全局/局部耦合的多学科飞翼布局翼型族优化设计方法技术

本发明专利技术提出一种全局/局部耦合的多学科翼型族优化设计方法，首先利用参数化方法生成低维大尺度设计空间，然后利用代理模型全局优化设计方法进行优化，然后在全局优化结果的基础上，利用参数化方法构造高维小尺度设计空间，通过梯度方法优化得到飞翼布局多学科翼型族。该方法结合代理模型优化方法的全局搜索性和梯度方法局部挖掘性的优点，突破了传统优化方法在高维、大尺度设计空间收敛速度低、容易陷入局部最优的问题，实现了高效高精度的气动隐身多学科设计，为飞翼布局飞机设计积累了技术基础。通过CFD方法和风洞试验方法分析，该方法设计的飞翼布局翼型族在气动性能上优于传统方法设计的翼型族，同时，能够在飞翼布局纵向力矩配平的同时，实现巡航升阻特性和隐身特性的共赢。的共赢。的共赢。

【技术实现步骤摘要】
全局/局部耦合的多学科飞翼布局翼型族优化设计方法


[0001]本专利技术涉及翼型设计领域，具体为一种适用于飞翼布局翼型族设计的全局+局部耦合的多学科翼型族优化设计方法。

技术介绍

[0002]飞翼布局以其优异的气动特性和隐身特性成为新型无人作战飞机和轰炸机的首选布局形式，同时飞翼布局还具备良好的结构特性和装载特性。尤其以B2为代表的远程隐身轰炸机的成功研制和优异表现，以及后续的X47系列无人机，RQ180飞翼侦察机的研制，使得飞翼布局称为现代和未来飞行器研究的热点和核心。
[0003]尽管具备以上优点，飞翼布局由于进行了各部分的高度融合，各部件直接紧密耦合，导致在配平和操纵方面出现了很大的缺陷，随着自动控制技术的进步，飞翼布局的操控问题得到了改善和突破，这才最终造就了B2飞机的成功。然而现代军用飞翼布局设计仍然面临着以下严峻的挑战：1)由于缺少尾翼，飞翼布局飞机存在纵向力矩配平的问题；2)现代高速飞翼布局通常飞行马赫数比较高，飞机上表面容易出现激波，破坏了飞机的升阻特性，因此提高巡航升阻特性是亟需解决的问题；3)现代雷达技术和反隐身技术的快速发展，对飞机的隐身性能要求也越来越高，飞翼布局需要进一步提高隐身特性。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的技术问题：
[0005]由于翼身高度融合的布局特征，飞翼布局翼型的特性对布局特性有显著影响，因此，飞翼布局翼型设计是融合气动、隐身、控制等多学科要求的问题。
[0006]复杂的设计要求使飞翼布局翼型与传统超临界翼型的外形有显著的区别，故而需要在广阔的设计空间内进行优化设计，复杂设计要求和广阔设计空间导致设计空间异常复杂，传统梯度搜索方法会陷入局部最优；为了避免局部最优，常用的方法是通过基于代理模型的全局优化方法来确保收敛到理想的设计结果。
[0007]但与传统的翼型气动设计不同，翼型隐身特性与其局部外形特征息息相关，因此需要在高维设计空间内进行精细化设计，但高维设计空间又会导致基于代理模型的全局优化方法出现“维度灾难”问题，从而难以实现全局优化，得到理想的设计结果。
[0008]由此可以看出，对于飞翼布局翼型设计，需要综合考虑气动、隐身等要求，而这些要求导致采用任何单一传统设计方法都无法达到理想的设计效果。
[0009]为解决现有技术存在的问题，本专利技术提出一种全局/局部耦合的多学科翼型族优化设计方法，针对飞翼布局翼型，结合代理模型全局方法和梯度方法的特点，从低维大尺度设计空间出发，利用代理模型全局优化方法寻得全局最优解附近的区域，然后构建高维小尺度设计空间，利用梯度方法，在全局设计结果的基础上，高效搜索到全局最优解。
[0010]本专利技术的技术方案为：
[0011]一种全局/局部耦合的多学科飞翼布局翼型族优化设计方法，包括以下步骤：
[0012]步骤1：选择初始翼型，采用参数化方法，以翼型上下表面的外形为设计对象，构造低维大尺度设计空间；
[0013]步骤2：在步骤1构造的低维大尺度设计空间内，基于代理模型进行全局优化：
[0014]其中：优化目标为翼型阻力系数以及前向RCS均值最小，且力矩系数不小于设定值，约束为翼型最大厚度相对初始翼型不减小、设计状态下的升力系数保持设定值；
[0015]采用优化算法进行多目标优化求解，得到收敛至全局最优解附近的样本；
[0016]步骤3：以步骤2得到的全局最优解附近的样本为基础翼型，采用参数化方法，以翼型上下表面的外形为设计对象，构造高维设计空间；
[0017]步骤4：在步骤2构造的高维设计空间内进行多目标优化：
[0018]其中：采用梯度算法通过线性加权的方式处理多目标问题，将设计目标进行归一化处理，得到的优化目标为：
[0019][0020]且力矩系数不小于设定值，C
d_final
为最终设计翼型在设计状态下的阻力系数，RCS
final
为最终设计翼型的前向RCS均值，C
d_initial
为基础翼型在设计状态下的阻力系数，RCS
initial
为基础翼型的前向RCS均值；
[0021]约束为设计翼型最大厚度相对基础翼型不减小、设计状态下的升力系数保持设定值；
[0022]进行多目标优化求解，得到最终设计翼型。
[0023]进一步的，通过设定不同的力矩系数优化目标，得到飞翼布局翼型族。
[0024]进一步的，步骤2中，采用基于分解的多目标进化算法MOEA/D进行多目标优化求解，得到收敛至全局最优解附近的样本。
[0025]进一步的，步骤4中，采用基于序列二次规划的梯度方法在高维设计空间内进行多目标优化。
[0026]进一步的，设计状态为马赫数0.71，升力系数为0.25，雷诺数2.0
×
107。
[0027]进一步的，步骤1和步骤3中，均采用B
‑
spline参数化方法，其中步骤1中的设计变量数量为12，上下表面各6个，每个设计变量的扰动范围为0.06，步骤3中的设计变量数量为24，上下表面各12个，每个设计变量的扰动范围为0.03。
[0028]此外，本专利技术还提出一种计算机可读存储介质，存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现上述任一方法。
[0029]此外，本专利技术还提出一种计算机系统，包括：一个或多个处理器，上述计算机可读存储介质，用于存储一个或者多个程序，当所述一个或者多个程序被所述一个或者多个处理器执行时，使得所述一个或者多个处理器实现上述任一方法。
[0030]有益效果
[0031]本专利技术提出一种全局+局部耦合的多学科飞翼布局翼型族优化设计方法，首先利用参数化方法生成低维大尺度设计空间，然后利用代理模型全局优化设计方法进行优化，然后在全局优化结果的基础上，利用参数化方法构造高维小尺度设计空间，通过梯度方法优化得到飞翼布局多学科翼型族。该方法结合代理模型优化方法的全局搜索性和梯度方法局部挖掘性的优点，突破了传统优化方法在高维、大尺度设计空间收敛速度低、容易陷入局
部最优的问题，实现了高效高精度的气动隐身多学科设计，为飞翼布局飞机设计积累了技术基础。通过CFD方法和风洞试验方法分析，该方法设计的飞翼布局翼型族在气动性能上优于传统方法设计的翼型族，同时，能够在飞翼布局纵向力矩配平的同时，实现巡航升阻特性和隐身特性的共赢。
[0032]本专利技术的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。
附图说明
[0033]本专利技术的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0034]图1为本专利技术全局局部耦合的多学科翼型族优化设计方法流程图。
[0035]图2大尺度全局设计空间。
[0036]图3为全局优化设计结果。
[0037]图4为高维局部设计空间。
[0038]图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种全局/局部耦合的多学科飞翼布局翼型族优化设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：选择初始翼型，采用参数化方法，以翼型上下表面的外形为设计对象，构造低维大尺度设计空间；步骤2：在步骤1构造的低维大尺度设计空间内，基于代理模型进行全局优化：其中：优化目标为翼型阻力系数以及前向RCS均值最小，且力矩系数不小于设定值，约束为翼型最大厚度相对初始翼型不减小、设计状态下的升力系数保持设定值；采用优化算法进行多目标优化求解，得到收敛至全局最优解附近的样本；步骤3：以步骤2得到的全局最优解附近的样本为基础翼型，采用参数化方法，以翼型上下表面的外形为设计对象，构造高维设计空间；步骤4：在步骤2构造的高维设计空间内进行多目标优化：其中：采用梯度算法通过线性加权的方式处理多目标问题，将设计目标进行归一化处理，得到的优化目标为：且力矩系数不小于设定值，C
d_final
为最终设计翼型在设计状态下的阻力系数，RCS
final
为最终设计翼型的前向RCS均值，C
d_initial
为基础翼型在设计状态下的阻力系数，RCS
initial
为基础翼型的前向RCS均值；约束为设计翼型最大厚度相对基础翼型不减小、设计状态下的升力系数保持设定值；进行多目标优化求解，得到最终设计翼型。2.根据权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵轲，张伟，高正红，赵欢，夏露，黄江涛，邓俊，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：