[发明专利]一种基于阵型叠加法的飞行器翼肋动力学确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于阵型叠加法的飞行器翼肋动力学确定方法，属于飞行器翼肋结构设计领域。

背景技术

飞行器结构不可避免地受到气动、风载等来自于外界环境的其它振动或冲击干扰作用。飞机、火箭、导弹等飞行器往往要求结构的圆频率远离发动机振动频率以避免结构共振现象的发生。通常要求载体颠簸产生的振动对仪器、仪表等装置造成的危害降至最低限度，而且还要增加乘员乘坐的舒适感。有效地降低振动强度，可以驱除乘员的疲劳与不适，确保装置正常工作。显然欲降低飞行器重量的同时提高机械系统的动态特性，达到控制振动目的或者确保它们在动力环境下能够安全可靠的工作，最为行之有效的办法就是进行结构的动力拓扑优化设计。

在飞行器结构拓扑优化设计研究中，大部分研究都集中在静载荷的研究中，在动力结构拓扑优化上所做的工作非常有限。而飞行器中存在大量翼肋需要进行考虑动力学的拓扑优化设计。由于振动和噪音的主要原因是机械装置承受周期的载荷作用，以往讨论的对周期载荷下飞行器结构进行拓扑优化设计中，构造动柔度这一概念来衡量物体振动的强弱。但是以往研究中对动柔度的定义不统一，并且现有的动柔度的定义无法与静柔度的定义相容。由于相容的动柔度求解与灵敏度分析存在很多困难，同时计算过程中存在局部模态问题，现有方法可以实现对一些与静柔度不相容的目标进行拓扑优化，并且绕过局部模态的处理，最终得到的设计方案没有实际的工程意义。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于阵型叠加法的飞行器翼肋动力学确定方法，采用相容的变性能作为动柔度，变性能为设计目标对飞行器翼肋进行拓扑优化设计，采用阵型叠加法克服了灵敏度求解困难与局部模态处理问题。

本发明技术解决方案：一种基于阵型叠加法的飞行器翼肋动力学确定方法，其特征在于实现步骤如下：

（1）导入飞行器翼肋初始几何模型或有限元模型，以及飞行条件下的周期激励动力载荷；

（2）将飞行器翼肋的初始几何模型离散为由有限元单元组成的有限元模型，如果已有有限元模型则直接进行下一步；

（3）确定飞行器翼肋结构中需要拓扑优化的部分，赋予所述步骤（1）中有限元模型中的有限元单元不同属性以区分需进行拓扑优化部分及不需要进行优化部分，再初始化飞行器翼肋有限元模型中需要进行优化部分的各个单元的伪密度值ρ_n，n为需要进行优化部分有限元单元编号，所述伪密度值ρ_n为0到1间连续的数值，0代表此处单元为空，1代表此处有单元，其它数值代表中间状态；

（4）基于伪密度值对有限元模型中需进行优化部分的有限元单元的刚度矩阵进行插值：k_n＝ρ_n^mk_n⁰ m＞1，其中n为需要进行优化部分有限元单元编号，m为惩罚因子，k_n⁰为实体材料单元刚度矩阵,不需要优化部分的有限元单元为实体，单元刚度矩阵保持不变；然后将基于伪密度值插值的飞行器翼肋有限元模型整体代人有限元求解器中进行模态分析，同时避免数值模态的发生有限元分析时不考虑的低伪密度值单元，只考虑高伪密度值单元，得到飞行器翼肋阵型与圆频率，当伪密度值大于0.1定义为高伪密度值，伪密度值不大于0.1定义为低伪密度值；

（5）基于步骤（4）模态分析得到的飞行器翼肋阵型与圆频率与飞行条件下的周期激励动力载荷，采用阵型叠加法进行飞行器翼肋动力响应的近似求解；

（6）利用步骤（5）得到的飞行器翼肋的动力学的响应，来求解飞行器翼肋在动力载荷下的设计目标，即飞行器翼肋的变形能、约束函数的值；

（7）进行飞行器翼肋优化过程中需要灵敏度信息，采用纽曼展开差分方法求解步骤（6）中变形能对伪密度值的灵敏度，以及约束函数的灵敏度，同时低伪密度值单元的灵敏度由周围高伪密度值单元插值得到；当伪密度值大于0.1定义为高伪密度值，伪密度值不大于0.1定义为低伪密度值；

（8）将步骤（7）计算得到的飞行器翼肋的变性能，约束函数的值以及灵敏度传递给优化器，以变性能最小为优化目标得到更新的伪密度值；

（9）判断更新后得到的有限单元的当前伪密度值与前一次更新前的有限单元的伪密度值之间的差异，如果所有有限单元的伪密度值都小于设定的小量，则停止计算转到步骤（10），否则返回到步骤（4）继续进行飞行器翼肋的动力学更新设计；