一种飞行器金属结构舵面模态优化方法与流程

1.本发明涉及一种飞行器金属结构舵面模态优化方法，属于飞行器结构机构设计领域。


背景技术：

2.随着飞行器设计要求的日益提高，且服役环境异常严酷，大翼展、大舵面飞行器应运而生。大翼展、大舵面飞行器面对这异常严酷的服役环境，首先要解决的便是飞行器舵面强度问题，在传统金属结构舵面结构的设计过程中，通过采用强度作为约束条件进行优化，但由于大翼展、大舵面飞行器结构复杂，又面临着降成本、减重量等要求，该优化方式存在计算效率低，约束条件单一，不能满足多种复杂约束条件下飞行器金属舵面结构优化，即不能将飞行器设计各个上游专业融合在一起，只能针对单一专业指标进行优化。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种飞行器金属结构舵面模态优化方法，解决了现有舵面结构优化过程复杂，精度较低的技术问题，本发明提高了计算精度、减少了计算时间，能够有效节约人力成本。
4.为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
5.一种飞行器金属结构舵面模态优化方法，包括：
6.s1建立基于舵面结构参数的舵面有限元模型；
7.s2建立舵面的模态理论公式；
8.s3建立约束条件，所述约束条件包括模态约束；
9.s4以重量最小为优化目标，以舵面参数为设计变量，利用所述约束条件对舵面有限元模型进行优化，得到优化后的舵面结构参数，根据优化后的舵面结构参数确定舵面结构。
10.进一步的，舵面结构参数包括舵轴截面尺寸、舵面蒙皮厚度或长桁截面尺寸。
11.进一步的，舵面的模态理论公式为：
12.xi＝d
i sin(w
oi
t+fi)
13.其中，xi为舵面的第i阶模态，i＝1，2，
……
，n，di为第i阶振动形态，fi为第i阶主振型，w
oi
为第i阶固有频率，t为时间。
14.进一步的，所述约束条件还包括强度约束和变形约束。
15.进一步的，模态约束为第一阶模态约束和第二阶模态约束。
16.进一步的，对舵面有限元模型进行优化时所用优化算法为模拟退火、单纯形法、禁忌搜索或粒子群算法。
17.进一步的，有限元模型为利用nastran建立的bdf类型文件。
18.进一步的，在bdf类型文件中增加优化算法，实现对舵面有限元模型的优化。
19.本发明与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
20.(1)本发明系统的提出了飞行器金属结构舵面模态优化的方法，并结合有限元理论、模态分析理论、多自由度阻尼系统理论、结构稳定性理论，结合不同优化算法，提高了计算精度、减少了计算时间，为结构设计人员在结构设计中缩短研制时间；
21.(2)本发明将理论与应用结合为一体，建立一个完整的飞行器复杂金属结构舵面模态优化的方法；
22.(3)本发明在约束条件中加入了一阶模态，二阶模态、稳定性、变形等内容，相比于传统的只以强度为约束条件，本发明将多个专业需求指标融合在一起，进行结构优化减重，使结构优化后方案更具备可行性，可以满足多个专业同时使用。
附图说明
23.图1为本发明飞行器金属结构舵面模态优化方法流程图；
24.图2为本发明实施例中设计参数示意图；
25.图3为本发明实施例中设计参数迭代过程示意图；
26.图4为本发明实施例中总重量迭代过程示意图。
具体实施方式
27.下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
28.在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
29.行器复杂金属结构舵面模态优化在工程实践中有着十分强烈的需求。本发明通过飞行器复杂金属结构舵面模态优化，最终提高结构各项性能指标。在飞行器复杂金属结构舵面模态优化的工程实际应用中，面临两个主要问题。一个是目前商用的大型有限元软件中结构优化模块没有嵌入算法，优化效率低。二是目前商用大型有限元软件中结构优化模块优化变量、约束单一，无法完成负责的优化任务。因此，为了提高效率，嵌入合适的优化算法，需要一种基于nastran的飞行器金属结构舵面模态优化方法。
30.本发明飞行器金属结构舵面模态优化方法，以舵面结构重量最小为优化目标，以舵面结构一阶模态、二阶模态、变形、强度等为约束条件，以舵面蒙皮厚度、舵轴截面尺寸为设计变量，实现了飞行器金属结构舵面模态优化方法，便于结构设计人员使用。
31.本发明根据所需要优化的金属结构在patran中建立金属结构飞行器舵面有限元模型，并根据金属舵面结构设置优化目标、约束条件、设计变量等优化参数，生成适用于nastran求解器的bdf计算文件，之后用pcl语言嵌入优化算法，并对优化目标、约束条件、设计变量等细化，最后生成可以用于nastran调用的金属结构飞行器舵面优化模型文件，从而完成对飞行器金属结构舵面模态优化方法。具体内容如下：
32.步骤一：根据飞行器金属结构舵面，基于其不同舵轴、舵面骨架形式，在patran中建立适用于nastran结构优化的有限元模型，并生成bdf文件。
33.步骤二：根据所建立的有限元模型对其bdf文件进行修改，嵌入优化算法，细化优化目标、约束条件、设计变量等内容。
34.步骤三：将bdf提交nastran进行迭代，从而完成飞行器金属结构舵面模态优化。
35.实施例：
36.本发明首先根据所需要优化的金属结构在patran中建立金属结构飞行器舵面有限元模型，并根据金属舵面结构设置优化目标、约束条件、设计变量等优化参数，生成适用于nastran求解器的bdf计算文件，之后用pcl语言嵌入优化算法，并对优化目标、约束条件、设计变量等细化，最后生成可以用于nastran调用的金属结构飞行器舵面优化模型文件，从而完成对飞行器金属结构舵面模态优化方法。如图1，具体内容如下：
37.(a)根据飞行器金属结构舵面，基于其不同舵轴、舵面骨架形式，在patran中建立适用于nastran结构优化的有限元模型，并生成bdf文件。
38.(a1)根据飞行器金属舵面结构方案，在patran中建立适用于nastran结构优化的有限元模型，并生成bdf文件。
39.(a2)根据模态理论，得出适用于金属结构舵面模态优化的一阶模态、二级模态理论公式，推导过程如下所示。
40.根据特征矢量正交性，n个线性无关的特征矢量fi构成一个n维矢量空间的完备正交基，称这一n维n空间为模态空间或模态坐标系。对于实模态系统，以n个模态矢量构造的模态空间为实线性空间。设物理坐标中矢量x在模态坐标系中的模态坐标为yi(i＝1，2，...，n)则
[0041][0042]
上式是以f为变换矩阵的线性变换，反映了物理坐标系与模态坐标系间的关系，也成为模态展开定理。
[0043]
利用模态矢量的正交性，在式左乘f
t
，可得
[0044][0045]
式中，diag为对角矩阵。
[0046]
mi为系统质量
[0047]
上式表明，在模态坐标系中，无阻尼自由振动方程变成一组解耦的振动微分方程，正则形式为
[0048][0049]
根据初始条件，有下式成立
[0050][0051][0052]
得模态坐标系中结构的自由响应为
[0053]
yi＝y
i sin(w
oi
+fi)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0054]
其中w
oi
为固有频率
[0055][0056]
是与初始条件有关的常量。
[0057]
因此可得，物理坐标中的自由响应
[0058][0059]
其中
[0060]di
＝fiyi，i＝1，2，...，n
[0061]
如果系统以某阶固有频率振动，则自由响应为
[0062]
xi＝d
i sin(w
oi
t+fi)，i＝1，2，...，n
ꢀꢀꢀ
(9)
[0063]
此即无阻尼系统的主频率，根据式(9)可知，yi是与初始条件相关的常量，则di∞fi。可见，系统以某阶固有频率w
oi
作自由振动时，振动形态di与主振型fi完全相同。式(9)为适用于金属结构舵面模态优化的第i阶模态理论公式。
[0064]
(b)根据所建立的复杂金属结构飞行器舵面有限元模型生成的bdf文件，对其进行修改，细化舵轴截面尺寸，舵面蒙皮厚度，设置一阶模态、二阶模态、变形、强度等参数阈值，并嵌入模拟退火、单纯形法、禁忌搜索、粒子群算法等优化算法。如下所示：
[0065]
(b1)根据不同飞行器金属舵面结构形式、任务剖面、载荷工况要求等内容选择不同优化算法进行嵌入，如模拟退火、单纯形法、禁忌搜索、粒子群算法等，细化舵轴截面尺寸，舵面蒙皮厚度，设置一阶模态、二阶模态、变形、强度等参数阈值。
[0066]
(b2)飞行器金属结构舵面模态优化的数学模型为：
[0067]
设计变量：
[0068]
目标函数：min f(x)
[0069]
约束条件：gi(x)＜0
[0070]hj
(x)＝0
[0071]
(b3)根据所要优化的飞行器金属舵面结构方案明确设计变量、目标函数、约束条件,优化方法。
[0072]
本实施例中，
[0073]
优化方法：粒子群算法
[0074]
材料：al7050
[0075]
设计变量：1、舵轴为空心圆结构，内径为r,外径为d；
[0076]
10mm≤r≤d≤40mm
[0077]
2、舵面长桁尺寸,截面尺寸为工字梁，如图2所示，设计变量分别为上梁下表面与下梁上表面之间的距离h、上梁宽l1、下梁宽l2、上梁厚度a，其中
[0078]
5mm≤h≤15mm
[0079]
5mm≤l1≤15mm
[0080]
5mm≤l2≤15mm
[0081]
1mm≤a≤3mm
[0082]
3、舵面蒙皮厚度s
[0083]
1mm≤s≤3mm
[0084]
目标函数：重量最小m
[0085]
约束条件：1、一阶模态:x1＝d
1 sin(w
o1
t+f1)
[0086]
2、二阶模态:x2＝d
2 sin(w
o2
t+f2)
[0087]
3、边界与实际要求相符；
[0088]
4、结构不发生失稳；
[0089]
5、变形、强度均在阈值范围内。
[0090]
(b4)将上述优化方法、设计变量、目标函数、约束条件写入(a1)中生成的bdf文件。
[0091]
(c)将bdf提交nastran进行迭代，迭代7次后完成收敛，从而完成飞行器复杂金属结构舵面模态优化。
[0092]
(c1)自变量、目标函数优化结果前后对比如表1所示
[0093]
表1自变量优化结果
[0094][0095]
(c2)自变量优化迭代过程如图3所示。
[0096]
(c3)由优化结果可知，结构减重53.3％，总重量迭代过程如图4所示。
[0097]
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
[0098]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。