面向成本的飞机结构优化设计模型研究
面向成本的飞机结构优化设计模型研究
姚珊珊 魏法杰
（北京航空航天大学经济管理学院，北京100083）
摘要：实现飞机面向成本设计（DFC）的关键技术有：飞机成本的估算方法、目标成本的确定、寿命周期成本模型、成本与性能之间的折中与评价以及飞机的多学科设计优化。本文针对其中之一构建了面向寿命周期成本的飞机结构优化设计模型的一般方法。成本作为一个工程参数在飞机设计的早期阶段被融入产品的定义过程，通过设计参数将制造成本模型和结构分析相结合得到了本文的设计优化过程。优化是将直接使用成本（DOC）作为获得成本和油耗的函数，由单目标优化和多目标优化组成。通过对比分析，重量和直接使用成本之间的折中比单独以重量或直接使用成本作为优化目标更为合理。这种设计思路可以应用于机身结构设计实践。
关键词：面向成本设计（DFC）；关键技术；优化；直接使用成本（DOC）
中图分类号：V214.19 文献标识码：A
Research on the Optimization Model of Aircraft Structures Design for Cost
YAO Shan-shan WEI Fa-jie
(School of Economics and Management, Beijing University of Aeronautics and Astronautics,
Beijing 100083, China)
Abstract: The key technologies about aircraft design for cost include: cost estimate for aircraft, establishment of cost target and life cycle cost model, evaluation and tradeoff of the cost and performance, multidisciplinary design optimization. A methodology of the development of an optimization model of aircraft structures design for life cycle cost is presented. Cost is integrated into the product definition process as an engineering parameter at the early stage of design. Design optimization process can be achieved by linking manufacturing costs models with structural analysis models through shared design parameters. Through contrast and analysis, the trade-off between weight and Direct Operating Cost (DOC) is considered more reasonable than either the traditional optimization for weight or for DOC as recorded, which can be proposed to be adopted in airframe structural design.
Keywords: DFC (design for cost); key technology; optimization; DOC (direct operation cost)
0 引言
20世纪90年代以来，武器装备研制费用急剧增长。中国的军品采办多年来一直是实行“定价成本+定价成本×5％为利润”的定价模式，不能有效地起到市场机制的调节作用。随着中国国防经济体制的改革和世界各国军费削减的趋势，在中国未来的飞机研制过程中，成本必将成为设计时所要重点考虑的因素之一。
飞机的早期设计阶段基本上确定了飞机的整个构型并影响了70%~80%的总研制成本。因此早期设计阶段对研制新飞机的成本节约是至关重要的。美国最早在武器研制及采购领域提出“成本作为独立变量”（CAIV，Cost As An Independent Variable）思想；我国学者张恒
基金项目：国防软科学项目（编号须保密）。
作者简介：姚珊珊（1982-），女，汉族，陕西三原人，北京航空航天大学经济管理学院博士研究生，主要从事工业工程、项目管理、飞机成本的研究工作。E-mail：ivyyao9@https://www.360docs.net/doc/3c825617.html,。
魏法杰（1954-），男，汉族，河北保定人，北京航空航天大学经济管理学院教授，博士生导师，主要从事工业工程、项目管理、国防经济的研究工作。
喜[1]等人于20世纪80年代提出武器成本的“主动控制”思想。面向成本设计（DFC）是CAIV思想的重要组成部分。
面向寿命周期成本的飞机设计方法论在实际的飞机设计活动中尚有多处难点。本文总结提出了其若干关键技术，并针对其中之一构建了面向寿命周期成本的飞机结构优化设计模型的一般方法。通过直接使用成本（DOC）将成本概念拓展至寿命周期范围。通过设计参数将制造成本模型和结构分析相结合建立了设计优化过程。优化中成本作为独立参数被给予足够重视，得到了较合理的设计思路和方法。
1 飞机面向成本设计的关键技术
面向成本设计（DFC）是并行工程的支持工具之一，是DFX的重要组成部分。由于飞机系统极为复杂，飞机面向成本设计除具备一般机械产品DFC特征之外，还具有其独特的关键技术来支持：
(1) 飞机成本的估算方法：在并行工程中，由于不同的设计阶段所产生的信息的完整程度不同，所采用的成本估算方法也不同。而且，生产批量、飞机类型、飞机寿命周期长短在选择估算方法时也是需要考虑的因素。
(2) 飞机目标成本的确定：目前还缺乏精确的方法对目标成本进行确定，实际生产中一般是军方根据战技指标、设计水平、工厂条件、生产批量并结合军费承担能力等因素，利用历史资料进行确定。预算极其粗放，缺乏科学控制方法。
(3) 飞机寿命周期成本模型：模型应该能够在飞机的不同设计阶段对成本进行相应的估算。
(4) 飞机成本与性能之间的折中与评价：这一工作需要在其他DFX 技术的支持下进行，不能只考虑成本因素，还要综合考虑其他的评价模块提供的评价依据，才能生成合理的设计建议。
(5) 飞机多学科优化（Multidisciplinary Design Optimization，MDO）：是目前飞机设计方法论中最为活跃的研究课题之一。MDO是一种通过充分探索和利用工程系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统和子系统的方法论[2]。实际上是用优化原理为产品的寿命周期设计提供一个理论基础和实施方法。
下文将尝试通过简化的多学科优化模型来说明这一方法论，目标是与传统的设计方法论进行对比，得出有益的结果。
2 飞机结构的成本优化模型
在航空航天领域，寿命周期分析往往和军事应用相联系，而商业部门更加看重的是直接使用成本（DOC），这意味着需要以尽可能少的成本来运送一定的人员通过一定的距离。以直接使用成本和重量同时为目标进行飞机机身面板的结构优化将成本分析和结构分析联系
起来，这一优化过程显示了不仅像传统的飞机设计那样以重量最小进行优化，并且兼顾成本是可行的。直接使用成本被简化为航空公司的获得成本加上重量对油耗的影响。整体模型包括制造成本模型、结构模型和优化模型。
2.1 制造成本模型
制造成本分析是基于典型客机的经验数据而进行的。联系着制造和设计的成本建模方法将成本分解成若干元素，包括材料成本、加工成本和装配成本，以便用半经验的公式表达出来，这样就可以和结构分析时使用的变量联系起来。
图1显示的是典型的铝合金制长桁—蒙皮面板。通常该面板上的零件族包括：蒙皮、分别在纵向和横向支持蒙皮的长桁和隔框、位于每个长桁与隔框的交叉点的夹板和用于紧固结构的铆钉。
图1 面板示意图
制造成本分析的全部分解见（1）式，用这些零件族（蒙皮、长桁、隔框、夹板和铆钉）来表达如下：
rivets cleats frames stringers skin i i panel C C C C C C C ++++==∑=5
1 (1)
(1)式中，panel C 是面板总成本，i C 是第i 组成本的总和。
式(1)中定义的每个零件族成本的半经验的公式都已确定。成本被分成两部分：材料成本m i C 和人工成本l i C ，而人工成本又可以相应地分解为加工成本f i C 和装配成本a i C 。式(1)中的每一项就可以按下式计算：
a i f i m i l i m i i C C C C C C ++=+= （2）
（2）式中出现的成本系数根据某飞机制造公司提供的WBS 并按经验来确定。每族零件的每个系数都是按照WBS 数据表中的真实成本平均值计算得出的。公式中的系数可以分为两大类：材料系数m i c （元/单位零件）和两种人工系数，后者包括时间因子l i c （小时/单位零件）和每小时的工资率l
i r （元/小时）。其中时间因子已经考虑了学习曲线和工作暂停时间等因素的影响。
,...],/[,...],,...)[,(][22mm mm c mm mm A L G C m i i i m i m i ￥＝￥? （3）
]h []h /[][f i f i f i f i c u r C ??=￥￥ （4）
]h []h /[][a i a i a i a i c u r C ??=￥￥ （5）
在（3）式中，材料成本系数的维度是随着材料成本函数M 的变化而变化的，而M 依赖于不同的几何变量，如零件长度i L 或截面积i A 。
度量人工成本最有效的做法是使用标准工时c ，将c 与利用因子u 和成本率r 相乘就得到了最终的成本，见式（4）和（5）。成本率和利用因子是成本模型中非常重要的参数，但是他们也是难以估计的。成本率和加工过程高度相关，通常包括人工成本、机加工成本、耗材和管理费用。标准工时是制造某一零件的理论用时，但实际制造耗费的时间往往比这更久。因此，利用因子用以说明加工工具实际工作时间；考虑因素包括学习曲线效应、检察或工作暂停时间。利用因子由公司效率决定。
图2显示了用于加固面板的隔框截面。隔框的材料成本可以按体积的函数来计算。假设隔框是直的并且为“C ”型截面，假设隔框在面板上沿着宽度方向分布，那么相应地隔框的长度等于面板宽度W 。令t f 为隔框厚度，h f 为隔框高度，l f 为隔框边缘长度，那么C 型隔框的体积V f 为：
()[]W t t h l V f f f f f 2
22-+= (6)
图2 隔框截面示意图 给出frames n 为隔框数，材料密度以及材料成本系数m fram es c （元/克），则隔框的材料成本
为：
m fram es f fram es m fram es c V n C ρ= （7）
假定隔框的人工系数l fram es c （小时/孔）是与隔框上的减轻孔数holes n 直接成正比的。如果令l
frames r （元/小时）为隔框每小时的人工成本，那么隔框总人工成本为：
l fram es l fram es holes fram es l
fram es c r n n C = （8） 其他族的零件成本计算方法与此类似。
2.2 寿命周期成本模型
可以通过计算直接使用成本（DOC ）将成本模型扩展到寿命周期，DOC 是在飞机的寿命期内运输一定重量的飞机结构所需成本。在商业运输应用中，DOC 是获得成本、油耗、维护成本、机组人员以及地勤成本的函数。
DOC=f(acquisition, fuel burn, maintenance, crew and navigation, ground services) (9)
因为这项工作与考量结构效率和制造成本的折中有关，所有的DOC 驱动因素都可认为是独立于获得成本及油耗的固定值，被忽略的因素对飞机机身结构设计的影响甚微。获得成本受用于购买飞机的投资（分期摊入的飞机制造成本加上厂商利润）驱动。油耗是耗油率和油价的函数，在本文中也可认为是飞机重量的函数。
（7）式为后文中用于优化的DOC 函数。尽管利润是更明显的函数，但DOC 作为一个优化目标更容易被评估。DOC 又两部分构成：获得成本（AC ）和油耗（FB ），而获得成本又可写作制造成本（MFC ）乘以某一重量因子n 。
DOC = FB+AC=FB+n ?MFC (10)
2.3 结构模型
结构分析具有半经验性质，分析模型被简化为图3所示图形。这里b 为长桁间距，h 为长桁高度，t 为蒙皮厚度，t s 为长桁厚度。它可以承受均布压力，强度为p ，或者承受均布压力和均布剪流混合载荷。考虑的失效模式包括总体屈曲、局部屈曲和铆钉之间的蒙皮屈曲，以及铝合金许用应力允许范围内的材料失效（本研究不考虑过屈曲设计）。这种半经验的方法是对面板真实行为的近似，但是对现阶段的工作而言已经足够了。
图3 结构分析的面板模型 对于总体屈曲，假定面板在隔框中是简支的，并且间距足够宽以保证邻近的长桁之间没有接触。用欧拉公式分析总体屈曲应力为：
()22/s F F q L E
πσ= （11）
这里E 是弹性模量，L F 是隔框间距，s q 为含有有效蒙皮的长桁的回转半径。
s
s s A I q = （12） 这里s I 为含有有效蒙皮的长桁的剖面惯性矩(4mm )，s A 为含有有效蒙皮的长桁的剖面面积
(2
mm )。
局部屈曲应力为：
2
??? ??=b t E K L L σ (13) ()22112e c L k K νπ-= （14）
对一般结构铝合金，e ν多在0.3~0.33之间。K L 可用尺寸比h/b 和t s /t 的函数来定义。
对于铆钉之间的蒙皮屈曲应力σR , 通常使用的是方程(12)的经验公式：
2
???? ??=p R R r t E K σ (15) 这里，按惯例取R K =2.46，圆头铆钉，p r 为铆钉间距。
在实际应用载荷下，材料整体发生屈曲是较少见的和不易发生的；并且在本文研究中，面板处于相对小的载荷作用下，以工程经验判断，是不可能被破坏的。比较(12)式和（14）式，容易估算出总体屈曲应力远大于局部屈曲应力和铆钉间的屈曲应力，因此结构约束应为基于同时发生局部屈曲和铆钉间蒙皮屈曲的几何尺寸。又铆钉间距对制造成本有主要影响，而铆钉间屈曲应力R σ公式中包含铆钉间距。这样的安排与铆钉在该成本模型中的重要地位是一致的，并且比R.Curran [4] 的计算更为合理。
通过（13）式和（15）式联立得到一个折中的面板屈曲应力为：
()
()p R L br K K Et /2*=σ (16)
因此在成本-重量优化过程中，实际应力σ为： t p /=σ (17) 这里，t 是等效厚度，
b A t s /= （18）
2.4 优化
为了使设计的飞机结构既满足结构要求又实现航运成本最小化，本优化过程将结构分析和成本分析结合起来。
对于大多数的航空公司，(10)式中的获得成本对DOC 的贡献是油耗成本的2至4倍。对于文中的飞机面板，DOC 中获得成本占50%、油耗成本占15%是合理的[5]。因此Consequently, the factor n was determined by fitting the cost results for a panel traditionally optimized for weight and the above mentioned percentage. 油耗成本取800元/千克，n =2~3.5。积极设计变量为长桁间距b 、长桁高度h 、蒙皮厚度t 、长桁厚度t s 以及铆钉间距r p 。优化时，隔框间距保持不变，面板处于纯压载荷
作用下。
本文的研究对面板结构进行了两类优化：单目标优化和多目标优化。
单目标优化：分别以最小总重、最小材料成本、最小制造成本、最小DOC为目标对面板进行结构优化。第一次优化是按传统设计方法以最小总重为目标进行的，优化结果作为其他优化后相应项或增或减的参照。
结果显示，不同的优化标准导致面板尺寸大相径庭（见表1）。以最小DOC为目标进行的优化，所有优化尺寸都远大于第一次优化（最小总重为目标）。增加的长桁间距意味着连接件夹板的数量减少，增加的铆钉间距则导致装配成本的大幅减少。关键的观察结论是优化总是使设计趋向于更大尺寸、更少数量的长桁和更大的铆钉间距（暗示了铆钉数量减少），而这与铆钉对制造成本的影响也是一致的。
不同目标的优化相对第一次优化对成本的节约见表2。正值表示相对参考面板节约的成本，负值表示增加的成本。以最小材料成本和最小制造成本为目标的优化并未显示出比DOC 为目标的改进。以最小DOC为目标的优化结果表明比第一次优化所得的直接使用成本有大幅降低。这或许可以认为是一个很好的结果。如果实际节约896.70元/ m2，那么整个飞机机身的圆筒状部分将节约大约475000元的直接使用成本。
多目标优化：由于重量是传统飞机设计中最为重要的指标，因此多目标优化中仍把重量作为考量的标准之一，进行最小总重与材料成本、最小总重与制造成本、最小总重与直接使用成本三组二目标优化。
多目标优化后的面板尺寸和成本节约（与第一次按重量优化的结果进行比较）见表3。按最小总重和DOC优化的各项结果均介于分别按最小总重和最小DOC优化的结果之间，其他两组二目标优化亦如此。前面的单目标优化已经证明了按最小DOC的优化或许可认为是一个比较恰当的选择，然而总重对于飞机性能始终有着至关重要的影响；与单目标优化相比，总重和DOC之间进行某种折中或许显得些许保守，但是仍然保持了较低的重量水平并节约了相当多的直接使用成本。因此本文认为这样比单目标按DOC优化更加稳妥合理。
表1 单目标优化后的面板尺寸
(W=总重, MC=材料成本, MFC=制造成本, DOC=直接使用成本)
表2 按不同目标优化对成本的节约
2。
(负值表示成本增多)
表3 多目标优化后的面板尺寸和成本节约
所有成本节约的单位为元/m2，重量单位为kg/m2。
(负值表示成本增多)
3 结束语
本文的主要贡献是基于飞机武器系统成本迅速增长的趋势及早期设计阶段对节约成本的重要意义而提出了面向成本的飞机设计若干关键技术；更为重要的是建立了面向成本的飞机结构设计优化模型：该模型通过共同的设计参数将成本模型和结构模型联系起来。优化时，将直接使用成本作为获得成本和油耗的函数，进行了单目标优化和多目标优化。以最小总重和直接使用成本的二目标优化得到了合理的结果，比任何一组单目标优化都更经济合理和稳妥。但本文未考虑参数的不确定因素，在将来的研究中需进行更多的仿真试验以获得更可靠的结果。
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飞行器控制系统设计
课程设计任务书 学生姓名： 李攀 专业班级： 自动化0804 指导教师： 谭思云 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4000)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。 要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： （1） 课程设计任务书的布置，讲解 （一天） （2） 根据任务书的要求进行设计构思。（一天） （3） 熟悉MATLAB 中的相关工具（一天） （4） 系统设计与仿真分析。（四天） （5） 撰写说明书。 （两天） （6） 课程设计答辩（一天） 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日
摘要 根据被控对象及给定的技术指标要求，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。 在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。 关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB
社会研究方法课程设计
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社会研究方法 课程设计调查报告 调查题目：关于地铁站路边摊问题的调查调查地点：北京市通州区梨园城铁站 调查对象：梨园站出站的乘客 调查时间：2012年8月27日 晚高峰期间19:00—21:00
班级：行政1002 姓名：吕铮 学号：2010012341 【内容提要】 近些年来，随着地铁的发展，路边摊成为地铁站周边一道别致的风景线：麻辣烫，铁板烧，臭豆腐，鸡蛋灌饼等，为众多上班族所钟情。我们在享受到路边摊带来便利的同时，也应该注意到路边摊的危害。卫生问题是首先需要的问题。除此之外，路边摊的存在对市政市容造成了一定的影响，也影响到了道路的正常通行。然而这种路边摊的取缔却是很难的。且不说他们流动性强，走到哪儿都可以买，就路边摊的制作也并不复杂，因此取缔路边摊难以有效执行。就政府管理而言，面对路边摊的存在不应该一味的取缔、没收，而是应该统一规范的对路边摊进行管理，同时提高路边摊的卫生规格。这样不仅使路边摊有了一席之地，使它的存在合法化，又能使市民享受到路边摊带来的便利，同时也使路边摊主有了一定的收入，既美化了市容又使摊主与顾客都能获利。 街头食品业在向城市人口、尤其是许多发展中国家城市人口提供方便、低廉食品方面发挥着重要作用；受到化学和微生物病原体污染的街头食品被视为食物源疾病的重大诱因；环境卫生不佳、设施不足和食品处理不当是街头食品的主要风险因素；增强摊贩对保障食品安
全所需遵循的基本原则和措施的认识是降低街头食品卫生风险的一项最具成本效益的办法。（本段文字援引世界卫生组织《关于增强街头摊贩食品安全的基本措施》一文） 【关键词】 路边摊危害管理合法化 【调查过程与方法】 近年来，路边摊成为地铁站、车站附近的特色，路边摊的种类也越来越丰富。路边摊的存在为上班族提供了便利，可以免去他们工作一天之后还要回家做饭的麻烦。丰富的种类、低廉的价格，使得路边摊的市场不断扩大，随之而来就是路边摊所带来的问题。众所周知，路边摊最大的问题就是食品安全问题，且不说地沟油、亚硝酸盐会给人身带来什么样的危害，灰尘、反复使用的竹签、一次性筷子等都难以保证安全。为了了解路边摊的存在情况以及往来乘客对路边摊的看法，我于2012年8月27日晚高峰期间（19:00—21:00）来到八通线梨园站，对出站乘客做关于路边摊的随机调查。调查内容主要包括：乘客对路边摊的态度，路边摊的危害以及路边摊主的态度。本次调查共有28人接受访问，现将其中7人的访问内容整理出来： 【被访问者1：上班族】 路边摊的存在已经很长时间了，但是一直没有城管来取缔，路边摊的存在确实给我们带来了便利，它价格低廉，种类繁多，可以省去我们下班之后做饭的麻烦。关于卫生问题吧，我觉得这些东西都不算很干净，但是不是经常吃就没什么问题吧。再说那么多人都吃呢，怎
飞机结构完整性研究现状及发展方向
第23卷 第3期 2005年9月 飞 行 力 学FL IG HT DYN AM ICS V ol.23 N o.3Sep.2005 收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05 作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。 飞机结构完整性研究现状及发展方向 屈玉池1,2,晁祥林2,陈 琪2 (1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘 要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出 当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。 关 键 词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限 中图分类号: V 215 文献标识码: A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04 引言 飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出 现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。 1 飞机结构完整性研究进展 在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样 机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。 在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。 M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。 近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的
结构优化设计的综述与发展
结构优化设计的综述与 发展 -CAL-FENGHAI-(2020YEAR-YICAI)_JINGBIAN
结构优化设计的综述与发展 摘要：结构优化设计，就是在计算机技术等高科技手段的支持下，为了提升机械产品的性能、工作效率，延长机械产品的工作寿命，对机械产品的尺寸、形状、拓扑结构和动态性能进行优化的过程。这是机械行业发展的必然要求，也是信息时代的必然要求。结构优化设计，必须在保证机械产品满足工作需要的前提下，通过科学的计算来实行。文章将简单对结构优化设计的发展状况进行介绍，列举几种优化设计方法，以及讨论未来优化的发展情况。 关键词：结构优化设计发展优化设计方法 1 结构优化设计 结构优化简单来说就是在满足一定的约束条件下，通过改变结构的设计参数，以达到节约原材料或提高结构性能的目的。结构优化设计通常是指在给定结构外形，给定结构各元件的材料和相关载荷及整个结构的强度、刚度、工艺等要求的条件下，对结构进行整体和元件优化设计。结构优化设计一般由设计变量、约束条件和目标函数三要素组成。评价设计优、劣的标准，在优化设计中称为目标函数；结构设计中以变量形式参与的称为设计变量；设计时应遵守的几何、刚度、强度、稳定性等条件称为约束条件，而设计变量、约束函数与目标函数一起构成了优化设计的数学模型。结构优化的目的是让设计的结构利用材料更经济、受力分布更合理。 结构优化设计根据设计变量选取的不同可以分为截面（尺寸）优化、形状优化、拓扑优化三个层次。尺寸优化是选取结构元件的几何尺寸作为设计变量，例如，杆元截面积、板元的厚度等等[1]。而形状优化是选取结构的内部形状或者是节点位置作为设计变量。拓扑优化就是选取结构元件的有无作为设计变量，为0-1型逻辑型设计变量。 2 结构优化设计研究概况与现状 结构优化设计最早可以追溯到17世纪，伽利略和伯努利对弯曲梁的研究从而引发了变截面粱形状优化的问题。后来Maxwell和Michell提出了单载荷仅有应力约束条件下最小重量桁架结构布局的基本理论，为系统地分析结构优化理论作出了重大的贡献。然而长期以来，由于缺乏高速可靠的计算手段和理论，结构优化设计一直无法获取较大发展。 到上世纪六十年代，有限元技术借助于计算机技术，得到了极大的发展。1960年Schmit在求解多种载荷情况下弹性结构的最小重量问题时，首次在结构优化中引入入数学规划理论，并与有限元方法结合应用，形成了全新的结构优化思想，标志着现代结构优化技术的开始[2]。 1973年Zienkiewicz和Campbell[3]在解决水坝的形状优化问题时，首次以节点坐标作为设计变量，在结构分析方面使用了等参元，在优化方法上使用了序列线性规划的方法。其后，众多的学者在此基础上，逐渐发展形成了使用边界形状参数化方法描述连续体边界的方法，即采用直线、圆弧、样条曲线、二次参数曲线、二次曲面、柱面等方式来描述边界。 1982年，Iman提出了设计元法。该方法把结构分成若干子域，每个子域对应一个设计元。设计元由一组控制设计元几何形状的主节点来描述，接着选择一组设计变量来控制主节点的移动。该方法可以有效地减少设计变量，但也存在网格畸形的缺点。 1986年Belegundu提出了基于自然设计变量和形状函数的形状优化方法[4]。他选择了作用在结构上的假想载荷等一系列自然变量，把由假想载荷产生的位移加到初始
《飞机结构与强度》考试大纲
《飞机结构与强度》考试大纲 （原科目名称为《飞机结构力学》代码821） 科目代码：821 适用专业：见当年招生专业目录 一、课程简介 “飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。 “飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。 飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。 飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。 二、课程内容 第1章绪论 1.1 飞机结构与强度的任务 1.2 飞机结构形式的发展 1.3 飞机结构力学的研究对象 1.4 飞机结构力学研究的基本原则和基本假设 重点：典型飞机结构元件的功用 难点：飞机结构的计算模型 第2章能量原理基础 2.1 弹性力学问题及基本方程 2.2 功和能的概念 2.3 广义力和广义位移 2.4 虚功原理 2.5 余虚功原理 2.6 叠加原理和位移互等定理 重点：广义力和广义位移 难点：余虚功原理，功和能的计算 第3章结构组成分析 3.1 结构组成分析的任务 3.2 结构组成分析方法
机械结构优化设计
机械结构优化设计 ——周江琛 2013301390008 摘要：机械优化设计是一门综合性的学科，非常有发展潜力的研究方向，是解决复杂设计问题的一种有效工具。本文重点介绍机械优化设计方法的同时，对其原理、优缺点及适用范围进行了总结，并分析了优化方法的最新研究进展。关键词：优化方法约束特点函数 优化设计是一门新兴学科,它建立在数学规划理论和计算机程序设计基础上,通过计算机的数值计算,能从众多的设计方案中寻到尽可能完善的或最适宜的设计方案,使期望的经济指标达到最优,它可以成功地解决解析等其它方法难以解决的复杂问题,优化设计为工程设计提供了一种重要的科学设计方法,因而采用这种设计方法能大大提高设计效率和设计质量。优化设计主要包括两个方面:一是如何将设计问题转化为确切反映问题实质并适合于优化计算的数学模型,建立数学模型包括:选取适当的设计变量,建立优化问题的目标函数和约束条件。目标函数是设计问题所要求的最优指标与设计变量之间的函数关系式,约束条件反映的是设计变量取得范围和相互之间的关系;二是如何求得该数学模型的最优解:可归结为在给定的条件下求目标函数的极值或最优值的问题。机械优化设计就是在给定的载荷或环境条件下,在机械产品的形态、几何尺寸关系或其它因素的限制范围内,以机械系统的功能、强度和经济性等为优化对象,选取设计变量,建立
目标函数和约束条件,并使目标函数获得最优值一种现代设计方法,目前机械优化设计已广泛应用于航天、航空和国防等各部门。优化设计是20世纪60年代初发展起来的，它是将最优化原理和计算机技术应用于设计领域，为工程设计提供一种重要的科学设计方法。利用这种新方法，就可以寻找出最佳设计方案，从而大大提高设计效率和质量。因此优化设计是现代设计理论和方法的一个重要领域，它已广泛应用于各个工业部门。优化方法的发展经历了数值法、数值分析法和非数值分析法三个阶段。20世纪50年代发展起来的数学规划理论形成了应用数学的一个分支，为优化设计奠定了理论基础。20世纪60年代电子计算机和计算机技术的发展为优化设计提供了强有力的手段，使工程技术人员把主要精力转到优化方案的选择上。最优化技术成功地运用于机械设计还是在20世纪60年代后期开始，近年来发展起来的计算机辅助设计（CAD），在引入优化设计方法后，使得在设计工程中既能够不断选择设计参数并评选出最优设计方案，又可加快设计速度，缩短设计周期。在科学技术发展要求机械产品更新日益所以今天，把优化设计方法与计算机辅助设计结合起来，使设计工程完全自动化，已成为设计方法的一个重要发展趋势。 优化设计方法多种多样，主要有以下几种：1无约束优化设计法；无约束优化设计是没有约束函数的优化设计，无约束可以分为两类，一类是利用目标函数的一阶或二阶导数的无约束优化方法，如最速下降法、共轭梯度法、牛顿法及变尺度法等。另一类是只利用目标函数值的无约束优化方法，如坐标轮换法、单形替换法及鲍威尔法等。此法具有计算
飞行控制系统设计
(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);
nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1
结构优化设计大作业(北航)
《结构优化设计》 大作业报告 实验名称: 拓扑优化计算与分析 1、引言 大型的复杂结构诸如飞机、汽车中的复杂部件及桥梁等大型工程的设计问题，依靠传统的经验和模拟实验的优化设计方法已难以胜任，拓扑优化方法成为解决该问题的关键手段。近年来拓扑优化的研究的热点集中在其工程应用上，如: 用拓扑优化方法进行微型柔性机构的设计，车门设计，飞机加强框设计，机翼前缘肋设计，卫星结构设计等。在其具体的操作实现上有两种方法，一是采用计算机语言编程计算，该方法的优点是能最大限度的控制优化过程，改善优化过程中出现的诸如棋盘格现象等数值不稳定现象，得到较理想的优化结果，其缺点是计算规模过于庞大，计算效率太低;二是借助于商用有限元软件平台。本文基于matlab软件编程研究了不同边界条件平面薄板结构的在各种受力情况下拓扑优化，给出了几种典型结构的算例，并探讨了在实际优化中优化效果随各参数的变化，有助于初学者初涉拓扑优化的读者对拓扑优化有个基础的认识。
2、拓扑优化研究现状 结构拓扑优化是近20年来从结构优化研究中派生出来的新分支，它在计算结构力学中已经被认为是最富挑战性的一类研究工作。目前有关结构拓扑优化的工程应用研究还很不成熟，在国外处在发展的初期，尤其在国内尚属于起步阶段。1904 年Michell在桁架理论中首次提出了拓扑优化的概念。自1964 年Dorn等人提出基结构法，将数值方法引入拓扑优化领域，拓扑优化研究开始活跃。20 世纪80 年代初，程耿东和N. Olhoff在弹性板的最优厚度分布研究中首次将最优拓扑问题转化为尺寸优化问题，他们开创性的工作引起了众多学者的研究兴趣。1988年Bendsoe和Kikuchi发表的基于均匀化理论的结构拓扑优化设计，开创了连续体结构拓扑优化设计研究的新局面。1993年Xie.Y.M和Steven.G.P 提出了渐进结构优化法。1999年Bendsoe和Sigmund证实了变密度法物理意义的存在性。2002 年罗鹰等提出三角网格进化法，该方法在优化过程中实现了退化和进化的统一，提高了优化效率。目前常使用的拓扑优化设计方法可以分为两大类：退化法和进化法。结构拓扑优化设计研究，已被广泛应用于建筑、航天航空、机械、海洋工程、生物医学及船舶制造等领域。 3、拓扑优化建模（SIMP） 结构拓扑优化目前的主要研究对象是连续体结构。优化的基本方法是将设计区域划分为有限单元，依据一定的算法删除部分区域，形成带孔的连续体，实现连续体的拓扑优化。连续体结构拓扑优化方法目前比较成熟的是均匀化方法、变密度方法和渐进结构优化方法。 变密度法以连续变量的密度函数形式显式地表达单元相对密度与材料弹性模量之间的对应关系，这种方法基于各向同性材料，不需要引入微结构和附加的均匀化过程，它以每个单元的相对密度作为设计变量，人为假定相对密度和材料弹性模量之间的某种对应关系，程序实现简单，计算效率高。变密度法中常用的插值模型主要有:固体各向同性惩罚微结构模型(solidisotropic microstructures with penalization，简称SIMP)和材料属性的合理近似模型(rational approximation ofmaterial properties，简称RAMP)。而本文所用即为SIMP插值模型。
飞行器控制系统课程设计
课程设计任务书 学生姓名：________ 专业班级： _______________ 指导教师：_______ 工作单位： ____________ 题目：飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： G（s） -^500^ s（s 361.2） 控制系统性能指标为调节时间0.01s，单位斜坡输入的稳态误差 0.000521，相角裕度大于84度。 要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求） （1）设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2）画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3）用Matlab画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4）对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab源程序或Simulink仿 真模型，说明书的格式按照教务处标准书写 时间安排：
指导教师签名： 系主任（或责任教师）签名: 目录 1串联滞后—超前校正的原理............ 错误! 未定义书签。 2 飞行器控制系统的设计过程. ................. 错误! 未定义书签。 2.1 飞行器控制系统的性能指标............... 错误! 未定义书签。 2.2 系统校正前的稳定情况................. 错误! 未定义书签。 2.2.1 校正前系统的波特图............. 错误! 未定义书签。 2.2.2 校正前系统的奈奎斯特曲线 (2) 2.2.3 校正前系统的单位阶跃响应曲线......... 错误! 未定义书签。 2.3 飞行器控制系统的串联滞后—超前校正 (4) 2.3.1 确定校正网络的相关参数 (4) 2.3.2 验证已校正系统的性能指标 (6) 2.4 系统校正前后的性能比较 (8) 2.4.1 校正前后的波特图 (8) 2.4.2 校正前后的奈奎斯特曲线 (9) 2.4.3 校正前后的单位阶跃响应曲线 (11) 3 设计总结与心得体会 (12) 参考文献 (13)
中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲
中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲（原科目名称为《飞机结构力学》代码821） 科目代码：821 适用专业：见当年招生专业目录 一、课程简介 “飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。 “飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。 飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。 飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。 二、课程内容 第1章绪论 1.1飞机结构与强度的任务 1.2飞机结构形式的发展 1.3飞机结构力学的研究对象 1.4飞机结构力学研究的基本原则和基本假设重点：典型飞机结构元件的功用难点：飞机结构的计算模型 第2章能量原理基础 2.1弹性力学问题及基本方程 2.2功和能的概念 2.3广义力和广义位移 2.4虚功原理 2.5余虚功原理 2.6叠加原理和位移互等定理重点：广义力和广义位移难点：余虚功原理，功和能的计算 第3章结构组成分析 3.1结构组成分析的任务 3.2结构组成分析方法 3.3桁架结构的组成 3.4刚架结构的组成 3.5薄壁结构的组成重点：常见飞机结构系统的几何组成分析 第4章静定结构内力与变形 4.1静定结构的特性 4.2静定杆系结构内力 4.3静定薄壁结构内力 4.4计算结构变形的意义 4.5单位载荷法重点：静定结构内力计算的基本原理和基本方法，静定结构变形计算的单位载荷法
飞行器结构优化设计课程总结
《飞行器结构优化设计》 ——课程总结 专业航天工程 学号GS0915207 姓名
《飞行器结构优化设计》课程总结报告 通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。 本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。 优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。 一、有限元素法 这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。 二、敏度分析 结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。 结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是
基于有限元分析的结构优化设计方法的研究_李曼丽
基于有限元分析的结构优化设计方法的研究 The research of a structure optimization design method based on FEA 李曼丽，杨志兵 LI Man-li ，YANG Zhi-bing （北京理工大学 机械与车辆学院工业工程研究所，北京 100081） 摘 要：提出一种新的结合有限元分析和参数化建模的结构优化设计方法，并利用单参数分析和多参数 分析进行阐述。在该方法中，首先建立产品的参数化FE模型，实现修改参数后自动更新产品模型并进行计算；其次利用二次开发设计用户界面，通过单参数分析评价各参数对产品结构性能的影响程度，通过多参数分析在修改两个参数的条件下，基于权衡研究找出产品结构最佳优化方案；最后提出一种根据权重评价多参数修改条件下的设计方案的思路。 关键词：结构优化设计；有限元分析；参数化FE模型 中图分类号：TH122;TP391.7 文献标识码：A 文章编号：1009-0134(2013)09(下)-0123-04Doi：10.3969/j.issn.1009-0134.2013.09(下).37 收稿日期：2013-05-21 作者简介：李曼丽（1990 -），女，河南周口人，硕士，研究方向为CAD/CAE 。 0 引言 如今，竞争日趋激烈的环境迫切需要企业快速开发出高质量的产品，为了在降低成本同时改善产品的性能，对产品进行结构优化设计是具有实际意义的。结构优化是在满足最优结构性能时能自动生成机械零件设计的一种方法，它能够在成本较低的情况下满足设计要求。最优结构性能可能是产品的质量较轻或者便于操作者使用[1] 。 在过去的一段时间内，很多学者对机械产品如液压挖掘机、飞机零件等的结构优化设计做了一些研究[2]，验证了有限元分析（FEA ）在分析产品结构性能时所体现的重要意义的意义。FEA 是对已知工作载荷和边界条件下的结构强度计算的最强大的一门技术。随着并行工程以及DFX 技术的发展，FEA 已成为设计过程中的关键步骤。最初FEA 只是用来在设计最后验证设计的合理性，现在已经应用到设计整个过程，尤其是在上游设计阶段[3]。 然而，传统用于结构优化的FEA 技术需要花费大量的时间，不能满足快速响应的需求，因此关于FEA 的进一步的研究目前引起了学术界的注意。Qiao L.H.等提出了一种基于工程仿真的混合优化设计方法，并以钳臂为例进行验证该方法[4]。通过总结前人的研究成果，其中一些研究也提出了参数建模方法，可以有效减少设计时间，并提高设计质量。Liu Z.C.等同归对VC+ +和ANSYS 的APDL 语言进行结合开发，完成了YJ32液压机下梁 的有限元优化设计[5]。基于有限元分析和参数化建模这两个基本理论，本文提出了一种结构优化设计方法，可以帮助设计者短时间内找出产品的最优设计，最后以电焊钳钳臂为例验证该方法的有效性。 1 基于FEA 的强度分析 强度是产品设计过程中最基本的设计要求，为了测试产品是否能够承受工作载荷，需要进行有限元分析得到最大应力和最大位移，并与产品所用的材料性能进行比较。另外，设计者可以考虑采用加强筋或加强套，或者改变关键尺寸来提高产品的强度。通常情况下，有加强筋的钳臂可以承受更大的负载，直径尺寸大一些的使用寿命较长，但同时重量也增大，因此设计者要对强度和重量进行权衡，找到最优设计。强度分析被广泛用于获得特定负载条件下的结构的最佳强度/重量比。 Zhang B.等利用FEA 技术，通过参数研究方法分析内燃机的气缸盖直径这一关键参数，验证了气缸盖的结构设计中存在一个理想的参数匹配点[6]。参数和最大应力之间的匹配关系有助于产品设计。本文从两个方面阐述了一种新的结构优化设计方法：单参数分析和多参数分析。 1）单参数分析 产品结构的很多参数都会影响结构性能，并且影响的程度不同。因此，可以通过单参数分析方法找出相对重要的影响参数。在固定其他参数
飞行器控制系统设计
学号： 课程设计 题目飞行器控制系统设计 学院自动化学院 专业自动化 班级自动化1002班 姓名 指导教师肖纯 2012 年12 月19 日
课程设计任务书 学生姓名： 专业班级：自动化1003班 指导教师： 肖 纯 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4500)(+= s s K s G 要求设计控制系统性能指标为调节时间ts 008.0≤秒，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于75度。 要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写 等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日
随着经济的发展，自动控制技术在国民经济中发挥着越来越重要的作用。自动控制就是在没有人的参与下，系统的控制器自动的按照人预订的要求控制设备或过程，使之具有一定的状态和性能。在实际中常常要求在达到制定性能指标的同时能更加节约成本、能具有更加优良的效果。本次飞行器设计中，采用频域校正的方法使系统达到指定的性能指标，同时采用matlab仿真软件更加直观的进行仿真分析和验证。 在此设计中主要采用超前校正的方法来对系统进行性能的改进，通过分析、设计、仿真、写实验报告书的过程，进一步加深了对自动控制原理基本知识的理解和认识，同时通过仿真系统的奈奎斯特图、bode图、单位阶跃响应曲线，进一步理解了系统的性能指标的含义，同时也加深了对matlab仿真的掌握，培养了认识问题、分析问题、解决问题的能力。
飞机结构与强度课程设计报告
飞机结构与强度课程设计报告
《飞机结构与强度》 课程设计报告 简单刚架结构受力分析 专业： 学号： 学生姓名： 所属学院：航空工程学院 指导教师： 二〇一四年12月 一、目的与意义
本课题旨在探究限元法在分析飞机结构力学有关问题时的作用，使我们对有限元法有个基本的了解，并锻炼我们的自主分析能力和对有限元分析软件的实际操作能力。 二、有限元分析原理与软件介绍 有限元分析原理 有限元分析（FEA，Finite Element Analysis）利用数学近似的方法对真实物理系统（几何和载荷工况）进行模拟。还利用简单而又相互作用的元素，即单元，就能够用有限数量的未知量去逼近无限未知量的真实系统。 有限元分析是用较简单的问题代替复杂问题后再求解。它将求解域看成是由许多称为有限元的小的互连子域组成，对每一单元假定一个合适的(较简单的）近似解，然后推导求解这个域总的满足条件(如结构的平衡条件），从而得到问题的解。这个解不是准确解，而是近似解，因为实际问题被较简单的问题所代替。由于大多数实际问题难以得到准确解，而有限元不但计算精度高，而且能适应各种复杂形状，因而成为行之有效的工程分析手段。 有限元是那些集合在一起能够表示实际连续域的离散单元。有限元的概念早在几个世纪前就已产生并得到了应用，例如用多边形（有限个直线单元）逼近圆来求得圆的周长，但作为一种方法而被提出，则是最近的事。有限元法最初被称为矩阵近似方法，应用于航空器的结构强度计算，并由于其方便性、实用性和有效性而引起从事力学研究的科学家的浓厚兴趣。经过短短数十
年的努力，随着计算机技术的快速发展和普及，有限元方法迅速从结构工程强度分析计算扩展到几乎所有的科学技术领域，成为一种丰富多彩、应用广泛而且实用高效的数值分析方法。ANSYS简介 本文采用ANSYS有限元软件对荷载作用下的结构进行分析。ANSYS是一个具有高度可靠性的结构有限元分析软件,有着四十多年的开发和改进历史,作为世界CAE工业标准及最流行的大型通用结构有限元分析软件,ANSYS的分析功能覆盖了绝大多数工程应用领域,并为用户提供了方便的模块化功能选项。 ANSYS的主要功能模块有:结构分析模块、热分析分析模块、磁场分析模块、流体分析模块、声学分析模块等。它的前后处理系统非常强大,能很好地模拟和分析各种工况条件下的物体受力状态。 ANSYS分析的一般流程能够分为以下几个步骤: (1)进入前处理,设定材料属性; (2)建立构建模型,主要包括: ①建立几何模型; ②分配属性; ③有限元模型网格化分; ④施加约束条件及荷载。 (3)进入后处理
结构优化方法研究综述
结构优化方法研究综述 结构优化方法研究综述 【摘要】建筑结构优化对建筑整体的稳定性、可靠性、耐久性有非常重要的作用。文章针对建筑结构优化设计的主要因素，以及结构优化的方法等方面做简要的分析，以提高建筑结构的整体的稳定性、耐久性等性能。 【关键词】结构设计；结构优化；结构类型 0引言 建筑结构优化，即在一些建筑结构的设计方案中选取最优的或最适宜的设计方案，它参照数学中的模型最优化原理应用到建筑工程结构设计方案的优化比选中。研究发现，建筑结构在使用过程中是否稳定、耐久、合理等，主要决定于在建筑结构设计时选定的结构类型是否最优、是否最符合工程结构的需要。对于同一座建筑工程项目，不同的结构设计师知识储备不同，因此可能会设计出不同的结构类型、结构体系，但经过结构方案的优化、从而选取最优化的结构类型，提高建筑结构的使用寿命、稳定性能。 1建筑结构优化的主要因素 1.1荷载设计 研究发现，任何一座建筑结构都需要受到水平力和竖向荷载的作用，同时建筑还要承受较大的风荷载、地震力的作用等。当建筑结构的整体高度比较低时，由结构本身的重力引起的竖向荷载对结构的作用比较明显，而水平荷载作用在结构上，产生的内力和位移比较小，往往在计算时不考虑水平荷载的作用；若在较高层建筑设计中，虽然所受到的竖向荷载仍对结构产生较大程度的影响，但水平荷载对建筑结构本身的影响比竖向荷载产生的影响更加强烈。研究表明，随着建筑结构整体高度的逐渐增加，水平荷载对建筑结构产生的影响越将会越来越大，因此，在建筑结构高度较高时，结构所承受的水平荷载对结构的影响则不可忽视。 1.2选取结构类型较轻的
在建筑结构优化过程中，要尽量选取结构体较轻的。在现代结构优化设计中，设计人员越来越重视选用轻质高强材料，从而做大程度上减轻整体结构的自重。由于在多层建筑结构中，水平荷载对结构产生的影响处于较次要地位，结构所承受的主要荷载是竖向荷载。由于多层建筑楼层较少，整体高度相对比较低，结构自重相对来说较轻，对材料的强度要求不是特高。 但随着建筑结构高度的增加，在较多的楼层作用下，结构产生的自重荷载则会比较大，使得建筑结构对基础产生较大的竖向荷载，同时在水平荷载的作用下，结构的竖向构件（柱）中会产生较大的水平剪力和附加轴力。为了使得结构满足刚度和强度的要求，通常采取加大结构构件的截面尺寸，但是加大构件的截面尺寸会使得结构的整体自重增加。因此在高层建筑结构首先应该考虑如何减轻结构的自重。 研究表明，当在高层或超高层建筑结构优化设计时，选用结构强度高、自重较轻的钢结构、高强混凝土结构可以很大程度上减小建筑结构的自重。 1.3 侧向位移 据相关资料表明，建筑结构的侧向位移随着建筑高度的增加而逐渐增大，因此，在建筑结构的优化设计中，对层数较少、高度较低的结构，可以不考虑其侧向位移对结构的影响。但随建筑结构高度的增加，整体结构的侧移对结构产生的影响则不可忽视。 研究表明，由于水平荷载对结构作用产生的侧移随着建筑高度的增加而逐渐增大，且侧移量与结构高度成一定的关系。 在进行高层建筑结构优化设计时，既需要充分考虑建筑结构整体是否具有足够的承载能力，能否承受风荷载的冲击作用，又要求结构具有足够的抗侧移性能，当建筑结构受到较大的水平力作用下，其可以很好地控制产生过大的侧移量，确保结构整体的稳定性能。 与低层或多层建筑相比，高层建筑结构的刚度稍微差一些，在发生地震灾害时，结构的侧向变形更大。为了确保高层建筑结构在进入塑性阶段后，结构整体仍具有较强的抗侧移性能，保持结构的稳定性，则需要在高层建筑结构的构造上采取合适的措施，确保结构具有足够的延性，从而满足结构的刚度要求。
机械结构优化设计
机械结构优化设计 ——周江琛2013301390008 摘要：机械优化设计是一门综合性的学科，非常有发展潜力的研究方向，是解决复杂设计问题的一种有效工具。本文重点介绍机械优化设计方法的同时，对其原理、优缺点及适用范围进行了总结，并分析了优化方法的最新研究进展。关键词：优化方法约束特点函数 优化设计是一门新兴学科,它建立在数学规划理论和计算机程序设计基础上,通过计算机的数值计算,能从众多的设计方案中寻到尽可能完善的或最适宜的设计方案,使期望的经济指标达到最优,它可以成功地解决解析等其它方法难以解决的复杂问题,优化设计为工程设计提供了一种重要的科学设计方法,因而采用这种设计方法能大大提高设计效率和设计质量。优化设计主要包括两个方面:一是如何将设计问题转化为确切反映问题实质并适合于优化计算的数学模型,建立数学模型包括:选取适当的设计变量,建立优化问题的目标函数和约束条件。目标函数是设计问题所要求的最优指标与设计变量之间的函数关系式,约束条件反映的是设计变量取得范围和相互之间的关系;二是如何求得该数学模型的最优解:可归结为在给定的条件下求目标函数的极值或最优值的问题。机械优化设计就是在给定的载荷或环境条件下,在机械产品的形态、几何尺寸关系或其它因素的限制范围内,以机械系统的功能、强度和经济性等为优化对象,选取设计变量,建立目标函
数和约束条件,并使目标函数获得最优值一种现代设计方法,目前机械优化设计已广泛应用于航天、航空和国防等各部门。优化设计是20世纪60年代初发展起来的，它是将最优化原理和计算机技术应用于设计领域，为工程设计提供一种重要的科学设计方法。利用这种新方法，就可以寻找出最佳设计方案，从而大大提高设计效率和质量。因此优化设计是现代设计理论和方法的一个重要领域，它已广泛应用于各个工业部门。优化方法的发展经历了数值法、数值分析法和非数值分析法三个阶段。20世纪50年代发展起来的数学规划理论形成了应用数学的一个分支，为优化设计奠定了理论基础。20世纪60年代电子计算机和计算机技术的发展为优化设计提供了强有力的手段，使工程技术人员把主要精力转到优化方案的选择上。最优化技术成功地运用于机械设计还是在20世纪60年代后期开始，近年来发展起来的计算机辅助设计（CAD），在引入优化设计方法后，使得在设计工程中既能够不断选择设计参数并评选出最优设计方案，又可加快设计速度，缩短设计周期。在科学技术发展要求机械产品更新日益所以今天，把优化设计方法与计算机辅助设计结合起来，使设计工程完全自动化，已成为设计方法的一个重要发展趋势。 优化设计方法多种多样，主要有以下几种：1无约束优化设计法；无约束优化设计是没有约束函数的优化设计，无约束可以分为两类，一类是利用目标函数的一阶或二阶导数的无约束优化方法，如最速下降法、共轭梯度法、牛顿法及变尺度法等。另一类是只利用目标函数值的无约束优化方法，如坐标轮换法、单形替换法及鲍威尔法等。此法具有计算