李灼 王健

摘 要 隨著現(xiàn)代科技的飛速發(fā)展，應用現(xiàn)代的工藝技術所生產(chǎn)的產(chǎn)品也日益復雜，這就使得人們對于高性能計算的需求越來越高。而利用數(shù)字化設計模型來進行數(shù)據(jù)分析，已經(jīng)成為當下的發(fā)展趨勢。作為航空界來說，飛機的精細化模型也越來越受到數(shù)字化設計的影響。因此，本文圍繞著航空結構并行環(huán)境下進行結構分析以及優(yōu)化等多個問題進行了簡要分析，期望能夠更好地利用高性能的計算機體系來提高航空結構的計算精準度。

關鍵詞 航空結構;大規(guī)模并行;結構變量;優(yōu)化設計

前言

自從進入21世紀，計算機科學得到了飛速的發(fā)展，而高性能計算機作為計算機科學的基礎，也得到了飛速的發(fā)展。他們在航空航天，地震預測等許多工業(yè)領域都取得了更好的應用效果。就目前而講高性能計算機的使用水平，已經(jīng)能夠成為衡量一個企業(yè)或者是科研機構科技水平的重要因素。它在很大程度上能夠表達一個企業(yè)或者是研究機構的科研能力。而高性能計算機，它的基礎是計算機硬件以及軟件，二者缺一不可，因此，本文對其進行了簡要分析。

1航空結構大規(guī)模并行的現(xiàn)狀分析

1.1 滿足高性能計算機的區(qū)域分解并行計算

在進行航空結構的計算過程當中，并行計算方法一般都遵循兩個原則，一種是重構，一種是分而治之。可以根據(jù)不同的計算要求和計算特點，選擇不同的計算方法，在結構并行分析的技術上，也可以將其進行分類，一種是算法的并行有限分析技術，一種是子結構級的并行有線分析技術。在這兩種分析技術的選擇過程當中，可以根據(jù)結構的不同和分析過程的緩解不同，也就是不同的計算特點來進行區(qū)分[1]。

1.2 結構非線性振動特性的求解技術分析

在進行機翼變形分析的情況下，傳統(tǒng)的位移和應變關系，這種基本假設已經(jīng)不再適應大展弦比的機翼情況，所以說應該對其進行大應變理論的假設。也就是說，在求解結構時，發(fā)現(xiàn)切線剛度矩陣時應該以非線性方程的求解方法來進行求解。這樣就能夠得到大變形下的切線剛度矩陣，然后對該矩陣進行求解結構的分析，根據(jù)不同的結構特點來選取不同的非線性振動特性的計算。在進行計算的過程當中，可以分為所有工況下的變形以及非線性振動特性。

2航空結構大規(guī)模并行的優(yōu)化措施分析

2.1 結構分析的平臺簡介

對航空結構進行強度分析與優(yōu)化，是由中航工業(yè)強度所研究出來的，為了能夠更好地推進國內航空界的各項功能的一種軟件系統(tǒng)。它在運行過程當中，主要是以高強度的實驗數(shù)據(jù)作為根本，然后為航空系統(tǒng)提供相應的技術分析以及優(yōu)化設計，以便能夠促進航空系統(tǒng)的技能優(yōu)化。在系統(tǒng)提出功能的改進過程當中，可以將其分為自動快速建模切面剛度計算細節(jié)強度分析等多個航空優(yōu)化設計模塊。系統(tǒng)則采用更為先進科學的技術來進行軟件的架構，將各項數(shù)據(jù)進行填充，方便航空機構能夠更好地為用戶提供個性化的服務。在進行基礎數(shù)據(jù)分析的過程當中，主要是對線性靜力，模態(tài)以及線性屈曲三方面進行數(shù)據(jù)分析，以滿足這些數(shù)據(jù)對航空結構的需求[2]。

2.2 基于最大航程的氣動結構綜合優(yōu)化設計

為了能夠促進航空結構更好地滿足真正的飛機需求，應該對飛機的整體性能進行目標設定。在保證氣動結構優(yōu)化科學的前提下，進行綜合技術優(yōu)化，建立相對科學合理的工藝流程。當然，在這個過程當中，還應該以工程綜合優(yōu)化方法為基礎，采用系統(tǒng)以及學科兩方面的技術來進行綜合優(yōu)化，實現(xiàn)設計過程當中的優(yōu)化需求。對于復雜流程當中的各項模型數(shù)據(jù)，也應該進行嚴格管理，突破傳統(tǒng)的外形設計計算方法，采用人工智能的方法進行計算，以便能夠更好地保證計算結果的準確性。而對于復雜系統(tǒng)的優(yōu)化流程來說，應該進行快速建模，保證工作流引擎生成問題，不會成為結構優(yōu)化的阻礙，在這個過程當中，也可以采用多模型，分層次驅動的體系來進行架構完善[3]。

2.3 復合材料機翼精細化模型綜合優(yōu)化設計

為了能夠更好地得到優(yōu)化，往往采用全復合材料來進行記憶的模型構建。在進行模型構建的過程當中，多使用若干根肋來進行前后布置，設置兩根大梁。在這種情況下，往往有限元分析模型上有八萬個單元，為了能夠對模型進行優(yōu)化設計，可以將設計變量增多，達到11萬個。而約束則有150萬個，主要是對強度、剛度以及穩(wěn)定性來進行約束。在這種新的有限元模型上進行深度計算以及模型的優(yōu)化，主要是對復合材料的蒙皮分層厚度進行優(yōu)化，按照非均衡的設計原則，將每個屬性的區(qū)分為四個變量，然后在機翼的尾部取八個節(jié)點，作為垂直弦平面方位位移的計算約束。在進行優(yōu)化過程當中，可以對比度計算的時間進行優(yōu)化，采用這種求解方式，并行求解比單核求解的計算效率要高得多[4]。

3結束語

根據(jù)以上敘述內容，可知在進行航空結構大規(guī)模的優(yōu)化過程當中，引入?yún)^(qū)域分解法來進行結構的并行求解，可以很好地提高求解效率，當然，這也為精細化結構分析模型的設計奠定了良好的基礎。總之，采用區(qū)域分解法進行航空結構的并行求解，可以更好地引入靈敏度分析，以及數(shù)據(jù)組織結構等多項技術，提高計算效率，實現(xiàn)計算變量的高敏度求解。這對于航空結構的大規(guī)模并行及結構優(yōu)化都有著非常好的效果，可以使得我國航空結構規(guī)模得到更好的發(fā)展。

參考文獻

[1] 劉小川，王彬文，白春玉，等.航空結構沖擊動力學技術的發(fā)展與展望[J].航空科學技術，2020，31（3）：1-14.

[2] 郭瑜超，聶小華，張生貴，等.航空結構仿真與試驗應變一致性評估方法[J].機械強度，2020，42（1）：246-250.

[3] 王曉輝.航空結構分析有限元后處理系統(tǒng)的關鍵模塊技術研究[C]. 中國航空學會.2019年（第四屆）中國航空科學技術大會論文集.中國航空學會：中國航空學會，2019：369-374.

[4] 周江濤，劉麗華，俞鴻均，等.淺談航空結構件閉角特征設計對加工及質量影響[J].機械設計，2019，36（S1）：272-275.