技術領域

本發明涉及一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學確定方法，屬于飛行器翼肋結構設計領域。

背景技術

飛行器結構不可避免地受到氣動、風載等來自于外界環境的其它振動或沖擊干擾作用。飛機、火箭、導彈等飛行器往往要求結構的圓頻率遠離發動機振動頻率以避免結構共振現象的發生。通常要求載體顛簸產生的振動對儀器、儀表等裝置造成的危害降至最低限度，而且還要增加乘員乘坐的舒適感。有效地降低振動強度，可以驅除乘員的疲勞與不適，確保裝置正常工作。顯然欲降低飛行器重量的同時提高機械系統的動態特性，達到控制振動目的或者確保它們在動力環境下能夠安全可靠的工作，最為行之有效的辦法就是進行結構的動力拓撲優化設計。

在飛行器結構拓撲優化設計研究中，大部分研究都集中在靜載荷的研究中，在動力結構拓撲優化上所做的工作非常有限。而飛行器中存在大量翼肋需要進行考慮動力學的拓撲優化設計。由于振動和噪音的主要原因是機械裝置承受周期的載荷作用，以往討論的對周期載荷下飛行器結構進行拓撲優化設計中，構造動柔度這一概念來衡量物體振動的強弱。但是以往研究中對動柔度的定義不統一，并且現有的動柔度的定義無法與靜柔度的定義相容。由于相容的動柔度求解與靈敏度分析存在很多困難，同時計算過程中存在局部模態問題，現有方法可以實現對一些與靜柔度不相容的目標進行拓撲優化，并且繞過局部模態的處理，最終得到的設計方案沒有實際的工程意義。

發明內容

本發明的技術解決問題：克服現有技術的不足，提供一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學確定方法，采用相容的變性能作為動柔度，變性能為設計目標對飛行器翼肋進行拓撲優化設計，采用陣型疊加法克服了靈敏度求解困難與局部模態處理問題。

本發明技術解決方案：一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學確定方法，其特征在于實現步驟如下：

（1）導入飛行器翼肋初始幾何模型或有限元模型，以及飛行條件下的周期激勵動力載荷；

（2）將飛行器翼肋的初始幾何模型離散為由有限元單元組成的有限元模型，如果已有有限元模型則直接進行下一步；

（3）確定飛行器翼肋結構中需要拓撲優化的部分，賦予所述步驟（1）中有限元模型中的有限元單元不同屬性以區分需進行拓撲優化部分及不需要進行優化部分，再初始化飛行器翼肋有限元模型中需要進行優化部分的各個單元的偽密度值ρ_n，n為需要進行優化部分有限元單元編號，所述偽密度值ρ_n為0到1間連續的數值，0代表此處單元為空，1代表此處有單元，其它數值代表中間狀態；

（4）基于偽密度值對有限元模型中需進行優化部分的有限元單元的剛度矩陣進行插值：k_n＝ρ_n^mk_n⁰?m＞1，其中n為需要進行優化部分有限元單元編號，m為懲罰因子，k_n⁰為實體材料單元剛度矩陣,不需要優化部分的有限元單元為實體，單元剛度矩陣保持不變；然后將基于偽密度值插值的飛行器翼肋有限元模型整體代人有限元求解器中進行模態分析，同時避免數值模態的發生有限元分析時不考慮的低偽密度值單元，只考慮高偽密度值單元，得到飛行器翼肋陣型與圓頻率，當偽密度值大于0.1定義為高偽密度值，偽密度值不大于0.1定義為低偽密度值；

（5）基于步驟（4）模態分析得到的飛行器翼肋陣型與圓頻率與飛行條件下的周期激勵動力載荷，采用陣型疊加法進行飛行器翼肋動力響應的近似求解；

（6）利用步驟（5）得到的飛行器翼肋的動力學的響應，來求解飛行器翼肋在動力載荷下的設計目標，即飛行器翼肋的變形能、約束函數的值；

（7）進行飛行器翼肋優化過程中需要靈敏度信息，采用紐曼展開差分方法求解步驟（6）中變形能對偽密度值的靈敏度，以及約束函數的靈敏度，同時低偽密度值單元的靈敏度由周圍高偽密度值單元插值得到；當偽密度值大于0.1定義為高偽密度值，偽密度值不大于0.1定義為低偽密度值；

（8）將步驟（7）計算得到的飛行器翼肋的變性能，約束函數的值以及靈敏度傳遞給優化器，以變性能最小為優化目標得到更新的偽密度值；

（9）判斷更新后得到的有限單元的當前偽密度值與前一次更新前的有限單元的偽密度值之間的差異，如果所有有限單元的偽密度值都小于設定的小量，則停止計算轉到步驟（10），否則返回到步驟（4）繼續進行飛行器翼肋的動力學更新設計；