本发明属于飞机设计，涉及飞发一体化飞行器的气动优化设计，具体为一种基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，通过结合气动外形参数化与进排气系统的几何参数化设计，实现飞行器气动外形与进排气系统的协同优化，提升气动性能和内流品质。
背景技术：
1、与传统构型相比，飞翼布局因其在气动性能和结构性能方面具有显著优势，逐渐成为现代航空器设计中的研究热点。这种设计通过将机身与机翼一体化，实现了气动外形与结构性能的协同优化，减少了空气阻力，提高了飞行器的续航能力和载荷能力，同时优化了整体气动效率。然而，为了实现最佳性能，飞翼布局通常将发动机的进气和排气系统嵌入机身内，具有明显的飞发一体化特征，这一特征显著增加了进排气系统对飞翼气动性能的影响，这就要求在设计时必须对进气和排气系统进行详细的考虑。
2、针对进排气系统参数化设计方法，国内外开展了大量的研究工作，例如现有技术提出了短扩压、大偏距s弯进气道的几何参数化方法，在此基础上，针对s弯进气道的几何边界条件，又提出了基于多项式表达式的中心线设计方法，进一步扩大了中心线的选择范围。在上述常规方法的基础之上，现有技术中还基于中心线和截面积变化规律，提出了采用超椭圆方程来控制截面生成的设计方法，并采用超椭圆方法开展了从多种形状进口向圆形过渡的s弯进气道设计。这些进排气系统参数化设计方法虽然取得了良好的效果，但大多只适用于较简单进排气系统设计，难以应对复杂飞行器整体优化设计需求。
3、此外，目前常用的飞行器优化设计框架主要有两类：非梯度优化设计方法和梯度优化设计方法。其中，非梯度优化方法包括反设计方法、代理模型优化设计方法与智能优化方法等。然而，非梯度类算法通常计算量过大，时间成本过高。虽然借助先进的代理模型能够显著缩减时间成本，但是该方法仅能高效处理百维以内设计变量的优化问题。这类方法不依赖于设计变量的梯度信息，适用于设计变量较少的优化问题，一旦设计变量过多，基于非梯度算法的优化方法将面临“维度灾难”。同时，代理模型普遍存在泛化能力不足的情况。与非梯度优化方法相比，梯度优化方法具有更高的收敛速度和计算效率。梯度优化方法依赖于目标函数相对于设计变量的梯度信息，通过计算设计变量变化对目标函数的影响，快速进行优化迭代。在这一类方法中，基于离散伴随理论的梯度求解方法的计算成本与设计变量规模几乎无关。因此，基于离散伴随的梯度优化方法是解决具有大规模设计变量优化问题最有效的方法之一，已被广泛应用于全湍流工程优化设计中。
4、然而，由于难以准确求解目标函数相对于设计变量的梯度，目前进气和排气系统的详细参数化方法仅在非梯度优化设计中得到广泛应用，在梯度优化领域应用受到限制。因此，发展一种能够准确捕捉飞行器进排气系统及气动系统几何特征的参数化方法，并基于该方法，构建一种能够充分发挥飞行器飞发一体化设计优势的梯度优化方法成为亟待解决的问题。
技术实现思路
1、（一）发明目的
2、针对现有飞行器在考虑飞发一体化设计后对气动性能产生的不利影响，现有参数化方法难以准确捕捉飞行器进排气系统及气动系统复杂几何特征，同时梯度优化方法在进排气系统详细参数化方面应用受限等缺陷和不足，为解决现有技术中的上述以及其他方面的至少一种技术问题，本发明旨在提供一种基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，通过结合气动外形参数化与进排气系统的几何参数化设计，构建一种能够准确捕捉飞行器进排气系统及气动系统几何特征的混合参数化模型，并基于该模型建立梯度优化框架，实现对飞行器气动外形和进排气系统的一体化优化设计，从而显著提高带动力飞行器的气动性能及进气道流动品质，充分发挥飞发一体化设计的优势，为带动力飞行器的高效优化设计提供理论指导和方法支撑。
3、（二）技术方案
4、为实现该发明目的，解决其技术问题，本发明采用如下技术方案：
5、一种基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，用于飞发一体化飞行器的气动外形与进排气系统的协同优化，至少包括如下实施步骤：
6、ss1. 飞行器待优化初始构型的混合参数化
7、选择一现有飞发一体化飞行器作为待优化的初始构型，采用ffd（free-formdeformation，自由变形）几何参数化方法对飞行器的气动外形进行参数化处理，采用基于二维形状融合函数及b样条曲线的方法对进排气系统的截面形状、面积率及中心轴线进行参数化处理，实现对飞行器气动外形与进排气系统几何特征的混合参数化；
8、ss2. 定义优化问题的目标函数及约束条件
9、选择飞行器的某一飞行状态作为优化基准并将其作为优化状态，设定优化状态下的若干关键气动参数作为优化过程中的固定条件，同时给定与初始构型内外流一体化优化相关的设计变量、目标函数以及约束条件，其中，所述设计变量至少包括气动外形设计变量和进排气系统设计变量，所述目标函数至少包括飞行器气动性能指标和进排气系统流动品质指标，所述约束条件至少包括与气动外形和进排气系统相关的几何和/或性能约束；
10、ss3. 飞行器内外流场计算网格的变形与更新
11、基于步骤ss1的混合参数化结果，根据设计变量中ffd控制点参数和进排气系统几何调整后的变化，并结合使用逆距离权重方法，对飞行器内外流场的包括表面网格和空间网格在内的计算网格进行变形与更新，并确保计算网格质量满足后续cfd（computationalfluid dynamics，计算流体力学）计算的精度和稳定性要求；
12、ss4. 飞行器内外流场的cfd数值计算
13、基于更新后的计算网格，使用rans方程（reynolds-averaged navier-stokesequations，雷诺平均纳维-斯托克斯方程）及sa湍流模型（即spalart-allmaras湍流模型）进行飞行器内外流场的cfd数值计算，通过数值求解获取飞行器气动性能及进排气系统的流动品质数据，为目标函数的评估与迭代提供必要的数据；
14、ss6. 内外流一体化设计结果验证和分析
15、对优化后的飞行器构型进行高精度cfd数值模拟，评估验证其气动性能和进排气系统流动品质，若验证结果达到预期目标，则完成优化并确定最终设计方案；若未达到预期目标，则调整飞行器气动外形和/或进排气系统的设计变量，并重新执行步骤ss1至ss6，直至获得满意的优化结果。
16、（三）技术效果
17、同现有技术相比，本发明的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，具有以下有益且显著的技术效果：
18、（1）本发明通过采用混合参数化方法分别对飞行器气动外形和进排气系统进行协同优化，有效改善了传统飞行器设计中气动外形与进排气系统之间相互影响的问题。通过对两者进行统一的参数化处理和梯度优化计算，确保了气动外形的优化不会对进排气系统的性能产生明显的负面影响，反之亦然，有效改善了带动力飞行器气动性能和内流品质。
19、（2）本发明通过对飞行器的气动外形和进排气系统几何特征进行精确建模和优化，能够适应复杂的几何变化，确保优化过程的高效性与精确性。基于这些方法，飞行器的气动外形、进排气系统中进气道和/或尾喷管的截面形状、面积律和中心轴线能够在多变量条件下实现精确调整，使得优化后的气动外形和进排气系统具备更好的性能表现。
20、（3）本发明采用伴随方法对优化目标的梯度信息进行求解，能够快速高效地计算出目标函数对几何设计变量的梯度，显著提高了大规模设计变量优化问题的收敛速度与计算效率。通过伴随方法与链式求导法则的结合，能够在多维设计空间中实现快速迭代优化，确保飞行器设计的高效性和准确性。此外，本发明的梯度优化方法对于大规模复杂几何的优化设计具有良好的适用性，尤其是在处理进排气系统与气动外形协同优化时，能够显著减少计算网格的复杂性和优化时间，从而提高飞行器的设计效率和性能可靠性。
1.一种基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，所述方法在实施时至少包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss1中，对飞行器的气动外形进行ffd参数化处理时，将飞行器的气动外形嵌入多级ffd控制框架内，每一ffd控制框架对应飞行器气动外形不同的局部外形区域，且每一ffd控制框架通过bernstein基函数与气动外形上的节点建立函数关系，通过ffd控制点的移动来实现气动外形的调整。
3.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss1中，采用基于二维形状融合函数的方法对进排气系统中进气道和/或尾喷管进行截面形状的参数化，至少包括：
4.根据权利要求3所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss1中，采用b样条曲线的方法对进气道和/或尾喷管的沿程面积律进行参数化，包括：
5.根据权利要求4所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss1中，采用b样条曲线的方法对进气道和/或尾喷管的中心轴线进行参数化，包括：
6.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss2中，所述优化状态下设定的若干关键气动参数至少包括来流马赫数ma、气流攻角aoa、升力系数cl和/或阻力系数cd；所述气动外形设计变量为所选择的与飞行器气动外形几何参数相关的ffd控制点参数，所述进排气系统设计变量为进排气系统中与进气道和/或尾喷管型面的截面形状、沿程面积律以及中心轴线相关的几何参数；
7.根据权利要求5所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss3中，基于步骤ss1完成的进排气系统中有关进气道和/或尾喷管的截面形状、面积律及中心轴线的参数化结果，通过将参数化结果进行组合形成进气道和/或尾喷管的型面，继而实现根据设计变量的变化完成对计算网格中进气道和/或尾喷管型面相关网格坐标的更新：
8.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss4中，rans方程采用有限体积法进行离散，空间离散采用二阶迎风格式，时间离散采用隐式双时间步推进方法，且进气道出口采用静压边界条件，尾喷管入口采用总温和总压边界条件，远场采用速度边界条件。
9.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss5中，所述离散伴随方法的实施包括：
10.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss5中，所述梯度优化算法采用序列二次规划方法，在每次迭代中通过求解二次规划子问题来逐步接近最优解；同时为处理非线性约束，引入增广拉格朗日函数，将约束优化问题转化为一系列无约束优化子问题；且在优化过程中结合多起点策略，从不同初始点开始优化，以避免陷入局部最优。
11.根据权利要求1所述的基于混合参数化的飞行器内外流一体化梯度优化方法，其特征在于，步骤ss5中，目标函数相对于设计变量的梯度信息通过对飞行器气动外形和进排气系统的几何设计变量进行分解得到：
