[发明专利]一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法

权利要求书

1.一种适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一：根据纤维体分比、纤维和基体性能参数，利用细观力学方法预测纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量；

步骤二：进行复合材料标准拉伸实验测试，基于实验得到弹性常数和泊松比修正预测的等效宏观弹性模量；

步骤三：建立复合材料结构件的有限模型并对结构件外形尺寸和厚度进行参数化，实现结构件自动化建模分析和结果提取；

步骤四：构建优化模型，采用高效的自适应加点代理模型优化方法进行结构件的优化设计，直至优化结果收敛，得到结构件的最佳设计。

2.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤一中，预测的宏观弹性模量是通过将缎纹复合材料简化为正交层合板，先根据三维桥联模型公式，计算单向板的等效宏观弹性模量，根据层合板理论计算纤维增强复合材料的等效宏观弹性模量。

3.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤三中，自动化建模分析和结果提取是基于ABAQUS二次开发结构件的参数化程序。

4.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤四中，优化模型基于工程实际工况中的载荷条件进行设计，其中优化目标和约束包括结构件的强度、刚度及质量。

5.根据权利要求1或4所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述的步骤四中自适应加点代理模型优化方法包括如下步骤：

通过拉丁超立方抽样方法生成预设量的初始样本点，选用克里金代理模型拟合设计变量-目标和设计变量-约束的数学关系；

采用综合目标最优和代理模型误差最大的期望最大加点准则确定新样本点，并计算目标响应值和约束值，添加到样本集中并更新代理模型；

重复优化过程直至满足收敛准则之一，所述收敛准则包括：新样本点与已有样本点距离达到阈值、最优解与上一代最优解的差达到阈值、迭代次数达到最大次数。

6.根据权利要求1所述的适用于热塑性编织复合材料航天承力构件的材料-结构-制造一体化优化设计方法，其特征在于，所述步骤四还设有如下步骤：

步骤五：结合成型工艺修改优化的构件构型，模压成型制备结构件。