r>[0024] 其中，
?和σ?χ分別為未更新表面網格信息時機翼變形和應力的最大值； 和dax分別為更新1次表面網格信息后機翼變形和應力的最大值，為給定的針對機翼變 形的殘差值，ε。為給定的針對機翼應力的殘差值。
[0025] 若滿足上述公式(5)，則此時認為已經完成氣動結構耦合分析，輸出位移和應力結 果；
[0026] 若不滿足上述公式(5)，轉到步驟(6);直到更新k次表面有限元網格后，滿足相鄰 兩次計算得到的最大位移和應力值之差小于特定殘差值，即：
[0027]
(6)
[0028] 其中，和分別為更新(k-Ι)次表面網格信息后機翼變形和應力的最大值； 4L和分別為更新k次表面網格信息后機翼變形和應力的最大值。
[0029]此時認為已經完成氣動結構耦合分析，輸出位移和應力結果。
[0030] (9)重復(3)~(8)，完成樣本空間中所有樣本點的氣動結構耦合分析，建立最大位 移、應力輸出樣本空間，篩選得到每個設計點下機翼最大位移區間范圍d1和最大應力的區 間范圍σ1，實現機翼結構的不確定分析。
[0031 ] (10)給定最大位移許用范圍At和最大應力許用范圍，通過引入體積法思 想，定義氣動結構耦合系統非概率可靠性指標，即，利用結構安全域的體積和基本區間變量 域的總體積之比作為結構非概率可靠性的度量，計算得到最大位移可靠度和 最大應力的可靠度，實現約束條件的非概率可靠性分析。
[0032] (11)以機翼結構重量m為優化目標，結構最大位移和應力的可靠性為約束條件，通 過常規單學科優化方法實現高超聲速機翼氣動結構耦合非概率可靠性優化設計。
[0033] 本發明與現有技術相比的優點在于:本發明提供了高超聲速機翼非概率氣動結構 耦合優化設計的新思路，利用氣動力工程計算方法替代了 CHH十算，大大提高了計算效率， 同時優化分析過程無需進行氣動和結構模型間的數據傳遞，避免了傳遞過程中造成的精度 損失，另外考慮了實際工程中加工誤差、材料分散性等對優化結果的影響，從而實現了高超 聲速機翼在高可靠性前提下的精細化設計，大大提高機翼性能和安全性。
【附圖說明】
[0034] 圖1為基于體積法的非概率可靠性指標示意圖；
[0035] 圖2為氣動結構耦合中常規數據交換和新型數據交換對比示意圖；
[0036]圖3為本發明的方法實現流程圖；
[0037] 圖4為本發明所針對的高超聲速機翼結構幾何示意圖；
[0038] 圖5為本發明所針對的高超聲速機翼結構氣動結構耦合非概率可靠性優化設計迭 代歷程曲線。
【具體實施方式】
[0039] 如圖3所示，本發明提出了一種針對高超聲速三維機翼的非概率氣動結構耦合優 化設計方法，包括以下步驟：
[0040] (1)選取機翼結構中的梁、肋厚度尺寸為優化設計變量，記為114 = 1，-_，11，其中1 為梁、肋結構厚度，i為變量編號，η為梁和肋的數目之和;梁、肋厚度尺寸被限定在給定范圍 內，即X,. G f = 1，2，'?，其中ximin為給定Xi范圍的最小值，ximax為給定Xi范圍的最 大值，一般依靠工程經驗以及工程造價條件給定。設置初始設計變量，每一組設計變量對應 一種設計方案。
[0041 ] (2)考慮實際工程中加工誤差、材料分散性等廣泛存在，將梁、肋厚度尺寸，彈性模 量，密度表述為區間變量，即，結構厚度尺寸Xi，i = 1，…，η、彈性模量E和密度P相對中心值 均存在一定的偏差，中心值分別記為 <=I…，《、ElPp^，最大值和最小值可表示為：
[0042]
[0043] (7)
[0044]
[0045] 其中，寫、?為Xi的區間上下限，I、1為E的上下限，F、的上下限，β^；、 &、βρ分別為xi、E、p的偏差。
[0046] 通過區間頂點分析方法獲取不確定區間輸入參數的樣本空間，樣本點為各輸入參 數上下限的組合，樣本點數為2n+2，n為梁和肋的數目之和。
[0047] (3)基于所選設計變量，在幾何建模時提取梁、肋厚度尺寸作為控制三維模型的特 征參數，當各設計變量在給定范圍內任意改變時，能夠實現幾何自動建模，從而針對每一個 樣本點均能完成基于所選設計變量的幾何參數化建模。
[0048] (4)由于幾何模型不能直接用于進行分析計算，需要將其轉化為有限元模型，才能 為分析優化程序所用。此處采用以幾何模型驅動為主的有限元模型參數化建模方法，其充 分發揮既成的CAD參數化設計功能方面的優勢，將CAD中的幾何模型與CAE模型中的前處理 模型完全關聯起來。當CAD模型的特征參數發生改變時，有限元模型會根據變化后的幾何模 型產生相應的變化，自動更新有限元網格劃分、材料屬性賦值和邊界條件設置。分析可知， 機翼的最大位移與結構厚度尺寸、彈性模量、密度等是成單調關系的，因此通過頂點法獲得 的輸出位移區間上、下限是準確的。因此，基于每一個樣本點能夠完成相應的有限元模型自 動建立。
[0049] (5)利用工程氣動力計算方法，以機翼有限元模型中的表面有限元網格信息為輸 入，獲取表面氣動力分布。
[0050] (6)將步驟(5)所得氣動力分布作為輸入載荷施加在步驟(4)得到的機翼有限元模 型的表面，并通過有限元分析得到機翼的最大位移和最大應力|
[0051] (7)更新變形后的表面有限元網格信息，利用工程氣動力計算方法重新計算氣動 力分布，并重新得到機翼的最大位移<^和最大應力;
[0052] (8)判斷兩次計算得到的最大位移和應力值之差是否小于特定殘差值，即：
[0053]
(8)
[0054] 其中，^和分別為未更新表面網格信息時機翼變形和應力的最大值； 和分別為更新1次表面網格信息后機翼變形和應力的最大值，ed為給定的針對機翼變 形的殘差值，ε。為給定的針對機翼應力的殘差值。
[0055] 若滿足上述公式(8)，則此時認為已經完成氣動結構耦合分析，輸出位移和應力結 果；
[0056] 若不滿足上述公式(8)，轉到步驟(6);直到更新k次表面有限元網格后，滿足相鄰 兩次計算得到的最大位移和應力值之差小于特定殘差值，即：
[0057]
(y)
[0058] 其中，和分別為更新(k_l)次表面網格信息后機翼變形和應力的最大值； 和分別為更新k次表面網格信息后機翼變形和應力的最大值。
[0059]此時認為已經完成氣動結構耦合分析，輸出位移和應力結果。
[0060] (9)重復(3)~(8)，完成樣本空間中所有樣本點的氣動結構耦合分析，建立最大位 移、應力輸出樣本空間，篩選得到每個設計點下機翼最大位移區間范圍d1和最大應力的區 間范圍σ1，實現機翼結構的不確定分析。
[0061 ] (10)給定最大位移許用范圍和最大應力許用范圍，通過引入體積法思 想，定義氣動結構耦合系統非概率可靠性指標，即，利用結構安全域的體積和基本區間變量 域的總體積之比作為結構非概率可靠性的度量，計算得到最大位移可靠度和 最大應力的可靠度6's d d，實現約束條件的非概率可靠性分析。
[0062] (11)以機翼結構重量m為優化目標，結構最大位移和應力的可靠性為約束條件，采 用如下所示的優化模型，通過常規單學科優化方法實現高超聲速機翼非概率氣動結構可靠 性優化設計。