用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法

1.本发明属于复合材料维修技术领域，具体地，涉及一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法。
2.研究背景
3.复合材料具有比强度和比刚度高、抗疲劳和冲击性能强、使用寿命长等优点，广泛地应用于飞机制造中。但与金属构件不同，复合材料构件层间强度较弱，往往在制备过程中，由于铺设质量的分散性，容易形成富树脂区，造成固化时层间收缩程度的差异，极易形成分层缺陷；同时，材料的不完全固化、外来颗粒物的进入、设备的加热不均，也会造成层间脱黏等现象，使得复合材料壁板在服役之初即存在层间损伤或裂纹根源。此外，原有的层间缺陷和损伤在极端工况下会进一步扩展，这些分层损伤导致结构整体强度和刚度显著降低，严重削弱了军机的飞行性能，同时也给服役带来巨大的安全隐患。
4.复合材料构件成型工艺要求高、造价较为昂贵、成型周期较长，带有缺陷或损伤的军机复合材料壁板如直接报废更换，不仅会增加复合材料的制造成本，更会增加军机的修理维护难度和维修周期，难以满足战时维修快速响应、修理方法简单操作、可靠性要求高的需求，严重削弱了战机在战时情况下的编队战斗能力和战场存活率。经过前期技术人员的探索和实践，通过在复合材料壁板分层损伤部位及其包络线内制孔铆接，能够达到抑制分层损伤扩展、增加壁板和装配结构整体强度和刚度的目的，从而延长结构服役寿命。但复合材料壁板层间初始缺陷裂纹和服役载荷诱发的层间损伤位置均具有极强的随机性，其形成的层间分层区域位置和深度不定、大小不一、性状各异，增加了壁板钻铆维修难度。现阶段维修人员，主要通过经验对制孔和铆接的点位进行排布，往往不能得到最优配置。对于多种不同形状和不同位置的分层，传统经验法可能会造成无法有效控制分层的扩展，或点位排布过于密集，造成局部应力集中。


技术实现要素：

5.针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，可以针对任意形状的航空复合材料构件内部分层损伤，优化钻铆维修中铆钉紧固件的排布方式，最大限度上恢复损伤复合材料结构的强度和刚度，减少铆钉数量，降低结构的额外增重。
6.为实现上述技术目的，本发明采用如下技术方案：一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，包括以下步骤：
7.步骤1、使用无损检测技术对航空复合材料构件内部分层损伤的深度、位置以及形状进行检测，标记出损伤区域轮廓，并选取尺寸合适的铆钉紧固件；
8.步骤2、通过调用opencv算法库中的内部函数，将标记的损伤区域轮廓转换成轮廓凸包，根据轮廓凸包计算所述损伤区域轮廓最小包络椭圆的中心坐标、半长轴和半短轴长度以及旋转角度，使用最小包络椭圆对损伤区域轮廓进行等效简化；
9.步骤3、根据所述航空复合材料构件的结构特征、材料属性以及分层损伤的位置与
最小包络椭圆建立含分层损伤航空复合材料构件的有限元计算模型，根据铆钉紧固件与航空复合材料构件之间的配合关系与结构受载特性设置边界条件；
10.步骤4、设置遗传优化算法的初始条件：以铆钉紧固件的安装位置和数量作为设计变量，采用栅格法对含分层损伤航空复合材料构件进行划分，并使用二进制向量对铆钉紧固件的设计变量进行编码；以损伤修复复合材料层合板结构的压缩刚度和结构极限强度为优化目标，建立铆接修复质量评价函数；
11.步骤5、将编码的铆钉紧固件的设计变量作为初始种群，通过abaqus/python二次开发接口输入到有限元计算模型中，计算初始种群中每种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率r
t
和损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率s
t
，并将r
t
和s
t
通过abaqus/python二次开发接口输入到遗传优化算法中，通过修复质量评价函数计算维修质量评价指标，并通过选择、交叉、变异的遗传算子操作对初始种群进行迭代优化，直至达到最大迭代次数，得到最终优化种群；
12.步骤6、将最终优化种群中每种铆钉紧固件点位布局方案按照维修质量评价指标从大到小进行排序，输出维修质量指标排名前10％的铆钉紧固件点位布局方案。
13.进一步地，步骤2包括如下子步骤：
14.步骤2.1、将标记出的损伤区域轮廓调用opencv算法库中的cvtcolor()函数，将损伤区域轮廓的图像转化成灰度图，将灰度图使用轮廓函数查找损伤区域轮廓边界；
15.步骤2.2、将损伤区域轮廓边界调用convexhull()函数近似为轮廓凸包，得到轮廓凸包点集p＝{p1,
…
,pi,
…
,pn}，其中，n表示轮廓凸包点集中元素的个数，pi表示轮廓凸包点集中的第i个点，pi＝(xi,yi)；
16.步骤2.3、根据轮廓凸包点集计算轮廓凸包的几何矩并根据几何矩的零阶矩m
00
、一阶矩m
10
和m
01
，求解椭圆的中心点坐标c
x
＝m
10
/m
00
，cy＝m
01
/m
00
，其中，m
pq
表示轮廓凸包的(p+q)阶矩，p和q分别表示轮廓凸包在x维度和y维度上的矩，μ
x
和μy分别为轮廓凸包的中心坐标，
17.步骤2.4、求解轮廓凸包点集的协方差矩阵解出特征值为λ1和λ2，特征向量v1和v2，得到椭圆的半长轴长度a和半短轴长度b分别为和椭圆的旋转角度为其中，var(x)表示凸包点集在x维度上的方差，var(y)表示凸包点集在y维度上的方差，cov(x,y)表示凸包点集在x维度和y维度上的协方差，v1[1]表示特征向量v1的第2个元素，v1[0]表示特征向量v1的第1个元素；
[0018]
步骤2.5、以椭圆的中心点坐标作为坐标原点建立坐标系，根据半长轴长度a、半短轴长度b、旋转角度绘制最小包络椭圆，等效简化损伤区域轮廓。
[0019]
进一步地，步骤3中有限元计算模型的边界条件为：
[0020]
(1)设置航空复合材料构件与铆钉紧固件之间的接触关系；
[0021]
(2)设置铆钉紧固件的预紧力；
[0022]
(3)设置航空复合材料构件在力学性能测试过程中的加载模式与约束关系。
[0023]
进一步地，步骤4中所述设计变量的设置过程为：以最小包络椭圆的中心作为极点o，以最小包络椭圆的短轴作为极轴x建立极坐标系，将铆钉紧固件的安装位置与数量排布为h＝[h1,
…
,hm…
,hm]，其中，m表示铆钉紧固件的数量，m＝card(h)；hm表示第m个铆钉紧固件的具体点位，ρm表示极坐标系下点位hm的半径，表示极坐标系下点位hm的角度。
[0024]
进一步地，所述铆钉紧固件安装在最小包络椭圆区域内，极坐标系下点位hm的半径ρm满足：
[0025][0026]
其中，a为椭圆的半长轴长度，b为椭圆的半短轴长度，c为椭圆的半焦距。
[0027]
进一步地，所述铆接修复质量评价函数为：
[0028][0029]
其中，f
t
为第t种铆钉紧固件布局方案对应的维修质量指标，m表示铆钉紧固件的数量，m＝card(h)；k1表示r
t
的权重值，k2表示s
t
的权重值。
[0030]
进一步地，步骤4中对铆钉紧固件布局编码的过程具体为：以铆钉紧固件的直径为单元尺寸，采用栅格法将航空复合材料构件划分为若干栅格，每个栅格表示潜在的铆钉紧固件连接点位，并且左下角开始每一个栅格进行编号，编号从1开始，n为终点；根据航空复合材料构件的栅格图，采用二进制向量对铆钉紧固件以铆钉紧固件的安装位置和数量进行编码s＝[w
1 w
2 ... wn]
t
，其中，s为n维向量，s中的元素为栅格划分后每个单元网格的位置，若二进制数为1，表示该网格上安装有铆钉紧固件，若二进制数为0，表示该网格上没有安装铆钉紧固件。
[0031]
进一步地，步骤5包括如下子步骤：
[0032]
步骤5.1、根据铆钉紧固件安装在最小包络椭圆区域内，确定铆钉紧固件的数量和安装位置的约束条件，随机生成设计变量作为铆钉紧固件点位布局的个体，将铆钉紧固件点位布局的个体进行组合，形成初始种群；
[0033]
步骤5.2、初始种群通过abaqus/python二次开发接口输入到有限元计算模型中，计算初始种群中每种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率r
t
和损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率s
t
；
[0034]
步骤5.3、将r
t
和s
t
通过abaqus/python二次开发接口输入到遗传优化算法中，通过修复质量评价函数计算维修质量评价指标；
[0035]
步骤5.4、使用轮盘赌选择方法从初始种群中选择设定数量的个体作为父代个体，进行交叉、变异，生成优化种群；
[0036]
步骤5.5、将优化种群代替初始种群，重复步骤5.2-5.4，直至达到最大迭代次数，得到最终优化种群。
[0037]
进一步地，步骤5.4中轮盘赌选择方法的过程具体为：
[0038]
步骤5.4.1、根据铆接修复质量评价函数确定种群中每种铆钉紧固件点位布局方案的维修质量指标f
t
以及每种铆钉紧固件点位布局方案的选择概率计算每种铆钉紧固件点位布局方案的累积概率c
t
＝p1+p2+
…
+p
t
，其中，t为种群中铆钉紧固件点位布局方案的数量，1≤t≤t，初始时，设c0＝0；
[0039]
步骤5.4.2、生成一个随机数r，r∈[0,1]，根据随机数r在种群中寻找满足条件c
t-1
≤r≤c
t
的铆钉紧固件点位布局方案；
[0040]
步骤5.4.3、通过重复生成随机数选择铆钉紧固件点位布局方案，直到选择足够数量的铆钉紧固件点位布局方案作为父代个体参与交叉和变异操作。
[0041]
进一步地，步骤5.4中交叉的过程具体为：对于两个父代个体s
p1
和s
p2
，随机选取个体编码中多个基因位置进行多点交叉，得到两个新个体s
p1
'和s
p2
'，其中，交叉点数量和位置随机生成，若交叉后新个体中铆钉紧固件的位置重复或超出最小包络椭圆区域，则删除新个体；
[0042]
步骤5.2中变异的过程具体为：生成的新个体中随机个体s
p
随机选择r个位置i1,i2,
…
,ir，将这些位置上的二进制数值取反，得到新个体s
p
'，若变异后的更新个体中铆钉紧固件的位置重复或超出最小包络椭圆区域，则删除该新个体。
[0043]
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过最小包络椭圆对工程中实测的不规则分层形状进行等效简化，在保障结构整体性能不变的情况下，避免了不规则分层形状有限元模型构造困难、收敛性差等问题，同时基于遗传优化算法，将铆钉紧固件数量的离散变量和分布位置离散化，采用二进制向量对铆钉紧固件的数量和位置进行编码，通过选择、交叉、变异，计算每种铆钉紧固件点位布局方案的维修质量评价指标，形成最终种群，寻求全局最优解，能够真正意义上的实现复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化，使结构在满足规定的约束条件下，结构刚度及强度恢复率最大，铆钉数量最少，总体质量增重最小。本发明提出含分层损伤复合材料的维修质量指标并应用多目标优化算法对铆钉紧固件点位布局进行优化，帮助维修技术人员根据实际损伤确定最实用的个性化维修方案，该方法对含损伤复合材料构件的机械连接修复工艺优化具有通用性。
附图说明
[0044]
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对具体实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0045]
图1为本发明用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法的流程图；
[0046]
图2为本发明航空复合材料不规则分层损伤等效形状示意图；
[0047]
图3为本发明航空复合材料分层损伤铆接修复有限元结构示意图；
[0048]
图4为本发明航空复合材料分层损伤铆接修复有限元模型边界条件设置示意图；
[0049]
图5为本发明通过遗传优化算法进行铆钉紧固件点位排布的流程图；
[0050]
其中，1、分层真实轮廓；2、最小包络椭圆轮廓；3、复合材料壁板有限元模型；4、含分层损伤胶粘剂有限元模型；5、铆钉紧固件简化有限元模型。
具体实施方式
[0051]
下面将结合附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部。基于本发明中的具体实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。
[0052]
如图1为本发明用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法的流程图，该钻铆点位布局优化方法具体包括如下步骤：
[0053]
步骤1、使用无损检测技术对航空复合材料构件内部分层损伤的深度、位置以及形状进行检测，标记出损伤区域轮廓，并通过查阅结构图纸或数模，确定损伤待修复复合材料结构的厚度、铺层以及材料属性，选取尺寸合适的铆钉紧固件；
[0054]
步骤2、通过调用opencv算法库中的内部函数，将标记的损伤区域轮廓转换成轮廓凸包，根据轮廓凸包计算所述损伤区域轮廓最小包络椭圆的中心坐标、半长轴和半短轴长度以及旋转角度，使用最小包络椭圆对损伤区域轮廓进行等效简化，在保障结构整体力学性能等效的同时，避免了后续数值计算模型不规则分层区域构造困难，收敛性差等问题；具体包括如下子步骤：
[0055]
步骤2.1、将标记出的损伤区域轮廓调用opencv算法库中的cvtcolor()函数，将损伤区域轮廓的图像转化成灰度图，将灰度图使用轮廓函数查找损伤区域轮廓边界；
[0056]
步骤2.2、将损伤区域轮廓边界调用convexhull()函数近似为轮廓凸包，得到轮廓凸包点集p＝{p1,
…
,pi,
…
,pn}，轮廓凸包是包含轮廓边界的最小凸多边形，其中，n表示轮廓凸包点集中元素的个数，pi表示轮廓凸包点集中的第i个点，pi＝(xi,yi)；
[0057]
步骤2.3、根据轮廓凸包点集计算轮廓凸包的几何矩并根据几何矩的零阶矩m
00
、一阶矩m
10
和m
01
，求解椭圆的中心点坐标c
x
＝m
10
/m
00
，cy＝m
01
/m
00
，其中，m
pq
表示轮廓凸包的(p+q)阶矩，p和q分别表示轮廓凸包在x维度和y维度上的矩，μ
x
和μy分别为轮廓凸包的中心坐标，零阶矩m
00
代表轮廓凸包所包围区域的面积，一阶矩m
10
和m
01
分别表示轮廓凸包所包围区域在x维度和y维度上的质心位置；
[0058]
步骤2.4、求解轮廓凸包点集的协方差矩阵解出特征值为λ1和λ2，特征向量v1和v2，得到椭圆的半长轴长度a和半短轴长度b分别为和椭圆的旋转角度为其中，var(x)表示凸包点集在x维度上的方差，var(y)表示凸包点集在y维度上的方差，cov(x,y)表示凸包点集在x维度和y维度上的协方差，v1[1]表示特征向量v1的第2个元素，v1[0]表示特征向量v1的第1个元素；
[0059]
步骤2.5、以椭圆的中心点坐标作为坐标原点建立坐标系，根据半长轴长度a、半短
轴长度b、旋转角度绘制最小包络椭圆，等效简化损伤区域轮廓，如图2所示，其中，1为分层真实轮廓，2为最小包络椭圆轮廓，可以看出最小包络椭圆与原始不规则形状紧密贴合，最小包络椭圆较好的体现出不规则形状的几何信息和方向性。
[0060]
步骤3、根据所述航空复合材料构件的结构特征、材料属性以及分层损伤的位置与最小包络椭圆建立含分层损伤航空复合材料构件的有限元计算模型，为保证仿真计算结果更贴近真实测试结果，根据实际维修过程中铆钉紧固件配合关系和性能测试过程中结构的加载模式设置边界条件：
[0061]
(1)设置航空复合材料构件与铆钉紧固件之间的接触关系；
[0062]
(2)设置铆钉紧固件的预紧力；
[0063]
(3)设置航空复合材料构件在力学性能测试过程中的加载模式与约束关系。
[0064]
步骤4、设置遗传优化算法的初始条件：以铆钉紧固件的安装位置和数量作为设计变量，采用栅格法对含分层损伤航空复合材料构件进行划分，并使用二进制向量对铆钉紧固件的设计变量进行编码；以损伤修复复合材料层合板结构的压缩刚度和结构极限强度为优化目标，建立铆接修复质量评价函数；
[0065]
本发明中设计变量的设置过程为：以最小包络椭圆的中心作为极点o，以最小包络椭圆的短轴作为极轴x建立极坐标系，将铆钉紧固件的安装位置与数量排布为h＝[h1,
…
,hm…
,hm]，其中，m表示铆钉紧固件的数量，m＝card(h)；hm表示第m个铆钉紧固件的具体点位，ρm表示极坐标系下点位hm的半径，表示极坐标系下点位hm的角度。为最大程度上避免含分层损伤复合材料结构受载时出现i型裂纹扩展，增设编号i＝0，h0表示分层损伤最小包络椭圆原点位置的铆钉紧固件，在后续仿真优化中其位置固定不变；铆钉紧固件安装在最小包络椭圆区域内，即任意铆钉紧固件hm的点位布局不会超过最小包络椭圆的边界，极坐标系下点位hm的半径ρm满足：
[0066][0067]
其中，a为椭圆的半长轴长度，b为椭圆的半短轴长度，c为椭圆的半焦距。
[0068]
本发明中铆接修复质量评价函数需满足铆钉紧固件最少、损伤结构恢复刚度和强度最大，因此，将铆接修复质量评价函数构建为：
[0069][0070]
其中，f
t
为第t种铆钉紧固件布局方案对应的维修质量指标，m表示铆钉紧固件的数量，m＝card(h)；r
t
为第t种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率，s
t
为第t种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率，k1表示r
t
的权重值，k2表示s
t
的权重值。
[0071]
为了将铆钉紧固件的位置离散化，对铆钉紧固件布局编码的过程具体为：以铆钉紧固件的直径为单元尺寸，采用栅格法将航空复合材料构件划分为若干栅格，每个栅格表示潜在的铆钉紧固件连接点位，并且左下角开始每一个栅格进行编号，编号从1开始，n为终点；根据航空复合材料构件的栅格图，采用二进制向量对铆钉紧固件以铆钉紧固件的安装位置和数量进行编码s＝[w
1 w2...wn]
t
，其中，s为n维向量，s中的元素为栅格划分后每个单元网格的位置，若二进制数为1，表示该网格上安装有铆钉紧固件，若二进制数为0，表示该
网格上没有安装铆钉紧固件。
[0072]
步骤5、将编码的铆钉紧固件的设计变量作为初始种群，通过abaqus/python二次开发接口输入到有限元计算模型中，计算初始种群中每种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率r
t
和损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率s
t
，并将r
t
和s
t
通过abaqus/python二次开发接口输入到遗传优化算法中，通过修复质量评价函数计算维修质量评价指标，并通过选择、交叉、变异的遗传算子操作对初始种群进行迭代优化，直至达到最大迭代次数，得到最终优化种群；将有限元分析与遗传优化算法结合可在满足铆钉紧固件数量和位置优化的同时，实现对航空复合材料壁板在受载中结构变形、应力等因素的分析，如图5，具体包括如下子步骤：
[0073]
步骤5.1、根据铆钉紧固件安装在最小包络椭圆区域内，确定铆钉紧固件的数量和安装位置的约束条件，随机生成设计变量作为铆钉紧固件点位布局的个体，将铆钉紧固件点位布局的个体进行组合，形成初始种群；
[0074]
步骤5.2、初始种群通过abaqus/python二次开发接口输入到有限元计算模型中，计算初始种群中每种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率r
t
和损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率s
t
；
[0075]
步骤5.3、将r
t
和s
t
通过abaqus/python二次开发接口输入到遗传优化算法中，通过修复质量评价函数计算维修质量评价指标；
[0076]
步骤5.4、使用轮盘赌选择方法基于维修质量指标从初始种群中选择设定数量的个体作为父代个体，进行交叉、变异，生成优化种群，该方法基于个体维修质量指标的比例来确定被选中的概率，维修质量越好的个体被选中的概率越大，同时又避免了优化结果陷入局部死循环，可实现全局优化；具体地，
[0077]
轮盘赌选择方法的过程具体为：
[0078]
步骤5.4.1、根据铆接修复质量评价函数确定种群中每种铆钉紧固件点位布局方案的维修质量指标f
t
以及每种铆钉紧固件点位布局方案的选择概率计算每种铆钉紧固件点位布局方案的累积概率c
t
＝p1+p2+
…
+p
t
，其中，t为种群中铆钉紧固件点位布局方案的数量，1≤t≤t，初始时，设c0＝0；
[0079]
步骤5.4.2、生成一个随机数r，r∈[0,1]，根据随机数r在种群中寻找满足条件c
t-1
≤r≤c
t
的铆钉紧固件点位布局方案；
[0080]
步骤5.4.3、通过重复生成随机数选择铆钉紧固件点位布局方案，直到选择足够数量的铆钉紧固件点位布局方案作为父代个体参与交叉和变异操作。
[0081]
交叉的过程具体为：对于两个父代个体s
p1
和s
p2
，随机选取个体编码中多个基因位置进行多点交叉，得到两个新个体s
p1
'和s
p2
'，其中，交叉点数量和位置随机生成，若交叉后新个体中铆钉紧固件的位置重复或超出最小包络椭圆区域，则删除新个体；
[0082]
变异的过程具体为：生成的新个体中随机个体s
p
随机选择r个位置i1,i2,
…
,ir，将这些位置上的二进制数值取反，得到新个体s
p
'，若变异后的更新个体中铆钉紧固件的位置重复或超出最小包络椭圆区域，则删除该新个体。
[0083]
步骤5.5、将优化种群代替初始种群，重复步骤5.2-5.4，直至达到最大迭代次数，得到最终优化种群。
[0084]
步骤6、将最终优化种群中每种铆钉紧固件点位布局方案按照维修质量评价指标从大到小进行排序，输出维修质量指标排名前10％的铆钉紧固件点位布局方案，供航空复合材料构件损伤维修进行选择。
[0085]
实施例
[0086]
本实施例中含分层损伤的航空复合材料构件和维修用铆钉紧固件采用abaqus建立有限元计算模型，如图3，其中，3为复合材料壁板有限元模型，4为含分层损伤胶粘剂有限元模型，5为铆钉紧固件简化有限元模型，用实体单元铺层定义复合材料壁板和铆钉紧固件的材料属性，采用c3d8r八节点六面体减缩积分单元作为单元类型，并全部采用增强型沙漏控制单元；用cohesive铺层定义胶层的材料属性，采用coh3d8八节点三维内聚单元作为单元类型，并对分层区域和连接孔周网格的进行细化，保障接触和应力状态的分析准确度。根据航空复合材料构件与铆钉紧固件间的装配关系，航空复合材料构件与铆钉紧固件之间采用硬接触属性，二者接触面之间设置滑动摩擦和有限滑动的面-面接触关系，为简化计算，采用abaqus软件中的“bolt load”模拟铆钉紧固件对于被连接件的压紧力；通过限制复合材料壁板周围的自由度模拟实际工况，铆接修复模型的加载过程中下板端面固支，上板端面施加压缩位移载荷，同时对式样两侧的侧向位移进行约束以模拟实际加载过程中试样侧向膨胀的约束作用，如图4所示。
[0087]
在上述设置的有限元计算模型以及边界条件的基础上，通过本发明用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法得到铆钉紧固件点位布局的优化方案对实际分层损伤复合材料进行维修，如表1，在遗传优化算法中设置初始种群，采用初始点位布局方案进行维修的损伤修复结构刚度为58.85
×
106n/m，强度为102.5kn，并经过遗传优化算法进行迭代优化，得到最终优化种群，最终点位布局优化后的损伤修复结构刚度为65.24
×
106n/m，强度为125.5kn，相较于未修复前，刚度提高23.7％，强度提高52.3％，且使用了较少的铆钉紧固件数量。因此，本发明用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法可以针对任意形状的航空复合材料构件内部分层损伤，优化钻铆维修中铆钉紧固件的排布方式，最大限度上恢复损伤复合材料结构的强度和刚度，减少铆钉数量，降低结构的额外增重。
[0088]
表1：采用本方法优化的点位布局结果对比表
[0089][0090][0091]
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、使用无损检测技术对航空复合材料构件内部分层损伤的深度、位置以及形状进行检测，标记出损伤区域轮廓，并选取尺寸合适的铆钉紧固件；步骤2、通过调用opencv算法库中的内部函数，将标记的损伤区域轮廓转换成轮廓凸包，根据轮廓凸包计算所述损伤区域轮廓最小包络椭圆的中心坐标、半长轴和半短轴长度以及旋转角度，使用最小包络椭圆对损伤区域轮廓进行等效简化；步骤3、根据所述航空复合材料构件的结构特征、材料属性以及分层损伤的位置与最小包络椭圆建立含分层损伤航空复合材料构件的有限元计算模型，根据铆钉紧固件与航空复合材料构件之间的配合关系与结构受载特性设置边界条件；步骤4、设置遗传优化算法的初始条件：以铆钉紧固件的安装位置和数量作为设计变量，采用栅格法对含分层损伤航空复合材料构件进行划分，并使用二进制向量对铆钉紧固件的设计变量进行编码；以损伤修复复合材料层合板结构的压缩刚度和结构极限强度为优化目标，建立铆接修复质量评价函数；步骤5、将编码的铆钉紧固件的设计变量作为初始种群，通过abaqus/python二次开发接口输入到有限元计算模型中，计算初始种群中每种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率r
t
和损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率s
t
，并将r
t
和s
t
通过abaqus/python二次开发接口输入到遗传优化算法中，通过修复质量评价函数计算维修质量评价指标，并通过选择、交叉、变异的遗传算子操作对初始种群进行迭代优化，直至达到最大迭代次数，得到最终优化种群；步骤6、将最终优化种群中每种铆钉紧固件点位布局方案按照维修质量评价指标从大到小进行排序，输出维修质量指标排名前10％的铆钉紧固件点位布局方案。2.根据权利要求1所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤2包括如下子步骤：步骤2.1、将标记出的损伤区域轮廓调用opencv算法库中的cvtcolor()函数，将损伤区域轮廓的图像转化成灰度图，将灰度图使用轮廓函数查找损伤区域轮廓边界；步骤2.2、将损伤区域轮廓边界调用convexhull()函数近似为轮廓凸包，得到轮廓凸包点集p＝{p1,
…
,p
i
,
…
,p
n
}，其中，n表示轮廓凸包点集中元素的个数，p
i
表示轮廓凸包点集中的第i个点，p
i
＝(x
i
,y
i
)；步骤2.3、根据轮廓凸包点集计算轮廓凸包的几何矩并根据几何矩的零阶矩m
00
、一阶矩m
10
和m
01
，求解椭圆的中心点坐标c
x
＝m
10
/m
00
，c
y
＝m
01
/m
00
，其中，m
pq
表示轮廓凸包的(p+q)阶矩，p和q分别表示轮廓凸包在x维度和y维度上的矩，μ
x
和μ
y
分别为轮廓凸包的中心坐标，步骤2.4、求解轮廓凸包点集的协方差矩阵解出特征值为λ1和λ2，特征向量v1和v2，得到椭圆的半长轴长度a和半短轴长度b分别为和椭
圆的旋转角度为其中，var(x)表示凸包点集在x维度上的方差，var(y)表示凸包点集在y维度上的方差，cov(x,y)表示凸包点集在x维度和y维度上的协方差，v1[1]表示特征向量v1的第2个元素，v1[0]表示特征向量v1的第1个元素；步骤2.5、以椭圆的中心点坐标作为坐标原点建立坐标系，根据半长轴长度a、半短轴长度b、旋转角度绘制最小包络椭圆，等效简化损伤区域轮廓。3.根据权利要求1所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤3中有限元计算模型的边界条件为：(1)设置航空复合材料构件与铆钉紧固件之间的接触关系；(2)设置铆钉紧固件的预紧力；(3)设置航空复合材料构件在力学性能测试过程中的加载模式与约束关系。4.根据权利要求1所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤4中所述设计变量的设置过程为：以最小包络椭圆的中心作为极点o，以最小包络椭圆的短轴作为极轴x建立极坐标系，将铆钉紧固件的安装位置与数量排布为h＝[h1,
…
,h
m
…
,h
m
]，其中，m表示铆钉紧固件的数量，m＝card(h)；h
m
表示第m个铆钉紧固件的具体点位，ρ
m
表示极坐标系下点位h
m
的半径，表示极坐标系下点位h
m
的角度。5.根据权利要求4所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，所述铆钉紧固件安装在最小包络椭圆区域内，极坐标系下点位h
m
的半径ρ
m
满足：其中，a为椭圆的半长轴长度，b为椭圆的半短轴长度，c为椭圆的半焦距。6.根据权利要求1所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，所述铆接修复质量评价函数为：其中，f
t
为第t种铆钉紧固件布局方案对应的维修质量指标，m表示铆钉紧固件的数量，m＝card(h)；k1表示r
t
的权重值，k2表示s
t
的权重值。7.根据权利要求1所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤4中对铆钉紧固件布局编码的过程具体为：以铆钉紧固件的直径为单元尺寸，采用栅格法将航空复合材料构件划分为若干栅格，每个栅格表示潜在的铆钉紧固件连接点位，并且左下角开始每一个栅格进行编号，编号从1开始，n为终点；根据航空复合材料构件的栅格图，采用二进制向量对铆钉紧固件以铆钉紧固件的安装位置和数量进行编码s＝[w
1 w2...w
n
]
t
，其中，s为n维向量，s中的元素为栅格划分后每个单元网格的位置，若
二进制数为1，表示该网格上安装有铆钉紧固件，若二进制数为0，表示该网格上没有安装铆钉紧固件。8.根据权利要求1所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤5包括如下子步骤：步骤5.1、根据铆钉紧固件安装在最小包络椭圆区域内，确定铆钉紧固件的数量和安装位置的约束条件，随机生成设计变量作为铆钉紧固件点位布局的个体，将铆钉紧固件点位布局的个体进行组合，形成初始种群；步骤5.2、初始种群通过abaqus/python二次开发接口输入到有限元计算模型中，计算初始种群中每种铆钉紧固件点位布局方案下损伤修复航空复合材料的压缩刚度的恢复率r
t
和损伤修复航空复合材料的结构极限强度恢复率s
t
；步骤5.3、将r
t
和s
t
通过abaqus/python二次开发接口输入到遗传优化算法中，通过修复质量评价函数计算维修质量评价指标；步骤5.4、使用轮盘赌选择方法从初始种群中选择设定数量的个体作为父代个体，进行交叉、变异，生成优化种群；步骤5.5、将优化种群代替初始种群，重复步骤5.2-5.4，直至达到最大迭代次数，得到最终优化种群。9.根据权利要求8所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤5.4中轮盘赌选择方法的过程具体为：步骤5.4.1、根据铆接修复质量评价函数确定种群中每种铆钉紧固件点位布局方案的维修质量指标f
t
以及每种铆钉紧固件点位布局方案的选择概率计算每种铆钉紧固件点位布局方案的累积概率c
t
＝p1+p2+
…
+p
t
，其中，t为种群中铆钉紧固件点位布局方案的数量，1≤t≤t，初始时，设c0＝0；步骤5.4.2、生成一个随机数r，r∈[0,1]，根据随机数r在种群中寻找满足条件c
t-1
≤r≤c
t
的铆钉紧固件点位布局方案；步骤5.4.3、通过重复生成随机数选择铆钉紧固件点位布局方案，直到选择足够数量的铆钉紧固件点位布局方案作为父代个体参与交叉和变异操作。10.根据权利要求8所述的一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，其特征在于，步骤5.4中交叉的过程具体为：对于两个父代个体s
p1
和s
p2
，随机选取个体编码中多个基因位置进行多点交叉，得到两个新个体s
p1
'和s
p2
'，其中，交叉点数量和位置随机生成，若交叉后新个体中铆钉紧固件的位置重复或超出最小包络椭圆区域，则删除新个体；步骤5.2中变异的过程具体为：生成的新个体中随机个体s
p
随机选择r个位置i1,i2,
…
,i
r
，将这些位置上的二进制数值取反，得到新个体s
p
'，若变异后的更新个体中铆钉紧固件的位置重复或超出最小包络椭圆区域，则删除该新个体。

技术总结
本发明公开了一种用于航空复合材料构件损伤维修的钻铆点位布局优化方法，属于复合材料维修技术领域，该方法包括：对分层损伤部位进行探伤和损伤影响评定并标记分层损伤区域的深度、位置以及形状；将不规则形状的分层缺陷区域等效成规则形状；建立复合材料分层损伤铆接修复有限元仿真模型，通过ABAQUS/Python二次开发接口生成若干初始点位布局，求解出损伤修复结构的强度和刚度；由遗传优化算法对铆钉紧固件布局进行迭代优化，得到含损伤复合材料铆接维修最优的布局方案。本方法可以针对任意形状的复合材料内部分层损伤，优化钻铆维修中紧固件的排布方式，最大限度上恢复损伤复合材料结构的强度和刚度，减少铆钉数量，降低结构的额外增重。构的额外增重。构的额外增重。


技术研发人员：胡俊山 弥世青 田威 沈金屹 方金荣 陈培林
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.06.25
技术公布日：2023/9/25