一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法

1.一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤一、针对某飞行器的复合材料机翼，利用自适应方法确定该机翼开口的近场区域边界线；步骤二、在开口的近场区域内，通过变换曲线加强筋的数量和分布系数，列举出曲线加强筋的各组配置方式；步骤三、针对每组配置方式中的每条曲线加强筋，初步设定横截面形状为矩形，自行设置高度和厚度；通过计算曲线加强筋的分布函数，得到控制点的具体分布概况；步骤四、根据各组配置方案中每条曲线加强筋的分布控制点，通过双层优化得到最优的曲线加强筋的具体布置结果；双层优化的第一层为整体优化，构建数学模型，获得最优的曲线加强筋的数量以及分布系数；具体如下：步骤a)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；第一代样本点的集合由随机抽取的各组配置方式中的控制点组成；步骤b)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为参数化建模的输入变量，进行数学建模；数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：目标函数：W 总 是机翼的结构总重量，以结构总重量最小化为目标函数；N a 是轴向加强筋的数量；λ as 是轴向加强筋起点或终点的布局系数，λ am 是轴向加强筋中点的布局系数；N c 是环向加强筋的数量；λ cs 是环向加强筋起点或终点的布局系数，λ cm 是环向加强筋中点的布局系数；约束条件： P cl0 是初始设计的极限载荷，P cl 是优化分析后的极限载荷，X j 是第j个设计变量， 是第j个设计变量的下限， 是第j个设计变量的上限；设计变量包括：轴向加强筋的数量N a ；轴向加强筋起点或终点的布局系数λ as ，轴向加强筋中点的布局系数λ am ；环向加强筋的数量N c ；环向加强筋起点或终点的布局系数λ cs ，环向加强筋中点的布局系数λ cm ；步骤c)、执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档；具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；步骤d)、读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；输出是指：曲线加强筋的分布系数与数量；步骤e)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤b，带入数学建模中进行迭代；步骤f)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤b继续循环，直至获得最优结果；在同一层优化中，数学模型不变；通过将优化设计变量反复迭代，满足约束条件的前提下，利用目标函数不断筛选优化设计变量，直至剩下有限数量的最优解：曲线加强筋的数量以及分布系数；双层优化的第二层为局部优化，在得到整体优化后的曲线加强筋的分布系数与数量后，进一步选择和确定每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；具体如下：步骤I)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；第一代样本点的集合由随机抽取的整体优化了分布系数与数量的曲线加强筋的控制点组成；步骤II)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为参数化建模的输入变量，进行数学建模；数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：目标函数：(x as ,y as )是每条轴向加强筋的起点坐标；(x am ,y am )是每条轴向加强筋的中点坐标；(x ae ,y ae )是每条轴向加强筋的终点坐标；h a 是每条轴向加强筋横截面的高度；t a 是每条轴向加强筋横截面的厚度；(x cs ,y cs )是每条环向加强筋的起点坐标；(x cm ,y cm )是每条环向加强筋的中点坐标；(x ce ,y ce )是每条环向加强筋的终点坐标；h c 是每条环向加强筋横截面的高度；t c 是每条环向加强筋横截面的厚度；约束条件： X j' 是第j'个设计变量， 是第j'个设计变量的下限， 是第j'个设计变量的上限；设计变量包括：每条轴向加强筋的起点坐标(x as ,y as )、中点坐标(x am ,y am )、终点坐标(x ae ,y ae )，每条轴向加强筋的横截面的高度h a 和厚度t a ，每条环向加强筋的起点坐标(x cs ,y cs )、中点坐标(x cm ,y cm )、终点坐标(x ce ,y ce )，每条环向加强筋横截面的高度h c 和厚度t c ；步骤III)、执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档；具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；步骤IV)、读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；输出是指：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；步骤V)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤II，带入数学建模中进行迭代；步骤VI)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤II继续循环，直至获得最优结果；最优结果包括：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；步骤五、判断双层优化的结果是否满足优化设计要求：如果是，则输出机翼的优化结构方案；否则，返回步骤四，直至满足优化设计要求；设计要求人为设置，即开口补强后整个机翼结构的屈曲极限载荷满足强度要求；步骤六、对满足优化设计要求的开口补强的复合材料机翼，进行静气弹分析并输出分析结果。 2.如权利要求1所述的一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，其特征在于：所述的步骤三中，曲线加强筋包括开口加强筋、轴向加强筋和环向加强筋；其中，开口加强筋沿开口形状进行环绕式封口布置，轴向和环向加强筋由Bezier曲线来描述，包括起点、终点、中点三个控制点；分布函数表达式为： (x s ,y s )为每条曲线起点控制点的坐标，(x e ,y e )为每条曲线终点控制点的坐标，(x m ,y m )为每条曲线中点控制点的坐标，t∈[0,1]；每条曲线加强筋对应三个控制点的坐标，均由下式计算得到：L D 是开口近场区域两个边界线的间距；N是曲线加强筋的数量；i'是开口近场区域中曲线加强筋的顺序编号；λ是曲线加强筋的分布系数，λ＝1时，每个控制点是等间距分布的；λ＞1时，开口附近的控制点分布较紧密，近场区域边界附近的控制点分布较稀疏；λ＜1时，开口附近的控制点分布较稀疏，近场区域边界附近的控制点分布较紧密。 3.如权利要求1所述的一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，其特征在于：所述的步骤六中，静气弹分析为：将气动载荷施加于机翼结构，耦合求解；得到两种结果：一种是机翼结构的节点位移振荡发散，另一种是载荷重新分布，机翼结构的节点位移等幅振荡或逐渐收敛；对静气弹模型的分析结果进行汇总并输出。