一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法技术

本发明专利技术公开一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，属于飞行器总体优化设计领域。本发明专利技术根据需求将优化分为结构学科的优化模型与系统级优化模型，使用罚函数法处理复杂约束；使用气动结构耦合建模技术建立高、低精度气动结构耦合分析模型；使用试验设计方法分别生成高、低精度样本点；分别调用高、低精度结构耦合分析模型获取高、低精度样本信息并存储；使用模型融合方法，将高精度与低精度模型信息融合建立代理模型；基于当前代理模型用优化方法进行优化求解，根据最优解处的真实响应值与基于模型融合方法的代理模型值的差值判定优化结果是否可信，不可信则返回重新构造融合模型进行优化求解，可信则输出最优设计结果，完成优化设计。

An optimization design method of high aspect ratio wing based on model fusion method

The present invention discloses an optimization design method of high aspect ratio wing based on model fusion method, which belongs to the field of aircraft overall optimization design. The invention will be divided into optimization of discipline structure optimization model and system level optimization model based on demand, using the penalty function method to deal with complex constraints; the use of aerodynamic and structural coupling analysis model of coupling structure modeling technology, high and low precision pneumatic; using experimental design method to respectively generate high and low precision of sample points are called high and low; the accuracy of structural coupling analysis model for high and low accuracy of sample information and storage; using fusion method model, high precision and low accuracy of information fusion model is established by the proxy agent model; model optimization method for optimization based on, according to the real response at the optimal solution value and determine difference agent model fusion method model value based on the optimization results are reliable, credible returns to re construct the fusion model optimization, trusted output optimal design results Complete the optimization design.

【技术实现步骤摘要】
一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法
本专利技术涉及一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，属于飞行器总体优化设计

技术介绍
大展弦比机翼具有升阻比大、翼内容积大等特点，被广泛应用于高空无人机、太阳能飞机、大型洲际客机等飞行器中。这类飞行器在飞行过程中，大展弦比机翼受到气动载荷的影响，发生结构变形，变形幅度对气动性能的影响十分明显。因此，对大展弦比机翼进行分析设计时需要考虑气动结构耦合问题。针对气动结构耦合问题，可将流体力学和结构力学作为单学科独立求解，并通过软件调度技术实现跨学科数据交互，迭代求解实现耦合分析。为提高耦合分析精度，常采用高精度分析方法如计算流体力学方法(CFD)和有限元分析方法(FEA)分别对两个单学科进行分析求解。然而，高精度分析模型在提高分析精度和可信度的同时也带来了计算耗时的问题，虽然当今计算机软硬件技术已经有了长足的发展，但调用高精度分析模型完成一次迭代求解仍然极其耗时。例如使用CFD模型完成一次气动仿真分析需要数小时甚至数十小时。大展弦比机翼优化设计亦为反复迭代的过程，在优化过程中往往需要上千次调用高精度耦合分析模型，进一步增加设计成本，致使优化设计效率非常低下。为了更好的说明本专利技术的技术方案，下面对应用到的气动结构耦合建模技术进行具体介绍。气动结构耦合建模技术：随着机翼展弦比的增加，机翼的柔性不断增加，其气动性能与结构性能之间的耦合现象也越明显。而气动结构耦合建模技术的关键则是气动与结构学科之间的信息传递。在现有成熟的气动结构耦合建模技术中，常使用三维插值方法来实现气动分析结果向结构学科传递，同时根据变形后机翼的前后缘上控制点的坐标来确定更新机翼的几何外形，重新进行气动学科分析，完成结构学科分析结果向气动学科的传递。另一方面，在气动结构耦合建模中，气动学科网格的疏密程度往往控制着整个耦合分析模型的计算成本与模型精度。加大网格密度，可以提高分析模型精度，但同时也会增加计算成本。相反，降低网格密度则会降低计算精度减少计算成本。气动结构耦合分析模型的流程图如图1所示，具体方法步骤如下：步骤1.使用基于UG二次开发的模型参数化技术，建立/更新机翼参数化模型。几何模型参数化的参数包括几何设计变量展弦比、根梢比、后掠角、翼型参数以及用于定量表示结构外形变形量的机翼前后缘位置控制点的坐标信息。参数化完成后输出几何外形文件用于后续分析使用，一般为step格式或者igs格式。步骤2.使用CFD建立气动分析模型。输入几何外形文件、气动分析工况信息包括马赫数、攻角，输出气动分析结果包括升力、阻力信息以及气动力分布文件。可采用Gambit进行网格绘制，使用Fluent进行气动分析求解。步骤3.使用FEA方法建立结构学科分析模型，使用Patran进行前处理，Nastran作为后处理。输入几何外形文件、使用PCL语言进行材料属性、单元属性定义以及气动力加载等相关分析优化设定。Nastran中自带的SQP优化器可实现结构学科优化。最终输出结构分析结构包括最大应力和最大位移以及机翼前后缘控制点的坐标信息。步骤4.若是第一次分析则将变形后的控制点坐标信息输入模型参数化模块，重复步骤2、3、4，若非第一次分析，则计算相对位移量，相对位移量η的计算如式(1)所示。当相对位移量小于0.01，迭代结束，输出此时气动分析结果，包括升阻比、质量、最大应力、最大位移、以及结构学科变量的优化结果；当相对位移量大于0.01，则重复步骤1、2、3、4，直至相对位移量小于0.01，迭代结束。式(1)中i表示第i次分析，i-1表示第i次分析的上一次分析。
技术实现思路
针对大展弦比机翼优化设计过程中，考虑气动结构耦合时计算成本过高的问题，本专利技术公开的一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，要解决的技术问题是在保证精度的情况下，考虑气动结构耦合问题实现大展弦比机翼的高效优化设计，具有如下优点：使用模型融合方法对高、低精度分析模型信息进行有效融合，充分利用低精度模型信息保证融合模型的精度，减少高精度分析模型的调用次数，从而降低计算成本，提高大展弦比机翼的优化设计效率。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。本专利技术公开的一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，根据设计要求选择初始参考翼型以及机翼相关形状参数，确定设计工况；根据需求建立结构学科的优化模型与系统级优化模型，并使用罚函数法处理复杂约束；使用气动结构耦合建模技术建立高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型；使用试验设计方法分别生成高、低精度样本点；分别调用高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型获取高、低精度样本信息并存储；使用模型融合方法，将高精度与低精度模型信息进行融合，建立代理模型实现模型精度与计算成本的综合协调；基于当前代理模型使用优化方法进行优化求解，根据最优解处的真实响应值与基于模型融合方法的代理模型值的差值判定优化结果是否可信，若不可信则返回重新构造融合模型进行优化求解，若可信则输出最优设计结果，即完成考虑气动结构耦合问题实现大展弦比机翼的高效优化设计。本专利技术公开的一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，包括如下步骤：步骤1：根据设计要求，选择初始参考翼型以及机翼相关形状参数，确定设计工况。所述的设计工况包括马赫数与攻角。步骤2：根据需求建立结构学科的优化模型与系统级优化模型。步骤2.1：根据需求建立结构学科的优化模型。为了能够在保证结构强度的同时，最大限度的降低质量，在结构分析过程中对机翼的每个结构组件进行尺寸优化。设计变量包括蒙皮厚度、腹板厚度、凸缘半径、腹板厚度、凸缘半径；优化目标为结构质量最小；约束条件为满足最大应力约束和最大位移变形约束。结构学科的优化在结构学科分析模型中实现。步骤2.2：根据需求建立系统级优化模型。系统级优化中选几何设计参数为设计变量，所述的设计变量包括展弦比、根梢比、后掠角，并根据需求确定其上下限；以升阻比最大，结构质量最小为优化目标，约束条件包括结构最大应力小于许用应力、结构最大位移小于许用位移以及机翼面积不变。步骤3：使用气动结构耦合建模技术建立高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型。气动学科网格密度是计算成本与计算精度的主要因素，因此在气动分析模型中使用粗网格建立低精度分析模型，使用细网格建立高精度的分析模型。步骤3中通过气动学科网格密度的疏密程度实现计算精度与计算成本的协调，建立高、低精度的气动结构耦合分析模型。步骤4：使用试验设计方法分别生成Nh个高精度样本点和Nl个低精度样本点。样本点数量与系统级优化设计变量维度nv相关。其中低精度样本点中需包含所有的高精度样本点。为实现考虑气动结构耦合问题的大展弦比机翼优化设计的高效性，步骤4中所述的试验设计方法优选使用拉丁超立方试验设计方法。样本点数量根据理论分析、实验或经验值而定，优选取Nh＝(nv+3)*(nv+2)，4Nh≤Nl≤6Nh。步骤5：调用步骤3中高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型，获得步骤4中的Nh和Nl样本点处的模型响应值，存储高、低精度样本点信息。步骤6:使用模型融合方法将高、低精度样本点信息进行融合，建立代理模型。所述的代理模型为由修正模型的代理模型与误差模型的代理模型组成的融合模型ys(本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤1：根据设计要求，选择初始参考翼型以及机翼相关形状参数，确定设计工况；步骤2：根据需求建立结构学科的优化模型与系统级优化模型；步骤3：使用气动结构耦合建模技术建立高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型；气动学科网格密度是计算成本与计算精度的主要因素，因此在气动分析模型中使用粗网格建立低精度分析模型，使用细网格建立高精度的分析模型；步骤4：使用试验设计方法分别生成N

【技术特征摘要】
1.一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤1：根据设计要求，选择初始参考翼型以及机翼相关形状参数，确定设计工况；步骤2：根据需求建立结构学科的优化模型与系统级优化模型；步骤3：使用气动结构耦合建模技术建立高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型；气动学科网格密度是计算成本与计算精度的主要因素，因此在气动分析模型中使用粗网格建立低精度分析模型，使用细网格建立高精度的分析模型；步骤4：使用试验设计方法分别生成Nh高精度样本点和Nl个低精度样本点；样本点数量与系统级优化设计变量维度nv相关；其中低精度样本点中需包含所有的高精度样本点；步骤5：调用步骤3中高、低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型，获得步骤4中的Nh和Nl样本点处的模型响应值，存储高、低精度样本点信息；步骤6:使用模型融合方法将高、低精度样本点信息进行融合，建立代理模型；所述的代理模型为由修正模型的代理模型与误差模型的代理模型组成的融合模型ys(x)；步骤7：基于步骤6中所建立的融合模型ys(x)，使用罚函数处理问题中的复杂约束，使用优化算法进行系统优化问题求解，得到基于当前融合模型ys(x)的最优解所述的罚函数如式(6)所示：其中：F(x)为处理后的优化目标，f(x)为原始优化目标，M为惩罚因子，P(x)为约束违背度，gi(x)为不等式约束，hi(x)为等式约束，m为不等式约束个数，l为约束总个数；步骤8：调用步骤3中的高精度的大展弦比机翼气动结构耦合分析模型，获得步骤7中的代理模型的最优解处的真实响应值；计算最优解的真实响应值与代理模型值的差值，根据差值大小判定该优化结果是否可信；若不可信则返回步骤4，增加低精度大展弦比机翼气动结构耦合分析模型样本点数量，重复步骤5、6、7、8，直至获得可信的优化结果，若可信则输出最优设计结果，即完成考虑气动结构耦合问题的大展弦比机翼的高效优化设计。2.如权利要求1所述的一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，其特征在于：步骤2具体实现方法为，步骤2.1：根据需求建立结构学科的优化模型；为了能够在保证结构强度的同时，最大限度的降低质量，在结构分析过程中对机翼的每个结构组件进行尺寸优化；设计变量包括蒙皮厚度、腹板厚度、凸缘半径、腹板厚度、凸缘半径；优化目标为结构质量最小；约束条件为满足最大应力约束和最大位移变形约束；结构学科的优化在结构学科分析模型中实现；步骤2.2：根据需求建立系统级优化模型；系统级优化中选几何设计参数为设计变量，所述的设计变量包括展弦比、根梢比、后掠角，并根据需求确定其上下限；以升阻比最大，结构质量最小为优化目标，约束条件包括结构最大应力小于许用应力、结构最大位移小于许用位移以及机翼面积不变。3.如权利要求1或2所述的一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法，其特征在于：步骤3中通过...

【专利技术属性】
技术研发人员：龙腾，汪艳，刘莉，李鑫，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11