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信息技术?
李猛,等?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
(南京理工大学,江苏南京210094)
摘要:建立了简化的某火箭灺有限元模型,将起落架设为设计区域,其他为非设计区城。以
减轻质量为目标,设定应カ和体积约東,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。
关键词:火箭炮;多工况:拓扑优化
中图分类号:T393文献标志码:B文章编号:1671-5276(2015)01-0116-0
Topology Optimization of Rocket Cradle
LI Meng, YU Cun-gui, QI Xian-wei, CUI Er-wei
Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China
Abstract: A simplified fie element model of ocket launcher is built. The cradle is taken as design area and other components are
sun-dsignarea.Thispaperaimsatgetingtheminimnummassandconstrainingthestressandvolumeandtakensthetypicalposi
tons of e n o mz f e ca er the motions to fin the reasonable material distri-
bution According to opimization esl, its moified structure is reasonble
Keywords: rocket artile muli-conditons; opology optimization
材料属性、划分网格、定义约束与载荷等。该型号火箭炮
0引言
原始模型由储运发射箱、起落架、回转体和底座组成。根
据优化目标,进一步缩减部件数量,最终的结构由储运发
火箭炮发射时,由火箭燃气射流对发射装置的作用使射箱(不包含定向器、火箭弹)和起落架(不包含高低齿
发射架承受剧烈的载荷。由于优化软件在国内火箭兵器弧)组成。用 Solidworks建立所需的三维实体模型,保持
领域的实质性应用还处在初期阶段,工程人员还是习惯质、质量和转动惯量与原始模型一致,并以,sp格式导入
“设计一试验一改进”的设计思路,这就决定了武器结构到 Hyper Works中。
具有继续优化的空间。不同位置的火箭弹发射引起的裁
荷状态又互不相同,为分析优化火箭炮起落架,必须进行2.1材料性能
多工况的优化过程。
起落架采用性冷轧高强度深冲加工型薄钢板,其力学
与工艺性能如表1所示。
1拓扑优化简介
表1力学性能
拓扑优化的主要思想是寻求结构的最优拓扑河题转
性能
数值
化为在给定的设计区域内寻求最优材料的分布问题。
拉伸强度
≥340MPa
连续体结构拓扑优化被公认为是继尺寸优化、形状优化
屈服点
≥200MPa
后结构优化领域内最具有挑战性的研究方向。在拓扑
泊松比
优化各个算法中,最常用的方法有均匀化法( homogen%a
弹性模量
210 000 Mpa
tionmethod)和变密度法( variable densitymethod)。
材料密度
7、8×e-9t/mri
optistruct 1使用密度法,主要思想是人为假定单元正则化
密度和材料物理属性(如许用应力、弹性模量)之间的某
种对应关系,以连续变量的密度函数形式显式表达这种
对应关系。变密度法基于各向同性材料,无需引入微结2.2网格划分和加载
构,単元变量少,程序实现简单,计算效率高。
由于起落架为薄壁壳结构,为便于进行拓扑优化和后
续的改进,将起落架抽取中面,划分2D网格。储运发射
2建立有限元模型
箱的结构保持实体,划分3D网格。起落架与储运发射箱
之间建立RBE2刚性连接,准确模拟两者的实际连接情
在整个有限元求解过程的主要环节是二维建模、定义况。火箭弹发动机的推力、对发射装置的燃气射流冲击力
作者简介:李猛(1986-),男,山东泰安人,硕土研究生,研究方向:兵器发射装置
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ht: HD. chinajournal, met.cn F-mai: HD@ chainajournal.net.cn《机横制造与自动化》
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定义为系统所受的外力,使用 FLUENT软件,计算出典型
Contour Plot
位置的火箭燃气射流对储运发射箱冲击所引起的动力效
Element Thicknesses( Thickness)
应,并以集中力的形式将该计算数据加载到储运发射箱
9.247E+00
8.494E+00
上。表2为#1火箭弹燃气射流对发射装置的冲击力。
7.742E+00
6.989E+00
6.236E+00
表2#1火箭燃气射流对发射装置冲击力
5.438E+00
4.731E+00
3.978E+00
弹尾距管口沿x轴
沿y轴
沿:轴分
3.225E+00
距离/mm
分力/N
分力/N
力/N
345
12344
l234
22567
400
1321
1001
23476
600
1417
l200
23152
图2单元厚度分布图
1000
562
18217
2000
247
456
201
厚度约为6mm,耳轴孔附近约厚度为6mm,底面厚度约
3000
102
276
7321
为3mm。
由表2可知,方向分力远大于其他两个方向分カ,4模型的修改和优化效果的验证
所以加载时使用z方向分力代表燃气流分力。最终的模
型网格划分和载荷情况如图1所示。
根据优化结果和加工生产的可行性,将起落架底板厚
度修改为3m,其余部分修改为6mm。以此模型重新进
行静态应力分析,结果如图3所示。
(ED &:(ronmu8es, Max)
1D6E+02
9%?E401
Ma=287E+02
Mn=337E-14
图1模型网格划分和载荷分布
图3优化后的应力分布
3多工况拓扑优化
从图3可知,起落架各部位最大应力为234MPa,满
足设定的应力约東条件。经过质量计算,修改结构相比原
3.1优化三要素
结构质量减轻约5%,即在减少质量的情况下提高了结构
使用 Hyper Work中的 Optistruct模块对起落架进行强度,验证了优化分析和模型修改的有效性。
拓扑优化。优化三要素分别为
5结语
设计变量:将起落架的壁厚作为设计变量。原有结构
壁厚为5