导弹整体式翼面骨架结构的拓扑优化设计_温晶晶
导弹总体多学科设计优化耦合关系处理方法
ｉ ｅｅ ｅａ ｏ ．ｎｏｄｒｏｔ ｋｅｔｅｄｆｃｌｅ ｆ ｙｔ ａａｙｉｇｗｈｃ ｒｕ ｈ ｂ ｏ ｐｅ ｕｊｃｓ４ｍ ｔｏｓｆｒ ａ ｄｉ ｎ ｖ ｒ ｉ ｒｔ ｎ Ｉ ｒｅ ｃ ｌ ｈ ｉ ｕ ｉ ｏ ｓ ｍ ｎ ｌ ｎ ｉ ｂｏ ｇ ｔ ｙｃｕ ｌ ｓｂｅｔ ｅ ｄ ｏ ｎ ｌ ｇ ｙｔ ｉ ｔ ａ ｉ ｔｓ ｓ ｅ ｚ ｈ ｄ ， ｈ ｈ ｎ
导 弹总 体 多 学科 设计 优 化耦 合 关 系处理 方 法
蒋鲁佳 ，辛万青，布向伟
（ 京 宇航 系统 工 程研 究所 ，北 京 ， １０ ７ ） 北 ０ ０６
摘要：导弹总体设计是一个复杂过程 ，涉及 多个 学科专业，这 些学科之 间又是相 互联 系、相互耦合和相互矛盾 的，这就
为优化每次迭代需要进行 的系统分析带来 了困难 。针对导弹总体多学科设计优化 中学科间耦合 关系带来的 系统分析 困难 ，结
某型号弹翼结构拓扑优化设计
利用Abaqus对弹翼进行拓扑优化迭代，在满足刚强度要求的前提下，进一步减轻了质量，实现了轻量化设计，缩短了方案设计时 间，补充和完善了传统的结构设计方法，为弹翼的优化设计提供了快速、有效的解决方案。
关键词：弹翼；结构强度;拓扑优化；轻量化
中图分类号:TJ760.3
文献标识码:A
文章编号:2096-4390( 2019 )06-0039-02
某型号导弹弹翼结构采用整体式翼面,为减轻重量,整体式 始模型，该弹翼气动外形结构为小展弦比的梯形大翼面，翼剖面
弹翼一般采用蒙皮骨架结构，但是，骨架结构如何布局与设计， 为中间矩形两端楔形，如图1所示。 会直接影响到整个弹翼的刚度强度及重量。传统的结构设计方
法为设计师借鉴以往的成熟型号,再结合自己的工程经验加以
力和物力，同时还会导致产品的研制周期加长，最后所形成的 件,作用是形成弹翼光滑而封闭的表面，保持气动外形,所以蒙
设计方案也不一定是最优的设计方案。因此，传统的结构设计 皮不应进行优化,及翼面设定为非设计区域。另外，翼根部位设
方法存在较为明显的不足和缺陷。 本文利用Abaqus的优化模块,采用拓扑优化的方法将弹翼
改进优化而成。最后将设计设计方案交给强度工程师进行有限
元分析,确定是否能够满足重量、强度、刚度、频率等要求；如果
要求不满足，则返回结构工程师重新设计;这个循环不断重复
直到所有的设计指标满足总体要求。这种方法针对不同工况都 需要进行优化设计,而且还需要不停的迭代，会浪费大量的人
图4实心弹翼的有限元模型 弹翼上下蒙皮完全覆盖在骨架的上下表面，属于薄壁结构
1切尔诺贝利事件 切尔诺贝利事件是1986年4月26 日当地时间1点24分，在前苏联乌克兰 境内切尔诺贝利核电站发生的核子反应
整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计专家系统_何洪庆
第21卷 增刊宇 航 学 报V ol.21增刊2000年11月JO U RN A L OF A ST RO N AU T ICS N o v.2000整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计专家系统*何洪庆 黄生洪(西北工业大学航天工程学院・西安・710072)摘 要 根据整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计领域的研究特点、现状,首次提出了以专家系统、数据库技术为核心的软件解决方案。
在此基础上研究了辅助参数决定,自动查询数据库,监控计算等专家系统应用的具体环节,并提供了计算的实例和结果。
主题词 固体火箭冲压发动机 导弹一体化 优化设计 专家系统 数据库 多线程编程THE EXPERT SYSTEM FOR INTEGRATED OPTIMIZATION DESIGN OF DSRR AND ITS MISSILEHe Hong qing Huang Sheng hong(C oll.of As tronautics,Nothw es tern Polytechnical Un ivers ity・Xian・710072)Abstract:A so ftwar e so lution to full dev elo pment of the integ r ated optimizatio n desig n o f the D ucted Solid Ro cket Ramjet(DSRR)and its missile is pro po sed in the first t ime,which ischaracter ized by applying Ex pert Sy stems(ES)and Database techno log y.T he detailed links o fapplying ES in integr ated optimiza tio n design of D SRR&its m issile hav e been inv estigat ed,including helping to determine key par ameter s,aut omat ic query ing database,monit or ing andcontr olling calculating.O ne ex ample and it's r esult ar e pr ov ided.Subj ect terms:Ducted solid r ocket r amjet Integr ated desig n of missile O ptimizatio n design Ex per t system Da tabase M ulti-thr ead pr og ramming1 前言众所周知,整体式固体火箭冲压发动机与导弹总体有密切的匹配关系。
火箭导弹的结构设计与材料选择轻量化与可靠性的平衡
火箭导弹的结构设计与材料选择轻量化与可靠性的平衡火箭导弹的结构设计与材料选择：轻量化与可靠性的平衡导言火箭导弹作为现代军事装备的重要组成部分，其结构设计与材料选择对于轻量化与可靠性的平衡至关重要。
本文将探讨火箭导弹的结构设计原则和材料选择策略，以实现在保证可靠性的前提下实现轻量化目标。
一、结构设计原则1. 整体布局设计火箭导弹的整体布局设计需要考虑载荷容量、姿态控制和稳定性等因素。
一般而言，火箭导弹可分为弹头、导引系统、推进系统和结构体等主要部分。
其中，弹头负责携带弹药，导引系统控制导弹的飞行路径，推进系统提供动力。
各个部分应协调工作，确保整体结构的强度和稳定性。
2. 结构强度优化火箭导弹在发射后可能会面临高温、高速等极端环境，因此结构强度优化是确保导弹正常工作的关键。
在设计中，应结合材料的力学性能和载荷情况，合理确定各部分的尺寸和厚度。
同时，采用结构增强和阻尼措施，提高导弹的抗振能力和耐久性。
3. 热保护设计火箭导弹在大气层内高速飞行时，会因大气摩擦产生巨大的热量。
为了保护导弹的结构和内部设备，需要进行热防护设计。
这包括使用耐高温材料、采用隔热涂层和导热结构等措施，有效降低导弹的表面温度，保证导弹正常工作。
二、材料选择策略1. 轻质高强材料为了实现导弹的轻量化目标，选择轻质高强材料是必要的。
常见的轻质高强材料包括复合材料、钛合金和高强度钢等。
复合材料具有优异的比强度和抗热性能，适用于导弹结构和外壳等部分的制造；钛合金具有低密度和高强度，适用于导弹的耐热部件；高强度钢则适用于导弹的连接件和支撑结构。
2. 抗腐蚀材料火箭导弹在储存和使用过程中可能会接触到各种腐蚀性介质，因此在材料选择上需要考虑抗腐蚀性能。
不锈钢和镀层材料是常用的抗腐蚀材料，可以有效延长导弹的使用寿命。
3. 高温材料火箭导弹在飞行过程中会面临高温环境，因此需要选择具有良好耐高温性能的材料。
钨合金、陶瓷复合材料和耐火陶瓷等材料适用于导弹的耐热零部件和热防护结构。
基于结构拓扑优化方法的发动机支架轻量化设计
５２
计 算 机 辅 助 工 程
２００８丘
０ 引 言
１／４局部 结构 ．在该模 型结 构分 析 中 ，根 据 等效 刚度 原则 将桁 架结构 简 化 为弹 簧单 元 ，将 整 体分 析 得 到
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ ｉｍ ｐｌｅｍｅｎｔ ｔｈｅ ｌｉｇｈｔ－ｗｅｉｇｈｔ ｄｅｓｉｇｎ ｆｏｒ ａｎ ｅｎｇｉｎｅ ｓｕｐｐｏｒｔ，ｔｈｅ ｆｉｎｉｔｅ ｅｌｅｍ ｅｎｔ ｍ ｏｄｅｌ ｏｆ ｉｔｓ ｌｏ— ｃａ１ ｓｕｐｐｏｒｔ ｉｓ ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｇｌｏｂａｌ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｆｉｎｉｔｅ ｅｌｅｍｅｎｔ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｓｕｐｐｏｒｔ ａｓｓｅｍ ｂｌｙ ａｃｃｏｒｄ－ ｉｎｇ ｔｏ ｅｑｕａｌ ｒｉｇｉｄｉｔｙ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ， ａｎｄ ｔｈｅ ｓｕｐｐｏｒｔ ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｕｎｄｅｒ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｓｅｓ ａｒｅ ｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｔｈｅ ｓｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙ ａｎａｌｙｓｉｓ ｉｓ ｄｏｎｅ ｏｎ ｓｔｒｕ ｃｔｕｒｅ ｔｏｐｏｌｏｇｙ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｏｆ ｓｕｐｐｏｒｔ ｂｙ ｅｘｔｒａｃｔｉｎｇ ｔｈｅ ｓｔｒｕ ｃｔｕｒａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ＴＯＳＣＡ ，ａｎｄ ｔｈｅ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｆｏｒｍｕｌａｔｉｏｎｓ ａｒｅ ｏｂｔａｉｎｅｄ．Ａｆｔｅｒ ｔｈｅ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｓｏｌｕｔｉｏｎ ｉｓ ｄｏｎｅ，ｔｈｅ ｏｂｔａｉｎｅｄ ｄｅｎｓｉｔｙ ｖａｌｕｅｓ ｏｆ ｅｖｅｒｙ ｅｌｅｍｅｎｔ ａｒｅ ｕｓｅｄ ｔｏ ｕｐｄａｔｅ ｓｔｒｕ ｃｔｕｒ－ ａｌ ｍｏｄｅｌ ｉｎ ｅａｃｈ ｒｏｕｎｄ ｏｆ ｉｔｅｒａｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｈｅ ｉｔｅｒａｔｉｏｎ ｉｓ ｓｔｏｐｐｅｄ ｉｆ ｔｈｅ ｐｒｅｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄ ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｉｓ ｍｅｔ． Ｆｉｌｔｅｒ ｒａｄｉｕｓ ａｎｄ ｓｏｍｅ ｍａｎｕｆａｃｔｕｒａｂｉｌｉｔｙ—ｂａｓｅｄ ｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓ ａｒｅ ａｄｄｅｄ ｔｏ ｔｈｅ ｓｔｒｕ ｃｔｕｒａｌ ｔｏｐｏｌｏｇｙ ｏｐ— ｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｔｏ ｅｌｉｍ ｉｎａｔｅ ｔｈｅ ｎｕｍ ｅｒｉｃａｌ ｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ ｉｍ ｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｏｐｔｉｍｉｚｅｄ ｒｅｓｕｌｔｓ． Ｔｈｅ ｃｏｍ ｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｂｅｆｏｒｅ ａｎｄ ａｆｔｅｒ ｏｐｔｉｍ ｉｚａｔｉｏｎ ｉｓ ｍ ａｄｅ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｅｎｇｉｎｅ ｓｕｐｐｏｒｔ；ｌｉｇｈｔ－ｗｅｉｇｈｔ ｄｅｓｉｇｎ；ｃｏｎｔｉｎｕｕｍ ｓｔｒｕ ｃｔｕｒｅ；ｓｔｒｕ ｃｔｕｒａｌ ｔｏｐｏｌｏｇｙ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ； ｖａｒｉａｂｌｅ ｄｅｎｓｉｔｙ ｍｅｔｈｏｄ；ｃｈｅｃｋｅｒｂｏａｒｄ；ｆｉｎｉｔｅ ｅｌｅｍｅｎｔ ａｎａｌｙｓｉｓ；ＴＯＳＣＡ
流-热-力耦合的高性能结构拓扑优化设计方法
流-热-力耦合的高性能结构拓扑优化设计方法
李荣启;闫涛;何智成;米栋;姜潮;郑静
【期刊名称】《中国机械工程》
【年(卷),期】2024(35)3
【摘要】拓扑优化和增材制造技术的快速发展为高性能复杂装备提供了高效的产品设计和制造方法。
目前高性能结构拓扑优化只考虑热-力耦合或者流-热耦合的设计,且大多局限于简单结构,未考虑流-热-力三场共同作用下的设计,限制了结构性能的提升。
针对流-热-力多物理场工况下的高性能复杂结构设计这一挑战,提出了一种流-热-力耦合拓扑优化方法,以提高复杂结构的承温能力。
首先引入流场、温度场和结构位移场的控制方程,对计算域的流固材料进行统一表征;然后以最小化平均温度为目标,以流动能量耗散和结构柔度为约束,建立了流-热-力耦合的拓扑优化模型,并结合变分法和拉格朗日函数开展了设计变量的灵敏度分析;最后将所建立的拓扑优化模型应用于涡轮的结构设计,得到了散热性能良好、流道分布合理的可增材制造结构。
【总页数】11页(P487-497)
【作者】李荣启;闫涛;何智成;米栋;姜潮;郑静
【作者单位】湖南大学汽车车身先进设计制造国家重点实验室;中国航发湖南动力机械研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TH122;TP391.7
【相关文献】
1.基于Ordered-RAMP模型的热固耦合结构多材料拓扑优化方法
2.基于不规则元胞的主轴温度-结构场耦合热拓扑优化设计方法
3.热固耦合结构的拓扑优化设计研究
4.艾滋病患者感染病原菌分布特征及耐药情况
5.流热固耦合下螺杆压缩机转子拓扑优化
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大口径KDP_晶体装配附加面形畸变抑制工艺优化
第 31 卷第 9 期2023 年 5 月Vol.31 No.9May 2023光学精密工程Optics and Precision Engineering大口径KDP晶体装配附加面形畸变抑制工艺优化全旭松1，独伟锋1，褚东亚1，2，周海1*，叶朗1（1.中国工程物理研究院激光聚变研究中心，四川绵阳 621900；2.清华大学机械工程系，北京100084）摘要：在高功率固体激光装置中，大口径KDP晶体的面形畸变控制是影响终端光学组件倍频转化效率的关键因素之一。
为了提高大口径KDP晶体的装配附加面形质量，提出了一种点支撑装配附加面形畸变抑制工艺方法。
首先，通过遗传算法对支撑点及其分布进行优化设计。
然后，采用有限元分析方法对KDP晶体的装配预紧工艺进行优化设计。
最后，开展优化后的装配工艺对KDP晶体装配附加面形畸变的抑制和倍频转换效率的实验验证。
实验结果表明：提出的工艺方法对KDP晶体装配附加面形畸变具有良好的抑制效果，实测面形PV值为6.51 μm，二倍频转化效率可达72.6%，且重复装配的一致性良好。
该方法大幅提升了晶体倍频效率和远场光斑质量，并在工程上得到应用与推广。
关键词：激光装置；KDP晶体；装配附加面形；点支撑；频率转换效率中图分类号：TN242；TH162 文献标识码：A doi：10.37188/OPE.20233109.1347Mounting optimization on large aperture KDP crystal tominimize assembling deformationQUAN Xusong1，DU Weifeng1，CHU Dongya1，2，ZHOU Hai1*，YE Lang1（1.Research Center of Laser Fusion， China Academy of Engineering Physics， Mianyang 621900， China；2.Mechanical Department， Tsinghua University， Beijing 100084， China）* Corresponding author， E-mail： a697097@Abstract：In the high-power laser facility，control of the surface deformation of the large-aperture KDP crystal is the key factor to reduce the frequency-conversion efficiency. To improve the assembling quality of the KDP crystal， a point-supporting process method is proposed for minimizing the assembly deforma⁃tion. First， a genetic algorithm is used to optimize the support points and their distribution scheme. Sec⁃ond， the finite-element method is used to optimize the assembling preload. Finally， mounting optimization design process experiments are conducted to evaluate the surface deformation and the frequency-doubling conversion efficiency. The experimental results indicate that the proposed method is effective for minimiz⁃ing the assembling deformation of the KDP crystal； the measured PV value is 6.51 μm， and the measured conversion efficiency of second-harmonic generation reaches 72.6% with excellent assembling repeatabili⁃ty. This result significantly improves the frequency-doubling efficiency and the quality of the far-field spot and has been widely used and promoted in engineering.文章编号1004-924X（2023）09-1347-10收稿日期：2022-11-04；修订日期：2022-12-17.基金项目：国家自然科学基金资助项目（No.51975322）；北京市自然科学基金资助项目（No. 3212006）第 31 卷光学精密工程Key words： laser facility；KDP crystal；assembly deformation；point-supporting；frequency conversion efficiency1 引言终端光学组件作为高功率固体激光装置中末端的核心单元，其主要功能之一为将波长为1 053 nm的高能红外激光转化为波长为351 nm 的紫外激光。
某火箭炮起落架拓扑优化
某火箭炮起落架拓扑优化
李猛;于存贵;齐贤伟;崔二巍
【期刊名称】《机械制造与自动化》
【年(卷),期】2015(000)001
【摘要】建立了简化的某火箭炮有限元模型，将起落架设为设计区域，其他为非设计区域。
以减轻质量为目标，设定应力和体积约束，并以典型火箭弹位置建立多工况对起落架进行拓扑优化，得到合理的材料分布情况。
以优化结果为参考，修改原有结构，并验证了优化的合理性。
【总页数】2页(P116-117)
【作者】李猛;于存贵;齐贤伟;崔二巍
【作者单位】南京理工大学，江苏南京210094;南京理工大学，江苏南京210094;南京理工大学，江苏南京210094;南京理工大学，江苏南京210094【正文语种】中文
【中图分类】TJ393
【相关文献】
1.某型无人机起落架结构拓扑优化 [J], 刘文斌;张明;陈玉红
2.某火箭炮底架结构的拓扑优化设计 [J], 刘晴;李军;张震;鲁霄光;丛龙腾
3.某型飞机起落架刹车拉杆强度分析及拓扑优化 [J], 姚光生;秦可伟;席园
4.飞机起落架的动力学分析与拓扑优化研究 [J], 赵知辛;王琨;汪杰;张昌明
5.飞机起落架扭力臂拓扑优化设计和分析 [J], 孙雪东;韩梦威
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基于超弹性材料拓扑优化方法的变形翼结构设计
基于超弹性材料拓扑优化方法的变形翼结构设计
葛文杰;张永红;刘博;张子昂;李玉柱
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2022(33)12
【摘要】基于柔性机构设计的变形翼能够在飞机航行过程中随飞行条件的变化改变其形状,从而有效地改善飞机的气动性能并降低噪声。
目前柔性机构的设计大多采用基于线弹性材料的拓扑优化方法,该方法设计的柔性机构变形较小,不能很好地满足机翼大角度变形需求。
为解决上述问题,采用基于超弹性材料的拓扑优化方法来设计大变形机翼前后缘内部柔性驱动机构。
另外,将机翼前缘蒙皮等效成多组悬臂梁模型,结合遗传算法设计变截面厚度蒙皮,利用弯曲成形法得到初始前缘蒙皮形状。
根据机翼前后缘设计区域的特点,分别优化设计了合理的驱动力位置及大小。
最后,根据拓扑优化所得的结果,设计制作变形翼样机并测试其变形效果。
试验结果表明,变形翼样机具有良好的连续光滑大变形能力。
【总页数】11页(P70-80)
【作者】葛文杰;张永红;刘博;张子昂;李玉柱
【作者单位】西北工业大学
【正文语种】中文
【中图分类】V224.5
【相关文献】
1.基于拓扑优化的四旋翼无人机结构设计
2.基于移动可变形孔洞方法的超弹性结构拓扑优化
3.基于功能基元拓扑优化法的任意正泊松比超材料结构设计
4.基于胞元拓扑优化法的内凹六边形负泊松比超材料结构设计
5.基于双尺度拓扑优化的多相材料结构设计方法
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导弹结构设计课件
△Q=Q2—Q1=7555.23N △Q=Q3—Q2=9174.9N △Q=Q4—Q3=10794.6N △Q=Q5—Q4=12414.3N
翼段的升力系数Cy=0.062672 Q1=0 Q2=7555.23N Q3=16730.13N Q4=27524.73N Q5=39939.03N
主梁H(0.25)=0.13321M H(0.5)=0.11851M H(0.75)=0.10318M H(1)=0.08717M H(1.25)=0.06959M
辅助梁h=0.1048c h(0.25)=0.12m h(0.5)=0.1056m h(0.75)=0.0909m h(1)=0.0761m h(1.25)=0.0613m
作用在根肋上的载荷有；受扭蒙皮传来的 周缘剪流，屏格蒙皮传来的分布载荷，桁 条传来的集中载荷及其他载荷
辅助梁在14%弦长处，等百分比分布，主梁 在Z=0.25时，位于40%的弦长处，垂直于弦 长方向布置
C(0.25)=1.14835 主梁与辅助梁的距离B(z)=0.3577—0.2365z
最大弯矩M(n*m)
14453
130067
15569
89985
0
设计凸缘厚度（mm)
15.82
14.24
17.04
98.5
0
5号翼肋（根肋） 4号翼肋 3号翼肋 2号翼肋 1号翼肋
凸缘宽度（mm)
28.4
81.8 114.2
辅助梁
凸缘厚度（mm)
4
4.5
5
`
我们采用单梁式蒙皮骨架的结构形式，它由翼梁， 辅助梁，后墙，翼肋，桁条，薄蒙皮组成。翼梁 垂直于弹身轴线，通过双耳朵与弹身耳片相连。 由于这种接头能传递弯矩，可以把它看成固支支 座，他是翼面的主要接头；辅助梁与弹身轴线斜 交，通过轴铰与弹身相连，该接头不能传递弯矩， 只能传递剪力，可以把它看成铰支支座和辅助接 头。后墙上有副翼。翼肋由前缘肋，中肋，尾肋 组成，前缘肋垂直于翼前缘，中肋和尾肋垂直于 翼梁，桁条铆接在中肋上。
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尽量采用六面体单元划分网格，以提高计算精 度，有限元模型的材料参数见表 1．
表 1 弹翼（ 含连接轴） 的材料参数
Tab． 1 Material parameters of missile wing（ including shaft）
材料 TC4
弹性模量 / MPa
1. 13 × 105
泊松比 0. 34
导弹整体式翼面具有加强筋可以合理布置，强 度、刚度好，气动外形好，结构简单等优点，因而在导 弹设计中被广泛采用。整体式弹翼的骨架一般为空 心加筋结构，各加强筋实际起了翼梁和翼肋的作用， 并将翼面载荷以最短传力路线传给主接头［1］。
目前整体式弹翼优化研究主要集中在弹翼气动 外形优化［2 － 3］，而弹翼具体承力结构的优化研究较 少。文献［4 － 5］针对整体式弹翼的结构设计提出 了优化算法，并编制了软件，但都局限于弹翼蒙皮厚 度的优化，对占弹翼总质量比重最大并且也是弹翼 主要承力部件的骨架结构均未作优化。文献［6 － 7］以避免 颤 振 为 目 标 对 弹 翼 骨 架 进 行 拓 扑 优 化 设 计，但在结构减重、优化模型的可加工性等方面效果 不明显，并不适合导弹初样设计。传统的骨架结构 设计方法是： 依靠设计人员的经验，对若干种设计方 案进行分析比较，选出其中结构特性较好的设计方 案。这种基于经验的设计方法有很大的局限性和盲 目性。
收稿日期： 2016-05-10 作者简介： 温晶晶（ 1990—） ，男，博士研究生。E-mail： wjj1990@ mail． nwpu． edu． cn 通信作者： 吴斌（ 1965—） ，男，副教授。E-mail： wubin@ nwpu． edu． cn
82
兵工学报
第 38 卷
0 引言
第 38 卷第 1 期 2 0 1 7年1月
兵工学报 ACTA AＲMAMENTAＲII
Vol． 38 No． 1 Jan． 2017
导弹整体式翼面骨架结构的拓扑优化设计
温晶晶，吴斌，刘承骛
（ 西北工业大学 航天学院，陕西 西安 710072）
摘要： 为提高导弹结构的设计品质，将拓扑优化技术引入到整体式弹翼骨架结构设计中，对某
{V（ ρ） /V0 － f≤0，
s． t． KU = F，
（ 1）
0 ＜ ρmin ≤ρi ≤1，
式中： C 为结构总柔度； K、U、F 分别为总刚度、总位
移和总外载荷； V0 和 V 分别为初始结构体积和优化 结构体积； f 为体积比； ρmin为拓扑变量下限。
拓扑优化算法主要有： 可行方向法、对偶法和优 化准则法等［9］。OptiStruct 设计平台采用直接法和
中图分类号： TJ760. 3
文献标志码： A
文章编号： 1000-1093（ 2017） 01-0081-08
DOI： 10． 3969 / j． issn． 1000-1093． 2017． 01． 011
Topology Optimization Design for Frame Structure of Monolithic Wing of Missile
WEN Jing-jing，WU Bin，LIU Cheng-wu
（ School of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，Shaanxi，China）
Abstract： The topology optimization technique is introduced into the frame structure design of monolithic wing of missile for improving the designing quality of missile structure，and a frame structure of missile wing of a missile is optimized． A typical load environment for frame structure of missile wing is constructed with a method of converting aerodynamic load to node load，and the conflict that the element located at a area under design not only participates in load bearing but also is deleted due to optimization is solved． The topologically optimized computer aided engineering （ CAE） model can be interpreted as computer aided design （ CAD） model which can be redesigned in CAD software directly with CAD-CAE interface technology，and the practicability of topology optimization is improved． By analyzing the empirical and optimized frame models and comparing the mass，strength，deformation and modal of these two models，it is founded that，under the condition of satisfying the structural strength and deformation，the mass of the optimized frame model is reduced by 9. 39% ，meanwhile the natural frequencies for the first and second bending modes and the natural frequency for the first torsional mode are increased． The proposed method can be seen as supplement and improvement of traditional structure design method of missile wing． Key words： ordnance science and technology； missile wing frame； topology optimization； structural property； light-weight
型导弹的弹翼骨架进行优化设计。采用节点载荷等效法构建弹翼骨架的典型受力环境，解决了弹
翼待设计区域的单元既参与受力又可能因为优化而被删减的设计矛盾。利用计算机辅助设计
（ CAD） -计算机辅助工程（ CAE） 接口技术，将拓扑优化后的 CAE 模型直接解释成 CAD 模型并导入
CAD 软件再设计，提高了拓扑优化技术的实用性。分析比较经验方案和优化方案的弹翼骨架模型
对偶法寻优，并基于具体问题选择数学规划方法求 解［12］。
2 整体式弹翼骨架结构的拓扑优化设计
2. 1 建立弹翼有限元模型
选取某型导弹的整体式弹翼作为优化对象，该
弹翼为小展弦比梯形翼面，翼剖面为关于弦向平面
对称的弧形，并沿展向从翼根到翼梢线性过渡。
如图 1 所示，选取去除蒙皮后的实心翼面建立
有限元模型作为拓扑优化的基结构。为真实地反映
的质量、强度、变形、模态等结构特性后发现： 在满足结构强度和变形的条件下，优化后的弹翼骨架
模型质量相对减少 9. 39% ，并且 1 阶、2 阶弯曲频率和 1 阶扭转频率得到了提高。该方法是对传统
弹翼结构设计方法的补充和改善，具有参考意义。
关键词： 兵器科学与技术； 弹翼骨架； 拓扑优化； 结构特性； 轻量化
首先，从总体方案中选取典型弹道下受载最严 重的特征点作为载荷计算工况［1］； 然后，提取出该 工况下翼面的受力情况并乘以一定的安全系数，因 为提取出的该工况下平行翼面作用力较小，所以本 文重点考虑垂直翼面的作用力，并且垂直翼面作用 力造成的绕连接轴的转动力矩由铰链力矩平衡； 最 后，为了计算简便，将垂直分布载荷转化为集中载荷 处理。本文将翼面分为 16 块，将每块的总分布载荷 转换为集中载荷加载在各分块的形心处。翼面的分 块方式和相关尺寸如图 2 所示，翼面各分块的集中 载荷大小见表 2．
性模量之间的假设函数关系，并在 0 ～ 1 之间连续取 值。优化求解后的单元密度为 1 或接近 1 表示该单 元处的材料需要保留； 单元密度为 0 或接近 0 表示 该 单 元 处 的 材 料 可 以 删 减，从 而 实 现 轻 量 化 设 计［12 － 14］。本文优化设计的数学模型可以表述为
min C = FTU = UTKU，
2 144. 18 6 146. 43 10 145. 63 14 234. 62
3 207. 72 7 108. 09 11 97. 52 15 162. 43
许用应力 /MPa
895 ～ 950
密度 / （ kg·m － 3 ） 4. 54 × 103
第1 期
导弹整体式翼面骨架结构的拓扑优化设计
83
2. 2 构建弹翼受力环境 2. 2. 1 弹翼受力分析
导弹飞行过程中，弹翼主要承受升力、阻力、惯 性力和重力，上述各力可以分解为垂直翼面作用力 和平行翼面作用力。在导弹初样设计阶段，假设飞 行过程中所有载荷均为静载荷，并且不考虑结构变 形对外载荷的重新分配［1］。
弹翼的受力特性，将翼面与弹身的连接轴也包含在
有限元模型中； 弹翼外框架部分主要作用是维持特
定的气动外形，不能随意改变拓扑结构，因此定为非