135_基于OptiStruct的机身前段总体优化_刘清颖

Altair 2011 HyperWorks技术大会论文集 - 1 - 基于 OptiStruct的机身前段总体优化 刘清颖 刘伟 中航工业西飞技术中心结构定义室 西安 710089 摘要：Altair公司的 HyperWorks软件已广泛地应用于航空工业结构优化并已得到认可。在 新涡桨支线飞机研制中，采用 OptiStruct求解器对机身前段两种设计 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 进行了总体结构分 析与尺寸优化，并对其结果进行对比分析，为机身前段结构详细设计提供参考。 关键词：HyperWorks，OptiStruct，尺寸优化，机身前段 0 概述 新涡桨飞机是一型全新研制的涡桨支线飞机，要求性能优异、具有良好经济性和航线适 应性，使其成为今年具有国际市场竞争力的先进国产涡桨支线飞机。为了实现以上目标，对 新涡桨飞机结构重量指标提出了更高的要求。长寿命、轻重量、高可靠性的结构设计，是满 足这一设计要求的关键技术之一。 机身前段结构复杂，协调关系多，结构受载复杂，作为气密舱除承受气密载荷外，顶部 壁板、风挡玻璃及其支承结构必须具有抗鸟撞能力，前起落架舱结构还需承受起落架载荷。 为了满足重量、强度、刚度要求，提高结构抗鸟撞能力，降低飞机研制风险，对机身前段结 构进行分析与优化设计是非常必要的。 OptiStruct求解器具有强大的优化功能，其尺寸优化可以对有限元模型的各种参数进行 优化，从而实现减重的目的。而且尺寸优化支持离散优化，即优化出来的尺寸为离散数值， 可以直接满足设计中的选材要求。 本文采用 OptiStruct求解器具对机身前段两种设计方案进行分析，选择对机身前段整体 强度和刚度贡献大的框、长桁和蒙皮来进行总体的尺寸优化，使其在满足机身前段强度、刚 度的情况下重量最轻。并对两种方案优化结果进行对比，确定出供后续详细设计参考方案。 1. 优化问题 1.1. 优化问题的数学表达 大多数结构优化都以有限元法为基础。首先用到的方法是尺寸优化，如壳单元的厚度 和梁单元的截面特性被设计成变量。为了改变已有设计的形状，与有限元模型网格相匹配的 节点被参数化。为了找到一个合适的结构外形，拓扑优化方法被引入，基于一个设计空间、 模型化的有限元和相关载荷工况，找到一种合适的材料分布。所有这些优化方法需重复运行， 要求进行多次有限元分析，最终找到最佳的设计方案。 一般的优化问题用以下数学表达式表示 Altair 2011 HyperWorks技术大会论文集 - 2 - 最小化： ),,()( 21 nxxxfxf L= ⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯（1） 优化条件： 0)( ≤− Ujj gxg j=1，⋯ ，M Uii L i xxx << i=1，⋯ ，N 公式（1）中 )(xf 描述的是目标函数， )(xg j 和 Ujg 分别描述的是第 j个约束响应和它 的上边界，M为总约束数。 ix 为第 i个设计变量， Lix 和 Uix 分别描述的是它的下边界和上边 界，N为总设计变量数。通常优化问题的设计变量包括：尺寸变量定义一维单元（ROD、BEAM） 和二维单元（PLATE、SHELL）的代表性尺寸；形状变量定义存在边界的形状变化；拓扑变量 定义对于不适应结构的材料分布允许进行拓扑改变。目标函数和设计变量可是以下响应的任 何情况：结构件的体积或重量、柔度、固有频率、位移、应力等。由于数学表达困难，应力 约束不能应用于结构的拓扑优化。 1.2. 优化问题的数值方法 Altair公司的 OptiStruct求解器有一种常规的数值方法，将力学优化问题被转化为一个 数学问题来解决，与优化标准相比较，优化软件有以下几点优势： —在描述优化问题时，使用者有很大的选择空间。 —原则上，所有的有限元分析结果可作为结构优化的响应。 —外部服务器的响应能被应用，如疲劳破坏值。 —在同一个优化问题运行过程中，不同的优化方法能进行组合。 对于显在的近似问题优化，OptiStruct有两种优化器被用。优化器 CONMIN是用 Vanderplaats可行方向方法的一个执行过程 ，优化器 CONLIN是用Fluery基于曲面弯曲分离 逼近的双重方法的一个执行过程。因为近似表达式中包含有中间变量，一般而言，近似问题 包括非弯曲和非分离的函数，因此，为解决近似问题重复用CONLIN优化器，内部反复循环不 得不执行。 Altair公司的OptiStruct用了高度集成的有限元求解器，因为刚度矩阵K可用，仅前后分 离是必要的，以致关于设计变量x的响应g的灵敏度计算非常容易。 UQXg Tjj =)( ， PKU = i T j i T j i j x UQU x Q x g ∂ ∂+∂ ∂=∂ ∂⇒ ， j iii U x K x P x UK ∂ ∂−∂ ∂=∂ ∂ ⋯⋯⋯⋯（2） UQXg Tjj =)( ， PKU = ⎟⎟⎠ ⎞ ⎜⎜⎝ ⎛ ∂ ∂−∂ ∂+∂ ∂=∂ ∂⇒ U x K x PUU x Q x g ii T j i T j i j ，其中 jj QUK = ⋯⋯⋯（3） ( )00)( ii i j jj xxx g gXg −∂ ∂+= ∑ ⋯⋯⋯⋯⋯⋯（4） 关系式（2）表示当约束响应数远少于设计变量数时，g << x（尺寸和形状优化），偏微 Altair 2011 HyperWorks技术大会论文集 - 3 - 分法是有效的；如果约束响应数远多于设计变量数时，g >> x（拓扑优化），伴随矩阵法（关 系式 3）更优越；关系式（4）表示柔度梯度响应的线性近似法，另外倒数和表面弯曲响应 被用。 2. 机身前段结构尺寸优化 机身前段结构主要由雷达天线罩、驾驶舱窗户及支撑结构、框、壁板、地板、驾驶舱舱 门、前起落架舱及舱门等部件组成。根据有限元建模 规范 编程规范下载gsp规范下载钢格栅规范下载警徽规范下载建设厅规范下载 和机身前段两种设计方案（机身前 段局部未布置长桁和全部布置长桁）建立有限元模型。其有限元模型如图 1所示。 图 1 机身前段有限元模型 约束机身某框平面节点的 x、y、z 三个方向自由度，选取 16 种载荷，对机身前段两种 设计方案分别进行总体优化，并对优化结果进行分析评估。方案一和方案二优化采用相同的 优化条件。 2.1. 优化要素 2.1.1. 优化设计变量 充分考虑工艺性、材料规格、设计分离面等对机身前段的蒙皮、长桁、框设置优化区域、 优化变量，本此优化的设计变量包括长桁的截面面积、蒙皮的厚度和框的截面尺寸（框高、 缘条宽度和厚度）变量总数约 51 个。 2.1.2. 优化约束 机身前段结构总体优化时采用应力和变形两种约束条件，具体要求如下： a)应力约束 机身长桁：-200 MPa～380MPa； 普通框：σ<450MPa； 加强框：σ<350MPa； 机身蒙皮： 2 倍气密σ<113MPa；其它工况σ<200MPa。 b)位移约束 Altair 2011 HyperWorks技术大会论文集 - 4 - 相对于飞机坐标系，机身刚心点的垂向和侧向位移均小于 0.4mm 2.1.3. 优化目标 满足静强度约束条件下，蒙皮、长桁、框重量最小。 2.2. 优化结果 在优化过程中，方案一迭代 15 次满足了收敛性条件，方案二迭代 12 次满足了收敛性条 件，在每次迭代中，两中方案的目标函数值均有较大变化。两种方案优化后的长桁、框、蒙 皮尺寸见表 1、表 2 和图 2。从优化结果可以看出两种方案的长桁和框结果相差不大，而蒙 皮尺寸有较大差异。 表 1 长桁截面面积 长桁截面面积：mm2 长桁 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 方案一 38 38 38 38 38 38 38 38 38 55 63 38 38 方案二 38 38 38 38 38 38 38 38 38 38 63 38 38 长桁 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 方案一 38 38 38 38 38 38 38 38 38 38 38 42 方案二 38 38 38 38 38 38 38 38 38 38 38 52 表 2 框高度、缘条高度和厚度 框高：mm 缘条高度：mm 厚度：mm 方案一 方案二 方案一 方案二 方案一 方案二 2 框 40 40 20 20 1 1 3 框 45.8 43 20.7 20.5 1 1 4 框 62.4 64.3 20.6 20 1 1 5 框 79.5 77.1 20.5 21.1 1 1 6 框 89 91 25 22.5 1 1 7 框 89.8 82.6 20.7 20.1 1.14 1 8 框 40.7 40 52.2 40.3 1.15 1 9 框上 64.08 50.8 20 20 1 1 9 框中 72.1 60.2 19.3 19 1.1 1 9 框下 83.5 80 19.3 19 1.1 1 10 框上 44.7 59 20 19.3 1.1 1.06 10 框中 50 59 19 19 1 1 10 框下 70 73.9 19 19 1 1 11 框上 35 35 23 19 1 1 11 框中 50 50 23 19 1 1 11 框下 73.9 70 23 19 1 1 Altair 2011 HyperWorks技术大会论文集 - 5 - 方案一 方案二 图 2 蒙皮优化后厚度 2.3. 对比分析 按照 工程 路基工程安全技术交底工程项目施工成本控制工程量增项单年度零星工程技术标正投影法基本原理 实际对优化结果圆整并对两种圆整后的结果进行对比分析。 a)框的应力 两种设计方案框的应力如图 3所示，框的应力水平相差不大，满足设计要求。高应力 区域主要集中在 4、5、6、7 框与地板交接处，3框与风窗连接处。 方案一 方案二 图 3 工况 700 作用下框应力云图 b)长桁应力 两种设计方案长桁应力如图 4所示，其应力水平均不高，满足优化设计约束。 方案一 方案二 图 4 工况 41作用下长桁应力云图 b)蒙皮应力 Altair 2011 HyperWorks技术大会论文集 - 6 - 如图 5所示，方案一 2倍气密工况蒙皮应力均小于 113MPa，方案二 2倍气密工况蒙 皮应力最大值为 117MPa，略超出优化约束值。 方案一 方案二 图 5 工况 700 作用下蒙皮应力云图 3. 结论 采用 OptiStruct求解器对机身前段两种设计方案的分析比较及优化，可以得出： a)两种设计方案的框、蒙皮、长桁均有一定的强度富余，有较大的减重潜力，优化结果 可以供后续详细设计参考。方案一优化后长桁、框和蒙皮重量 80.06kg，比优化前重 量 122.3kg 减少 42.24kg。方案二优化后长桁、框和蒙皮重量 75.53kg，比优化前重 量 109.1kg 减少 33.57kg。 b)方案二比方案一优化后的重量要轻，但考虑到设备舱、侧壁板需要承受鸟撞载荷等因 素，还需要对局部结构进行详细设计和分析。 4. 参考文献 ［1］ 牛春匀编著 《实用飞机结构工程设计》 航空工业出版社 2008 ［2］ 李为吉等编著 《飞行器结构优化设计》 国防工业出版社 2005 Global Optimization Of Nose Fuselage Based On OptiStruct Liu Qingying Liu Wei Abstract：The Hyperworks software of Altair is widely used for structure optimization in aviation industry currently and the performance of HyperWorks have been admitting. In new type tubro-prop regional aircraft program, OptiStruct is used for nose fuselage global analyze and optimization , the analyze results is used to evaluated the two design solution of nose fuselage and support the detail design of MA700 nose fuselage. Key word：Hyperworks OptiStruct Size Optimization Nose Fuselage