(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111679000.5 (22)申请日 2021.12.31 (71)申请人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 蒋晓航　邱志平　祝博　李云龙　 王晓军　邱宇　 (74)专利代理 机构 北京科迪生专利代理有限责 任公司 1 1251 代理人 安丽　邓治平 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 111/04(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 基于模块集成与数据管理的飞行器机翼结 构综合优化方法 (57)摘要 本发明公开了基于模块集成与数据管理的 飞行器机翼结构综合优化方法， 针对飞行器机翼 结构综合优化， 充分考虑结构综合优化过程中如 传热、 控制、 结构静力学、 结构动力学、 气动和气 弹等多学科耦合的影响的情况下， 通过每个计算 节点不增加计算时间的条件下应用并行化策略 进行每个节 点的多次尝试， 且通过多次尝试的参 数输入和节 点输出的响应关系， 通过评估计算结 果相对优化变量的敏度， 结合学科的计算特点进 行模块并行与数据存储及预测， 加速下一轮优化 变量的设置， 并进一步提升计算结果收敛速度。 可在保证精度的前提下， 大大提高了计算效率， 形成了进一 步的多学 科优化的精细化设计 手段。 权利要求书2页 说明书6页 附图3页 CN 114329791 A 2022.04.12 CN 114329791 A 1.基于模块集成与数据 管理的飞行器机翼结构 综合优化方法， 应用于包括传热、 控制、 结构静力学、 结构动力学、 气动和气弹的多个物理场存在的服役环境下的飞行器设计， 其特 征在于， 包括如下步骤： 第一步： 通过飞行器机翼结构综合优化设计的参与学科构造学科， 计算迭代关系流程 图， 该流程图由多学科， 包括传热、 控制、 结构静力学、 结构动力学、 气动和气弹的各个计算 任务的节点构成， 计算任务的出现及顺序依据不同的飞行器机翼结构综合优化要求决定； 再根据飞行器机翼结构确定设计变量、 设计变量的取值区间， 以飞行器机翼结构减重为设 计目标， 以结构模态约束、 强度约束及颤振约束为优化模型约束， 构成优化模型； 第二步： 针对每一个计算任务节点记录该任务节点的输入参数， 并标示该计算节点的 所有计算任务的输入参数中优化模型直接来源的传入参数； 第三步： 开始沿飞行器机翼结构综合优化设计的关系流 程图进行顺序迭代计算； 第四步： 当计算轮次为第 一轮时， 当通过某一计算任务节点时， 将当前计算参数与计算 任务一同发至任务调度中心， 将计算结果发送至数据管理中心； 第五步： 自计算轮次从第二轮起起， 当通过某一计算任务节点时， 通过n ‑1轮计算输入 和结果， 计算出优化模型直接来源的传 入参数的敏度； 依照以本轮参数输入作为中心值， 通 过与上一轮输入参数的差距的正负10％生成2个计算任务， 结合中心值的1个计算任务共3 个一同发至调度中心， 将计算结果发送至数据管理中心， 通过三个计算结果提高下一轮输 入参数的计算精度预测； 第六步： 通过计算第五步的3个任务的输入值和输出结果的线性度， 若线性度线性差距 ≤5％， 则在下轮优化时， 通过线性度线性差值做距离中心值正负5％两个计算参数的预测 值， 该轮开始计算任务为5个， 从而进一步提高下一轮输入参数的计算精度预测， 将计算结 果发送至数据管理中心， 通过5个 计算结果进一 步提高下一轮输入参数的计算精度预测； 第七步： 如果5个计算结果线性度线性差距仍然≤5％， 则通过取正负10％区间中的极 值作为下一轮输入参数的设定值； 第八步： 重复第 三步至第七步， 重新进行循环迭代直至收敛， 最后依据优化目标和优化 设计变量的收敛准测判定 达到最优， 从而得到在飞行器机翼结构综合优化的最终设计点。 2.根据权利要求1所述的基于模块集成与数据管理的飞行器机翼结构综合优化方法， 其特征在于： 所述第一 步中， 优化模型如下： 式中X为设计变量， Xk为第k步设计变量， min  M(Xk)为前k步设计变量所得的飞行器机翼 结构的结构质量最小值， 作为设计目标； σmax(X)≤[σ ]表示 飞行器机翼的强度约束， 即前k步 设计变量所得结构内最大应力小于强度设计值[σ ]， 表示飞行器机翼前k步 设计 变量所得结构的颤振约束， 即颤振发散速度大于设计值， f1(Xk)≥f0表示飞行器机翼前k步 设计变量所得结构的模态约束， 即一阶模态大于最小容许值f0； XL≤X≤XU为设计变量在设权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114329791 A 2计上下限内， 其中XL为下界、 XU为上界。 3.根据权利要求1所述的基于模块集成与数据管理的飞行器机翼结构综合优化方法， 其特征在于： 所述第四步、 第五步和 第六步， 输入参数与输出结果依据不同的任务和线性度 评估结果发送至任务管理中心并行计算， 并且将结果记录入数据管理中心。 4.根据权利要求1所述的基于模块集成与数据管理的飞行器机翼结构综合优化方法， 其特征在于： 所述第七步中， 检验线性度是否仍然满足： 当单个计算任务节点的线性度满足精度要求 时， 将第七步中的输出参数的极值对应的 输入参数用于设定下一轮第 五步的优化变量， 再继续进行循环迭代直至 收敛， 减少函数较 为平滑条件下的多次往返震荡计算过程， 减少收益低的重复迭代次数来达到更快的优化求 解， 提高优化求解的效率； 最后依据优化目标和变量的收敛准测判定达到最优， 得到飞行器 机翼结构综合优化的最终设计点。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114329791 A 3