[发明专利]一种基于模型融合方法的大展弦比机翼优化设计方法

摘要

本发明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。

主权项

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：F(x)=f(x)+MP(x)M>0P(x)=Σi=1m(max(0,gi(x)2))+Σi=m+1lhi(x)2---(1)]]>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。