飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法

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飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法
申请号	CN201911394158.0	申请日	2019-12-30	公开(公告)号	CN111159819B	公开(公告)日	2022-08-16
申请人	西北工业大学;			发明人	赵浩东; 岳珠峰; 周长聪; 吉梦瑶; 黄晓宇;
摘要	本公开涉及一种飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，包括：在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型；根据所述飞机缝翼结构的受力条件，设置所述有限元模型的边界条件；基于所述有限元模型的边界条件，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型；在所述优化数学模型的基础上，根据不同的优化目标确定不同的优化方案；根据不同的优化方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以获取不同的优化结果；比较不同的优化结果的大小，选出最优方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以实现对所述飞机缝翼结构的优化。利用该方法能够对缝翼结构进行优化。
权利要求	1.一种飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，包括：在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型；根据所述飞机缝翼结构的受力条件，设置所述有限元模型的边界条件；基于所述有限元模型的边界条件，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型；在所述优化数学模型的基础上，根据不同的优化目标确定不同的优化方案；根据不同的优化方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以获取不同的优化结果；比较不同的优化结果的大小，选出最优方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以实现对所述飞机缝翼结构的优化；其中，所述不同优化目标包括：所述缝翼的最大应力值、所述缝翼的最大变形量和主滑轨受约束力的均方差。 2.根据权利要求1所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型，包括：建立所述飞机缝翼结构的三维模型；设定所述三维模型的总体坐标系和局部坐标系；对所述三维模型划分网格，以得到所述飞机缝翼结构的有限元模型。 3.根据权利要求2所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，所述缝翼滑轨为圆弧状，所述局部坐标系包括：优化局部坐标系，所述优化局部坐标系的原点为所述缝翼滑轨圆弧的圆心；约束局部坐标系，所述约束局部坐标系的原点为所述缝翼滑轨的约束点。 4.根据权利要求3所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，所述缝翼滑轨包括至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨；其中，所述对所述飞机缝翼结构的有限元模型进行参数化，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型的优化数学模型，包括：在所述有限元模型中获取所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的网格及约束点；获取所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的约束点在所述优化局部坐标系中的坐标，以确定第一坐标参数；调整所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨在所述优化局部坐标系中的坐标，并基于调整后所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨在所述优化局部坐标系中的坐标确定第二坐标参数；根据所述第一坐标参数和所述第二坐标参数，确定坐标参数的变化值。 5.根据权利要求4所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，对所述飞机缝翼结构的有限元模型进行参数化，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型的优化数学模型，还包括：根据所述第一坐标参数，计算所述飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量；根据所述第二坐标参数，计算所述飞机缝翼结构中缝翼在所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的坐标调整后的最大应力值和最大变形量。 6.根据权利要求5所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型，还包括：获取至少两个所述主滑轨的约束点的约束力大小；根据至少两个所述主滑轨的约束点的约束力大小得出至少两个所述主滑轨受约束力的均方差。 7.根据权利要求6所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型，还包括：分别获取所述至少两个主滑轨的约束点受约束前在所述优化局部坐标系中的第三坐标参数；分别获取所述至少两个主滑轨的约束点受约束后在所述优化局部坐标系中的第四坐标参数；根据所述第三坐标参数和所述第四坐标参数，得出每个所述主滑轨受力后的扭转角度。 8.根据权利要求7所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，所述根据不同优化目标，确定不同优化方案，包括：以缝翼的最大应力值为优化目标时，所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的坐标调整后飞机缝翼结构中缝翼的最大应力值和最大变形量不大于所述飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量；所述至少两个主滑轨坐标调整后的扭转角度不大于所述至少两个主滑轨初始状态的扭转角度；所述至少两个主滑轨坐标调整后受约束力的均方差不大于所述至少两个主滑轨初始状态受约束力的均方差。 9.根据权利要求6所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，其特征在于，所述缝翼滑轨包括第一主滑轨和第二主滑轨，所述均方差为：其中，F1为所述第一主滑轨所受约束力，F2为所述第二主滑轨所受约束力。
说明书全文	飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法技术领域 [0001] 本公开涉及有限元分析技术领域，尤其涉及一种飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法。背景技术 [0002] 飞机缝翼结构是现代飞机结构中的重要组成部分，但是，目前飞机缝翼结构的稳健性和安全性均存在不能达到比较优良状况的问题。同时，目前并没有能够简单、准确的通过对飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置进行优化，以明显提高飞机缝翼结构的安全性和稳健性的方法。 [0003] 所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。发明内容 [0004] 本公开的目的在于提供一种能够准确、简便地对飞机缝翼结构进行优化设计的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法。 [0005] 本公开提供了一种飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，包括： [0006] 在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型； [0007] 根据所述飞机缝翼结构的受力条件，设置所述有限元模型的边界条件； [0008] 基于所述有限元模型的边界条件，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型； [0009] 在所述优化数学模型的基础上，根据不同的优化目标确定不同的优化方案； [0010] 根据不同的优化方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以获取不同的优化结果； [0011] 比较不同的优化结果的大小，选出最优方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以实现对所述飞机缝翼结构的优化。 [0012] 在本公开的一种示例性实施例中，在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型，包括： [0013] 建立所述飞机缝翼结构的三维模型； [0014] 设定所述三维模型的总体坐标系和局部坐标系； [0015] 对所述三维模型划分网格，以得到所述飞机缝翼结构的有限元模型。 [0016] 在本公开的一种示例性实施例中，所述缝翼滑轨为圆弧状，所述局部坐标系包括： [0017] 优化局部坐标系，所述优化局部坐标系的原点为所述缝翼滑轨圆弧的圆心； [0018] 约束局部坐标系，所述约束局部坐标系的原点为所述缝翼滑轨的约束点。 [0019] 在本公开的一种示例性实施例中，所述缝翼滑轨包括至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨； [0020] 其中，所述对所述飞机缝翼结构的有限元模型进行参数化，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型的优化数学模型，包括： [0021] 在所述有限元模型中获取所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的网格及约束点； [0022] 获取所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的约束点在所述优化局部坐标系中的坐标，以确定第一坐标参数； [0023] 调整所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨在所述优化局部坐标系中的坐标，并基于调整后所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨在所述优化局部坐标系中的坐标确定第二坐标参数； [0024] 根据所述第一坐标参数和所述第二坐标参数，确定坐标参数的变化值。 [0025] 在本公开的一种示例性实施例中，对所述飞机缝翼结构的有限元模型进行参数化，以建立所述飞机缝翼结构的有限元模型的优化数学模型，还包括： [0026] 根据所述第一坐标参数，计算所述飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量； [0027] 根据所述第二坐标参数，计算所述飞机缝翼结构中缝翼在所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的坐标调整后的最大应力值和最大变形量。 [0028] 在本公开的一种示例性实施例中，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型，还包括： [0029] 获取至少两个所述主滑轨的约束点的约束力大小； [0030] 根据至少两个所述主滑轨的约束点的约束力大小得出至少两个所述主滑轨受约束力的均方差。 [0031] 在本公开的一种示例性实施例中，对所述有限元模型进行参数化，以建立所述有限元模型的优化数学模型，还包括： [0032] 分别获取所述至少两个主滑轨的约束点受约束前在所述优化局部坐标系中的第三坐标参数； [0033] 分别获取所述至少两个主滑轨的约束点受约束后在所述优化局部坐标系中的第四坐标参数； [0034] 根据所述第三坐标参数和所述第四坐标参数，得出每个所述主滑轨受力后的扭转角度。 [0035] 在本公开的一种示例性实施例中，所述不同优化目标包括： [0036] 所述缝翼的最大应力值、所述缝翼的最大变形量和所述主滑轨受约束力的均方差。 [0037] 在本公开的一种示例性实施例中，所述根据不同优化目标，确定不同优化方案，包括： [0038] 以缝翼的最大应力值为优化目标时， [0039] 所述至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的坐标调整后飞机缝翼结构中缝翼的最大应力值和最大变形量不大于所述飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量； [0040] 所述至少两个主滑轨坐标调整后的扭转角度不大于所述至少两个主滑轨初始状态的扭转角度； [0041] 所述至少两个主滑轨坐标调整后受约束力的均方差不大于所述至少两个主滑轨初始状态受约束力的均方差。 [0042] 在本公开的一种示例性实施例中，所述缝翼滑轨包括第一主滑轨和第二主滑轨，所述均方差为： [0043] [0044] 其中，F1为所述第一主滑轨所受约束力，F2为所述第二主滑轨所受约束力。 [0045] 本公开提供的技术方案可以达到以下效果： [0046] 本公开提供的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，首先在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立飞机缝翼结构的有限元模型。在建立有限元模型之后，根据飞机缝翼结构的受力条件，设置有限元模型的边界条件。基于有限元模型的边界条件，对有限元模型进行参数化，以建立有限元模型的优化数学模型。在得到优化数学模型后，根据不同的优化目标确定不同的优化方案。之后，根据不同的优化方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以获取不同的优化结果。最后，比较不同的优化结果的大小，选出最优方案对所述飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以实现对所述飞机缝翼结构的优化。利用该优化设计方法，通过对飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，从而能够准确、便捷的对整个飞机缝翼结构进行优化，以提高飞机缝翼结构的稳健性和安全性。附图说明 [0047] 通过参照附图详细描述其示例实施方式，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。 [0048] 图1是本公开一实施例所述的飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法的流程示意图； [0049] 图2是本公开一实施例所述的飞机缝翼结构的有限元模型的示意图； [0050] 图3是本公开一实施例所述的有限元模型中第一优化局部坐标系的示意图； [0051] 图4是本公开一实施例所述的缝翼滑轨处在中立位置时的示意图； [0052] 图5是本公开一实施例所述的缝翼滑轨处在放下位置时的示意图； [0053] 图6是本公开一实施例所述的飞机缝翼结构简化模型的示意图； [0054] 图7是本公开一实施例所述的以缝翼的最大应力为优化目标的优化迭代过程示意图。具体实施方式 [0055] 现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本申请将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。 [0056] 虽然本说明书中使用相对性的用语，例如“上”“下”来描述图标的一个组件对于另一组件的相对关系，但是这些术语用于本说明书中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。能理解的是，如果将图标的装置翻转使其上下颠倒，则所叙述在“上”的组件将会成为在“下”的组件。当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。 [0057] 用语“一个”、“一”、“该”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等；用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。 [0058] 本公开提供了一种飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，如图1所示，该优化设计方法可以包括： [0059] 步骤S10、在飞机缝翼结构的三维模型中确定坐标系并划分网格，以建立飞机缝翼结构的有限元模型； [0060] 步骤S20、根据飞机缝翼结构的受力条件，设置有限元模型的边界条件； [0061] 步骤S30、基于有限元模型的边界条件，对有限元模型进行参数化，以建立有限元模型的优化数学模型； [0062] 步骤S40、在优化数学模型的基础上，根据不同的优化目标确定不同的优化方案； [0063] 步骤S50、根据不同的优化方案对飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以获取不同的优化结果； [0064] 步骤S60、比较不同的优化结果的大小，选出最优方案对飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以实现对飞机缝翼结构的优化。 [0065] 利用该飞机缝翼结构中缝翼滑轨位置优化设计方法，通过对飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，从而能够准确、便捷的对整个飞机缝翼结构进行优化，以提高飞机缝翼结构的稳健性和安全性。 [0066] 在步骤S10中，可以先建立上述飞机缝翼结构的三维模型，其中，该三维模型可以从已有的飞机缝翼结构的三维模型中获取，也可以根据数据自行建立飞机缝翼结构的三维模型，这均在本公开的保护范围之内。 [0067] 如图2所示，当飞机缝翼结构的三维模型建立好后，在该三维模型上建立总体坐标系和局部坐标系，并划分网格，以建立上述三维模型的有限元模型。在本实施例中，总体坐标系遵循右手定则，其原点位于飞机头部的前方177.800mm(7英寸)处，X轴的正方向指向飞机顺航向的左侧，Y轴的正方向指向飞机的逆航向方向，Z轴的正方向为垂直于XOY平面向上，其中YOZ平面为飞机沿机身宽度方向的对称平面。但本公开对总体坐标系的原点位置、各坐标轴的方向不做限制，均在本公开的保护范围之内。 [0068] 另外，上述局部坐标系包括优化局部坐标系和约束局部坐标系。在本实施例中，飞机缝翼结构中可以具有多个缝翼滑轨，且多个缝翼滑轨的形状可以为圆弧状。该优化局部坐标系的原点可以取在飞机缝翼结构中靠近飞机机身的第一根缝翼滑轨圆弧的圆心。该优化局部坐标系的原点在总体坐标系下的坐标为X＝2270.66mm，Y＝14715.20mm，Z＝‑973.17mm，但不限于此，该优化局部坐标系的原点还可以设置在其他位置，均在本公开的保护范围之内。 [0069] 进一步的，如图4所示，在缝翼结构中，缝翼可以处在中立位置，也可以处在放下位置。如图3所示，当缝翼处在中立位置时，该优化局部坐标系为第一优化局部坐标系，该第一优化局部坐标系的X轴的正方向为沿靠近飞机机身的第一根缝翼滑轨圆弧的法线方向指向该缝翼滑轨的圆弧面，例如，该第一优化局部坐标系X轴上一点在总体坐标系下的坐标为X1＝2275.30mm，Y1＝14694.1mm，Z1＝‑875.528mm。上述第一优化局部坐标系的Z轴垂直于该缝翼滑轨沿缝翼宽度方向所在的平面，并且以远离飞机机身的方向为正方向，例如，该第一优化局部坐标系Z轴上一点在总体坐标系下的坐标为X2＝2360.45mm，Y2＝14758.9mm，Z2＝‑967.990mm。Y轴的坐标方向以右手坐标系确定(即：把右手放在原点的位置，使大姆指，中指和食指互成直角，把大姆指指向x轴的正方向，中指指向z轴的正方向时，食指所指方向为y轴的正方向)。 [0070] 如图5所示，当缝翼处在放下位置时，上述优化局部坐标系为第二优化局部坐标系，该第二优化局部坐标系的原点和Z轴方向与上述第一优化局部坐标系相同，只是将上述第一优化局部坐标系绕Z轴旋转20.85°。举例说明，该第二优化局部坐标系X轴上的一点在总体坐标系下的坐标为X3＝2290.58mm，Y3＝14664.4mm，Z3＝‑889.387mm，Y轴可以由右手坐标系确定。 [0071] 上述约束局部坐标系的坐标原点为每根缝翼滑轨的约束点，X轴的正方向指向各自缝翼滑轨圆弧的圆心，Z轴垂直于该缝翼滑轨沿缝翼宽度方向所在的平面，并且以远离飞机机身的方向为正方向，Y轴的坐标方向以右手坐标系确定。应当理解的是，第一根缝翼滑轨的约束局部坐标系的原点为第一根缝翼滑轨的约束点，第一根缝翼滑轨的约束局部坐标系的X轴的正方向指向第一根缝翼滑轨圆弧的圆心，Z轴垂直于该第一根缝翼滑轨沿缝翼宽度方向所在的平面，并且以远离飞机机身的方向为正方向，Y轴的坐标方向以右手坐标系确定。 [0072] 另外，在飞机低速飞行的时候，会受到低速载荷的影响，所以，还可以建立低速载荷局部坐标系，该坐标系的坐标原点在上述总体坐标系下的坐标为X原＝76.48mm，Y原＝369.01mmm，Z原＝‑4438.89mm。该坐标系X轴上一点在总体坐标系上的坐标为XX＝175.23mm，YX＝373.40mm，ZX＝‑4454.15mm。该坐标系Z轴上一点在总体坐标系下的坐标为XZ＝ 92.35mm，YZ＝337.17，ZZ＝‑4345.45mm。Y轴由右手坐标系确定。 [0073] 在步骤S20中，根据飞机缝翼结构的受力条件，设置有限元模型的边界条件。 [0074] 具体地，缝翼在缝翼结构中处于中立位置时，缝翼主要承受气动载荷。该气动载荷可以由156中，其中高速状态载荷112种，低速状态载荷44种。 [0075] 气动载荷通过缝翼滑轨与加强隔板相连的两个螺栓传给缝翼滑轨，再由缝翼滑轨传递给轴承和齿条。另外，缝翼滑轨可以分为主滑轨和辅助滑轨，主滑轨可以将所承受的沿主滑轨径向的载荷和侧向载荷分别传递给上、下两组侧向轴承，并将切向载荷传递给齿条。而辅助滑轨只传递沿滑轨径向的载荷。 [0076] 根据缝翼滑轨的受力特点，主滑轨可以通过4组滚柱1来限制其径向和侧向的位移，切向通过安装在滑轮上的齿条和小齿轮2来限位。辅助滑轨的径向和侧向的位移也是通过4组滚柱1来进行限位，但是辅助滑轨并没有在切向上进行限位。 [0077] 因此，可以设置该有限元模型的边界条件，在每根滚柱1和齿条接触的位置建立约束局部坐标系，该约束局部坐标系中，每根主滑轨的滚柱1接触位置约束主滑轨在该约束局部坐标系下的X、Z方向的位移，齿轮2接触位置约束主滑轨在该约束局部坐标系下的Y方向的位移；每根辅助滑轨的滚柱1接触位置只约束辅助滑轨在该约束局部坐标系下的X、Z方向的位移。 [0078] 在步骤S30中，基于有限元模型的边界条件，对有限元模型进行参数化，以建立有限元模型的优化数学模型。 [0079] 为了对飞机缝翼结构进行优化，可以对飞机缝翼结构中的滑轨位置进行优化。为了对飞机缝翼结构中的滑轨位置进行优化，可以在上述有限元模型的基础上对该有限元模型进行参数化。 [0080] 其中，飞机缝翼结构中的缝翼滑轨包括至少两个主滑轨和至少一个缝翼滑轨，首先在有限元模型中获取上述至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨的网格及约束点。其次，获取至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨的约束点在上述优化局部坐标系中的坐标，以确定第一坐标参数。举例说明，该部分第一坐标参数可以如表1所示，其中，约束点编号仅用于区分不同的约束点。 [0081] 表1 [0082] [0083] 通过确定各个约束点在第一优化局部坐标系中的坐标，从而实现了有限元模型的参数化。 [0084] 进一步地，调整至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨在优化局部坐标系中的坐标，并基于调整后至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨在优化局部坐标系中的坐标确定第二坐标参数，并根据第一坐标参数和第二坐标参数确定坐标的变化值。 [0085] 具体地，当缝翼滑轨具有两根主滑轨和一根辅助滑轨时，可以调整第一根主滑轨在第一优化局部坐标系中的坐标，可以得出调整后的第一根主滑轨在Z轴方向上的坐标相对于调整前第一根主滑轨在Z轴方向上的坐标的变化值为Z变1。同样的，当调整第二根主滑轨在第一优化局部坐标系中的坐标后，可以得出调整后的第二根主滑轨在Z轴方向上的坐标相对于调整前第二根主滑轨在Z轴方向上的坐标的变化值为Z变3；当当调整辅助滑轨在第一优化局部坐标系中的坐标后，可以得出调整后的辅助滑轨在Z轴方向上的坐标相对于调整前辅助滑轨在Z轴方向上的坐标的变化值为Z变2。 [0086] 这样，便可以得到坐标参数的变化值，该坐标参数的变化值可以为： [0087] Z＝[Z变1,Z变2,Z变3] [0088] 需要补充的是，针对两个主滑轨和一个辅助滑轨与缝翼连的特点，该两个主滑轨和一个辅助滑轨最大变动位置具有可变动的范围，该范围为‑80mm≤Z变1≤88mm，‑80mm≤Z变2≤83mm，‑80mm≤Z变3≤85mm。 [0089] 另外，可以设调整前的两个主滑轨和一个辅助和滑轨的位置为初始值，该初始值可以为Z＝[0,0,0]，当Z变i(i＝1,2,3)为负值时，说明相对应的缝翼滑轨位置向靠近飞机机身方向移动，当Z变i为正值时，说明相对应的缝翼滑轨位置向远离飞机机身方向移动。 [0090] 当确定第一坐标参数和第二坐标参数后，可以根据第一坐标参数计算飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量；还可以根据第二坐标参数计算飞机缝翼结构中缝翼在至少两个主滑轨和所述至少一个辅助滑轨的坐标调整后的最大应力值和最大变形量。该最大应力值和最大变形量可以通过有限元软件分析获得，但不限于此，也可以通过其他方式获得，均在本公开的保护范围之内。 [0091] 由于，在飞机缝翼结构运动的过程中，飞机缝翼结构运动的平稳性和平滑性是其能够产生有效运动的条件。所以，为了保证飞机缝翼结构运动的较高平稳性和优良平滑性，需要考虑运动过程中，每根主滑轨齿轮2的约束点的受力平衡。如果每根主滑轨齿轮2的约束力相差太大，一方面会导致飞机缝翼结构运动时发生卡滞；另一方面，会使得主滑轨发生剧烈扭转，导致飞机缝翼结构运动时阻力增大。所以需要考虑主滑轨受约束力的均方差以及主滑轨的扭转角度。 [0092] 举例说明，飞机缝翼结构可以包括第一主滑轨和第二主滑轨，获取第一主滑轨所受约束力大小F1，和第二主滑轨所受约束力大小F2，其中，F1和F2可以从有限元软件的计算结果中获取，但不限于此。由此可得，第一主滑轨和第二主滑轨受约束力的均方差为： [0093] [0094] 通过计算第一主滑轨和第二主滑轨的均方差，可以衡量二者所受约束力的均衡性。均方差越小，二者的平衡性越大；反之，均方差越大，二者的平衡性越差。 [0095] 另外，可以分别获取至少两个主滑轨的约束点受约束前在上述第一优化局部坐标系中的第三坐标参数，再分别获取至少两个主滑轨的约束点受约束后在第一优化局部坐标系中的第四坐标参数，最后根据第三坐标参数和第四坐标参数，得出每个主滑轨受力后的扭转角度。 [0096] 举例说明，可以设置主滑轨上不会在受力后发生扭转的点为A(xA,yA,zA)，设立B(xB,yB,zB)为主滑轨上会发生变形区域中在发生扭转前的一点，设立C(xC,yC,zC)为主滑轨发生变形后与B(xB,yB,zB)相对应的点。得到A、B、C三点的坐标，便可以通过余弦定理求得主滑轨的扭转角度θ，求解过程如下： [0097] [0098] [0099] [0100] [0101] 其中，lAB为A点与B点之间连线的距离，lBC为B点与C点之间连线的距离，lAC为A点与C点之间连线的距离。 [0102] 当设定好主滑轨受力的均方差和扭转角度后，便完成了优化数学模型的建立。 [0103] 在优化数学模型的基础上，可以根据不同的优化目标设定不同的优化方案。其中，不同的优化目标可以包括：缝翼的最大应力值、缝翼的最大变形量和主滑轨受约束力的均方差。 [0104] 当以缝翼的最大应力值为优化目标时，至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨的坐标调整后飞机缝翼结构中缝翼的最大应力值和最大变形量不大于飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量，并且至少两个主滑轨坐标调整后的扭转角度不大该主滑轨初始状态的扭转角度，至少两个主滑轨坐标调整后受约束力的均方差不大于该主滑轨初始状态受约束力的均方差。即： [0105] minf(x)＝stressmax(x) [0106] s.t. dismax(x)≤dismax(x0) [0107] θ(x)≤θ(x0) [0108] sF(x)≤sF(x0) [0109] 其中，minf(x)为最小值，stressmax(x)为缝翼的最大应力值，dismax(x)为坐标调整后缝翼的最大变形量，dismax(x0)为初始状态缝翼的最大变形量，θ(x)为坐标调整后主滑轨的扭转角度，θ(x0)为初始状态主滑轨的扭转角度，sF(x)为坐标调整后主滑轨受约束力的均方差，sF(x0)为初始状态主滑轨受约束力的均方差。 [0110] 通过上述关系式进行迭代，得出当缝翼的最大应力值为最小时，每根缝翼滑轨的坐标，即可得出以缝翼的最大应力值为优化目标的优化方案。 [0111] 当以缝翼的最大变形量为优化目标时，至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨的坐标调整后飞机缝翼结构中缝翼的最大应力值和最大变形量不大于飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量，并且至少两个主滑轨坐标调整后的扭转角度不大该主滑轨初始状态的扭转角度，至少两个主滑轨坐标调整后受约束力的均方差不大于该主滑轨初始状态受约束力的均方差。即： [0112] minf(x)＝dismax(x) [0113] s.t. stressmax(x)≤stressmax(x0) [0114] θ(x)≤θ(x0) [0115] sF(x)≤sF(x0) [0116] 其中，minf(x)为最小值，dismax(x)为缝翼的最大变形量，stressmax(x)为坐标调整后缝翼的最大应力值，stressmax(x0)为初始状态缝翼的最大应力值，θ(x)为坐标调整后主滑轨的扭转角度，θ(x0)为初始状态主滑轨的扭转角度，sF(x)为坐标调整后主滑轨受约束力的均方差，sF(x0)为初始状态主滑轨受约束力的均方差。 [0117] 通过上述关系式进行迭代，得出当缝翼的最大变形量为最小时，每根缝翼滑轨的坐标，即可得出以缝翼的最大变形量为优化目标的优化方案。 [0118] 当以主滑轨受约束力的均方差为优化目标时，至少两个主滑轨和至少一个辅助滑轨的坐标调整后飞机缝翼结构中缝翼的最大应力值和最大变形量不大于飞机缝翼结构中缝翼的初始状态的最大应力值和最大变形量，并且至少两个主滑轨坐标调整后的扭转角度不大该主滑轨初始状态的扭转角度。即： [0119] minf(x)＝sF(x) [0120] s.t. stressmax(x)≤stressmax(x0) [0121] θ(x)≤θ(x0) [0122] dismax(x)≤dismax(x0) [0123] 其中，minf(x)为最小值，sF(x)为主滑轨受约束力的均方差，stressmax(x)为坐标调整后缝翼的最大应力值，stressmax(x0)为初始状态缝翼的最大应力值，θ(x)为坐标调整后主滑轨的扭转角度，θ(x0)为初始状态主滑轨的扭转角度，dismax(x)为坐标调整后缝翼的最大变形量，dismax(x0)为初始状态缝翼的最大变形量。 [0124] 通过上述关系式进行迭代，得出当主滑轨受约束力的均方差为最小时，每根缝翼滑轨的坐标，即可得出以主滑轨受力的均方差为优化目标的优化方案。 [0125] 如图6所示，为了验证上述优化设计方法的可行性，首先将飞机缝翼结构简化为一个伸臂梁，定义两根主滑轨和一根辅助滑轨之间的长度为： [0126] x＝{l1,l2,l3} [0127] 初始情况的值为x＝{0.17,0.35,0.35}，缝翼的最大应力值为643MPa，缝翼的最大变形量为0.00261mm。 [0128] 当以缝翼的最大应力值为优化目标时，优化后的结果为： [0129] Z＝{0.1286,0.37645,0.34082} [0130] 优化后缝翼的最大应力值为514MPa，最大变形量为0.00167mm。缝翼的最大应力值减小了20％，最大变形减小了35％。 [0131] 当以缝翼的最大变形量为优化目标时，优化后的结果为： [0132] Z＝{0.139,0.359,0.356} [0133] 优化后缝翼的最大应力值为525MPa，最大变形量为0.00143mm。缝翼的最大应力值减小了18.3％，最大变形量减小了45％。 [0134] 由于该优化设计方法在飞机缝翼结构的简化模型中成功实施，说明了该方法的可行性，于是可以将该方法应用于对飞机缝翼结构原模型的优化。 [0135] 随后，根据不同的优化方案对飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以获取不同的优化结果。并比较不同的优化结果的大小，选出最优方案对飞机缝翼结构中缝翼滑轨的位置进行优化，以实现对飞机缝翼结构的优化。 [0136] 例如，当飞机缝翼处在中立位置以及高速载荷下时，选取以缝翼的最大应力值为优化目标： [0137] 选取缝翼在中立位置高速载荷下最严重的工况进行优化，优化前缝翼的最大应力值为439.8Mpa，缝翼的最大变形为4.17mm，此时的主滑轨的最大扭转角为0.00000959，主滑轨受力的均方差为4134.16N。 [0138] 在以缝翼的最大应力值为目标的优化中，优化结果为： [0139] Z＝[‑71.63‑52.91‑71.47] [0140] 图7为本次优化的迭代过程。优化后缝翼的最大应力值为429.58Mpa，减小了2.28％，缝翼的最大变形为4.166mm，主滑轨的最大扭转角为0.00000911mm，减小了4.8％。 [0141] 另外，在表2中汇总出了其他工况与优化目标的优化结果。 [0142] 表2 [0143] [0144] 从上表优化结果上看，根据不同的载荷情况有不同的优化结果，从中立位置高速载荷下的工况的优化方案来看，最能够保证平稳性的优化方案应是优化方案3。首先，优化方案3保证了优化后飞机缝翼结构中齿轮2约束点处的受力均衡。其次，优化方案3所造成主滑轨的扭转角最小，因而建议采用优化方案3作为该工况下飞机缝翼结构的优化设计方案。 [0145] 本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本公开旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本申请的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。