基于自然約束混合參數(shù)化方法的超臨界翼型全局優(yōu)化.pdf

1、在如今的飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，發(fā)展一種穩(wěn)健、靈活的幾何建模參數(shù)化方法成為核心的課題之一。傳統(tǒng)的翼型參數(shù)化方法通過解析多項(xiàng)式方程或樣條差值的方法來定義氣動(dòng)外形。這些參數(shù)化方法（比如Hickes-Henne法、CST法、B樣條法等）已經(jīng)在計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)（Computer-Aided Design，CAD）領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。但是，現(xiàn)有的參數(shù)化方法各自都存在缺點(diǎn)，比如參數(shù)過多、參數(shù)不包含氣動(dòng)特征信息、可能產(chǎn)生非翼型形狀的外形、參數(shù)范圍不具有一般性等

2、等。因此，本文針對(duì)現(xiàn)有參數(shù)化方法所存在的不同問題，提出了一種新型的自然約束混合翼型參數(shù)化方法。該方法具有能夠采用少量的參數(shù)生成高質(zhì)量的翼型外形，控制點(diǎn)之間互相約束，避免產(chǎn)生非翼型外形、使用無量綱化的極坐標(biāo)定義控制點(diǎn)位置，使得參數(shù)范圍具有一般性等優(yōu)點(diǎn)。
　　為了證明該翼型參數(shù)化方法在翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面的有效性，本文以典型的窄體民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)為背景，針對(duì)超臨界翼型，在固定翼型升力系數(shù)的前提下，優(yōu)化最小阻力系數(shù)，約束條件為滿足特定的翼型

3、俯仰力矩以及翼型最大厚度，并且分別采用分步優(yōu)化和一步優(yōu)化兩種優(yōu)化策略進(jìn)行穩(wěn)健全局尋優(yōu)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)該翼型參數(shù)化方法在翼型初始設(shè)計(jì)階段，能夠迅速高效地找到全局最優(yōu)外形，為設(shè)計(jì)者提供進(jìn)一步優(yōu)化翼型外形的依據(jù)。
　　另外一方面，對(duì)于傳統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)流程，設(shè)計(jì)者難以得到參數(shù)之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系，參數(shù)與響應(yīng)值之間的關(guān)系等更實(shí)時(shí)和全面的信息。因此，需要研究高維度氣動(dòng)優(yōu)化問題的可視化方法。根據(jù)樣本數(shù)據(jù)，對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)之間、以及其和響應(yīng)函數(shù)之間的關(guān)系進(jìn)行分析，將

4、參數(shù)設(shè)計(jì)空間以及響應(yīng)面的分布情況，通過復(fù)合的可視化方法協(xié)助設(shè)計(jì)者在優(yōu)化過程中更好地控制參數(shù)范圍，有效減少耗時(shí)的工程模擬分析計(jì)算次數(shù)，提高優(yōu)化效率。
　　本文結(jié)合樣本數(shù)據(jù)和響應(yīng)面模型，利用MATLAB提供的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)分析與顯示功能，發(fā)展了一種模塊化的、復(fù)合及動(dòng)態(tài)的可視化方法及工具，該方法可以系統(tǒng)、靈活地展示高維參數(shù)空間，多維響應(yīng)函數(shù)空間，以及兩者之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系。在測(cè)試函數(shù)和翼型氣動(dòng)優(yōu)化問題上的應(yīng)用表明該可視化方法有助于提高高維問題的優(yōu)