一种基于力热耦合计算的结构优化方法技术

本申请属于飞行器结构参数优化领域，特别涉及一种基于力热耦合计算的结构优化方法。包括：步骤一、获取待优化的设计变量、约束条件以及优化目标；步骤二、根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型；步骤三、根据所述有限元模型计算初始时刻的第一温度场，并根据所述初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场；步骤四、构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场；步骤五、构建optimus优化模型，将所述第二温度场以及所述第二应力场载入所述optimus优化模型中，计算所述设计变量的最优解。本申请能够节约大量的人力资源，增加了优化设计的精度，提高优化设计效率。

【技术实现步骤摘要】
一种基于力热耦合计算的结构优化方法
本申请属于飞行器结构参数优化领域，特别涉及一种基于力热耦合计算的结构优化方法。
技术介绍
通过ansys、abaqus等商业有限元软件可以实现某时刻瞬态温度场计算，而要实现全飞行包线上各个时刻的瞬态温度场计算需要依据上一时刻温度场计算结果，以此作为热流密度载荷输入的插值依据进行热流密度输入载荷的重新分配，同时上一时刻的温度场结果则作为下一时刻瞬态温度场计算的预载荷，因此全包线范围内瞬态温度场的计算需要有限元二次开发编程完成。目前尚未有全飞行包线瞬态温度场计算的成熟技术，也没有以结构温度场、静力载荷为输入进行全飞行包线力热耦合计算的自动化流程及程序。并且，现有技术中，结构优化技术大多基于静力计算、动力计算，以应力、变形、重量等参数为约束条件，以重量最轻、应力和变形最小为优化目标，而没有考虑全飞行包线上温度、热膨胀、热应力等因素的结构优化设计，也没有可以完成全飞行包线瞬态温度计算、热应力计算、结构优化计算自动化流程平台。另外，基于全飞行包线的优化需要进行大量的有限元计算，当前存在的优化技术不足以支持大量温度、力热耦合计算。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本申请的目的是提供了一种基于力热耦合计算的结构优化方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。本申请的技术方案是：一种基于力热耦合计算的结构优化方法，包括：步骤一、获取待优化的设计变量、约束条件以及优化目标；步骤二、根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型；步骤三、根据所述有限元模型计算初始时刻的第一温度场，并根据所述初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场；步骤四、构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场；步骤五、构建optimus优化模型，将所述第二温度场以及所述第二应力场载入所述optimus优化模型中，计算所述设计变量的最优解。可选地，步骤一中，所述设计变量包括：飞行器蒙皮厚度、进气道壁板厚度、喷管内壁面厚度、支撑框腹板厚度、机翼肋腹板厚度。可选地，步骤一中，所述约束条件为变形、应力、模型最高温度在预设范围内，所述优化目标为重量最轻。可选地，步骤二中，所述根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型包括：根据所述设计变量建立几何模型；将所述几何模型进行网格划分，其中，薄壁结构使用壳单元，梁结构使用梁单元，并为各个部位配置对应的材料属性，得到有限元模型。可选地，所述材料属性包括密度、弹性模量、比热容、热膨胀系数以及材料塑性参数。可选地，步骤三中，所述根据所述有限元模型计算初始时刻的第一温度场包括：S301、获取所述有限元模型的热流密度载荷；S302、设置初始时刻，将初始时刻的热流密度载荷加载到所述有限元模型上，在有限元abaqus中进行瞬态温度计算，获得所述有限元模型的初始时刻的第一温度场。可选地，步骤三中，所述根据所述初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场包括：S303、将所述第一温度场作为计算的预定义场；S304、设置初始时刻，将初始时刻的气动力载荷加载到所述有限元模型上，在有限元abaqus中进行力热耦合计算，获得所述有限元模型的初始时刻的第一应力场。可选地，步骤四中，构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场包括：S401、构建第一optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场，其中，将上一时刻计算获得的温度场作为当前计算时刻的预定义场；S402、构建第二optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的力热耦合第二应力场，其中，将当前时刻计算获得的温度场作为当前时刻力热耦合计算的预定义场。专利技术至少存在以下有益技术效果：本申请的基于力热耦合计算的结构优化方法，考虑全飞行包线的集合瞬态温度计算、力热耦合计算、结构优化计算一体化全自动优化平台，进行飞行全包线范围内结构瞬态温度场计算，然后叠加气动力进行力热耦合计算，能够提高优化效率，减少人为操作误差，载荷工况考虑全面，从而实现飞行器结构高精细化优化设计。附图说明图1是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法流程图；图2是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法热流密度载荷示意图；图3是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法气动力载荷示意图；图4是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法optimus计算模型示意图；图5是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法的optimus优化模型示意图；图6是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法的优化结果示意图；图7是本申请一个实施方式的基于力热耦合计算的结构优化方法的符合约束条件的优化结果示意图。具体实施方式为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。本申请提供了一种基于力热耦合计算的结构优化方法，其特征在于，包括：步骤一、获取待优化的设计变量、约束条件以及优化目标；步骤二、根据设计变量建立几何模型，并根据几何模型建立有限元模型；步骤三、根据所有限元模型计算初始时刻的第一温度场，并根据初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场；步骤四、构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场；步骤五、构建optimus优化模型，将第二温度场以及第二应力场载入optimus优化模型中，计算设计变量的最优解。本申请的基于力热耦合计算的结构优化方法，步骤一中，首先选择需要优化的设计变量，如飞行器蒙皮厚度、进气道壁板厚度、喷管内壁面厚度、支撑本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于力热耦合计算的结构优化方法，其特征在于，包括：/n步骤一、获取待优化的设计变量、约束条件以及优化目标；/n步骤二、根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型；/n步骤三、根据所述有限元模型计算初始时刻的第一温度场，并根据所述初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场；/n步骤四、构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场；/n步骤五、构建optimus优化模型，将所述第二温度场以及所述第二应力场载入所述optimus优化模型中，计算所述设计变量的最优解。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于力热耦合计算的结构优化方法，其特征在于，包括：
步骤一、获取待优化的设计变量、约束条件以及优化目标；
步骤二、根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型；
步骤三、根据所述有限元模型计算初始时刻的第一温度场，并根据所述初始时刻的第一温度场获得热应力变形后的第一应力场；
步骤四、构建optimus计算模型，计算全剖面范围内每一时刻的第二温度场以及力热耦合第二应力场；
步骤五、构建optimus优化模型，将所述第二温度场以及所述第二应力场载入所述optimus优化模型中，计算所述设计变量的最优解。


2.根据权利要求1所述的基于力热耦合计算的结构优化方法，其特征在于，步骤一中，所述设计变量包括：飞行器蒙皮厚度、进气道壁板厚度、喷管内壁面厚度、支撑框腹板厚度、机翼肋腹板厚度。


3.根据权利要求2所述的基于力热耦合计算的结构优化方法，其特征在于，步骤一中，所述约束条件为变形、应力、模型最高温度在预设范围内，所述优化目标为重量最轻。


4.根据权利要求3所述的基于力热耦合计算的结构优化方法，其特征在于，步骤二中，所述根据所述设计变量建立几何模型，并根据所述几何模型建立有限元模型包括：
根据所述设计变量建立几何模型；
将所述几何模型进行网格划分，其中，薄壁结构使用壳单元，梁结构使用梁单元，并为各个部位配置对应的材料属性，得到有限元模型。


5.根据权利要求4所述的基于力热耦合计算的结...

【专利技术属性】
技术研发人员：李雁楠，王鄢，曲林锋，王占一，王广帅，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21