專利名稱：一種飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)機(jī)載設(shè)備安裝技術(shù)，涉及一種輔助動力裝置安裝結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化的方法。
背景技術(shù)：
發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)的設(shè)計主要難點之一是安裝系統(tǒng)的布局和結(jié)構(gòu)優(yōu)化。目前，發(fā)動機(jī)安裝系統(tǒng)的設(shè)計基本沒有開展部件(或桿系)構(gòu)型及空間布局的優(yōu)化，使得設(shè)計出來的系統(tǒng)部件重量大，體積占位大。隨著設(shè)計技術(shù)進(jìn)步，國內(nèi)外飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計中普遍都采用優(yōu)化設(shè)計方法，不但降低了安裝系統(tǒng)的設(shè)計難度及風(fēng)險，而且保證安裝系統(tǒng)設(shè)計指標(biāo)最優(yōu)，使得系統(tǒng)部件輕巧，降低了研究成本。而目前國內(nèi)外在APU安裝時一般只考慮拉桿的布局方便性，而沒有進(jìn)行基于力學(xué)性能的布局優(yōu)化。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是一種可以有效提高安裝效率和安裝質(zhì)量的飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法本發(fā)明的技術(shù)方案是一種飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法，其包括如下具體步驟步驟一、數(shù)據(jù)準(zhǔn)備確定飛機(jī)輔助動力裝置安裝系統(tǒng)的安裝位置，結(jié)構(gòu)特點以及自身性能參數(shù)，并作為初始條件和邊界條件；步驟二 確定優(yōu)化自變量和約束條件以飛機(jī)輔助動力裝置各拉桿與飛機(jī)結(jié)構(gòu)交點的全機(jī)坐標(biāo)系坐標(biāo)作為自變量；受飛機(jī)結(jié)構(gòu)位置所限，以各桿和飛機(jī)結(jié)構(gòu)交點的空間坐標(biāo)變化范圍作為自變量約束條件；步驟三確定優(yōu)化目標(biāo)采用所有拉桿的軸向最大應(yīng)力最小作為優(yōu)化目標(biāo)；步驟四優(yōu)化過程步驟I :受拉桿和受壓桿的折合應(yīng)力處理根據(jù)受拉桿和受壓桿承載特性的不同，引入折合應(yīng)力來對比桿的應(yīng)力水平，其中，對于拉應(yīng)力，折合應(yīng)力即等于桿的應(yīng)力；對于壓應(yīng)力，則折合應(yīng)力為 =其中，O
(J
cr
，
由折合應(yīng)力關(guān)系圖查出，Ob為屈服應(yīng)力，為臨界應(yīng)力，Oct為折合應(yīng)力；步驟2:根據(jù)自變量及交點坐標(biāo)初值算出給布局下的各拉桿軸向應(yīng)力，找出最大軸向應(yīng)力值；步驟3 :在交點坐標(biāo)初值基礎(chǔ)上,按一定步長計算該布局下的各拉桿軸向應(yīng)力，并找出最大軸向應(yīng)力值，將該最大軸向應(yīng)力值與步驟2中的最大軸向應(yīng)力值進(jìn)行比較，取較小值；步驟4 :通過增加步長，遍歷所有位置坐標(biāo)組合，循環(huán)步驟3，通過比較各布局下的最大軸向應(yīng)力值，獲取最小值作為最終的優(yōu)化目標(biāo)，最大軸向應(yīng)力值最小的布局為最終優(yōu)化后的布局；步驟四根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，完成APU安裝系統(tǒng)拉桿、接頭等結(jié)構(gòu)件的具體設(shè)計。優(yōu)化過程中，還包括對減震器的處理方法，在安裝系統(tǒng)的優(yōu)化時，只考慮減震器的彈性項，并采用線性彈簧單元來模擬減震器的彈性功能。本發(fā)明的技術(shù)效果是本發(fā)明建立了一套適用于飛機(jī)輔助動力裝置安裝系統(tǒng)優(yōu)化布局方法，規(guī)范了布局優(yōu)化的流程，包括安裝架載荷的計算、受力結(jié)果的評價、布局優(yōu)化過程，并根據(jù)安裝架的特點，以及迭代處理，最終得到能夠獲得最小的結(jié)構(gòu)重量和最優(yōu)的受力形式的安裝結(jié)構(gòu)，減輕了結(jié)構(gòu)重量，減少了振動的傳遞，提高了安裝效率和安裝質(zhì)量，滿足了飛機(jī)輔助動力裝置安裝系統(tǒng)布局優(yōu)化需求。


圖I是本發(fā)明飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法的流程圖。
具體實施例方式下面通過具體實施例并結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步的說明本發(fā)明飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法利用工程設(shè)計軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)的參數(shù)化建模，在優(yōu)化流程控制程序的調(diào)用下，實現(xiàn)參數(shù)化實體結(jié)構(gòu)到有限元分析軟件的數(shù)據(jù)傳遞；在有限元軟件中對實體進(jìn)行網(wǎng)格劃分并對安裝系統(tǒng)進(jìn)行材料、約束、載荷等條件的施力口，計算桿系的結(jié)構(gòu)受力或變形，由優(yōu)化流程根據(jù)系統(tǒng)重量、工藝性好等優(yōu)化目標(biāo)，確定安裝系統(tǒng)的最優(yōu)結(jié)構(gòu)?，F(xiàn)在以某型飛機(jī)輔助動力裝置(APU)安裝系統(tǒng)為例對本發(fā)明飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法加以說明。本實施例中，該APU安裝系統(tǒng)由7根安裝拉桿、3個減振器、固定件及APU的三個安裝節(jié)組成，其中，APU七根安裝拉桿與減震器中心相連的一端為固定端，與飛機(jī)結(jié)構(gòu)相連的一端為活動端。下面請參閱圖1，其給出本發(fā)明飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法的詳細(xì)過程，具體步驟如下步驟一、數(shù)據(jù)準(zhǔn)備根據(jù)飛機(jī)APU安裝系統(tǒng)的設(shè)計要求，以及APU系統(tǒng)在飛機(jī)上的布局和本體的結(jié)構(gòu)外形，確定APU安裝系統(tǒng)的設(shè)計要求，如安裝位置，結(jié)構(gòu)特點以及自身性能參數(shù)(如拉桿尺寸、應(yīng)力)等作為初始條件和邊界條件；步驟二 確定優(yōu)化自變量和約束條件以各拉桿與飛機(jī)結(jié)構(gòu)交點的全機(jī)坐標(biāo)系坐標(biāo)作為自變量，本實施方式中，由于APU七根拉桿與飛機(jī)結(jié)構(gòu)相連的一端為活動端，該交點為活動交點；受飛機(jī)結(jié)構(gòu)位置所限，以各桿和飛機(jī)結(jié)構(gòu)交點的空間坐標(biāo)變化范圍作為自變量約束條件；步驟三確定優(yōu)化目標(biāo)
采用所有七根拉桿的軸向最大應(yīng)力最小作為優(yōu)化目標(biāo)，當(dāng)某桿系布局下，各桿的軸向最大應(yīng)力最小時，即可認(rèn)為各桿力的分配是均勻的，該桿系布局認(rèn)為是優(yōu)化結(jié)構(gòu)，能夠獲得最小的結(jié)構(gòu)重量和最優(yōu)的受力形式；步驟四優(yōu)化過程步驟I :受拉桿和受壓桿的折合應(yīng)力處理以及減震器處理根據(jù)受拉桿和受壓桿承載特性的不同，為方便比較不同桿間的應(yīng)力水平，引入折合應(yīng)力來對比桿的應(yīng)力水平，以將桿的顯示承載能力調(diào)節(jié)至相同的水平，其中，對于拉應(yīng)力，折合應(yīng)力即等于桿的應(yīng)力；對于壓應(yīng)力，則折合應(yīng)力為
=其中，O由折合應(yīng)力關(guān)系圖查出，Ob為屈服應(yīng)力，Ora為臨界應(yīng)力，0 為折
合應(yīng)力；減震器的處理減震器是減小發(fā)動機(jī)與飛機(jī)振動傳遞的重要元件，一般的減震器可簡化為彈性項和阻尼項，其中阻尼項主要作用于動載荷，如降低振動的幅值、改變振動響應(yīng)的相位，而在靜載荷作用中一般不予考慮。故在當(dāng)前的安裝系統(tǒng)靜載荷結(jié)構(gòu)優(yōu)化中，只考慮減震器的彈性項，在安裝系統(tǒng)的優(yōu)化時，采用線性彈簧單元來模擬減震器的彈性功能。減震器的剛度按廠商提供的實驗結(jié)果 k = 4. 5353X 106N/m。步驟2:根據(jù)自變量及交點坐標(biāo)初值算出給布局下的各拉桿軸向應(yīng)力，找出最大軸向應(yīng)力值；步驟3 :在交點坐標(biāo)初值基礎(chǔ)上,按一定步長計算該布局下的各拉桿軸向應(yīng)力，并找出最大軸向應(yīng)力值，將該最大軸向應(yīng)力值與步驟2中的最大軸向應(yīng)力值進(jìn)行比較，取較小值，其中，步長大小由實際計算需要確定；步驟4 :通過增加步長，遍歷所有位置坐標(biāo)組合，循環(huán)步驟3，通過比較各布局下的最大軸向應(yīng)力值，獲取最小值作為最終的優(yōu)化目標(biāo)。步驟四根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，完成APU安裝系統(tǒng)拉桿、接頭等結(jié)構(gòu)件的具體設(shè)計。下面通過表I和表2給出了優(yōu)化前后的數(shù)值，二者進(jìn)行了比較。表I優(yōu)化前后比較
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法，其特征在于，包括如下具體步驟 步驟一、數(shù)據(jù)準(zhǔn)備 確定飛機(jī)輔助動力裝置安裝系統(tǒng)的安裝位置，結(jié)構(gòu)特點以及自身性能參數(shù)，并作為初始條件和邊界條件； 步驟二 確定優(yōu)化自變量和約束條件 以飛機(jī)輔助動力裝置各拉桿與飛機(jī)結(jié)構(gòu)交點的全機(jī)坐標(biāo)系坐標(biāo)作為自變量； 受飛機(jī)結(jié)構(gòu)位置所限，以各桿和飛機(jī)結(jié)構(gòu)交點的空間坐標(biāo)變化范圍作為自變量約束條件； 步驟三確定優(yōu)化目標(biāo) 采用所有拉桿的軸向最大應(yīng)力最小作為優(yōu)化目標(biāo)； 步驟四優(yōu)化過程 步驟I:受拉桿和受壓桿的折合應(yīng)力處理 根據(jù)受拉桿和受壓桿承載特性的不同，引入折合應(yīng)力來對比桿的應(yīng)力水平， 其中，對于拉應(yīng)力，折合應(yīng)力即等于桿的應(yīng)力；對于壓應(yīng)力，則折合應(yīng)力為I =其中，O由折合應(yīng)力關(guān)系圖查出，Ob為屈服應(yīng)力，Ora為臨界應(yīng)力，0 為折cr J合應(yīng)力； 步驟2:根據(jù)自變量及交點坐標(biāo)初值算出給布局下的各拉桿軸向應(yīng)力，找出最大軸向應(yīng)力值；步驟3 :在交點坐標(biāo)初值基礎(chǔ)上，按一定步長計算該布局下的各拉桿軸向應(yīng)力，并找出最大軸向應(yīng)力值，將該最大軸向應(yīng)力值與步驟2中的最大軸向應(yīng)力值進(jìn)行比較,取較小值；步驟4 :通過增加步長，遍歷所有位置坐標(biāo)組合，循環(huán)步驟3，通過比較各布局下的最大軸向應(yīng)力值，獲取最小值作為最終的優(yōu)化目標(biāo)，最大軸向應(yīng)力值最小的布局為最終優(yōu)化后的布局； 步驟四根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，完成APU安裝系統(tǒng)拉桿、接頭等結(jié)構(gòu)件的具體設(shè)計。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法，其特征在于，優(yōu)化過程中，還包括對減震器的處理步驟，在安裝系統(tǒng)的優(yōu)化時，只考慮減震器的彈性項，并采用線性彈簧單元來模擬減震器的彈性功能。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機(jī)機(jī)載設(shè)備安裝技術(shù)，涉及一種輔助動力裝置安裝結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化的方法。本發(fā)明飛機(jī)輔助動力裝置安裝拉桿布局方法利用工程設(shè)計軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)的參數(shù)化建模，在優(yōu)化流程控制程序的調(diào)用下，實現(xiàn)參數(shù)化實體結(jié)構(gòu)到有限元分析軟件的數(shù)據(jù)傳遞；在有限元軟件中對實體進(jìn)行網(wǎng)格劃分并對安裝系統(tǒng)進(jìn)行材料、約束、載荷等條件的施加，計算桿系的結(jié)構(gòu)受力或變形，由優(yōu)化流程根據(jù)系統(tǒng)重量、工藝性好等優(yōu)化目標(biāo)，確定安裝系統(tǒng)的最優(yōu)結(jié)構(gòu)。本發(fā)明能夠獲得最小的結(jié)構(gòu)重量和最優(yōu)的受力形式的安裝結(jié)構(gòu)，減輕了結(jié)構(gòu)重量，減少了振動的傳遞，提高了安裝效率和安裝質(zhì)量，滿足了飛機(jī)輔助動力裝置安裝系統(tǒng)布局優(yōu)化需求。
文檔編號G06F17/50GK102750408SQ20121018890
公開日2012年10月24日 申請日期2012年6月8日 優(yōu)先權(quán)日2012年6月8日
發(fā)明者何曉靜, 呂奇峰, 奚振, 屈展 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所