的结构质量m、控制点最大位移u和结构基频作为约束指标，飞行器在多个工况下的加权应变能c作为优化设计目标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立飞行器拓扑优化求解方程，拓扑优化求解方程为其中，wi为多个工况下的权重系数，e为材料模量，εi(u)为第i个单元对应的单元应变，v为结构体积，k(x)为刚度矩阵。

进一步地，飞行器的多个工况包括地面支撑、吊挂、运输和飞行。

进一步地，修正系数γ的取值范围为1.1至1.2，考虑修正因子的拓扑优化求解方程为

进一步地，设定的密度阈值范围为0.3至1。

进一步地，步骤五具体包括：根据拓扑优化构型参考结果对飞行器进行拓扑优化重构以获得飞行器的三维几何模型，对飞行器的三维几何模型进行简化以将三维几何模型转化为由二维壳单元和梁单元组成的参数优化模型。

进一步地，步骤六具体包括：在飞行器的参数优化模型的基础上，以各个需要优化的结构参数yi作为设计变量，飞行器的结构质量m、控制点最大位移u和结构基频作为约束指标，飞行器在多个工况下的加权应变能c作为优化设计目标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立参数优化求解方程，参数优化求解方程为

进一步地，需要优化的结构参数包括壳单元厚度和梁单元截面参数。

根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器采用如上所述的考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法进行结构设计。

应用本发明的技术方案，提供了一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法，该方法通过在拓扑优化和尺寸优化两个步骤获得结构最优承载参数，用以指导结构建模，并且在拓扑优化阶段考虑变密度法拓扑优化方法结果不可避免的中间密度单元导致的模型重构中的信息丢失，给定约束指标一定的修正系数，使得尺寸优化阶段更容易收敛。本发明的此种方法与现有技术相比，有效避免了拓扑优化结果能够收敛，依据此结果建模得到的参数优化模型不能收敛的情况，减少甚至避免多次反复在拓扑优化→重构建模→尺寸优化三个步骤之间迭代，提高了优化迭代效率。

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考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法的流程框图。

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所示，根据本发明的具体实施例提供了一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法，该多步骤结构优化设计方法包括：步骤一，根据飞行器的结构功能需求及性能要求，确定飞行器的结构设计指标需求及设计空间；步骤二，基于飞行器的结构设计指标需求及设计空间，确定飞行器的优化设计目标和约束指标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立拓扑优化求解方程；步骤三，在步骤二中的拓扑优化求解方程的基础上，向约束指标施加修正系数，根据修正后的约束指标建立考虑修正因子的拓扑优化求解方程；步骤四，在步骤三中的考虑修正因子的拓扑优化求解方程的基础上开展结构拓扑优化以获得拓扑优化结果，在所获得的拓扑优化结果的基础上施加设定的密度阈值以输出用于模型重构的拓扑优化构型参考结果；步骤五，根据拓扑优化构型参考结果进行拓扑优化重构以获得飞行器的几何模型，在飞行器的几何模型的基础上建立飞行器的参数优化模型；步骤六，在飞行器的参数优化模型的基础上，根据飞行器的优化设计目标以及不考虑修正因子的指标作为约束指标以建立参数优化求解方程；步骤七，根据参数优化求解方程对飞行器进行参数优化，以形成用于指导飞行器结构设计的结构参数结果。

应用此种配置方式，提供了一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法，该方法通过在拓扑优化和尺寸优化两个步骤获得结构最优承载参数，用以指导结构建模，并且在拓扑优化阶段考虑变密度法拓扑优化方法结果不可避免的中间密度单元导致的模型重构中的信息丢失，给定约束指标一定的修正系数，使得尺寸优化阶段更容易收敛。本发明的此种方法与现有技术相比，有效避免了拓扑优化结果能够收敛，依据此结果建模得到的参数优化模型不能收敛的情况，减少甚至避免多次反复在拓扑优化→重构建模→尺寸优化三个步骤之间迭代，提高了优化迭代效率。

进一步地，在本发明中，考虑实际使用情况，在步骤一中，飞行器的结构功能需求包括结构防热、设备安装和燃油装载，飞行器的性能要求包括结构质量、最大变形和频率，飞行器的结构设计指标需求包括飞行器的结构质量小于或等于a、控制点的最大位移小于或等于b以及结构基频大于或等于c，设计空间包括飞行器的气动外形空间中除防热层厚度区域、非承载边条、设备安装空间、燃油装载空间和发动机安装空间以外的空间。

作为本发明的一个具体实施例，在步骤一中，根据飞行器的结构防热、设备安装和燃油装载等结构功能需求以及结构质量、最大变形和频率等性能要求，将飞行器气动外形中防热层厚度区域、非承载边条、设备安装空间、燃油装载空间、发动机安装空间等功能区域去除，保留几何部分作为设计空间，确定飞行器的结构质量小于或等于a、控制点的最大位移小于或等于b以及结构基频大于或等于c作为飞行器的结构设计指标需求。其中，在本发明中，控制点一般关注两种地方，一种是飞行器前段相对于后端，反映整体变形，一种是可能产生较大变形的局部，这两类位置作为控制点。

进一步地，在本发明中，在确定了飞行器的结构设计指标需求及设计空间后，需要建立飞行器的拓扑优化求解方程。步骤二具体包括：基于飞行器的结构设计指标需求及设计空间，以飞行器的各个单元的密度xi作为拓扑优化变量，飞行器的结构质量m、控制点最大位移u和结构基频作为约束指标，飞行器在多个工况下的加权应变能c作为优化设计目标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立飞行器拓扑优化求解方程，拓扑优化求解方程为其中，wi为多个工况下的权重系数，e为材料模量，εi(u)为第i个单元对应的单元应变，v为结构体积，k(x)为刚度矩阵。

具体地，在本发明中，步骤二是建立拓扑优化求解数学方程，没有考虑修正系数，针对飞行器的设计几何空间进行离散，以单位密度为设计变量(变密度法，拓扑优化设计变量时单元密度)，确定飞行器的优化设计目标和约束指标，建立飞行器的拓扑优化求解方程。作为本发明的一个具体实施例，飞行器的多个工况包括地面支撑、吊挂、运输和飞行。

进一步地，在本发明中，由于在进行飞行器的拓扑优化求解方程建立时使用了变密度法，变密度法在参考拓扑优化结果进行模型重构时，不可能把所有细枝末节的拓扑构型都重构，只能重点重构密度比较高位置，这样就会导致信息丢失。因此，考虑变密度法拓扑优化方法结果不可避免的中间密度单元导致的模型重构中的信息丢失，需要给定约束指标一定的修正系数，使得尺寸优化阶段更容易收敛。具体地，在本发明中，修正系数γ的取值范围为1.1至1.2，考虑修正因子的拓扑优化求解方程为

作为本发明的一个具体实施例，修正系数γ的取值为1.2，考虑变密度法拓扑优化方法结果不可避免的中间密度单元导致的模型重构中的信息丢失，在拓扑优化列示约束指标中增加修正系数1.2，即对于上限约束除以1.2，对于下限约束乘以1.2，最终建立考虑修正因子的拓扑优化求解方程如下：

进一步地，在完成考虑考虑修正因子的拓扑优化求解方程的建立之后，根据该考虑修正因子的拓扑优化方程开展飞行器结构的拓扑优化以获得拓扑优化结果。在该拓扑优化结果的基础上，给定设定的密度阈值以输出用于模型重构的拓扑优化构型参考结果。在本发明中，密度阈值是密度法中表征高度的值，设定的密度阈值范围为0.3至1。

在获取了用于模型重构的拓扑优化构型参考结果之后，需要建立飞行器的参数优化模型。具体地，在本发明中，步骤五包括：根据拓扑优化构型参考结果对飞行器进行拓扑优化重构以获得飞行器的三维几何模型，对飞行器的三维几何模型进行简化以将三维几何模型转化为由二维壳单元和梁单元组成的参数优化模型。应用此种配置方式，通过建立飞行器的三维几何模型，并根据该三维几何模型构建飞行器的参数优化模型，能够在需要调整时方便地调整几何模型，以调整拓扑构型到尺寸优化构型的信息传递。

进一步地，在本发明中，在获取了飞行器的参数优化模型之后，需要建立飞行器的参数优化求解方程。步骤六具体包括：在飞行器的参数优化模型的基础上，以各个需要优化的结构参数yi作为设计变量，飞行器的结构质量m、控制点最大位移u和结构基频作为约束指标，飞行器在多个工况下的加权应变能c作为优化设计目标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立参数优化求解方程，参数优化求解方程为

具体地，在本发明中，由于在进行飞行器的拓扑优化时需要将信息传递到尺寸优化，防止由于中间信息缺失导致尺寸优化不收敛，因此在构建拓扑优化求解方程时需要考虑修正系数。而在进行飞行器的参数优化求解方程的构建中，由于不需要进行进一步地信息传递，因此不需要在约束指标中考虑修正系数。

在构建完成飞行器的参数优化求解方程之后，依据该方程进行飞行器的参数优化，以形成用于指导飞行器结构设计的结构参数结果。其中，在本发明中，需要优化的结构参数包括壳单元厚度和梁单元截面参数。

根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器采用如上所述的考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法进行结构设计。由于本发明的设计方法有效避免了拓扑优化结果能够收敛，依据此结果建模得到的参数优化模型不能收敛的情况，减少甚至避免多次反复在拓扑优化→重构建模→尺寸优化三个步骤之间迭代，提高了优化迭代效率，因此采用本发明的设计方法进行飞行器结构设计，能够极大地提高飞行器的整体性能。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合具体实施例对本发明的考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法进行详细说明。

步骤一，根据飞行器的结构防热、设备安装和燃油装载等结构功能需求以及结构质量、最大变形和频率等性能要求，将飞行器气动外形中防热层厚度区域、非承载边条、设备安装空间、燃油装载空间、发动机安装空间等功能区域去除，保留几何部分作为设计空间，确定飞行器的结构质量小于或等于a、控制点的最大位移小于或等于b以及结构基频大于或等于c作为飞行器的结构设计指标需求。其中，控制点一般关注两种地方，一种是飞行器前段相对于后端，反映整体变形，一种是可能产生较大变形的局部，这两类位置作为控制点。

步骤二，基于飞行器的结构设计指标需求及设计空间，以飞行器的各个单元的密度xi作为拓扑优化变量，飞行器的结构质量m、控制点最大位移u和结构基频作为约束指标，飞行器在多个工况下的加权应变能c作为优化设计目标，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立飞行器拓扑优化求解方程，拓扑优化求解方程为其中，wi为多个工况下的权重系数，各个工况的权重系数wi均取1，e为材料模量，εi(u)为第i个单元对应的单元应变，v为结构体积，k(x)为刚度矩阵。

步骤三，考虑变密度法拓扑优化方法结果不可避免的中间密度单元导致的模型重构中的信息丢失，在拓扑优化列示约束指标中增加修正系数1.2，即对于上限约束除以1.2，对于下限约束乘以1.2，最终建立考虑修正因子的拓扑优化求解方程如下：

步骤四，在步骤三中的考虑修正因子的拓扑优化求解方程的基础上开展结构拓扑优化以获得拓扑优化结果，在所获得的拓扑优化结果的基础上施加大于0.3以上的密度阈值以输出用于模型重构的拓扑优化构型参考结果。

步骤五，根据拓扑优化构型参考结果对飞行器进行拓扑优化重构以获得飞行器的三维几何模型，对飞行器的三维几何模型进行简化以将三维几何模型转化为由二维壳单元和梁单元组成的参数优化模型。

步骤六，在飞行器的参数优化模型的基础上，以各个需要优化的结构参数yi作为设计变量，yi的取值范围为(0,yupp]，yupp根据工艺限制结合以往经验确定，以飞行器的结构质量m、控制点最大位移u和结构基频作为约束指标，不考虑修正系数，飞行器在多个工况下的加权应变能c作为优化设计目标，各个工况的权重系数wi均取1，根据飞行器的优化设计目标和约束指标以建立参数优化求解方程，参数优化求解方程为

步骤七，在构建完成飞行器的参数优化求解方程之后，依据该方程进行飞行器的参数优化，以形成用于指导飞行器结构设计的壳单元厚度和梁单元截面参数等。

综上所述，本发明提供了一种考虑修正因子的多步骤结构优化设计方法，该方法与现有技术相比，具有以下优点。

第一，本发明给出了结构轻量化优化设计的步骤，有利于规范优化设计流程，便于方法的推广，使得优化设计应用到更多部件设计中；

第二，本发明在拓扑优化阶段引入修正因子，开展拓扑优化，在参数优化阶段，不考虑修正因子，能够一定程度弥补变密度法拓扑优化方法结果不可避免的中间密度单元导致的模型重构中的信息丢失的算法问题，减少甚至避免在拓扑优化→重构建模→尺寸优化三个步骤之间迭代，提高优化迭代效率。

第三，本发明中采用优化设计方法指导结构设计，能够最大限度提高材料的利用率，提高结构承载效率，减少材料用量，实现结构的轻量化设计，对于结构设计具有较大指导意义，尤其对于结构减重需求明显的行业意义较大。

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。