强度所结构优化设计技术进展(公开)_20151102

1、强度所结构优化设计技术进展强度所结构优化设计技术进展常常 亮亮 1890925466518909254665中国中国飞机强度飞机强度研究所研究所2015-11-022015-11-02密级：公开目目 次次长安长安西安西安( (总部总部) )阎良阎良耀耀州州上海上海中国飞机强度研究所（中国飞机强度研究所（623623所）是我国所）是我国唯一唯一的的飞机强度研究中心和地面飞机强度研究中心和地面强度鉴定强度鉴定与验证试验研究机构，具有代表国家对新与验证试验研究机构，具有代表国家对新研与改型飞机给出首飞研与改型飞机给出首飞前强度前强度结论的职能结论的职能。 强度强度所于所于19651965年创建于陕西

2、耀年创建于陕西耀县，县，19931993年年总部总部搬搬迁迁至至西安市，西安市，20072007年新建阎年新建阎良新区。目前已基本形成了以良新区。目前已基本形成了以西安总部为西安总部为科研中心，以阎良、耀州、科研中心，以阎良、耀州、长安、上海为长安、上海为试验基地试验基地的的“四地五点四地五点”运转格局。运转格局。 飞行器强度问题的解决者；飞行器强度问题的解决者； 飞行器强度新技术的创造者；飞行器强度新技术的创造者； 飞行器强度设计工具的提供者；飞行器强度设计工具的提供者； 飞行器新型号地面验证和鉴定者。飞行器新型号地面验证和鉴定者。一、一、单位简介单位简介计算结构技术与仿真中心，负责计算计算

3、结构技术与仿真中心，负责计算结构力学技术研究与结构力学技术研究与CAECAE软件研发等工作。软件研发等工作。近年来，先后承担了国防基础科研、近年来，先后承担了国防基础科研、863863、集团创新基金、空装、总装等多项研究任集团创新基金、空装、总装等多项研究任务。参与了多个重点型号的务。参与了多个重点型号的结构优化、强结构优化、强度分析及虚拟试验度分析及虚拟试验等工作，为型号研制提等工作，为型号研制提供了重要的技术支持。供了重要的技术支持。 中心长期坚持自主创新，多次获国家中心长期坚持自主创新，多次获国家级、省部级科技进步奖，在国内外各类期级、省部级科技进步奖，在国内外各类期刊发表科技论文刊发表

4、科技论文4040余篇（其中余篇（其中EIEI检索检索8 8篇）篇）申请发明专利申请发明专利1616项，软件著作权项，软件著作权1515项，取项，取得了显著的社会和经济效益。得了显著的社会和经济效益。一、单位简介一、单位简介一、单位简介一、单位简介结构优化技术 多层次优化设计技术 工程准则快速优化技术 多约束综合优化设计 翼面气动剪裁设计技术 载荷弹性修正技术CAE软件研发 大型CAE软件架构设计技术 超大规模线性方程组求解技术 超大规模变量高效敏度求解技术 基于三维的图形显示与模型交互技术强度分析技术 高效高精度结构建模技术 工程强度分析技术 结构后屈曲分析技术 渐进式破坏分析技术 连接件钉载

5、分配及失效分析技术虚拟试验技术 试验数字化技术 模型校核与验证(V&V)技术 虚拟现实与可视化技术 积木式数据库二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术优化设计是强度所的一个传统优势专业，通过30多年对航空结构优化技术的持续研究，成功研发了与国际先进水平相当的系列优化设计工具(COMPASS、HAJIF)，是国内航空界最权威、应用最广泛的优化工具，并在国内几乎所有在研与改型的飞机型号研制中得到应用。 1983年，飞机结构多约束优化系统YIDOYU，国家科技进步二等奖。 1992年，复合材料结构分析与优化系统COMPASS，航空部科技进步二等奖。 1995年，大型通用有限元结构分析程序系

6、统HAJIF（X），获航空部科技进步二等奖。二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术多年来得到多个航空与国家课题的支持，在结构优化设计技术方面进行了大量创新性的工作，尤其在优化技术的工程应用研究上取得丰硕成果。相关优化技术和软件工具已经被写入飞机设计手册，成为行业标准的重要组成。 “背景项目”（102010601） “技术发展项目”（402030401） “民机预研项目”（MJ1.4） “国家高技术发展项目” “航空科学基金”（0123B007） “集团重大创新基金项目”(2014A62340)二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术满应力优化设计航空结构应用最为广泛的优化手段，适用于飞机概念

7、设计与打样设计阶段的结构方案设计和性能评估，给出满足结构静强度约束条件(应力、应变、屈曲)的总体尺寸分布与铺层。多层次优化能力翼面多约束优化设计翼面多约束优化设计（ 静、动、颤、弹）静、动、颤、弹）加筋加筋板细节优化板细节优化设计设计全机全机FSDFSD二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术强度所优化设计软件于上世纪80年代开始应用，融入大量型号优化设计的宝贵经验。软件提供多种FSD计算公式，适于翼面、机身等不同结构。01快02工程适用性好0304考虑稳定性约束复合材料处理手段丰富二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术252.56125248051015202530优化模型优化求解结果处理

8、生成报告同类软件HAJIF小时二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 关键元、设计区（10万）、设计区集； 由分析模型生成优化模型速度非常快； 按元设计模块； 自动计算部件重量； 引入松弛系数，只需有限步迭代即可收敛。设计区与关键元部件重量计算二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 邻近区域厚度光顺性约束(展、弦)； 考虑部分制造及工艺约束； 薄壁结构的长桁/蒙皮面积修正。利用变量耦合实现厚度分布光顺性利用变量耦合实现厚度分布光顺性二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 考虑应变能的复材二级优化； 复材铺层比例约束； 复合材料均衡/非均衡设计。复合材料铺层比例控制 复合材料综合设计三、飞

9、机设计与三、飞机设计与HAJIF xyyxoxyoyoxxyyxihrrR)()() 1(kikiKiAA 采用经典层压板理论，同时考虑板的拉 压与弯曲的综合效应 用应变比进行层压板一级优化 按应变能原理进行分层二级优化)(1) 1() 1(knjijijkikijeeAA)() 1()() 1(kijkijkijskijsAAAA 将优化结果分到单层复合材料综合设计三、飞机设计与三、飞机设计与HAJIF 二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 结构稳定性约束：可对蒙皮、腹板、长桁进行稳定性计算，使设计许用值随设计变量的变化而改变； 内置常用型材库。b3b1zb2t1t222112btEKc

10、cr222112btEKscrAI22KLEcr kikikiAA1ALii工作crAL,minminzzcb1b2b3tt1二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术以杆/梁元剖面积、板元厚度、复合材料结构的分层厚度作为设计变量，以重量最小作为设计目标，与国外Lagrange、ASTROS相当。 静：广义位移(位移、扭角) 动：自振频率 颤：颤振速度 弹：翼面效率、发散速压二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术规划法优化设计中具有以下特点：01超大规模变量高效敏度求解技术02双曲率变量耦合技术0304气动弹性剪裁显式近似优化模型二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术敏度信息常用来确定优化方

11、向，其计算次数是设计变量数和约束数的乘积，约占优化总耗时的70%-90% 。敏度计算常用方法所需结构分析次数特点向前差分法n+1理论简单，精度较差，计算机时较长中心差分法2n+1理论简单，精度高度向前差分，计算机时最长半解析法与差分法相同理论较简单，精度高于差分法，效率与差分法相同。解析法1理论复杂，精度和效率最高。解析法是解决超大规模变量(10万)敏度计算问题的有效途径!二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术采用了不同规模的测试模型，敏度求解模块能够在24h以内完成10万设计变量位移敏度求解。模型编号节点个数设计变量个数约束个数预处理及分析时长敏度计算时长1682120s2s2268448

12、135s2s3404011000001209s14.5h433462987688198s20.8h二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术采用双曲率变量耦合技术，设计区域中非独立的设计变量由独立的设计变量采用双线性插值来确定，插值系数由形函数来确定；基本实现了展向、弦向蒙皮厚度的均匀变化。厚度分布更加均匀工艺性变优1 122334411223344xN xN xN xN xyN yN yN yN y11223344iPNIDVNIDVNIDVNIDV二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 显式近似优化模型采用直接线性近似、逆线性近似、保守线性近似等函数级数展开方法构建显式近似优化模型，在约束

13、处理上采用约束泛化、约束筛选等方法，只选取有效的约束来构建近似优化模型，计算量为完整计算的5%10%。基于近似模型的优化设计二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 复合材料机翼气动弹性剪裁利用复合材料层压板的刚度方向性和耦合效应，使载荷作用下的翼面结构产生有利的弹性变形，从而提高结构性能和静、动气动弹性特性（不增加重量的前提下）。复材层板弯扭耦合特性二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术加筋板细节优化关注以下几方面的问题： 加筋板筋条选型及优化； 复材板铺层顺序优化； 蜂窝夹层板稳定性。多层次优化能力翼面多约束优化设计翼面多约束优化设计（ 静、动、颤、弹）静、动、颤、弹）加筋加筋板细节优化

14、板细节优化设计设计全机全机FSDFSD二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术对上一阶段的优化结果进行细节结构的选型与局部优化，主要考虑加筋壁板的稳定性与工艺实现性，运用离散变量优化技术。典型型材类型典型突缘类型二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术铺层顺序优化设计是复材设计中比较复杂的一类问题，现代启发式算法有很大的局限性，强度所通过多年工程实践，初步解决了这类难题。 引入层合板的铺层厚度和弯曲刚度参数作为中间设计变量,实现层合板铺层顺序的优化（佛罗里达大学）； 考虑遵循铺层设计的工程原则； 不同层数不同铺层比例的铺层顺序库（经验）。*330131*331131*332131*333131

15、*334131241 ()3241 ()cos23241 ()cos43241 ()sin23241 ()sin43nkkknkkkknkkkknkkkknkkkkWzztWzztWzztWzztWzzt二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 可考虑层合板、蜂窝结构和突缘构件的稳定性。总体屈曲总体屈曲剪切皱折剪切皱折格间屈曲格间屈曲面板皱曲面板皱曲夹层板受压屈曲形式面板皱曲面板皱曲压损破坏压损破坏剪切屈曲剪切屈曲格间屈曲格间屈曲n 蒙皮部位蒙皮部位总体屈曲总体屈曲 剪切皱折剪切皱折 面板皱曲面板皱曲 蜂窝格间屈曲蜂窝格间屈曲 n 腹板部位腹板部位弯曲屈曲弯曲屈曲 压塌压塌 剪切屈曲剪切屈曲

16、压剪复合压剪复合 n 墙缘部位墙缘部位局部屈曲局部屈曲 蜂窝格间屈曲蜂窝格间屈曲 全高度蜂窝结构破坏模式swwsssctbtb22266122211222222DDDDDbDNxcryzxzccrimpGGttth2123243. 0ccfcwGEEiPxccriPxccritN二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 对典型结构（机翼、尾翼、机身）进行布局优化设计。 典型结构基于特征的参数建模技术； 气动载荷自动施加技术； 基于工程处理的实验设计技术； 布局与尺寸联合优化技术。有有 限限 元元 节节 点点有有 限限 元元 节节 点点气气 动动 网网 格格气气 动动 网网 格格YG机机 动动

17、飞飞 行行YG机机 动动 飞飞 行行气气 动动 载载 + 惯惯 性性 载载气气 动动 载载 + 惯惯 性性 载载二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术机翼布局（长桁、肋）优化机身布局（框）优化机身布局（长桁）优化二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 开展了典型航空结构拓扑优化技术的研究与工程应用。基于修正伪密度法的拓扑优化二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 二维结构在复杂受力情况下的拓扑优化。复杂载荷工况体积收敛过程二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术 以某无人飞机发动机吊挂接头为对象，开展了三维结构拓扑优化设计研究，设计方案在提高刚度、强度的基础上达到了结构减重的目的。二、结

18、构优化设计技术二、结构优化设计技术修正前后的载荷分布 修正后的结构变形 攻角攻角结构结构气动气动 升力升力网格网格载荷载荷变形变形压力压力 采用面元法（Panel Method）计算气动载荷，通过载荷等效将气动力转换成节点集中力， 并把经过有限元分析得到的法向位移转变成气动网格的攻角，从而实现结构与气动之间的耦合。进行载荷弹性修正是十分必要的，特别是对大展弦比柔性机翼，它可降低机翼根部的设计弯矩，减轻结构设计重量。二、结构优化设计技术二、结构优化设计技术1. 满应力优化设计：高效实用，解决静强度和稳定性问题；2. 规划法优化设计：可处理静、动、颤、弹多种复杂约束；3. 加筋板细节优化：加筋板筋

19、条选型及优化、复材板铺层顺序优化；4. 结构布局优化：参数建模、布局与尺寸联合优化；5. 结构拓扑优化：二维、三维拓扑优化技术应用研究；6. 考虑载荷修正的结构优化 ：针对大展弦比机翼，进一步减重。优化设计模块提供了满应力优化、规划法优化及敏度求解功能，所用算法成熟、可靠度高，已成功应用于大量型号的优化设计中。优化功能典型应用三、工程应用三、工程应用 三、工程应用三、工程应用 刚度指标不仅仅是一个值，而是随翼展的分布； 同时考虑弯曲刚度与扭转刚度； 在满足强度、弯曲刚度和扭转刚度指标的情况下，机翼减重10.5%。优化前剖面刚度分布 优化后剖面刚度分布弯曲刚度扭转刚度三、工程应用三、工程应用 模

20、型介绍 全复合材料常规布局翼盒，沿展向布置27根肋，前后布置两根大梁； 有限元模型有40862个单元，29542个节点； 设计变量115367个（复材分层厚度、等效金属杆元面积）； 约束1334670个（强度、刚度、稳定性、长桁/蒙皮面积比、蒙皮厚度连续性）。三、工程应用三、工程应用 设计变量（80380个）： 复材壁板分层厚度 等效金属杆截面积约束（1000420）： 强度约束 翼尖位移、扭角约束 稳定性约束 长桁/蒙皮面积比控制 邻近蒙皮厚度连续性控制机翼壁板机翼壁板设计变量（10890个）： 复材壁板分层厚度 等效金属杆截面积约束（136150）： 强度约束 稳定性约束前后梁前后梁翼肋翼

21、肋设计变量（15848个）： 复材腹板分层厚度 等效金属杆截面积约束（198100）： 强度约束 稳定性约束三、工程应用三、工程应用 优化经过9次迭代后收敛，在8核联想服务器上用时约162h，结构在满足所有优化约束的前提下减重8.9%。重量重量迭代次迭代次1,500.001,600.001,700.001,800.001,900.002,000.002,100.002,200.002,300.00012345678910有限差分法解决同规模问题用时约65天。三、工程应用三、工程应用 靶机的结构重量系数极低，整体刚度比较小，易发生颤振。 采用先FSD、后MP的方法，获得满意的优化设计结果。与初始

22、结构相比，减重31%，满足全部约束条件，颤振速度增加了32.1m/s。三、工程应用三、工程应用 三、工程应用三、工程应用 重量要求：半机翼(不含发动机和浮筒)总重要求比较苛刻，着水载荷处理比较复杂； 强度约束：分区域给出应力约束； 机翼扭转刚度约束：75%、90%展长的剖面扭转刚度； 气动弹性约束：颤振速度要求； 工艺厚度约束：肋腹板厚度、梁腹板厚度、蒙皮厚度、油箱区； 优化设计：中央翼按元设计，外翼内侧按元设计，结构减重13.6%。三、工程应用三、工程应用 舵面不设计，其他部位全部参与优化设计； 共有设计区460个，关键元6890个 。 考虑了20套工况； 优化结果：减重24.49%，优化后模型位移略有增加。三、工程应用三、工程应用 下蒙皮设计区划分 上蒙皮设计区划分 设计变量：机翼蒙皮厚度、铺层角度和后梁腹板厚度； 约束限：机翼静弹效率达到设计要求值； 结论：在靠近舵面附近的上下翼面蒙皮厚度对静弹效率影响最大，增加45度层，即增加机翼抗扭转的能力对机翼静弹效率提升最为有效，在现有结构布局和翼型高度情况下，通过调整蒙皮厚度需要付出较大重量代价，效果并不是很理想，建议调整翼面结构布局或局部提高翼型高度。三、工程应用三、工程应用 给出了完全不同于常规机翼的非对称