飞机结构总体优化设计方法

摘 要：优化设计可以改善结构的应力分布,合理布置材料,从而提高材料的利用率.通过对全机结构逐层分解,确定优化设计变量、优化区域以及响应约束,并应用MSCNastran中的可行方向法和敏度分析方法,对MA700飞机的机翼进行优化设计方法研究,考虑稳定性因素,初步解决长桁尺寸确定的问题,为后续优化设计工作积累经验.

关 键 词：强度设计；优化设计；敏度分析；稳定性

中图分类号：V244文献标志码：B

0引言

飞机强度设计是飞机总体设计阶段极为重要的环节.要实现强度设计的目标,需要反复迭代以及运用优化设计等方法,再结合实际工程经验实现.

优化设计是一门新的学科,是运用数学规划方法驱动有限元计算技术进行设计,按照所设定的目标反复迭代,寻求最优化设计方案的过程.近年来,运用大型通用有限元软件MSCNastran进行优化设计越来越多,主要有以下2种方式：直接运用优化模块和运用其二次开发自行编写优化算法,然后再驱动所需有限元模块进行求解.

程鹏[1]对MSCNastran软件的优化方法进行论述；范志强等[2]运用Nastran软件对航空发动机整体叶盘进行优化,使质量减轻45.66%,并使局部应力得到改善；黄国宁等[3]等对简单机翼梁进行优化,得到令人满意的结果；隋允康等[4]和李善坡等[5]运用PCL二次开发自行编写优化程序驱动MSCNastran软件,进行一些有意义的尝试和应用.

MSCNastran在航空业的运用已非常的广泛,但优化模块应用却不多见,现有文献只是对飞机局部零件或者某一受力构件进行优化设计的描述,尚无对飞机全机或部件进行优化的研究.本文利用MSCNastran的优化算法,结合多年的飞机结构强度设计经验,对MA700飞机全机结构强度刚度优化进行初步讨论,并以机翼为例进行优化设计计算,为今后优化设计的应用积累经验.

MA700飞机要求长寿命、轻质量和高可靠性的结构,并且将取得CAAC,FAA和EASA适航证.为实现结构设计的高标准和严要求,必须开展全机结构优化设计研究.

1基本理论

在工程应用中,绝大多数优化问题属于带约束的设计优化,对于约束优化,一般有间接法和直接法等2种处理方法.直接法对优化变量按照一定方向进行搜索,逐步逼近最优点.直接法理论简单,并利用敏度分析替代搜索方向,易于利用当前的有限元方法数值求解,且经常能得到较为满意的结果.本文采用直接法中的可行方向法进行结构优化设计计算.

1.1优化描述

优化设计可归结为求解一组设计变量,且满足约束条件,其目标函数最小.在飞机强度设计中,即为找到一个结构设计方案,该方案满足规定的结构设计准则,并且使飞机结构质量最轻.

优化问题可以归纳为以下数学模型设计变量：

2优化设计模型

2.1优化模型

由于全机结构优化规模很大,设计变量和约束响应很多,必须按照部件分层次进行.根据各部件之间的传力关系,分为机翼、尾翼和机身等3大部分进行优化.考虑机翼传力受机身影响较小,当机翼优化时,机身只起提供边界条件的作用,并不参与优化计算.当尾翼优化时,先进行平尾优化设计（平尾优化方法类似于机翼）,取得较为满意的结果后再对垂尾进行优化.当机身优化计算时,只需将前面优化完的尾翼用作传力结构,将机身结构设定设计变量进行优化.

对全机结构进行逐步分层,可以得到所有的设计变量,飞机结构层次分解示意见图3.根据图3,又可以分解为蒙皮、长桁、梁、框、肋和墙等构件,对这些构件进行整理,便可得到必要的设计变量.全机结构优化目标函数、设计变量和约束条件汇总见表1.

优化前、后机翼应力计算结果见图11,可知,机翼最大应力明显降低,由初始的510MPa降低为356MPa,基本上满足应力约束350MPa.蒙皮稳定性模态由优化前的0.56提高到0.97,基本满足稳定性约束条件.（a）优化前（b）优化后图11优化后机翼应力计算结果

Fig.11Thewingstressresultbeforeandafteroptimizationanalysis

4结论

对全机主传力结构优化设计进行分析和讨论,采用MSCNastran尺寸优化设计,对机翼进行优化设计计算研究,得到以下结论.

（1）优化过程不一定就是减重过程.在某些情况下,结构质量经过优化会有所增加,因此,设计计算时必须要有较为准确的载荷工况.

（2）对飞机主传力结构进行优化时必须考虑稳定性.如果不考虑稳定性,可能致使优化出现错误的数值结果,使结构不满足传力要求.

（3）经过对优化结构的分析,证明MSCNastran尺寸优化求解结果趋势正确.