一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法。该方法考虑气动、控制、结构学科之间的耦合效应，基于传统串行优化流程，实现包括系统级和学科级的三学科协同优化架构的构建；系统级将设计变量期望值传到各学科，各学科在满足其自身约束条件下，使其优化结果与系统级传递的期望值之间的差异最小，并返回给系统级；系统级利用学科间一致性约束进行优化，并将结果再次传给学科级；经过系统级优化和学科级优化之间的多次迭代，最终得到一个最优的整体设计方案。本发明专利技术在获取整体最优性能的同时能够提高计算效率，可为高超声速飞行器的先进设计提供高效合理可行的技术思路。

A multidisciplinary aerodynamic / control / structural optimization design method for hypersonic vehicle based on Collaborative Optimization

【技术实现步骤摘要】
一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法
本专利技术涉及高超声速飞行器的多学科优化设计领域，特别涉及考虑气动、控制和结构三个学科之间强烈耦合作用的协同优化设计方法，为突破高超声速飞行器传统串行设计流程计算效率低且整体最优解难以获得的瓶颈挑战，进而提高高超声速飞行器的设计水平提供可借鉴的流程思路。
技术介绍
高超声速飞行器一般指飞行速度超过5倍音速的飞行器，具有作战半径大、反应时间短、飞行速度快、隐蔽性能好、突防能力强等诸多优势，具有重大的军事意义，已经成为当今世界各个军事强国最为关注的战略发展方向之一。与常规飞行器相比，高超声速飞行器的一个显著特征是飞行器自身各学科之间存在严重的相互影响，气动、控制及结构学科之间存在强烈耦合现象，即一个学科物理量发生变化，其他学科的物理量也会随之改变，同时还会反作用于原学科物理量。这种多学科强耦合的显著特征给飞行器设计方法带来相当大的挑战，在设计过程中如果对多学科强耦合现象处理不当，可能造成飞行器结构的灾难性后果。传统的飞行器设计流程采取串行设计模式，在不同设计阶段选择不同学科对飞行器进行设计，各学科相对独立地运行。尽管如此也能设计出达到要求的飞行器，但这个过程设计周期长，计算效率低，经济成本也高。这种设计实质上是将具有相互耦合影响的气动、控制和结构等学科人为割裂开来，没有充分考虑各学科之间耦合作用产生的协同效应。这样可能导致得不到系统的整体最优解，从而达不到有限设计约束下高超声速飞行器的最优性能。针对传统设计方法的不足，以美国为代表的发达国家提出了多学科优化设计思想。这一思想要求充分考虑各学科之间的相互耦合关系，通过特定的框架协调各学科，从而获得系统的整体最优解。协同优化方法作为应用最为普遍的多学科优化设计方法之一，是由Kroo等针对单级多学科优化方法在解决大型复杂工程系统时出现的低效率问题，提出的具有两级结构的多学科优化策略。协同优化方法使得各学科具有高度的独立性和自治性，各学科可以灵活选择最合适的优化算法，减少学科级优化的计算量，同时能够协调各学科使整体性能最优。为了提高高超声速飞行器的设计水平，必须利用复杂工程系统设计方法的最新成果，从系统整体性能最优的角度出发，充分考虑各学科之间的耦合关系，对高超声速飞行器总体设计进行新理论方法研究。本专利技术将协同优化方法引入高超声速飞行器设计中，考虑气动、控制、结构三个学科之间的耦合影响，构建高超声速飞行器气动/控制/结构多学科协同优化流程架构，降低传统串行设计模式的时间成本的同时使整体性能最优，为高超声速飞行器先进设计提供技术保障。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法，充分考虑气动、控制、结构各学科之间耦合作用产生的协同效应，以协同优化方法为指导策略，构建具有系统级和学科级两层的优化流程架构，通过系统级的协调作用完成整体最优解的求取。所提出的方法在确保高超声速飞行器整体性能最优的前提下，可实现效率的有效提升，工程适用性更强。本专利技术采用的技术方案为：一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法，该方法实现步骤如下：第一步：构建高超声速飞行器气动、控制、结构学科串行优化流程。首先开展气动学科优化，设计变量为前体压缩面和进气道保护罩的几何尺寸参数x1i，其中i是几何尺寸参数的个数，优化目标为前体压缩面峰值载荷p1.max最小，约束条件为前体升阻比Cl/Cd不下降、保护罩与弹体连接处力矩M不升高、进气流量qm不减小和总压恢复系数Ctpr不降低，从而建立气动学科优化模型表达式：其中，(Cl/Cd)0、M0、qm0和Ctpr0分别是初始升阻比、初始力矩、初始进气流量和初始总压恢复系数。气动学科优化结束后得到前体压缩面峰值载荷p1.max最小情况下的升力系数Cl、阻力系数Cd、俯仰力矩系数Cm和峰值载荷p1.max，传递给控制学科，作为控制学科的输入参数。其次开展控制学科优化，设计变量为舵面控制律的状态空间系数矩阵x2j，其中j是状态空间系数矩阵的个数，优化目标为舵面气动峰值载荷p2.max最小，约束条件为舵面偏转角度θ在上下界范围内、弹道最大过载系数n不小于初始过载系数的1.2倍和前体压缩面峰值载荷不升高，从而建立控制学科优化模型表达式：其中，θ和分别是舵面偏转角度的下界和上界，n0是初始过载系数，是控制学科分析过程中计算得到的前体压缩面峰值载荷，p1.max是气动学科传递下来的前体压缩面峰值载荷。控制学科优化结束后得到舵面气动峰值载荷p2.max最小情况下的舵面气动载荷p2和刚性舵偏角dr，传递给结构学科，作为结构学科的输入参数。进而开展结构学科优化，设计变量为梁、肋构件位置和截面尺寸x3k，其中k是构件位置和截面尺寸参数的个数，优化目标为舵面结构重量W最小，约束条件为满足强度约束条件，从而建立结构学科优化模型表达式：其中，σmax和[σ]分别是最大应力和许用应力。结构学科优化结束后在刚性舵偏角dr基础上得到舵面结构重量W最小情况下考虑弹性变形的舵偏角de，传递给气动学科，作为气动学科的输入参数，再依次进行气动、控制、结构学科优化，直到各学科优化目标前体压缩面峰值载荷p1.max、舵面气动峰值载荷p2.max和舵面结构重量W的综合评定指标最小：minλ1p1.max+λ2p2.max+λ3W其中，λ1、λ2和λ3分别是各学科优化目标所占权重。第二步：基于第一步构建的串行优化流程，确定各物理量相互影响和传递关系，得到气动、控制、结构学科级局部设计变量、耦合状态变量和状态变量，建立协同优化架构中各学科级优化模型。对于气动学科级优化，约束条件为气动学科自身约束条件，即前体升阻比Cl/Cd不下降、保护罩与弹体连接处力矩M不升高、进气流量qm不减小和总压恢复系数Ctpr不降低；局部设计变量为前体压缩面和进气道保护罩的几何尺寸参数x1i，耦合状态变量为考虑弹性变形的舵偏角de，状态变量为升力系数Cl、阻力系数Cd、俯仰力矩系数Cm和前体压缩面峰值载荷p1.max；目标函数为学科间一致性约束函数J1最小，即气动学科级自身得到的升力系数Cl、阻力系数Cd、俯仰力矩系数Cm和前体压缩面峰值载荷p1.max与系统级传递下来的它们的期望值之差的平方和最小。从而建立气动学科级优化模型表达式：其中，带上角标t的量表示系统级传给学科级的期望值。对于控制学科级优化，约束条件为控制学科自身约束条件，即舵面偏转角度θ在上下界范围内、弹道最大过载系数n不小于初始过载系数的1.2倍和前体压缩面峰值载荷不升高；局部设计变量为舵面控制律的状态空间系数矩阵x2j，耦合状态变量为升力系数Cl、阻力系数Cd和俯仰力矩系数Cm，状态变量为舵面气动载荷p2、舵面气动峰值载荷p2.max和刚性舵偏角dr；目标函数为学科间一致性约束函数J2最小，即控制学科级自身得到本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法，其特征在于，实现步骤如下：/n第一步：构建高超声速飞行器气动、控制、结构学科串行优化流程：首先开展气动学科优化，气动学科优化结束后得到前体压缩面峰值载荷p

【技术特征摘要】
1.一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法，其特征在于，实现步骤如下：
第一步：构建高超声速飞行器气动、控制、结构学科串行优化流程：首先开展气动学科优化，气动学科优化结束后得到前体压缩面峰值载荷p1.max最小情况下的升力系数Cl、阻力系数Cd、俯仰力矩系数Cm和峰值载荷p1.max，传递给控制学科，作为控制学科的输入参数；其次开展控制学科优化，控制学科优化结束后得到舵面气动峰值载荷p2.max最小情况下的舵面气动载荷p2和刚性舵偏角dr，传递给结构学科，作为结构学科的输入参数；进而开展结构学科优化，结构学科优化结束后得到舵面结构重量W最小情况下考虑弹性变形的舵偏角de，传递给气动学科，作为气动学科的输入参数，再依次进行气动、控制、结构学科优化，直到各学科优化目标前体压缩面峰值载荷p1.max、舵面气动峰值载荷p2.max和舵面结构重量W的综合评定指标最小：
minλ1p1.max+λ2p2.max+λ3W
其中，λ1、λ2和λ3分别是各学科优化目标所占权重；
第二步：基于第一步构建的串行优化流程，确定各物理量相互影响和传递关系，得到气动、控制、结构学科级局部设计变量、耦合状态变量和状态变量，建立协同优化架构中各学科级优化模型；
第三步：根据第一步构建的串行优化流程和第二步得到的各学科级局部设计变量、耦合状态变量和状态变量，建立系统级优化模型，从而构建包括系统级和气动、控制、结构学科级的协同优化架构；
第四步：在第三步构建的协同优化架构中，系统级，首先给定设计变量期望值Zt，并将期望值Zt分别传递给各学科级，其中初始设计变量期望值设定为
第五步：在第四步系统级传递给各学科级的设计变量期望值Zt后，与各学科级优化模块相连的学科分析模块根据前者提供的设计变量Xi,i＝1,2,3进行学科分析，其中i表示气动、控制、结构中的第i个学科，得到各学科级约束参数、状态变量Yi,i＝1,2,3及其与系统级设计变量期望值Zt之间的差异Ji,i＝1,2,3，在此过程中将系统级设计变量期望值Zt看作不变参数；各学科级利用第二步建立的各学科级优化模型，进行本学科的学科级优化，在满足自身约束条件的情况下，使各学科级状态变量Yi接近系统级设计变量期望值Zt，计算求得各学科级状态变量的最优值Yi*,i＝1,2,3；
第六步：各学科级将第五步优化得到的各学科级状态变量的最优值返回给系统级，系统级根据各学科级状态变量的最优值Yi*构造系统级优化的学科间一致性约束条件；利用第三步建立的系统级优化模型，通过改变系统级设计变量Z，在满足学科间一致性约束条件下，使关于前体压缩面峰值载荷p1.max、舵面气动峰值载荷p2.max和舵面结构重量W的函数最小；经系统级优化后，得到系统级设计向量最优值Zt*，将最优值Zt*作为新的系统级设计向量期望值Zt传递给各学科级；
第七步：重复上述第四步到第六步，系统级设计变量期望值Zt传递给各学科级、各学科级优化得到各学科级状态变量的最优值Yi*并返回系统级、系统级优化得到新的系统级设计变量期望值Zt往复循环，直到系统级优化目标收敛，此时高超声速飞行器整体性能达到最优。


2.根据权利要求1所述的一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法，其特征在于：所述第一步中串行优化流程中气动、控制、结构学科优化模型分别为：
气动学科优化设计变量为前体压缩面和进气道保护罩的几何尺寸参数x1i，其中i是几何尺寸参数的个数，优化目标为前体压缩面峰值载荷p1.max最小，约束条件为前体升阻比Cl/Cd不下降、保护罩与弹体连接处力矩M不升高、进气流量qm不减小和总压恢复系数Ctpr不降低，优化模型表达式为：



其中，(Cl/Cd)0、M0、qm0和Ctpr0分别是初始升阻比、初始力矩、初始进气流量和初始总压恢复系数；
控制学科优化设计变量为舵面控制律的状态空间系数矩阵x2j，其中j是状态空间系数矩阵的个数，优化目标为舵面气动峰值载荷p2.max最小，约束条件为舵面偏转角度θ在上下界范围内、弹道最大过载系数n不小于初始过载系数的1.2倍和前体压缩面峰值载荷不升高，优化模型表达式为：



其中，θ和分别是舵面偏转角度的下界和上界，n0是初始过载系数，是控制学科分析过程中计算得到的前体压缩面峰值载荷，p1.max是气动学科传递下来的前体压缩面峰值载荷；
结构学科优化设计变量为梁、肋构件位置和截面尺寸x3k，其中k是构件位置和截面尺寸参数的个数，优化目标为舵面结构重量W最小，约束条件为满足强度约束条件，优化模型表达式为：



其中，σmax和[σ]分别是最大应力和许用应力。


3.根据权利要求1所述的一种基于协同优化的高超声速飞行器气动/控制/结构多学科优化设计方法，其特征在于：所述第二步中协同优化架构中气动、控制、结构学科级优化模型分别为：
气动学科级优化约束条件为气动学科自身约束条件，即前体升阻比Cl/Cd不下降、保护罩与弹体连接处力矩M不升高、进气流量qm不减小和总压恢复系数Ctpr不降低；局部设计变量为前体压缩面和进气道保护罩的几何尺寸参数x1i，耦合状态变量为考虑弹性变形的舵偏角de，状态变量为升力系数Cl、阻力系数Cd、俯仰力矩系数Cm和前体压缩面峰值载荷p1.max；目标函数为学科间一致性约束函数J1...

【专利技术属性】
技术研发人员：邱志平，姜南，王晓军，王磊，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11