CN108491576B - 一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，属于复合材料应用于飞行器结构力学领域。首先，用自适应方法确定开口近场区域，采用曲线加强筋结构改善载荷路径和近场区域的局部刚度。然后，对曲线加强筋进行双层优化：第一层整体优化，利用分布函数减少设计变量，确定曲线加强筋的数量和分布系数。第二层局部优化，确定每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状。本发明以曲线加强筋的数量、分布系数、每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状为设计变量，以结构重量最小化为目标函数，以满足结构强度和刚度要求为约束条件，通过双层优化策略和遗传算法，最终得出开口补强的最优化设计方案，相较于传统的开口补强优化方法有明显的有效性。

Description

一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法

技术领域

本发明属于复合材料应用于飞行器结构力学领域，具体是一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法。

背景技术

现今国内外对于复合材料机翼开口补强的研究，大致可分为以下两种方法：一是通过理论分析与实验验证，针对某种开口类型，采用对应的补强材料及补强方法，例如金属板螺栓连接补强、复合材料对称共固化补强、非对称插层补强或翻边补强等，进行理论或有限元分析，并将其结果与实验数据进行对比验证；另一种是对某种特定的补强方法进行优化分析，进行有限元模拟，并结合软件进行优化，得到特定补强型式的优化分析结果。

对于飞行器的设计制造，可选择的补强型式是多种多样的，对特定的补强方法进行优化，其结果不一定使得结构重量最小化；而对飞机结构设计而言，必须取得满足约束条件的结构重量最小解。因此，选择一种较新颖的开口补强结构，对其进行优化分析就显得尤为重要。

为防止结构屈曲和破坏，曲线加强筋凭借其良好的强度和刚度，被广泛应用于优先考虑重量最小化的飞行器设计与制造中。未来飞行器正朝着高速、高空、无人化、智能化、低成本等方向发展，与此同时，复合材料在飞机设计制造中的地位愈发重要。复合材料将逐步取代传统金属材料，对复合材料的研究符合未来航空领域技术发展趋势。与传统飞机结构设计相同，复合材料结构不可避免地会遇到开口问题。在机翼结构中，尤其是机翼的翼梁、肋、蒙皮等处，为满足设计使用要求，如检查维修、线路铺设、设备安装等，结构需要布置特定尺寸与形状的开口。

机翼壁板的承力和传力区域出现了开口，应力集中问题在开口附近尤为严重，这将直接影响结构传力，降低结构整体承载能力，最终对飞机结构寿命和飞行安全产生严重影响。

发明内容

针对上述问题，针对复合材料机翼，本发明采用曲线加强筋结构，以曲线加强筋的横截面形状、数量、分布系数、具***置为设计变量，以结构重量最小化为目标函数，以满足结构强度和刚度要求为约束条件，通过双层优化策略和遗传算法，最终得出开口补强的最优化设计方案；具体是一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法。

具体步骤如下：

步骤一、针对某飞行器的复合材料机翼，利用自适应方法确定该机翼开口的近场区域边界线；

步骤二、在开口的近场区域内，通过变换曲线加强筋的数量和分布系数，列举出曲线加强筋的各组配置方式；

步骤三、针对每组配置方式中的每条曲线加强筋，初步设定横截面形状为矩形，自行设置高度和厚度；通过计算曲线加强筋的分布函数，得到控制点的具体分布概况；

曲线加强筋包括开口加强筋、轴向加强筋和环向加强筋；其中，开口加强筋沿开口形状进行环绕式封口布置，轴向和环向加强筋由Bezier曲线来描述，包括起点、终点、中点三个控制点；

分布函数表达式为：

(x_s,y_s)为每条曲线起点控制点的坐标，(x_e,y_e)为每条曲线终点控制点的坐标，(x_m,y_m)为每条曲线中点控制点的坐标，t∈[0,1]。

每条曲线加强筋对应三个控制点的坐标，均由下式计算得到：

L_D是开口近场区域两个边界线的间距；N是曲线加强筋的数量；i'是开口近场区域中曲线加强筋的顺序编号；λ是曲线加强筋的分布系数，λ＝1时，每个控制点是等间距分布的；λ＞1时，开口附近的控制点分布较紧密，近场区域边界附近的控制点分布较稀疏；λ＜1时，开口附近的控制点分布较稀疏，近场区域边界附近的控制点分布较紧密。

步骤四、根据各组配置方案中每条曲线加强筋的分布控制点，通过双层优化得到最优的曲线加强筋的具体布置结果。

双层优化的第一层为整体优化，构建数学模型，获得最优的曲线加强筋的数量以及分布系数。

具体如下：

步骤a)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；

第一代样本点的集合由随机抽取的各组配置方式中的控制点组成。

步骤b)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为参数化建模的输入变量，进行数学建模；

数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：

目标函数：

W_总是机翼的结构重量，以结构总重量最小化为目标函数；N_a是轴向加强筋的数量；λ_as是轴向加强筋起点或终点的布局系数，λ_am是轴向加强筋中点的布局系数；N_c是环向加强筋的数量；λ_cs是环向加强筋起点或终点的布局系数，λ_cm是环向加强筋中点的布局系数。

约束条件：

P_cl0是初始设计的极限载荷，P_cl是优化分析后的极限载荷，X_j是第j个设计变量，

是第j个设计变量的下限，

是第j个设计变量的上限。

设计变量包括：轴向加强筋的数量N_a；轴向加强筋起点或终点的布局系数λ_as，轴向加强筋中点的布局系数λ_am；环向加强筋的数量N_c；环向加强筋起点或终点的布局系数λ_cs，环向加强筋中点的布局系数λ_cm。

步骤c)、执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档。

具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；

步骤d)、读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；

输出是指：曲线加强筋的分布系数与数量；

步骤e)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤b，带入数学建模中进行迭代。

步骤f)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤b继续循环，直至获得最优结果。

在同一层优化中，数学模型不变；通过将优化设计变量反复迭代，满足约束条件的前提下，利用目标函数不断筛选优化设计变量，直至剩下有限数量的最优解：曲线加强筋的数量以及分布系数。

双层优化的第二层为局部优化，在得到整体优化后的曲线加强筋的分布系数与数量后，进一步选择和确定每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状。

具体如下：

步骤I)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；

第一代样本点的集合由随机抽取的整体优化了分布系数与数量的曲线加强筋的控制点组成。

步骤II)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为参数化建模的输入变量，进行数学建模；

数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：

目标函数：

(x_as,y_as)是每条轴向加强筋的起点坐标；(x_am,y_am)是每条轴向加强筋的中点坐标；(x_ae,y_ae)是每条轴向加强筋的终点坐标；h_a是每条轴向加强筋横截面的高度；t_a是每条轴向加强筋横截面的厚度；(x_cs,y_cs)是每条环向加强筋的起点坐标；(x_cm,y_cm)是每条环向加强筋的中点坐标；(x_ce,y_ce)是每条环向加强筋的终点坐标；h_c是每条环向加强筋横截面的高度；t_c是每条环向加强筋横截面的厚度。

约束条件：

X_j'是第j'个设计变量，

是第j'个设计变量的下限，

是第j'个设计变量的上限。

设计变量包括：每条轴向加强筋的起点坐标(x_as,y_as)、中点坐标(x_am,y_am)、终点坐标(x_ae,y_ae)，每条轴向加强筋的横截面的高度h_a和厚度t_a，每条环向加强筋的起点坐标(x_cs,y_cs)、中点坐标(x_cm,y_cm)、终点坐标(x_ce,y_ce)，每条环向加强筋横截面的高度h_c和厚度t_c。

步骤III)、执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档。

具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；

步骤IV)、读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；

输出是指：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；

步骤V)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤II，带入数学建模中进行迭代。

步骤VI)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤II继续循环，直至获得最优结果。

最优结果包括：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状。

步骤五、判断双层优化的结果是否满足优化设计要求：如果是，则输出机翼的优化结构方案；否则，返回步骤四，直至满足优化设计要求。

设计要求人为设置，即开口补强后整个机翼结构的屈曲极限载荷满足强度要求。

步骤六、对满足优化设计要求的开口补强的复合材料机翼，进行静气弹分析并输出分析结果。

静气弹分析为：将气动载荷施加于机翼结构，耦合求解；得到两种结果：一种是机翼结构的节点位移振荡发散，另一种是载荷重新分布，机翼结构的节点位移等幅振荡(临界状态下的颤振)或逐渐收敛；静气弹模型对结果进行汇总分析并输出。

本发明的优点在于：

1)、一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，创新性地将遗传算法与曲线加强筋的开口补强方法结合起来，更高效地对曲线加强筋的多种配置方式进行选择。

2)、一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，首次提出了曲线加强筋的开口补强方法，曲线加强筋由Bezier曲线进行描述。

3)、一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，优化过程分为两层，分别为整体优化和局部优化；两层优化均采用遗传算法，区别在于两层数学模型的优化设计变量和目标函数不同。

4)、一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，静气弹分析流程中的结构模型是曲线加强筋开口补强的机翼结构，针对新结构模型进行流固耦合的静气弹分析，是本发明的创新点之一。

附图说明

图1是本发明复合材料机翼开口补强的优化设计流程图；

图2是本发明整体优化得到最优的曲线加强筋的数量以及分布系数的流程图；

图3是本发明局部优化得到最优的曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状的流程图；

图4是本发明对开口补强的复合材料机翼进行静气弹分析的流程图；

图5是本发明曲线加强筋布局示意图。

图中：

1-近场区域边界线；2-开口加强筋；3-轴向加强筋；4-环向加强筋；5-轴向加强筋起点；6-轴向加强筋中点；7-轴向加强筋终点；8-环向加强筋起点；9-环向加强筋中点；10-环向加强筋终点。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，首先，利用自适应方法来确定开口的近场区域，采用曲线加强筋结构来改善载荷路径和近场区域的局部刚度。然后，针对曲线加强筋进行双层优化：第一层是整体优化，利用分布函数来减少设计变量，确定曲线加强筋的数量。第二层是局部优化，在加强筋的数量和分布函数固定的情况下，进一步确定每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；基于曲线加强筋结构，本发明公开的一种复合材料机翼开孔补强的优化设计方法相较于传统的开口补强优化方法具有明显的有效性。

如图1所示，具体步骤如下：

步骤一、针对某飞行器的复合材料机翼，利用自适应方法确定该机翼开口的近场区域边界线；

如图5所示，首先利用自适应方法确定开口的近场区域边界线1，在近场区域内布置开口加强筋2、轴向加强筋3以及环向加强筋4。

步骤二、在开口的近场区域内，通过变换曲线加强筋的数量和分布系数，列举出曲线加强筋的各组配置方式；

步骤三、针对每组配置方式中的每条曲线加强筋，初步设定横截面形状为矩形，自行设置高度和厚度；通过计算曲线加强筋的分布函数，得到控制点的具体分布概况；

开口近场区域的曲线加强筋，能有效改善局部刚度和载荷路径。开口加强筋2沿开口形状进行环绕式封口布置，轴向加强筋3和环向加强筋4由Bezier曲线来描述，其包括起点、终点、中点三个控制点。分布函数表达式为：

(x_s,y_s)为每条曲线起点控制点的坐标，(x_e,y_e)为每条曲线终点控制点的坐标，(x_m,y_m)为每条曲线中点控制点的坐标，t∈[0,1]。

ABAQUS中的样条曲线与Bezier曲线略有不同，Bezier曲线t＝0.5时内插值得到另一个控制点(x_m,y_m)。因此，后续优化分析中实际用到的三个控制点坐标为(x_s,y_s)、(x_e,y_e)和(x_m,y_m)。

每条曲线加强筋对应三个控制点的坐标，均由下式计算得到：

L_D是开口近场区域两个边界线的间距；N是曲线加强筋的数量；i'是开口近场区域中曲线加强筋的顺序编号；λ是曲线加强筋的分布系数，λ＝1时，每个控制点是等间距分布的；λ＞1时，开口附近的控制点分布较紧密，近场区域边界附近的控制点分布较稀疏；λ＜1时，开口附近的控制点分布较稀疏，近场区域边界附近的控制点分布较紧密。

该分布函数适用于各种开口形状，如矩形、圆形、椭圆形等开口。

步骤四、根据各组配置方案中每条曲线加强筋的分布控制点，通过双层优化得到最优的曲线加强筋的具体布置结果。

双层优化的第一层为整体优化，构建数学模型，获得最优的曲线加强筋的数量以及分布系数。

如图2所示，具体如下：

步骤a)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；

拉丁超立方抽样方法(Latin Hypercube Sampling，LHS)是蒙特卡罗方法的一种修正，被广泛应用于试验设计技术中。其优点主要是均匀性好，所取得的模型可广泛代表全部模型参数，其覆盖均匀，能显著减少试验规模。第一代集合的拉丁超立方抽样由商业软件(如ModeFrontier)自动完成，第一代样本点的集合由随机抽取的各组配置方式中的控制点组成。

步骤b)、使用Python语言将样本点参数写入input.txt文件中，作为商业软件ABAQUS参数化建模的输入变量，进行数学建模；

数学模型radial basis function包括目标函数和约束条件，如下所示：

目标函数：

W_总是机翼的结构重量，以结构总重量最小化为目标函数；N_a是轴向加强筋的数量；λ_as是轴向加强筋起点或终点的布局系数，λ_am是轴向加强筋中点的布局系数；N_c是环向加强筋的数量；λ_cs是环向加强筋起点或终点的布局系数，λ_cm是环向加强筋中点的布局系数。

约束条件：

P_cl0是初始设计的极限载荷，P_cl是优化分析后的极限载荷，X_j是第j个设计变量，

是第j个设计变量的下限，

是第j个设计变量的上限。

设计变量包括：轴向加强筋的数量N_a；轴向加强筋起点或终点的布局系数λ_as，轴向加强筋中点的布局系数λ_am；环向加强筋的数量N_c；环向加强筋起点或终点的布局系数λ_cs，环向加强筋中点的布局系数λ_cm。

步骤c)、由ModeFrontier执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档。

具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；

步骤d)、ModeFrontier软件读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；

输出是指：曲线加强筋的分布系数与数量；

步骤e)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤b，带入数学建模中进行迭代。

步骤f)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤b继续循环，直至获得最优结果。

在同一层优化中，数学模型不变；通过将优化设计变量反复迭代，满足约束条件的前提下，利用目标函数不断筛选优化设计变量，直至剩下有限数量的最优解：曲线加强筋的数量以及分布系数。

双层优化的第二层为局部优化，在得到整体优化后的曲线加强筋的分布系数与数量后，进一步选择和确定每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状。

如图3所示，具体如下：

步骤I)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；

第一代样本点的集合由随机抽取的整体优化了分布系数与数量的曲线加强筋的控制点组成。

步骤II)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为商业软件ABAQUS参数化建模的输入变量，进行数学建模；

数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：

目标函数：

(x_as,y_as)是每条轴向加强筋的起点坐标；(x_am,y_am)是每条轴向加强筋的中点坐标；(x_ae,y_ae)是每条轴向加强筋的终点坐标；h_a是每条轴向加强筋横截面的高度；t_a是每条轴向加强筋横截面的厚度；(x_cs,y_cs)是每条环向加强筋的起点坐标；(x_cm,y_cm)是每条环向加强筋的中点坐标；(x_ce,y_ce)是每条环向加强筋的终点坐标；h_c是每条环向加强筋横截面的高度；t_c是每条环向加强筋横截面的厚度。

约束条件：

X_j'是第j'个设计变量，

是第j'个设计变量的下限，

是第j'个设计变量的上限。

设计变量包括：每条轴向加强筋的起点坐标(x_as,y_as)、中点坐标(x_am,y_am)、终点坐标(x_ae,y_ae)，每条轴向加强筋的横截面的高度h_a和厚度t_a，每条环向加强筋的起点坐标(x_cs,y_cs)、中点坐标(x_cm,y_cm)、终点坐标(x_ce,y_ce)，每条环向加强筋横截面的高度h_c和厚度t_c。

步骤III)、由ModeFrontier执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档。

具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；

步骤IV)、由ModeFrontier软件读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；

输出是指：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；

步骤V)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤II，带入数学建模中进行迭代。

步骤VI)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤II继续循环，直至获得最优结果。

最优结果包括：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状。

步骤五、判断双层优化的结果是否满足优化设计要求：如果是，则输出机翼的优化结构方案；否则，返回步骤四，直至满足优化设计要求。

设计要求人为设置，即开口补强后整个机翼结构的屈曲极限载荷满足强度要求，机翼结构的屈曲极限载荷由结构有限元商业软件如ABAQUS求得。

步骤六、对满足优化设计要求的开口补强的复合材料机翼，进行静气弹分析并输出分析结果。

如图4所示，首先，构建气动模型：CFD降价模型求机翼的非定常气动力；同时构建结构模型：大展弦比长直机翼的结构质量和刚度；然后进行翼梁开口，曲线加强筋对结构模型质量，刚度的修正；然后，建立静气弹模型；将气动载荷施加于机翼结构，耦合求解；得到两种结果：一种是机翼结构的节点位移振荡发散，另一种是载荷重新分布，机翼结构的节点位移等幅振荡(临界状态下的颤振)或逐渐收敛；静气弹模型分析结果进行汇总，并输出静气弹分析结果。

Claims (3)

1.一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤一、针对某飞行器的复合材料机翼，利用自适应方法确定该机翼开口的近场区域边界线；

步骤二、在开口的近场区域内，通过变换曲线加强筋的数量和分布系数，列举出曲线加强筋的各组配置方式；

步骤三、针对每组配置方式中的每条曲线加强筋，初步设定横截面形状为矩形，自行设置高度和厚度；通过计算曲线加强筋的分布函数，得到控制点的具体分布概况；

步骤四、根据各组配置方案中每条曲线加强筋的分布控制点，通过双层优化得到最优的曲线加强筋的具体布置结果；

双层优化的第一层为整体优化，构建数学模型，获得最优的曲线加强筋的数量以及分布系数；

具体如下：

步骤a)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；

第一代样本点的集合由随机抽取的各组配置方式中的控制点组成；

步骤b)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为参数化建模的输入变量，进行数学建模；

数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：

目标函数：

W_总是机翼的结构总重量，以结构总重量最小化为目标函数；N_a是轴向加强筋的数量；λ_as是轴向加强筋起点或终点的布局系数，λ_am是轴向加强筋中点的布局系数；N_c是环向加强筋的数量；λ_cs是环向加强筋起点或终点的布局系数，λ_cm是环向加强筋中点的布局系数；

约束条件：

P_cl0是初始设计的极限载荷，P_cl是优化分析后的极限载荷，X_j是第j个设计变量，

是第j个设计变量的下限，

是第j个设计变量的上限；

设计变量包括：轴向加强筋的数量N_a；轴向加强筋起点或终点的布局系数λ_as，轴向加强筋中点的布局系数λ_am；环向加强筋的数量N_c；环向加强筋起点或终点的布局系数λ_cs，环向加强筋中点的布局系数λ_cm；

步骤c)、执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档；

具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；

步骤d)、读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；

输出是指：曲线加强筋的分布系数与数量；

步骤e)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤b，带入数学建模中进行迭代；

步骤f)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤b继续循环，直至获得最优结果；

在同一层优化中，数学模型不变；通过将优化设计变量反复迭代，满足约束条件的前提下，利用目标函数不断筛选优化设计变量，直至剩下有限数量的最优解：曲线加强筋的数量以及分布系数；

双层优化的第二层为局部优化，在得到整体优化后的曲线加强筋的分布系数与数量后，进一步选择和确定每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；

具体如下：

步骤I)、采用拉丁超立方抽样方法自动抽取第一代样本点的集合；

第一代样本点的集合由随机抽取的整体优化了分布系数与数量的曲线加强筋的控制点组成；

步骤II)、使用Python语言将样本点写入input.txt文件中，作为参数化建模的输入变量，进行数学建模；

数学模型包括目标函数和约束条件，如下所示：

目标函数：

(x_as,y_as)是每条轴向加强筋的起点坐标；(x_am,y_am)是每条轴向加强筋的中点坐标；(x_ae,y_ae)是每条轴向加强筋的终点坐标；h_a是每条轴向加强筋横截面的高度；t_a是每条轴向加强筋横截面的厚度；(x_cs,y_cs)是每条环向加强筋的起点坐标；(x_cm,y_cm)是每条环向加强筋的中点坐标；(x_ce,y_ce)是每条环向加强筋的终点坐标；h_c是每条环向加强筋横截面的高度；t_c是每条环向加强筋横截面的厚度；

约束条件：

X_j'是第j'个设计变量，

是第j'个设计变量的下限，

是第j'个设计变量的上限；

设计变量包括：每条轴向加强筋的起点坐标(x_as,y_as)、中点坐标(x_am,y_am)、终点坐标(x_ae,y_ae)，每条轴向加强筋的横截面的高度h_a和厚度t_a，每条环向加强筋的起点坐标(x_cs,y_cs)、中点坐标(x_cm,y_cm)、终点坐标(x_ce,y_ce)，每条环向加强筋横截面的高度h_c和厚度t_c；

步骤III)、执行DOS命令运行ABAQUS脚本，读取数学建模中的各个参数使用遗传算法进行批处理运算，并将结果写入output.txt文档；

具体批处理运算包括：更新父代集合，更新设计变量的取值；

步骤IV)、读取output.txt文档中的输出信息，对满足约束条件的输出放入下一代集合中，不满足约束条件的直接丢弃；

输出是指：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；

步骤V)、对下一代集合中的输出，更新设计变量的具体值，作为参数化建模的输入变量，返回步骤II，带入数学建模中进行迭代；

步骤VI)、判断是否获得满足约束条件的最优结果，如果是，则输出最优结果；否则，返回步骤II继续循环，直至获得最优结果；

最优结果包括：每条曲线加强筋的控制点坐标和横截面形状；

步骤五、判断双层优化的结果是否满足优化设计要求：如果是，则输出机翼的优化结构方案；否则，返回步骤四，直至满足优化设计要求；

设计要求人为设置，即开口补强后整个机翼结构的屈曲极限载荷满足强度要求；

步骤六、对满足优化设计要求的开口补强的复合材料机翼，进行静气弹分析并输出分析结果。

2.如权利要求1所述的一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，其特征在于：所述的步骤三中，曲线加强筋包括开口加强筋、轴向加强筋和环向加强筋；其中，开口加强筋沿开口形状进行环绕式封口布置，轴向和环向加强筋由Bezier曲线来描述，包括起点、终点、中点三个控制点；

分布函数表达式为：

(x_s,y_s)为每条曲线起点控制点的坐标，(x_e,y_e)为每条曲线终点控制点的坐标，(x_m,y_m)为每条曲线中点控制点的坐标，t∈[0,1]；

每条曲线加强筋对应三个控制点的坐标，均由下式计算得到：

L_D是开口近场区域两个边界线的间距；N是曲线加强筋的数量；i'是开口近场区域中曲线加强筋的顺序编号；λ是曲线加强筋的分布系数，λ＝1时，每个控制点是等间距分布的；λ＞1时，开口附近的控制点分布较紧密，近场区域边界附近的控制点分布较稀疏；λ＜1时，开口附近的控制点分布较稀疏，近场区域边界附近的控制点分布较紧密。

3.如权利要求1所述的一种复合材料机翼开口补强的优化设计方法，其特征在于：所述的步骤六中，静气弹分析为：将气动载荷施加于机翼结构，耦合求解；得到两种结果：一种是机翼结构的节点位移振荡发散，另一种是载荷重新分布，机翼结构的节点位移等幅振荡或逐渐收敛；对静气弹模型的分析结果进行汇总并输出。

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