專利名稱：基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法。
背景技術(shù)：
超臨界機翼是目前用在大型飛機上的最先進機翼，具有巡航升阻比高，巡航馬赫數(shù)高的優(yōu)點，采用這種機翼的飛機具有較高的燃油效率和環(huán)保性能。超臨界機翼的設(shè)計目前主要通過人工進行，對人的經(jīng)驗要求高，設(shè)計效率低。超臨界機翼的優(yōu)化設(shè)計技術(shù)可以提高設(shè)計效率，降低設(shè)計成本，提高氣動性能。超臨界機翼優(yōu)化設(shè)計技術(shù)的主要目的是降低機翼巡航阻力，提高巡航升阻比。由于航程長，載重大，大 型飛機的巡航阻力系數(shù)即使只降低O. 0001 (—個阻カ単位)，也具有很大的經(jīng)濟和環(huán)境效益。因此，超臨界機翼的設(shè)計總是要求盡可能提高升阻比，降低阻力，充分挖掘機翼的設(shè)計潛力。要能夠分辨一個阻カ単位的提高(改進)，就要求超臨界機翼和使用超臨界機翼的飛機的氣動特性計算達到很高的精度，要能考慮發(fā)動機短艙和機身對機翼的干擾，這就要求采用精細網(wǎng)格求解NS方程的方式來計算氣動特性，計算網(wǎng)格數(shù)量可達上千萬，使得求解一次目標函數(shù)(阻力或者升阻比)的計算量很大，花費時間很長。超臨界機翼的優(yōu)化設(shè)計要得到良好的優(yōu)化效果，需要解決兩個基本問題。第一是參數(shù)化方式要能夠充分表現(xiàn)所有可能的外形，有效設(shè)計空間要足夠大。這就必然需要使用更多的設(shè)計參數(shù)，設(shè)計參數(shù)越多，所能表現(xiàn)的外形也越多、越復(fù)雜、越精確。目前常用的布局參數(shù)化方法有B ezier-Bernstein方法，nurbs曲面方法等,設(shè)計參數(shù)可以達到幾百個。其ニ是尋優(yōu)方法要能夠充分收索設(shè)計空間內(nèi)的可能外形，得到全局最優(yōu)解，這就需要良好的尋優(yōu)算法。在目標函數(shù)是多極值函數(shù)時，必須使用全局性尋優(yōu)算法，才能得到全局最優(yōu)解。超臨界機翼設(shè)計需要多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計技術(shù)來提高性能，充分挖掘設(shè)計潛力。其設(shè)計參數(shù)可能達到數(shù)百個，只有設(shè)計參數(shù)達到一定的數(shù)量后，才能夠具有足夠大的設(shè)計空間，在這個設(shè)計空間中包含最優(yōu)布局。目前國際上主流的能考慮短艙和機身干擾的超臨界機翼優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，可以分為兩類。一類采用全局尋優(yōu)算法，比如遺傳算法，粒子群算法，模擬退火算法等全局尋優(yōu)算法，不依賴敏感導(dǎo)數(shù)(敏感梯度)，設(shè)計參數(shù)數(shù)量一般為幾個到十幾個，一般不超過50個。主要原因在于考慮短艙和機身干擾后，需要求解NS方程來獲得目標函數(shù)，計算量非常大。這幾種尋優(yōu)算法的計算量本身就隨著設(shè)計參數(shù)的増加急速增長，在參數(shù)數(shù)量超過50個后，計算量將無法接受。同吋，設(shè)計參數(shù)數(shù)量超過50個后，這幾種算法本身的優(yōu)化效果也變差，不容易獲得全局最優(yōu)解。采用響應(yīng)面方法來估算目標函數(shù)可以提高目標函數(shù)的計算速度，但是設(shè)計參數(shù)數(shù)量太大時，構(gòu)建響應(yīng)面本身的計算量就是天文數(shù)字，而且響應(yīng)面方法的計算精度無法滿足布局精細優(yōu)化的要求。縱上所述，單純的全局尋優(yōu)算法，無法滿足極多參數(shù)氣動布局精細優(yōu)化設(shè)計的要求。另ー類采用二次規(guī)劃算法，最速下降法等基于敏感導(dǎo)數(shù)的尋優(yōu)算法。這些尋優(yōu)算法能夠處理上千個設(shè)計參數(shù)的優(yōu)化問題，具有較高的尋優(yōu)效率，但是只能獲得局部最優(yōu)解。在美國斯坦福大學(xué)著名空氣動力學(xué)家Jameson教授發(fā)展了基于伴隨算子的敏感導(dǎo)數(shù)解算方法之前，敏感導(dǎo)數(shù)的計算主要采用差分法，本身也非常耗時?；诎殡S算子的敏感導(dǎo)數(shù)解算方法通過解算伴隨方程來計算敏感導(dǎo)數(shù)，其計算量與參數(shù)數(shù)量基本無關(guān)，總計算量相當于求解兩次氣動特性。這個技術(shù)發(fā)展起來后，數(shù)百個設(shè)計參數(shù)的高精度氣動布局優(yōu)化設(shè)計才成為現(xiàn)實，也是目前國際發(fā)展的熱點。但是這種技術(shù)一直沒有得到大規(guī)模的エ業(yè)應(yīng)用，原因在于只能獲得局部最優(yōu)解，對于多極值問題的優(yōu)化效果和效率都將大大下降。通常設(shè)計參數(shù)越多，成為多極值問題的可能性越高，而超臨界機翼的多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計問題恰好就是多極值問題，我們的研究已經(jīng)充分證明了這一點。目前常用的提高多參數(shù)氣動布局優(yōu)化設(shè)計效果的方法是隨機選取多個優(yōu)化起始布局，期望破解全局尋優(yōu)問題，獲得更好的優(yōu)化效果，但是對于ー個已經(jīng)具有較好性能的待優(yōu)化機翼，這種方式所獲得的優(yōu)化結(jié)果往往不如最初的機翼，原因在于隨機選取的布局很可能是ー個性能很差的布局，即使優(yōu)化也很難獲得很大的提高。因為初始布局已在設(shè)計空間中已經(jīng)是ー種較好的布局，而設(shè)計空間充斥著大量的不良布局，隨機選取很容易得到這些不良布局。 綜上所述，目前短艙和機身干擾下的超臨界機翼極多參數(shù)、高精度優(yōu)化設(shè)計只能獲得局部最優(yōu)，優(yōu)化效果不佳。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺點，本發(fā)明提供了ー種基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，根據(jù)設(shè)計參數(shù)的性質(zhì)和超臨界機翼的特點對設(shè)計參數(shù)進行了分類，并針對多極值設(shè)計參數(shù)和單極值設(shè)計參數(shù)分別采用全局尋優(yōu)算法尋優(yōu)和基于敏感導(dǎo)數(shù)的局部尋優(yōu)算法尋優(yōu)，能夠有效克服目前的多參數(shù)氣動布局優(yōu)化的缺點無法獲得全局最優(yōu)解。研究表明超臨界機翼多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計中，阻力等氣動特性是設(shè)計參數(shù)的多極值函數(shù)，因此采用這種方法能夠有效提高優(yōu)化的效率和效果。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是ー種基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，包括如下步驟
一、利用網(wǎng)格生成軟件，產(chǎn)生超臨界機翼的結(jié)構(gòu)計算網(wǎng)格；
ニ、超臨界機翼布局參數(shù)化
將機翼分為11個截面，共計168個設(shè)計參數(shù)，其中短艙掛架的左邊和右邊各5個控制截面，控制參數(shù)在各截面的分布為上表面8個，下表面8個，沿流向均勻分布；位于短艙掛架上方的截面則只有上部8個設(shè)計參數(shù)；各個控制面之間通過直線連接起來，形成完整的機翼；
三、設(shè)定參數(shù)數(shù)值首次運行程序時，將設(shè)計參數(shù)的初值設(shè)置為零；在隨后的循環(huán)中，參數(shù)值由尋優(yōu)程序設(shè)置；
四、代數(shù)法網(wǎng)格變形；
五、設(shè)計參數(shù)的初始分類首先將設(shè)計參數(shù)分為四類強線性單極值設(shè)計參數(shù)、弱線性單極值設(shè)計參數(shù)、弱非線性低敏感度多極值設(shè)計參數(shù)、強非線性高敏感度多極值設(shè)計參數(shù)；然后對設(shè)計參數(shù)進行初始分類，初始分類包括以下兩種方法方法I、每ー個參數(shù)等差，沿正向和負向分別變化6次，計算目標函數(shù)的值，然后畫出目標函數(shù)-設(shè)計參數(shù)曲線，如果這個曲線出現(xiàn)多個極值，即認為該設(shè)計參數(shù)為多極值設(shè)計參數(shù)，否則歸入單極值設(shè)計參數(shù)；
方法2、首先將每ー個截面的第13、14、15號設(shè)計參數(shù)作為多極值設(shè)計參數(shù)，在優(yōu)化過程中，根據(jù)不斷產(chǎn)生的新的設(shè)計參數(shù)值和對應(yīng)的敏感導(dǎo)數(shù)值調(diào)整參數(shù)分類；
六、求解雷諾平均NS方程，得到機翼氣動特性，由氣動特性計算得到目標函數(shù)；
七、通過求解伴隨方程，獲得敏感導(dǎo)數(shù)；
ノ V、根據(jù)敏感導(dǎo)數(shù)的性質(zhì)和計算的結(jié)果，再次對設(shè)計參數(shù)進行分類，及時調(diào)整參數(shù)的類
別； 九、根據(jù)參數(shù)分類的情況，對兩類參數(shù)分別采取全局和局部尋優(yōu)算法進行優(yōu)化。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的積極效果是采用B ezier_Bernstein方法參數(shù)化機翼，設(shè)計參數(shù)大于100個。根據(jù)設(shè)計參數(shù)對目標函數(shù)的影響方式，將設(shè)計參數(shù)分類，目標函數(shù)是該設(shè)計參數(shù)的單極值函數(shù)，則將該參數(shù)歸入單極值設(shè)計參數(shù)；目標函數(shù)是設(shè)計參數(shù)的多極值函數(shù)，則將該設(shè)計參數(shù)歸入多極值設(shè)計參數(shù)。對單極值設(shè)計參數(shù)采用基于伴隨算法和二次規(guī)劃算法的方式尋優(yōu)，對多極值設(shè)計參數(shù)則采用粒子群尋優(yōu)算法進行全局尋優(yōu)。通過研究發(fā)現(xiàn)多極值設(shè)計參數(shù)只占全部設(shè)計參數(shù)的20%左右，這樣對200個左右的設(shè)計參數(shù)的超臨界機翼優(yōu)化設(shè)計，可以獲得全局最優(yōu)解，大大提升優(yōu)化效果，使得超臨界機翼的極多參數(shù)、高精度優(yōu)化設(shè)計技術(shù)進入工程應(yīng)用。具體表現(xiàn)如下
1)在超臨界機翼的極多參數(shù)(參數(shù)數(shù)量大于100個)優(yōu)化設(shè)計中，根據(jù)設(shè)計參數(shù)的性質(zhì)優(yōu)化采用了參數(shù)分類方法，將設(shè)計參數(shù)分成四類強線性單極值設(shè)計參數(shù)，弱線性單極值設(shè)計參數(shù)，強非線性高敏感度多極值設(shè)計參數(shù)，弱非線性低敏感度多極值設(shè)計參數(shù)。目前常用的極多設(shè)計參數(shù)氣動優(yōu)化方法，基于伴隨算子的優(yōu)化設(shè)計優(yōu)化設(shè)計方法并沒有采取這一手段；
2)根據(jù)設(shè)計參數(shù)的性質(zhì)，對多極值設(shè)計參數(shù)采用了全局尋優(yōu)算法——粒子群算法尋優(yōu)，對單極值設(shè)計參數(shù)采用基于敏感梯度的二次規(guī)劃算法尋優(yōu)；由于超臨界機翼的設(shè)計參數(shù)中，單極值設(shè)計參數(shù)占全部設(shè)計參數(shù)的80%以上，因此可以完成多設(shè)計參數(shù)數(shù)量200個左右的超臨界機翼多參數(shù)全局優(yōu)化，得到全局最優(yōu)解，這是目前的機翼氣動布局參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法所無法做到的。3)設(shè)計了參數(shù)分類方法，根據(jù)各設(shè)計參數(shù)對應(yīng)的敏感導(dǎo)數(shù)性質(zhì)對設(shè)計參數(shù)分類。敏感導(dǎo)數(shù)符號改變?nèi)我陨系臑槎鄻O值設(shè)計參數(shù)，否則為單極值設(shè)計參數(shù)。4)目前基于伴隨算子的多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計技術(shù)是唯一能夠進行100個以上參數(shù)，基于NS方程解算器的超臨界機翼精細優(yōu)化設(shè)計技木，這些研究無ー例外都采用了利用敏感梯度信息的局部尋優(yōu)算法。本發(fā)明通過參數(shù)分類，能夠?qū)崿F(xiàn)100個參數(shù)以上超臨界機翼的高精度全局尋優(yōu)。顯著提高優(yōu)化效果，將超臨界機翼極多參數(shù)精細優(yōu)化設(shè)計技術(shù)推向工程實用。


本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中
圖I是本發(fā)明方法的流程圖。
具體實施例方式一種基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，如圖I所示，包括如下步驟
一、利用網(wǎng)格生成軟件，產(chǎn)生超臨界機翼的結(jié)構(gòu)計算網(wǎng)格。二、超臨界機翼布局參數(shù)化
機翼的參數(shù)化方式如下以給定的初始大型飛機布局為基礎(chǔ)，在全機狀態(tài)下對機翼進行參數(shù)化設(shè)計，這樣在開展優(yōu)化設(shè)計時，所得到的優(yōu)化結(jié)果就計入了短艙、機身、掛架等部件對機翼的影響，能夠直接使用，這對于優(yōu)化設(shè)計的工程應(yīng)用非常重要。將機翼分為11個截面，其中短艙掛架的左邊和右邊各5個控制截面，控制參數(shù)在各截面的分布為上表面8個，下表面8個，沿流向均勻分布的共計16個設(shè)計參數(shù)來控制。位于短艙的截面則只有上部8個設(shè)計參數(shù)，因此總共擁有168個設(shè)計參數(shù)。各個控制面之間通過直線連接起來，形成完整的機翼。為了能夠精確表現(xiàn)原始外形，本發(fā)明采用疊加法，即只參數(shù)化新機翼相對原形的位移量，再將這個位移量疊加到原形機翼上，形成新的機翼。這種方法，在所有的設(shè)計參數(shù)均為0時，就得到了原始機翼。這種方式有利于自動進行的優(yōu)化設(shè)計。每一個截面的曲線采用B ezier-Bernstein方式對機翼進行參數(shù)化，總計16個設(shè)計參數(shù)。分別用于控制上表面和下表面變形，上下表面控制參數(shù)各8個。對于二維的曲線，B ezier_Bernstein可以采用下式表示
權(quán)利要求
1.一種基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于包括如下步驟 一、利用網(wǎng)格生成軟件，產(chǎn)生超臨界機翼的結(jié)構(gòu)計算網(wǎng)格； 二、超臨界機翼布局參數(shù)化 將機翼分為11個截面，共計168個設(shè)計參數(shù)，其中短艙掛架的左邊和右邊各5個控制截面，控制參數(shù)在各截面的分布為上表面8個，下表面8個，沿流向均勻分布；位于短艙掛架上方的截面則只有上部8個設(shè)計參數(shù)；各個控制面之間通過直線連接起來，形成完整的機翼； 三、設(shè)定參數(shù)數(shù)值首次運行程序時，將設(shè)計參數(shù)的初值設(shè)置為零；在隨后的循環(huán)中，參數(shù)值由尋優(yōu)程序設(shè)置； 四、代數(shù)法網(wǎng)格變形； 五、設(shè)計參數(shù)的初始分類首先將設(shè)計參數(shù)分為四類強線性單極值設(shè)計參數(shù)、弱線性單極值設(shè)計參數(shù)、弱非線性低敏感度多極值設(shè)計參數(shù)、強非線性高敏感度多極值設(shè)計參數(shù)；然后對設(shè)計參數(shù)進行初始分類，初始分類包括以下兩種方法 方法I、每一個參數(shù)等差，沿正向和負向分別變化6次，計算目標函數(shù)的值，然后畫出目標函數(shù)-設(shè)計參數(shù)曲線，如果這個曲線出現(xiàn)多個極值，即認為該設(shè)計參數(shù)為多極值設(shè)計參數(shù)，否則歸入單極值設(shè)計參數(shù)； 方法2、首先將每一個截面的第13、14、15號設(shè)計參數(shù)作為多極值設(shè)計參數(shù)，在優(yōu)化過程中，根據(jù)不斷產(chǎn)生的新的設(shè)計參數(shù)值和對應(yīng)的敏感導(dǎo)數(shù)值調(diào)整參數(shù)分類； 六、求解雷諾平均NS方程，得到機翼氣動特性，由氣動特性計算得到目標函數(shù)； 七、通過求解伴隨方程，獲得敏感導(dǎo)數(shù)； 八、根據(jù)敏感導(dǎo)數(shù)的性質(zhì)和計算的結(jié)果，再次對設(shè)計參數(shù)進行分類，及時調(diào)整參數(shù)的類別； 九、根據(jù)參數(shù)分類的情況，對兩類參數(shù)分別采取全局和局部尋優(yōu)算法進行優(yōu)化。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于在所述步驟二超臨界機翼布局參數(shù)化時，每一個截面的曲線采用B ezier-Bernstein方式對機翼進行參數(shù)化,上下表面控制參數(shù)各8個,分別用于控制上表面和下表面變形 對于二維的曲線，采用下式表示
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于在所述步驟八再次對設(shè)計參數(shù)進行分類時，如果某ー個設(shè)計參數(shù)的敏感導(dǎo)數(shù)變號三次以上，就將該設(shè)計參數(shù)歸入多極值設(shè)計參數(shù)；如果阻カ對設(shè)計參數(shù)的敏感導(dǎo)數(shù)>0.01、升力對設(shè)計參數(shù)的敏感導(dǎo)數(shù)>0. 1，則歸入強非線性高敏感度多極值設(shè)計參數(shù)，否則歸入弱非線性低敏感度多極值設(shè)計參數(shù)；如果設(shè)計參數(shù)的敏感導(dǎo)數(shù)符號不變，且所有點敏感導(dǎo)數(shù)最大值與最小值的差量絕對值小于敏感導(dǎo)數(shù)平均值的10%，則認為該設(shè)計參數(shù)為強線性單極值設(shè)計參數(shù)，如果敏感導(dǎo)數(shù)有變化，但是符號只改變一次，則認為該設(shè)計參數(shù)為弱線性單極值設(shè)計參數(shù)。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于所述步驟九對參數(shù)進行優(yōu)化時采用粒子群優(yōu)化算法，以上一歩的優(yōu)化結(jié)果作為出發(fā)點，對多極值設(shè)計參數(shù)進行優(yōu)化，優(yōu)化結(jié)果作為二次規(guī)劃優(yōu)化的初始外形；采用二次規(guī)劃算法或者最速下降法，將單極值設(shè)計參數(shù)作為設(shè)計變量，進行基于敏感梯度的尋優(yōu)；然后將兩種尋優(yōu)獲得的結(jié)果互相作為初值，交替進行，直到目標函數(shù)達到收斂條件，這時的結(jié)果即為全局最優(yōu)超臨界機翼布局。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于參數(shù)分類的超臨界機翼極多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，根據(jù)設(shè)計參數(shù)的性質(zhì)和超臨界機翼的特點對設(shè)計參數(shù)進行了分類，并針對多極值設(shè)計參數(shù)和單極值設(shè)計參數(shù)分別采用全局尋優(yōu)算法尋優(yōu)和基于敏感導(dǎo)數(shù)的局部尋優(yōu)算法尋優(yōu)。本發(fā)明的積極效果是由于多極值設(shè)計參數(shù)只占全部設(shè)計參數(shù)的20%左右，這樣對200個左右的設(shè)計參數(shù)的超臨界機翼優(yōu)化設(shè)計，可以獲得全局最優(yōu)解，有效地提高了優(yōu)化的效率和效果，使得超臨界機翼的極多參數(shù)、高精度優(yōu)化設(shè)計技術(shù)進入工程應(yīng)用。
文檔編號B64C3/10GK102682172SQ20121014894
公開日2012年9月19日 申請日期2012年5月15日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月15日
發(fā)明者吳文華, 唐新武, 彭鑫, 范召林, 覃寧, 陳德華 申請人:空氣動力學(xué)國家重點實驗室