题目：代理模型在尾喷管型面优化等方面的应用研究

代理模型是通过利用统计方法、统计学习方法等数学方法构建出对实际问题近似的数学模型，能够简化优化计算中获得真实物理模型的过程。在飞行器尾喷管的优化设计等研究中，获得目标函数可以分为直接和间接方法，基于真实试验及数值试验的直接方法效率低成本也较高，而间接方式中的代理模型技术能够高效低耗费，是解决上述问题的主要途径。为了将该技术应用于超燃尾喷管优化设计以及飞行器气动设计，本文首先构建出基于代理模型的优化设计框架，其中采用优化的拉丁超立方法和均匀试验设计作为采样方法，多项式响应面模型、逐步回归模型、径向基函数模型以及Kriging作为代理模型的基本模型，微分进化算法作为优化算法。研究表明试验设计对代理模型的精度产生明显影响。对基于三次曲线造型的超燃尾喷管，开展了型面参数化研究，构建了均匀入口以及非均匀入口条件下尾喷管性能与型面参数间的逐步回归模型，研究表明，型面参数对喷管性能的影响大都是交互的，对于具体的问题需要具体分析。该回归模型能够给出尾喷管型面优化设计中优化解区域，但需要通过进一步细化模型得到可靠解。利用一维气体动力学及基于统计学分析的CFD方法确定了影响尾喷管性能的主要工质及工况参数，该研究表明在均匀入口条件且工质假设为量热完全气体情况下，对尾喷管进行性能计算时仅需要考虑入口总压、马赫数、环境压强以及工质比热比。若内流场不发生分离的情况下，计算喷管的内力时则可进一步忽略环境压强的影响。通过对该研究中的喷管性能参数构建了Srgt/F1D模型和F1D-Srgt模型，该模型能够大幅提高普通代理模型对尾喷管性能的预测准确率。而尾喷管优化设计研究表明，本文中的尾喷管模型将升力方向取为向下为正时喷管的综合性能更优。非均匀入口条件以及等效均匀入口条件下的尾喷管优化设计结果不一致，但二者主膨胀面的曲面形式是近似的。另外，研究表明推力性能与升力及力矩性能存在矛盾关系，综合性能较高的型面都入口区域曲率较小，且曲面较为平直，而推力占优的情况则相反。喷管入口非均匀条件会对其等效均匀入口条件下优化的喷管产生负面影响，且利用该入口条件直接优化得到的喷管综合性能要劣于均匀入口条件得到性能值。为了了解尾喷管的实际性能，开展了其冷流试验研究，试验结果表明直筒型扩压器能够在喷管工作中有效稳定试验舱内压强，且Srgt/F1D模型和CFD方法都能够较准确的预测试验结果。试验中六分力架测力方法可以用于超燃尾喷管的测试。弹体气动设计研究表明“×－＋”型稳定翼布局适合作为弹道飞行的靶目标翼面布局形式，该型式能够改善弹体在发射初期的静稳定度。而风洞试验研究表明CFD方法和Datcom方法都能较准确的预估气动参数，且提高设计效率的同时降低研究成本。另外，所构建出的弹体气动参数代理模型能够在样本点区域内有效给出待求点气动参数，为后续弹道设计等研究作为铺垫。