【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行器总体设计，具体的为一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，适用于高超声速飞机的气动、动力、控制多学科耦合总体设计。
技术介绍
1、高超声速飞机气动外形最典型的特征是：超燃冲压发动机布置在机身下方，飞行器前体作为进气道的压缩面，后体作为飞行器发动机喷管自由膨胀面，以获得较大的推力。这种气动/推进高度一体化的布局形式使得飞行器内外流性能以及推阻匹配、配平和横航向操稳特性等呈现高度的耦合。
2、目前，气动、性能和控制专业以接口文件的形式串行地开展方案设计迭代工作，即：总体气动组确定飞机外型后，计算气动力、力矩和动导数、地效等气动数据；而后，性能专业组依据气动数据开展飞机操稳品质的评估，并将意见反馈总体气动组，进行迭代；当飞机气动与性能整体趋于闭合时，由控制组面向任务设计飞行控制系统，评估飞机的动态飞行性能，并且反馈给总体气动组，进行迭代。这种情况对于传统亚声速、超声速飞机而言，在研制周期允许的情况下，是可以接受的。但是，对于气动、动力、控制等各专业学科高度耦合的高超飞机而言，是不合适的，传统串行式地迭代设计容易导致总体方案闭合慢或仅是看起来闭合。
技术实现思路
1、为了解决现有技术中存在的上述问题，本专利技术提出一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，该方法通过将对总体方案论证最为关键的气动、性能(含动力数据)和控制专业关联起来，实现耦合仿真与一体化的设计迭代，进而大幅加速飞行器设计总体方案的闭合，因而能够适用于高超声速飞机的设计。p>
2、本专利技术通过以下技术方案来实现：
3、一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，包括以下步骤：
4、步骤1：基于已经确定的飞行器总体方案，确定飞发一体设计参数、设计空间，建立气动数据库；根据总体方案所选发动机，确定发动机特性，建立发动机数据库；确定飞行器的重量特性参数；获得飞行器各项性能随设计参数变化的规律；
5、进一步的，所述步骤1包括如下子步骤：
6、步骤11：基于已经确定的飞行器总体方案，确定飞行器的飞发一体设计参数及其设计空间；根据所述总体方案中选定的发动机型号，获取发动机特性参数，形成发动机数据库；根据所述总体方案确定飞行器的重量特性参数，包括全机载荷分布、空重、任务载荷、重心位置；
7、步骤12：在所述设计空间内均匀间隔变参，对飞行器外形进行参数化建模，获得覆盖设计空间内的飞行外形，针对变参后的气动外形开展计算流体力学仿真，存储设计参数及计算所得的气动特性数据、操稳特性及进气道/喷管性能参数，获得设计空间内的飞行器气动数据库；所述气动特性数据包含升力系数、阻力系数、侧向力系数；所述操稳特性参数包含俯仰力矩系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数、升降舵舵效、副翼舵效、襟翼舵效；所述进气道/喷管性能参数包含捕获流量、压升比、总压恢复系数、尾喷管产生的推力和推进力矩；并得到不同飞行器外形的气动特性、操稳特性及进气道/喷管性能参数随设计参数变化的规律。
8、步骤2：基于步骤1获得的气动数据库及不同飞行器外形的气动特性、操稳特性及进气道/喷管性能参数随设计参数变化的规律，对飞行器关键任务阶段开展控制学科前置评估，去除气动数据库中不可行的气动外形方案，获得可行的气动外形方案；
9、进一步的，所述步骤2包括如下子步骤：
10、步骤21：基于步骤1获得的气动数据库，根据设定的规则遴选出飞行器的气动/性能/控制关键设计参数；所述设定的规则为：如果设计参数的变化会引起飞行器性能变化超出设定阈值，即飞行器性能对该设计参数敏感，那么这个设计参数就认为是关键设计参数；反之，如果设计参数变化后，飞行器的性能变化较小或无变化，则这个设计参数不是关键的；
11、步骤22：在步骤12中获得的飞行器气动数据库中，查找关键设计参数对应的飞行器气动外形及相应的气动特性数据、操稳特性及进气道/喷管性能参数，基于查找所得数据、发动机特性和重量特性采用强鲁棒性的自抗扰控制算法，对飞行器的关键任务阶段的控制可行性进行分析；
12、步骤23：根据步骤22获得的控制可行性分析结果，如果当前气动外形方案不可控，则认为当前方案控制不可行，剔除当前气动外形方案；如果当前气动外形方案可控，则认为当前方案控制可行，保留当前气动外形方案，并进行汇总，最终获得可行的气动外形设计参数及取值范围。
13、步骤3：确定优化目标及约束，建立优化模型，基于气动/性能/控制两层综合优化设计框架寻优求解，获得最优气动外形参数方案及其相应的最优飞行轨迹方案和可行的控制方案；所述两层综合优化设计框架包含内层优化和外层优化；所述内层优化执行爬升轨迹优化、巡航轨迹优化和返回轨迹优化；所述外层优化执行气动外形参数优化；
14、进一步的，所述步骤3包括如下子步骤：
15、步骤31：确定优化目标，确定两层优化设计框架中外层优化和内层优化的设计变量及其对应的约束条件，建立标准化两层优化问题模型；
16、步骤32：根据步骤2中所得到的气动外形可行方案及设计变量取值范围，结合所选用的优化算法设定设计变量的初值；
17、步骤33：基于步骤1中得到的不同气动外形气动数据库，计算外层优化中当前迭代轮的气动外形参数所对应的气动特性数据、操稳特性及进气道/喷管性能参数，进而通过工程估算方法计算获得飞行器性能参数，所述飞行器性能参数包括航时、航程；即得到当前迭代轮的飞行器性能数据矩阵mitr；
18、步骤34：内层优化获取外层优化中当前迭代轮的飞行器性能数据矩阵mitr后，在轨迹设计变量允许的取值范围内生成内层优化轨迹设计变量的初值；
19、步骤35：生成内层优化轨迹设计变量初值后，内层优化依次进行爬升轨迹优化、巡航轨迹优化和返回轨迹优化，得到当前迭代轮的全轨迹优化解；根据优化目标对目标函数的最优性和约束条件的满足情况进行判断，若满足则进行下一步，否则由内层优化更新轨迹设计变量，并进行新一轮的迭代；
20、步骤36：得到当前迭代轮的优化轨迹后，结合步骤33获得的当前迭代轮的气动特性数据，采用自抗扰控制算法进行控制仿真，并根据仿真结果对当前气动外形的飞行器跟踪当前优化轨迹的可控性进行评估，如果可控，则继续优化迭代进程；如果不可控，则剔除当前点，更新内层设计变量后重新内层优化迭代；
21、步骤37：外层优化获取内层优化中当前轮轨迹优化解对应的优化目标性能参数，进行气动外形参数优化，得到当前迭代轮的气动外形参数优化解；对目标函数是否达到最优进行判断，如达到最优，则输出优化结果；否则由外层优化更新气动外形设计参数，并进行新一轮的外层、内层优化迭代；
22、步骤38：当内外两层优化均收敛之后，且通过控制仿真分析具备控制可控性时，整个两层综合优化设计流程结束，输出最终的优化结果，获得最优气动外形参数方案、及其相应的最优飞行轨迹方案和可行的控制方案。
23、有益效果
24、1.本本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，所述步骤1包括如下子步骤：
3.根据权利要求1所述一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，所述步骤2包括如下子步骤：
4.根据权利要求3所述一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，所述关键设计参数的遴选规则为：如果设计参数的变化会引起飞行器性能变化超出设定阈值，即飞行器性能对该设计参数敏感，那么这个设计参数就认为是关键设计参数；反之，如果设计参数变化后，飞行器的性能变化较小或无变化，则这个设计参数不是关键的。
5.根据权利要求1所述一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，所述步骤3包括如下子步骤：
【技术特征摘要】
1.一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，所述步骤1包括如下子步骤：
3.根据权利要求1所述一种基于两层优化的飞发一体多学科耦合综合设计方法，其特征在于，所述步骤2包括如下子步骤：
4.根据权利要求3所述一种基于两层优化的飞发一体多...
【专利技术属性】
技术研发人员：屈峰，钟家祥，王青，王开强，侯砚泽，孙迪，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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