基于等几何方法的功能梯度Mindlin板结构拓扑优化设计

提出一种基于等几何分析的功能梯度Mindlin板结构拓扑优化方法，实现了沿着板面内方向梯度材料渐变与结构拓扑协同设计。基于等几何分析中的非均匀有理B样条(non-uniform rational B-spline， NURBS)基函数，保证了板结构建模、仿真分析和优化设计的参数化统一。由于等几何方法基函数的高阶连续性、非负性、规范性等特点，建立了合理的设计变量与梯度材料相对密度的分布关系。为了克服Mindlin板仿真分析的数值闭锁问题，采用NURBS等几何分析单元的缩减积分策略。数值算例展示了该方法的有效性，且获得了具有清晰细节特征的功能梯度板新型设计方案。结果表明，相比于预先定义材料配比，该方法可以实现功能梯度材料属性与结构拓扑的协同优化设计。     

基于频率的空间相机主体结构优化设计分析

通过对一连续体进行基于基频最大化的拓扑优化,得出主体结构的最优结构形式;对优化结果进行了有限元仿真计算,与传统设计方法所得的相机结构进行对比,基频稍有提高而质量有较大减小。结果表明:采用拓扑优化设计方法能够缩短设计周期,有效减小结构质量,提高了相机主体结构的动刚度,设计结果完全满足系统需求。     

一种卫星分步结构优化方法

在卫星结构设计中,为了在满足各种工况条件下有效实现减重,基于优化驱动设计的思想,文章提出了一种分步结构优化方法:第一步采用固体各项同性惩罚微结构法(SIMP)进行多工况下最小柔顺度的拓扑优化,通过将多工况下的优化目标加权,转化为单目标优化问题,优化求解得到最优构型;第二步,提取第一步优化方案的拓扑构型关键特征,以质量最小、整星结构基频最高为目标,采用带精英策略的非支配排序遗传算法(Non-dominated Sorting Genetic Algorithm-Ⅱ,NSGA-Ⅱ)对形状和尺寸参数进行多目标优化;第三步,根据得到的形状尺寸参数,考虑实际加工和设计要求,经过人工修改迭代,得到最终设计。此方法应用于天拓-3卫星的支撑腿结构设计中,实现了考虑多工况的拓扑优化和多目标的形状尺寸优化。按照工程设计制造要求进行处理,获得的优化方案在满足各项约束条件下使支撑腿结构有效减重44.57%,整星结构基频提高3.97%,说明该方法具有较强的工程应用价值。     

考虑内压影响的加筋柱壳高效屈曲优化

针对运载火箭贮箱结构,基于渐近均匀化法建立考虑内压的非等厚筋条的加筋壳承载力快速计算方法。首先,采用渐近均匀化法获得加筋单胞的等效刚度阵,进而基于瑞利-里兹法计算考虑内压的整体失稳载荷,并基于板壳理论发展了加筋柱壳的蒙皮和筋条局部失稳载荷计算方法。此外,基于自适应代理模型优化方法,开展了考虑多种失效模式的加筋柱壳承载力最大化设计,以最优设计为例,分析了内压对加筋柱壳整体失稳载荷的影响规律。     

高承载要求碳纤维内埋框架的设计及试验研究

对SAST 5000平台的碳纤维内埋框架及相应结构板设计和试验进行了研究。对内埋框架结构进行了拓扑优化并采用碳纤维材料,分析了优化的结构板模态和静力状态,并对整板进行了静力试验及探伤。结果表明:在方案阶段金属材料内埋框架贮箱安装板的基础上,通过对内埋框架结构形式的拓扑优化及碳纤维材料的使用,大幅减轻了贮箱安装板重量,仿真分析及摸底试验说明碳纤维内埋框架贮箱安装板力学性能满足卫星承载要求。     

基于拓扑优化的冲压发动机主安装节承力结构设计

针对冲压发动机主安装节承力结构优化,开展集中力扩散结构设计。首先采用工程方法设计放射肋扩散结构方案,然后开展拓扑优化设计。通过平板结构优化算例验证适合此类工程问题的内力均匀性约束条件,采用全域粗网格模型求解优化设计域、精细网格模型求解结构方案的二轮优化迭代的拓扑优化方法,得到最终优化结果。通过工程设计法与拓扑优化方法的...     

大型航天器桁架式主承力结构构型拓扑优化研究

针对桁架结构和拓扑优化的特点,提出了一种连续体-离散体两级拓扑优化策略。应用该策略对大型航天器桁架式主承力结构的构型进行了优化设计。首先,使用HyperWorks软件对桁架结构的设计空间进行了有限元建模,应用连续体结构拓扑优化方法,得出了五传力点和七传力点两种准桁架结构形式,并提炼出与之对应的桁架结构;然后,对所得桁架结构进行拓展,并应用桁架式结构拓扑设计优化系统(TODOSST)对拓展后的桁架基结构进行了离散体结构拓扑优化,得到了五传力点和七传力点两种桁架方案。经对比,七传力点桁架构型方案在基频拓展性、设备预留空间可用性等方面均有比较明显的优势,可作为后续设计的基础。文章应用连续体-离散体两级拓扑优化策略,得到了满足基本设计要求的桁架结构基本构型,可为详细结构设计提供参考;所用优化策略也可为同类桁架结构设计提供借鉴。     

某型号离心机吊篮拓扑优化设计

在某型号离心机吊篮设计中,采用了拓扑优化设计。根据离心机吊篮的最大外形尺寸、连接边界、承载质量、离心机最大加速度值等参数,确定了拓扑优化的设计区域、载荷条件、边界条件,并用ANSYS建立了其有限元模型。以整体刚度最大为目标,根据吊篮质量要求施加拓扑优化约束条件,建立了吊篮拓扑优化的数学模型。采用TOSCA软件进行优化求解。拓扑优化后结构质量满足约束条件,刚度显著提高。     

复合材料壳体挂机飞行一体化结构 优化设计分析

针对固体火箭发动机复合材料壳体挂机飞行一体化结构优化设计问题,提出了基于拓扑优化和多参数目标驱动优化相结合的两步设计法。首先针对挂机飞行金属结构进行拓扑优化,优化后结构质量由8.6 kg降低至6.0 kg,实现了结构轻量化设计目的;然后针对复合材料挂机飞行一体化结构进行多参数目标驱动优化并进行参数敏感性分析,结构整体质量由6.0 kg进一步降低至5.94 kg。参数敏感性分析结果表明,挂飞连接支座上肢板厚度为关键尺寸,而挂飞结构外缠绕层宽度对整体结构强度贡献较小。静力载荷试验结果表明,壳体及挂机结构应变在10～140 k N前应变与载荷基本呈线性增长,当超过140 k N后挂机结构外部环向纤维开始断裂,挂机结构出现破坏,载荷设计值与实验值相对误差为15.6%,这是由于载荷试验采用单一吊耳加载而导致结构受力过于集中而相对容易发生破坏。     

卫星肼瓶系统减振优化设计

由于布局和安装条件的限制,某卫星肼瓶支架采用了“十”字型截面设计,这导致在发射过程中某方向肼瓶振动幅度过大,发生较大变形甚至断裂破坏。为减小肼瓶系统的过度振动,采用结构优化方法进行了减振动力学设计。考虑以下方案:1)固有频率约束下,以肼瓶系统重量为目标函数的尺寸优化;2)频率响应约束下,以肼瓶系统重量为目标函数的尺寸优化;3)以频率响应极小化为目标函数的肼瓶系统尺寸优化;4)频率响应约束下阻尼材料拓扑布局优化,以肼瓶系统重量为目标函数。对优化模型1)~3)进行直接线性化处理,采用序列二次规划方法求解。在阻尼材料拓扑布局优化中,采用了作者提出的基于阻尼拓扑敏度综合评价的阻尼材料拓扑优化准则。综合比较上述方案优化效果,阻尼拓扑布局优化设计的减振效果是最佳的。文中对动力响应优化设计问题的优化模型选取也进行了探讨。     

环向肋增稳的薄壁圆筒结构定向拓扑优化方法

针对广泛应用于飞行器的薄壁圆筒结构,在优化设计时未考虑薄壁特性导致优化结果加工性和稳定性欠佳的问题,提出一种面向飞行器总体设计阶段的环向肋增稳薄壁圆筒结构定向拓扑优化方法.该方法首先依据薄壁结构壁厚方向将有限单元划分成组,以单元组为基本单位构成优化设计空间,保证优化结果具有定向性,进而保证优化结果符合薄壁结构加工特性;...     

六自由度振动台台体结构优化设计研究

在应用六自由度振动台进行高频振动测试试验时,若台体结构被激发产生共振,则会影响测试结果的准确性。为保证台体的共振频率在工作频带之外,同时使台体重量更轻,文章提出基于二级多点逼近算法的六自由度振动台台体结构优化方法。首先建立台体结构的有限元模型,并根据实际应用工况确定台体连接面法向位移约束的边界条件,以壳、梁单元的截面尺寸和外形半径大小为设计变量,建立以台体结构一阶固有频率和静强度为约束、质量最小为目标的模型。然后,利用二级多点逼近算法对模型进行尺寸优化,并以人机交互的方式实现外形半径的优化,得到满足约束条件的优化解。最后依据优化结果设计与制造出台体结构,并完成台体样机。该台体结构实现了轻量化设计要求并应用于振动试验,验证了该结构优化方法的有效性。     

降低热变形的卫星有效载荷安装结构优化设计

在整星有限元热变形分析基础上,以有效载荷安装结构热变形最小为目标,对安装结构依次进行拓扑优化及设计敏度分析和尺寸优化。结果表明：通过优化设计,在显著降低该结构热变形的同时大幅减小其质量;拓扑优化给出结构基本构型,尺寸优化进一步细化结构设计方案,二者结合能有效改进结构设计。     

卫星结构的拓扑优化与灵敏度分析

在已知某卫星主承力结构的空间大小、约束及载荷条件的情况下，通过对一连续体进行拓扑优化得出主承力结构的最优结构形式。并在此基础上对卫星上十五个结构参数进行了灵敏度分析和尺寸优化，计算结果证明由连续体通过拓扑优化得到桁架结构的最优拓扑是可行的，若再结合灵敏度分析及尺寸优化，可以大幅度减轻卫星结构重量，改善卫星结构的动力特性。     

航天器隔舱结构优化设计

采用有限元方法、结构灵敏度分析技术及序列线性／二次规划方法进行隔舱减重优化设计。文章叙述了优化模型的确定、载荷工况及边界条件的选取,对优化设计中用到的敏度分析方法和优化算法进行了简介;对设计方案选取,优化结果的比较进行重点论述。通过分析验证及试验验证表明,隔舱结构减重优化设计效果显著,优化设计在航天器结构设计中具有重要意义。     

升力体外形设计的代理模型优化方法

面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
     

基于代理模型技术的返回舱外形优化

针对返回舱再入过程中需要满足的复杂气动力热务件,在典型高超声速条件下以升阻比和阻力系数为目标,以驻点热流和容积率为约束条件进行返回舱外形多目标优化设计。气动特性分析采用基于三维Navier-Stokes方程和结构网格的计算流体力学数值仿真（CFD）方法,采用Fay-Riddell经验公式计算驻点热流,采用NSGA－II优化算法进行全局寻优,为了增强多目标优化设计的计算效率,利用Kriging代理模型替代CFD计算,并引入改进的EI函数加点策略,大大减少了构建代理模型时所需的样本点数目。优化计算结果表明,代理模型计算结果与CFD计算结果误差可以控制在7％以内,基于代理模型技术的优化过程可以节省95％以上的计算开销。因此,该方法能够较好地满足初步设计的要求,为返回舱外形优化提供有益的借峪。