[發(fā)明專利]機(jī)翼相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)估計方法

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• 申請日: 2021-11-04
• 公開（公告）號: CN114065382A
• 公開（公告）日: 2022-02-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 羅中峰;李洪強(qiáng)
• 申請（專利權(quán)）人: 揚(yáng)州工業(yè)職業(yè)技術(shù)學(xué)院
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F17/16;G06F119/14
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 柏尚春

本發(fā)明公開一種機(jī)翼相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)估計方法，包括以下步驟：(1)建立以飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力的計算模型作為目標(biāo)函數(shù)；(2)構(gòu)建相關(guān)變量的轉(zhuǎn)換矩陣；(3)利用獨(dú)立隨機(jī)變量表示相關(guān)變量；(4)根據(jù)獨(dú)立隨機(jī)變量組的一階敏感系數(shù)，獲得計算模型中相關(guān)變量組的一階敏感系數(shù)；(5)獲得不相關(guān)變量組的一階敏感系數(shù)；(6)根據(jù)獲得敏感系數(shù)，修正機(jī)翼參數(shù)的分布，降低飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力的波動范圍。本發(fā)明在輸入變量服從多元正態(tài)分布條件下，簡化機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)的估計流程，提高它們的收斂速度，改進(jìn)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中相關(guān)變量和不相關(guān)變量的取樣方法。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種敏感系數(shù)估計方法，尤其涉及一種機(jī)翼相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組 一階敏感系數(shù)估計方法。

背景技術(shù)

降低飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力的變化范圍，既可以保證飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全，又能提高機(jī)翼材 料的利用效率。飛機(jī)機(jī)翼應(yīng)力的數(shù)學(xué)模型中存在相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組，兩種變量組對機(jī)翼最大應(yīng)力方差的貢獻(xiàn)大小并不相同。如果可以快速獲得相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組的靈敏度系數(shù)，并根據(jù)靈敏度系數(shù)調(diào)整飛機(jī)機(jī)翼參數(shù)，可以有效縮小飛機(jī)機(jī)翼最大 應(yīng)力的波動范圍，提高飛機(jī)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)安全性能。

全局靈敏度分析技術(shù)是一種用于計算變量組，在給定分布條件下的變化，對目標(biāo)函 數(shù)方差影響大小的技術(shù)。但當(dāng)前全局靈敏度技術(shù)所涉，相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)存在估算過程復(fù)雜，結(jié)果不容易收斂和輸入變量取樣效率低等問題。使得調(diào)整 飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的效果并不理想，機(jī)翼最大應(yīng)力的波動范圍依舊較大。

針對上述問題，需要一種能夠針對飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型，并且計算效率高的， 相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)估計方法，進(jìn)行機(jī)翼參數(shù)設(shè)計。同時也為機(jī)械 設(shè)計、航空航天、船舶制造等領(lǐng)域中類似情況，提供一種有效的解決方案。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明旨在提供機(jī)翼相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)估計方法，解決飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力全局靈敏度分析過程中，由于相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一 階敏感系數(shù)估計流程復(fù)雜，估計結(jié)果不容易收斂，輸入變量取樣效率低等情況，導(dǎo)致飛 機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)調(diào)整不理想的問題。

技術(shù)方案：本發(fā)明所述的機(jī)翼相關(guān)變量組和不相關(guān)變量組一階敏感系數(shù)估計方法， 包括以下步驟：

(1)建立飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力的計算模型，并以此作為目標(biāo)函數(shù)；

(2)構(gòu)建飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中相關(guān)變量的轉(zhuǎn)換矩陣；

(3)根據(jù)轉(zhuǎn)換矩陣，利用服從相關(guān)變量邊緣分布的獨(dú)立隨機(jī)變量，表示相關(guān)變量；

(4)根據(jù)獨(dú)立隨機(jī)變量組的一階敏感系數(shù)，獲得飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中目標(biāo)函數(shù)中相關(guān)變量組的一階敏感系數(shù)；

(5)獲得飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中目標(biāo)函數(shù)中不相關(guān)變量組的一階敏感系數(shù)；

(6)根據(jù)獲得的一階敏感系數(shù)，修正飛機(jī)機(jī)翼參數(shù)的分布，降低機(jī)翼最大應(yīng)力的波動范圍。

步驟(1)中，所述目標(biāo)函數(shù)為：

Z＝F(x₁,x₂,…,x_s,x_s+1,…,x_n),

其中：Z為飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力；輸入變量x₁,x₂,…,x_s,x_s+1,…,x_n～N(μ,Σ)；x₁,x₂,…,x_s是飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中相關(guān)變量；x_s+1,…,x_n是飛機(jī)機(jī)翼最大應(yīng)力計算模型中不 相關(guān)變量；目標(biāo)函數(shù)擁有有限方差。

步驟(2)中，包括以下步驟：