二维气动问题中Kriging代理模型精度影响因素

以二维跨声速临界翼型的阻力特性为对象,探讨样本点数目、Kriging代理模型参数及其类型等对模型精度的影响.阻力系数采用计算流体力学（CFD）方法得到.模型精度的验证采用交叉验证方法,采用平均误差、最大误差和标准交叉验证残差来衡量Kriging代理模型的精度.研究结果表明:①Kriging代理模型预测气动阻力效果较好.②模型精度随样本点的增多而提高,剔除与样本点响应趋势不相符的“奇异点”后,模型精度显著提高,平均误差减小5%~38%,最大误差减小13%~77%.③核函数类型对模型精度的影响最大,相关参数次之,回归模型的影响最小.采用高斯相关函数、2阶多项式回归模型,以及合适的相关参数值时,Kriging代理模型的精度最高.      

基于Kriging模型和遗传算法的齿轮修形减振优化

针对齿轮修形优化时计算啮合刚度计算量大、计算精度低、操作繁琐等问题，提出一种基于Kriging模型和遗传算法的齿轮减振修形优化算法.以典型直齿轮传动为例开展齿轮修形优化，通过拉丁抽样建立Kriging模型，解决齿轮修形优化的多响应和隐式函数的问题，通过Kriging预测的啮合刚度与有限元法的对比可知，时变啮合刚度函数各参数的误差最大值为7.79×10-5,1.20×10-3及1.30×10-4，验证了Kriging多响应预测啮合刚度函数的精确性.将Kriging预测函数代入直齿轮啮合传动的动力学微分方程，采用遗传优化算法时将齿轮动态传动误差响应波动最小作为优化目标，得到最优的齿轮修形参数.算例表明:相比于ISO(International Standardization Organization)修形和未修形的齿轮，该算法的减振效果最好，验证了基于遗传算法与Kriging模型对齿轮进行修形优化的正确性、高效性.相比于直接采用有限元法进行齿轮修形优化，该算法计算时间由26.91d减小为2.24h，证明了该算法计算效率的优越性.      

基于高拟真度模型的高超声速飞行器静气动弹性优化

为解决基于计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)高拟真度模型的静气动弹性优化过程中模型更新自动化困难、求解速度慢的难点,提出了基于几何主模型技术的CFD/CSD一体化参数化建模方法和基于网格单元修正的常体积四面体(CVT)数据交换技术,并引入响应面模型来降低气动弹性优化求解难度.通过AGARD 445.6机翼静气动弹性分析对上述方法的可行性和有效性进行了验证;并以某高超声速飞行器为例,采用基于二次响应面的多目标优化算法进行了CFD/CSD气动弹性分析与优化,优化后飞行器升阻比增加16%,结构质量减少9%,且响应面模型精度拟合误差不超过1.5%.计算结果表明:所发展的CFD/CSD一体化参数化建模与优化方法能够有效地解决高拟真度模型的静气动弹性优化问题.      

Kriging模型及代理优化算法研究进展

代理模型方法由于能显著提高工程优化设计问题的效率,在航空航天及其他领域得到了广泛重视,并逐渐发展成为一类优化算法,本文称其为代理优化（SBO）算法。在现有的代理模型方法中,如多项式响应面、径向基函数、神经网络、支持向量回归、多变量插值/回归、多项式混沌展开等,源于地质统计学的Kriging模型具有代表性,是一种非常具有应用潜力的代理模型方法。以飞行器设计领域的优化问题为背景,介绍了Kriging代理模型及应用于优化设计的理论和算法的最新研究进展。首先,概述了Kriging模型的基本理论和算法,并讨论了影响Kriging模型鲁棒性和效率的几个关键性问题。其次,回顾了Kriging模型理论和算法研究的3个最新研究进展,包括梯度增强型Kriging、CoKriging和分层Kriging模型。而后,分析提炼了基于Kriging模型的代理优化算法的优化机制和优化框架,给出了“优化加点准则”和“子优化”的概念,并介绍了目前常用的几种优化加点准则及其相应子优化问题的求解与约束处理;同时,还介绍了最新提出的局部EI加点准则以及代理优化的终止条件。最后,介绍了代理优化在标准测试函数算例验证、飞行器气动与多学科优化设计典型算例确认方面的研究进展,并对当前存在的一些关键科学问题以及未来研究方向进行了讨论。     

基于优化Kriging模型和重要抽样法的结构可靠度混合算法

 结构可靠度分析计算通常采用多项式响应面拟合隐式极限状态函数,但对于复杂航空航天机械结构产品极限状态方程往往表现出高度非线性,此时多项式响应面的模拟精度不够就会造成计算不收敛。为了提高结构可靠度计算的精度、效率和收敛性,提出了基于优化Kriging模型和重要抽样法的结构可靠度计算方法。首先,利用人工蜂群算法对Kriging模型的参数进行优化;再用优化后的模型模拟隐式极限状态函数,结合重要抽样法不断修正抽样重心,逐步提高模拟精度以达到给定要求;最后,结合一阶矩法(FORM)/二阶矩法(SORM)经典算法求解结构可靠度。该方法提高了高度非线性隐式极限状态方程可靠度计算的精度和收敛性,并且具有较高的计算效率。     

基于Kriging模型的离心叶轮结构优化设计

研究了以减重为目标的航空发动机离心叶轮结构优化问题,将Kriging模型与遗传算法相结合,应用拉丁方试验设计和有限元分析生成初始样本数据,利用初始样本数据建立离心叶轮重量和最大应力等状态参数的Kriging模型,运用遗传算法对该Kriging模型在设计空间进行全局寻优,利用有限元分析方法计算近似最优设计点的状态参数,并以此更新已有的设计样本数据,不断提高Kriging模型的近似精度.计算结果表明,基于Kriging模型-遗传算法的离心叶轮结构优化设计方法不仅可以获得良好的优化结果,比直接用遗传算法寻优减少了大量计算时间,提高了设计效率,同多项式模型-遗传算法相比也有效率优势.     

锥导乘波体气动代理建模方法研究

传统的气动计算方法计算繁琐、计算效率低,不适应于乘波体多学科设计优化,通过建立气动代理模型可以很好地解决气动计算精度和效率的矛盾.利用面元法进行气动估算,采集了锥导乘波体在设计点、非设计点的气动特性作为训练数据,构建了Kriging和LS-SVM代理模型,对比了两种模型对此高维问题的代理效果.结果表明,Kriging代理模型能更准确地表达锥导乘波体的气动特性,应用代理模型进行优化等工作的计算效率与传统气动计算方法相比有显著的提高.     

一种采用遗传算法优化离心叶轮结构的方法

针对高功重比航空发动机离心叶轮结构减重需求及传统多目标优化难以实现全局优化的特点,以强度计算模块获取的全局样本数据为基础,对代理模型生成的响应面采用多目标遗传算法反复迭代寻优。利用整体-局部的结构优化过程,获得参数化离心叶轮结构设计的全局最优解,并结合应力质量分数与叶尖变形分布的对比,验证了离心叶轮结构优化对结构性能的影响。结果表明:运用Kriging代理模型-遗传算法分步优化,能有效提高离心叶轮结构质量的利用率,改善结构稳定性,获取目标最优结构。     

基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构优化设计

探索基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构多学科设计优化方法,建立了基于近似技术的多学科设计优化框架。气动学科采用全速势方程加黏性修正进行翼身组合体跨声速流动的气动计算,结构学科采用有限元分析方法进行应力与变形计算。采用均匀设计法给出若干样本点,分别采用二次响应面、Kriging模型和径向基神经网络等多种近似技术,构造气动学科和结构学科的近似分析模型,并对几种近似模型精度进行了分析和比较。研究发现,Kriging模型和二次响应面具有几乎等同的较高的近似精度,神经网络的近似精度则较差,由于二次响应面计算量更小,故最终选定为机翼设计优化的近似方法。以升阻比和结构重量为目标,考虑升力、机翼面积以及应力和应变约束条件,对运输机机翼4个外形参数和4个结构参数进行多目标、多约束优化设计。优化后的机翼具有较好的气动/结构综合性能,表明本文方法是可行的。     

Kriging模型在机翼气动外形优化中的应用

针对粒子群等随机优化算法计算量大的缺点,发展了基于Kriging模型的优化方法.采用改进的量子粒子群算法对Kriging模型的相关模型参数进行优化,以提高代理模型预测精度,并与具有双层结构的粒子群算法相结合.采用雷诺平均N-S方程流场求解器与多目标非线性适应值加权方法,对高维度多目标多约束的跨声速机翼进行了优化,设计的机翼具有理想的压力分布,降低了机翼阻力系数,并且有效控制了低头力矩和翼根弯矩,表明该方法具有较强的工程实用性.     

飞翼式客机机翼气动/结构综合优化方法研究

针对目前在飞翼客机机翼优化过程中对气动弹性效应考虑不充分、气动/结构耦合不充分的问题,分别对飞翼客机机翼的CFD（Computational Fluid Dynamics,简称CFD）气动模型、平板气动模型和三维板杆模型进行参数化建模,开展了针对飞翼布局客机机翼的气动/结构综合优化设计的研究,搭建了一套基于Kriging模型的前瞻性设计方法,获得了机翼最优的气动外形和结构构型,在有效降低机翼结构重量的同时,显著地减少了气动阻力。在满足精度及效率的前提下,气动子学科选用亚声速偶极子格网法以及基于Euler方程的CFD方法,结构子学科选用有限元分析方法,优化算法采用遗传算法。     

基于Broyden法的旋翼多体系统气动弹性分析

建立了旋翼多体系统气动弹性模型并给出了一种适合于该模型响应计算的数值计算方法。采用柔性多体系统动力学方法建立旋翼气动弹性模型,利用驱动约束显著简化约束方程形式,集成大变形桨叶模型,准确考虑变形的非线性,适合于对采用柔性结构的先进旋翼进行气动弹性分析。基于Broyden法改进隐式积分法积分一步中非线性方程的求解,避免求取切线矩阵和矩阵求逆运算,保持隐式积分法具有较好稳定性的同时提高计算效率,解决了旋翼多体系统气动弹性力学方程隐式表达且具有较强非线性和较高刚性比造成的响应计算困难。通过模型旋翼桨叶响应计算验证了结构模型与气动弹性响应求解方法。采用建立的气动弹性模型计算悬停和前飞状态旋翼气动弹性稳定性,与试验结果对比验证了模型的正确性。研究了不同的稳定性计算方法、桨叶结构模型和入流模型等对悬停和前飞稳定性计算的影响,结果表明本文所采用的结构、气动模型及气动弹性稳定性计算方法提高了气动弹性稳定性分析精度。     

Integrated optimization on aerodynamics-structure coupling and flight stability of a large airplane in preliminary design

The preliminary phase is significant during the whole design process of a large airplane because of its enormous potential in enhancing the overall performance. However, classical sequential designs can hardly adapt to modern airplanes, due to their repeated iterations, long periods, and massive computational burdens. Multidisciplinary analysis and optimization demonstrates the capability to tackle such complex design issues. In this paper, an integrated optimization method for the preliminary design of a large airplane is proposed, accounting for aerodynamics, structure, and stability. Aeroelastic responses are computed by a rapid three-dimensional flight load analysis method combining the high-order panel method and the structural elasticity correction. The flow field is determined by the viscous/inviscid iteration method, and the cruise stability is evaluated by the linear small-disturbance theory. Parametric optimization is carried out using genetic algorithm to seek the minimal weight of a simplified plate-beam wing structure in the cruise trim condition subject to aeroelastic, aerodynamic, and stability constraints, and the optimal wing geometry shape, front/rear spar positions, and structural sizes are obtained simultaneously. To reduce the computational burden of the static aeroelasticity analysis in the optimization process, the Kriging method is employed to predict aerodynamic influence coefficient matrices of different aerodynamic shapes. The multidisciplinary analyses guarantee computational accuracy and efficiency, and the integrated optimization considers the coupling effect sufficiently between different disciplines to improve the overall performance, avoiding the limitations of sequential approaches utilized currently.     

惯性释放在飞行器静气动弹性仿真中的应用

介绍了惯性释放理论以及基于CFD/CSD耦合的静气动弹性计算方法,比较了静气动弹性计算中的三种系统载荷平衡方法。三种方法的计算结果分析表明,在气动弹性计算中应用惯性释放方法能够降低施加模型约束的难度,提高模型描述的准确性及仿真计算精度。     

基于CST参数化方法气动优化设计研究

翼型及机翼优化设计中,设计变量的个数对优化算法的收敛速度及代理模型的精度有很大的影响.因此,在精确描述翼型的同时,发展较少设计变量的翼型参数化方法对翼型优化设计有着重要的意义.本文基于CST(class function/shape function transformation)翼型参数化方法对Kriging模型的预测精度进行研究,并采用改进的粒子群优化算法构建气动优化设计系统.某亚声速机翼单点减阻设计及超临界翼型的稳健性设计表明该系统具有较高的设计质量,方法可靠,有较高的工程应用前景.     

基于Kriging方法的航空发动机压气机特性元建模

针对求解航空发动机数学模型时,使用传统的压气机二维特性曲线进行插值计算精度较差的问题,引入了优化技术中元建模的思想,对压气机特性进行模型重构.根据压气机特性数据空间分布的特点,定义元模型的输入输出维数,采用Kriging算法建立了流量和效率特性的代理模型.以某型涡扇发动机为例进行了压气机特性元建模的仿真计算,设定了满足...     

某型倾转旋翼机的旋翼桨叶气动优化设计

倾转旋翼机的旋翼气动外形设计需要对其直升机模式和固定翼模式下的不同要求进行综合考虑。通过基于Kriging模型的多目标遗传算法建立一套适用于倾转旋翼桨叶气动外形优化设计方法,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化旋翼地面悬停拉力和高空巡航效率为目标,以地面悬停功率不增和巡航拉力不减为约束条件,进行倾转旋翼桨叶平面形状优化设计,并经过非定常数值模拟和风洞试验验证。结果表明:数值模拟结果和风洞试验结果吻合良好,优化结果满足设计指标。