(19)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 202211318853.0 (22)申请日 2022.10.26 (71)申请人 南京航空航天大 学 地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街 29号 (72)发明人 董益磊　尹海莲　王宇　余雄庆　 (74)专利代理 机构 江苏圣典律师事务所 32 237 专利代理师 徐晓鹭 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 111/06(2020.01) (54)发明名称 一种Lambda机翼的气动/结构多学科设计优 化方法 (57)摘要 本发明公开了一种针对战斗机类Lambda机 翼的气动/结构多学科设计优化方法。 首先利用 CATIA二次开发技术完成机翼外 形和结构参数化 建模， 然后进行气动分析模型的自动生成与外形 优化， 接着利用基于PCL语言的PATRAN/NASTRAN 二次开发技术完成结构有 限元模型自动生成与 结构布局/尺寸优化， 最后在Isight软件环境下 集成气动、 结构优化模块， 利用基于代理模型的 多级优化方法求解Lambda机翼气动/ 结构多目标 优化问题， 得到对应的Pareto解集， 实现对 Lambda机翼升阻比最大化和结构重量最小化的 综合权衡设计。 权利要求书3页 说明书11页 附图5页 CN 115374543 A 2022.11.22 CN 115374543 A 1.一种Lambda机翼的气动/结构多学 科设计优化方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 步骤1， 基于形状函数和分类函数的参数化方法， 以机翼的翼型弦向控制点处 的厚度为 控制参数， 建立翼型模型； 步骤2， 基于所述翼型模型， 利用CATIA二次开发技术生成不同外形参数下的机翼几何 外形模型， 并进行气动优化以确定最优的机翼几何外形模型； 步骤3， 在所述最优的机翼几何外形模型基础上进行结构布局优化和尺寸优化， 具体 的： 选择多梁式结构型式， 并对其进 行内部结构布局参数化设计， 再对任一结构布局下的机 翼进行以结构重量最小化为 目标的尺寸优化设计， 从而整体形成结构布局/尺寸二级优化 自动化流程； 步骤4， 设定全局和局部变量、 约束、 目标， 选择多项式响应面模型作为代理模型， 利用 多目标优化算法求解得到Paret o解集， 实现机翼升阻比最大化和结构 重量最小化的综合权 衡设计。 2.根据权利要求1所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 步骤1中分类函数定义 为C(x)： 其中k为系数， 用于描述分类函数表示图形的比例； N1和N2为控制分类函数形状的参 数， 不同的N1、 N2值所表示的分类函数形状不同； 形状函数用伯恩斯坦多项式定义， 其表达 式为： 其中x的变化范围为[0， 1]，  Kr ,n为系数因子， n为多项式最高阶数， 由下式给出： 因此单位形状函数 可以定义 为： 。 3.根据权利要求1所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 步骤2气动优化以最大升阻比作为外形优化的目标， 具体为： 根据一组气动外形变量包括展 弦比、 后掠角、 梢根比和内外段占比得到机翼几何外形模型， 并根据飞行高度和马赫数参数 计算所述机翼几何外形模型的气动特性， 将产生最优气动特性的机翼几何外形模型确定为 唯一的几何外形。 4.根据权利要求3所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 计算气动特性的方法具体为： 采用无粘性计算流体力学求解器计算Lambda机翼的升力系数 、 诱导阻力系数 和激波阻力系数 ， 根据机翼的浸润面积、 特征长度、 相对厚度、 飞 行高度和马赫数， 采用附面层理论并根据部件外形特征引入部件形状因子的方法计算机翼 的粘性阻力系数 ， 最后计算得到 机翼的升阻比 L/D， 如下式： 。 5.根据权利要求1至4任意一项所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 步骤3内部结构布局 参数化设计具体为： 在机翼内段布置m根固定占位且垂直 于根肋的主承力梁， 各主承力梁之间的次承力梁分段等间距布置， 即将翼盒内段次承力梁 个数可参数化区域分为 （m+1） 个； 内段翼肋与根肋等间距平行布置， 个数为n根； 外段主承力 梁等百分比布置， 与内段主承力梁位置一致， 其余次承力梁根据内段承力构件进行选择性权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 115374543 A 2布置， 即外段梁个数不多于内段， 部分内段梁到转折处截止； 外段翼肋垂直于前缘， 根据主 承力梁及内外段转 折处位置布置 。 6.根据权利要求5所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 步骤3中结构尺寸优化方法为： 根据纵向构件将机翼沿弦向划分为若干区域； 再根据横向构 件， 继续沿展向做进一步划分； 最后针对每一块区域设置不同的尺寸变量， 达到沿展向和弦 向区块化渐变的特点。 7.根据权利要求1或6所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在 于， 步骤4的优化策略表述如下： 式中，F(X)为目标函数， 即机翼升阻比和结构重量； MF为机翼油箱容纳的燃油质量；   为系统级设计变量； 为气动子系统设计变量； 为结构子 系统设计变量； 和 分别表示设计变量的上下 限； 为设计升力系数； 和 分 别为材料应力和应 变的许用值； 为结构允许的最大变形量。 8.根据权利要求7所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 步骤4构建代理模型 所用的多 项式响应面模型函数为： 式中xi、xi是m维自变量x的第i、 j个分量， β0， βi， βij是未知参数， 按一定次序排列构成列 向量β。 9.根据权利要求8所述的Lambda机翼的气动/结构多学科设计优化方法， 其特征在于， 步骤4中得到代理模型后进行精度评估， 将复相关系数R2以及均方根误差RMSE作为评估代 理模型精度的评估标准， 公式如下： 式中 为基准位移值； 为对应本次计算位移值， 为检验用样本点集的均值， STD为权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 115374543 A 3