CN106407586A - 一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，由系统框架程序和7个子模块组成，包括气动外形设计优化模块、前舱热防护系统设计优化模块、机翼热防护系统设计优化模块、复合材料冷结构设计优化模块、机翼防热承载一体化结构优化模块、机翼气动/结构/热耦合优化分析模块以及基础数据库模块。该平台在对各结构系统功能进行确定性分析优化、不确定性分析优化的基础上实现一体化设计。该平台还将气动力/热数据库、一体化模型库以及各类算法集成到系统中，为非专业人士进行一体化设计提供了便利的工具。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，属于不确定性多学科优化设计技术领域。
背景技术
不确定性多学科优化设计技术因内在数据传输的回路特性造成不确定性分析计算复杂且计算量较大，不确定性在多个学科子系统中耦合传播，使得基于不确定性多学科优化设计的实际应用成为一个具有较大挑战性的课题。
现阶段，对结构进行不确定性结构功能优化设计大多通过在通用性的多学科优化设计环境中集成所需软件和算法实现。
多学科优化设计环境是指按照多学科优化设计流程，将分布在各个计算机上各学科的分析模型或优化模型集成起来的设计计算环境。实施集成有两种技术路线：(a)通过采用分布式计算技术；(b)应用商用集成软件。在多学科优化设计领域中，分布式计算主要采用CORBA和Java技术。CORBA是一个面向对象的分布式计算平台，它允许不同的程序之间可以透明地进行互操作，建立异构分布应用系统。NASA在为高速民机总体设计开发的多学科优化设计系统中采用了CORBA技术集成各学科的分析模型，波音公司开发的MDOPT系统和欧洲开发的CDE系统也采用了CORBA技术。Java是一个应用程序开发平台，它提供面向对象的编程语言和运行环境，其本质就是利用分布在网络中的各类对象共同完成相应的任务。Java中远程方法调用RMI使分布在网络不同地址上的两个构件之间实现互操作。Kroo等应用Java技术为飞机多学科优化设计开发了一个面向协同优化方法的多学科优化设计环境。Alzubbi等基于JavaRMI开发了虚拟飞机设计和优化框架。近来，由于商用多学科优化设计集成软件(如iSIGHT/FIPER，Optimus,Pointer,AML，ModelCenter,DARWIN,IMAGE等)日益成熟，在构建MDO环境时越来越多地采用了商用集成软件。例如，Beam等在开发飞行器分布式分析模拟环境时采用了ModelCenter软件集成各子系统的分析模型。Rohrschneider等在建立长航时火星飞机概念设计环境时，也采用了ModelCenter软件来集成各子系统的分析模型。张晓萍用iSIGHT软件建立了联结翼气动/结构一体化设计环境。
采用通用性的多学科优化设计环境进行不确定性分析、优化的方式往往只适用于所研究的特定问题，对于其他问题又要重新集成。从目前应用角度来看，该方法适合于理论研究，而难以用于工程应用。在考虑不确定性因素的多学科优化方面，尚没有成熟实用的软件可供选择，更没有专业进行不确定性分析的相关软件集成平台，因此对不确定性多学科优化设计技术实用化产生了不利的影响。
发明内容
本发明要解决的技术问题为：为了克服目前基于不确定性优化的结构功能一体化设计方法难以适用于工程应用的不足，提供一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，实用、可靠，具有处理结构功能确定性、不确定性优化设计问题的能力，用户不必自行对各类算法、软件进行集成就可轻松完成不确定性设计优化的工作，有助于促进不确定性优化设计技术在实际工程方面的应用。
本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，包括气动外形设计优化模块、前舱热防护系统设计优化模块、机翼热防护系统设计优化模块、复合材料冷结构设计优化模块、机翼防热承载一体化结构优化模块、机翼气动/结构/热耦合优化分析模块、基础数据库模块及用于集成上述模块的系统框架程序，其中：
气动外形设计优化模块：用于实现气动外形确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力/热计算，得到计算结果文件；将结果文件导入结果可视化软件进行数据后处理；最终以全弹道总加热量最小为优化目标，以升阻比为约束条件开展气动外形的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的气动外形参数以及不确定参数对不确定参数进行定量化表征与参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力/热计算，得到全弹道总加热量；在此基础上，利用不确定性传播分析方法得到总加热量的鲁棒性指标，以满足鲁棒性约束条件下弹道总热量最小为目标开展气动外形的不确定性优化；
前舱热防护系统设计优化模块：用于实现前舱热防护系统确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能。对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数对飞行器前舱进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；利用已建立的气动热数据库插值得到表面热流密度，实现前舱热分析；根据输出的表面温度计算前舱温度场、表面温度以及红外辐射强度；最终以前舱结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展前舱结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的前舱结构设计参数以及不确定参数，在确定性热分析和红外辐射特性分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到温度场分散性，并计算得到其可靠度；在此基础上，以温度可靠度为约束条件，以前舱结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展前舱结构的不确定性优化；
机翼热防护系统设计优化模块：用于实现机翼热防护系统确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能。对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数对飞行器机翼进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；利用已建立的气动热数据库插值得到表面热流密度，实现前舱热分析；根据输出的表面温度计算机翼温度场、表面温度以及红外辐射强度；最终以机翼结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展机翼结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼结构设计参数以及不确定参数，在确定性热分析和红外辐射特性分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到温度场分散性，并计算得到其可靠度；在此基础上，以温度可靠度为约束条件，以机翼结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展机翼结构的不确定性优化；
复合材料冷结构设计优化模块：用于实现复合材料冷结构确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能。对于确定性分析及优化部分，利用已有的网格模型，对复合材料结构中具有相同铺层角度的层进行合并，形成超级层模型；利用有限元分析软件进行有限元模型的参数化建模；对冷结构进行强度和刚度计算分析；最终以轻量化为目标，各铺层角度为优化变量，强度和刚度为约束进行优化设计；对于不确定性分析及优化部分，根据已有的参数化模型以及不确定参数，利用有限元程序实现前舱超级层模型的可靠性和鲁棒性分析；在此基础上以轻量化为目标，各区域铺层层数为变量进行优化设计；
机翼气动/结构/热耦合优化分析模块：用于实现机翼的气动、结构以及热耦合确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的复合材料机翼结构参数进行参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力计算，得到计算结果文件；将结果文件导入有限元分析软件进行结构、气动力以及热耦合分析，得到分析结果；最终以机翼结构重量为优化目标，以机翼强度和刚度为约束条件开展机翼气动/结构/热耦合的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼结构参数以及不确定参数对不确定参数进行不确定性量化；在确定性热耦合与力耦合分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到分散性结果，获得强度及刚度可靠性指标；在此基础上，以机翼结构重量作为优化目标，以强度和刚度可靠性指标作为约束条件，开展机翼气动/结构/热耦合的不确定性优化；
机翼防热承载一体化结构优化模块：用于实现机翼防热承载一体化结构的确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的机翼外形参数进行外形参数化建模，生成整体机翼参数化模型以及单包结构参数化模型；将整体机翼以及单包结构几何文件分别导入有限元分析软件中，进行热耦合分析；最终以机翼热量及承载为优化目标，以要求的工况条件为约束条件开展机翼防热承载一体化结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼外形参数以及不确定参数对不确定参数进行不确定性量化；在确定性热耦合分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到分散性结果，获得机翼热量、承载以及不确定性可靠性指标；在此基础上，以工况条件作为约束条件，开展机翼防热承载一体化结构的不确定性优化；
基础数据库模块：用于处理气动力/热数据库、一体化模型库、算法库等数据资源；包括气动力气动热数据库的维护与应用模块以及设计模型数据库的维护与应用模块；
系统框架程序：用于实现各子模块的集成和数据的传递与管理，主要功能包括对各模块确定性分析优化设计和不确定性分析优化设计工程的建立、打开操作及对各子模块的调用，以及对基础数据库的调用。
所述气动外形设计优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开网格划分模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到网格文件；
(4)打开弹道气动力/热计算模块，读取弹道数据文件，同时将各个结构的网格文件进行合并，依次计算结构外形的边界层外缘参数、热流参数；
(5)打开结果后处理模块，将结果文件导入结果可视化软件；
(6)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以全弹道总加热量最小为优化目标，以升阻比为约束条件开展气动外形的确定性优化循环；
(7)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，利用不确定性传播分析方法得到总加热量的鲁棒性指标，以满足鲁棒性约束条件下弹道总热量最小为目标开展气动外形的不确定性优化；
所述热防护系统设计优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开气动热数据库模块，浏览已建立的气动热数据库，利用库中对应的图表，插值得到表面热流密度；
(4)打开网格划分模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到网格文件；
(5)打开温度场计算机后处理模块，导入之前步骤得到的表面热流密度以及表面网格文件，计算得到对应结构的温度场、表面温度以及红外辐射强度；
(6)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展气动外形的确定性优化；
(7)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以温度可靠度为约束条件，以结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展机翼结构的不确定性优化；
所述复合材料冷结构设计优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开有限元参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开刚度/强度计算模块，导入参数化模型文件，对冷结构进行强度和刚度计算分析；
(4)打开刚度/强度分析及后处理模块，调用有限元分析软件，对强度和刚度计算结果进行分析；
(5)对于确定性优化，调用确定性优化模块，打开集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以轻量化为目标，各铺层角度为优化变量，强度和刚度为约束先进行层数优化循环，再进行顺序优化；
(6)对于不确定性优化，调用不确定性优化模块，打开集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以轻量化为目标，各区域铺层层数为变量先进行层数优化循环，再进行顺序优化；
所述机翼气动/结构/热耦合优化分析模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开有限元自动建模模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到表面网格文件；
(4)打开网格转换模块，调用有限元分析软件，对得到的表面网格文件进行文件转换，得到网格文件；
(5)打开气动力/热计算模块，根据得到的网格文件进行气动力和热计算，并调用可视化软件浏览计算结果；
(6)打开气动/结构/热耦合分析模块，调用有限元分析软件，将前面步骤中的计算结果进行耦合分析；
(7)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼结构重量为优化目标，以机翼强度和刚度为约束条件开展气动外形的确定性优化循环
(8)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼结构重量作为优化目标，以强度和刚度可靠性指标作为约束条件，开展机翼结构的不确定性优化循环；
所述机翼防热承载一体化结构优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开热耦合分析模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行热耦合分析；
(4)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼热量及承载为优化目标，以要求的工况条件为约束条件开展机翼防热承载一体化结构的确定性优化循环；
(5)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以工况条件作为约束条件，开展机翼防热承载一体化结构的不确定性优化循环；
所述各个模块下确定性优化模块与不确定性优化模块执行优化的过程为：
(1)判断是否存在配置文件。如果存在，读取优化配置文件内容在界面上显示；如果不存在，读取输入参数文件信息，并在界面显示；
(2)用户在界面上设置优化模型，包括选择优化变量，设置目标函数和约束条件，选择优化算法并对参数进行设置等；
(3)将优化模型信息保存到优化配置文件中；
(4)执行优化。调用优化软件集成程序，将所需的信息包括优化文件夹路径，传递给该程序；
(5)通过API将从优化配置文件中读取的优化模型信息传入优化软件模板文件中；
(6)调用优化设计软件，对修改后的模板文件进行优化计算。优化计算运行结束后，将优化结果信息导出保存到工程路径下，并向优化模块程序发送消息；
(7)程序读取优化结果信息、显示在界面上，并将结果保存到优化配置文件中；
确定性优化模块与不确定性优化模块的区别在于执行优化时，确定性优化调用确定性分析模块的执行程序，不确定性优化则调用不确定性分析模块的执行程序；
确定性优化模块的执行优化步骤如下：
(1)将用户设置的输入参数初始值数据写入确定性分析的输入文件；执行确定性分析，得到计算结果即输出文件，由输出文件中解析出相应数据；
(2)由优化算法计算出下一个的迭代点；
(3)将下一个迭代点的数据写入确定性分析的输入文件，执行确定性分析，得到输出文件，由输出文件中解析出相应数据；判断数值是否满足约束，目标是否收敛，若满足约束、目标收敛则输出优化结果，否则计算出下一个迭代点，执行此步至优化结束；
不确定性优化模块的执行优化步骤如下：
(1)将用户设置的输入参数初始值数据写入不确定性分析的输入文件。依据在不确定性分析模块中进行的设置，执行不确定性传播流程，得到各响应的不确定性描述参数，进行指标计算，得到指标数值，生成包括响应值和指标数值的输出文件；由输出文件中解析出相应数据；
(2)由优化算法计算出下一个的迭代点；
(3)将下一个迭代点的数据写入不确定性分析的输入文件，执行不确定性分析，得到输出文件，由输出文件中解析出相应数据；判断数值是否满足约束，目标是否收敛，若满足约束、目标收敛则输出优化结果，否则计算出下一个迭代点，执行此步至优化结束；
所述系统框架程序与各模块之间的数据传递均采用读写db文件的方式，实现方法如下：
建立基于不确定性优化的结构功能一体化设计工程：
(1)根据用户输入的路径和工程名称，在路径下建立以工程名称命名的文件夹。
(2)在文件夹中建立与各个模块对应的文件夹；
(3)将各模块运行所需文件的模板拷贝到对应文件夹下，并对文件中的参数进行初始化；
各子模块的调用：
(1)获取当前工程所在文件夹路径和优化系统所在路径；
(2)当前工程所在文件夹路径，加上当前调用模块对应文件夹的名称，就可获得模块调用所需的文件夹路径，如所需的是某个文件的路径，加上该文件名即可；
(3)优化系统所在路径加上其中调用模块的位置，获得该模块执行程序路径；
(4)由调用模块执行程序路径、模块调用所需的文件或文件夹路径及命令参数，生成命令行；
(5)用命令行方式调用模块。
本发明与现有技术相比的优点在于：由于本发明将处理不确定性问题的各类算法集成到系统之中，同时系统中包含通用的优化模型，与现有不确定性优化方法相比，进行优化时不需要重新建立优化模型、对算法进行编写、集成，只需对优化模型进行设置、对算法进行选择即可，为那些对不确定性优化理论和方法缺乏深入了解的工程人员进行基于不确定性优化的结构功能一体化设计提供了一种便利的工具，适用于工程应用。由于该系统各模块之间相对独立，每个模块都有各自独立的输入、输出文件，便于修改和维护。
附图说明
图1为本发明的系统架构图；
图2为本发明中的气动外形确定性设计优化模块实现过程；
图3为本发明中的气动外形不确定性设计优化模块实现过程；
图4为本发明中的热防护系统确定性设计优化模块实现过程；
图5为本发明中的热防护系统不确定性设计优化模块实现过程；
图6为本发明中的复合材料冷结构确定性设计优化模块实现过程；
图7为本发明中的复合材料冷结构不确定性设计优化模块实现过程；
图8为本发明中的机翼气动/结构/热耦合确定性设计优化模块实现过程；
图9为本发明中的机翼气动/结构/热耦合不确定性设计优化模块实现过程；
图10为本发明中的机翼防热承载一体化确定性设计优化模块实现过程；
图11为本发明中的机翼防热承载一体化不确定性设计优化模块实现过程；
图12为本发明中的各个模块下确定性优化模块和不确定性优化模块中集成优化软件执行优化的实现过程。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式进一步说明本发明。
如图1所示的系统构架图可知，本发明一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，由气动外形设计优化模块、热防护系统(前舱)设计优化模块、热防护系统(机翼)设计优化模块、复合材料冷结构设计优化模块、机翼防热承载一体化结构优化模块、机翼气动/结构/热耦合优化分析模块、基础数据库模块及用于集成上述模块的系统框架程序组成。整体实现过程如下：
(一)气动外形设计优化模块：用于实现气动外形确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力/热计算，得到计算结果文件；将结果文件导入结果可视化软件进行数据后处理；最终以全弹道总加热量最小为优化目标，以升阻比为约束条件开展气动外形的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的气动外形参数以及不确定参数对不确定参数进行定量化表征与参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力/热计算，得到全弹道总加热量；在此基础上，利用不确定性传播分析方法得到总加热量的鲁棒性指标，以满足鲁棒性约束条件下弹道总热量最小为目标开展气动外形的不确定性优化；
(二)热防护系统(前舱)设计优化模块：用于实现热防护系统(前舱)确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能。对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数对飞行器前舱进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；利用已建立的气动热数据库插值得到表面热流密度，实现前舱热分析；根据输出的表面温度计算前舱温度场、表面温度以及红外辐射强度；最终以前舱结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展气动外形的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的前舱结构设计参数以及不确定参数，在确定性热分析和红外辐射特性分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到温度场分散性，并计算得到其可靠度；在此基础上，以温度可靠度为约束条件，以前舱结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展前舱结构的不确定性优化；
(三)热防护系统(机翼)设计优化模块：用于实现热防护系统(机翼)确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能。对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数对飞行器机翼进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；利用已建立的气动热数据库插值得到表面热流密度，实现前舱热分析；根据输出的表面温度计算机翼温度场、表面温度以及红外辐射强度；最终以机翼结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展气动外形的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼结构设计参数以及不确定参数，在确定性热分析和红外辐射特性分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到温度场分散性，并计算得到其可靠度；在此基础上，以温度可靠度为约束条件，以机翼结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展机翼结构的不确定性优化；
(四)复合材料冷结构设计优化模块：用于实现复合材料冷结构确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能。对于确定性分析及优化部分，利用已有的网格模型，对复合材料结构中具有相同铺层角度的层进行合并，形成超级层模型；利用有限元分析软件进行有限元模型的参数化建模；对冷结构进行强度和刚度计算分析；最终以轻量化为目标，各铺层角度为优化变量，强度和刚度为约束进行优化设计；对于不确定性分析及优化部分，根据已有的参数化模型以及不确定参数，利用有限元程序实现前舱超级层模型的可靠性和鲁棒性分析；在此基础上以轻量化为目标，各区域铺层层数为变量进行优化设计；
(五)机翼气动/结构/热耦合优化分析模块：用于实现机翼的气动、结构以及热耦合确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的复合材料机翼结构参数进行参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力计算，得到计算结果文件；将结果文件导入有限元分析软件进行结构、气动力以及热耦合分析，得到分析结果；最终以机翼结构重量为优化目标，以机翼强度和刚度为约束条件开展气动外形的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼结构参数以及不确定参数对不确定参数进行不确定性量化；在确定性热耦合与力耦合分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到分散性结果，获得强度及刚度可靠性指标；在此基础上，以机翼结构重量作为优化目标，以强度和刚度可靠性指标作为约束条件，开展机翼结构的不确定性优化；
(六)机翼防热承载一体化结构优化模块：用于实现机翼防热承载一体化结构的确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的机翼外形参数进行外形参数化建模，生成整体机翼参数化模型以及单包结构参数化模型；将整体机翼以及单包结构几何文件分别导入有限元分析软件中，进行热耦合分析；最终以机翼热量及承载为优化目标，以要求的工况条件为约束条件开展机翼防热承载一体化结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼外形参数以及不确定参数对不确定参数进行不确定性量化；在确定性热耦合分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到分散性结果，获得机翼热量、承载以及不确定性可靠性指标；在此基础上，以工况条件作为约束条件，开展机翼防热承载一体化结构的不确定性优化；
(七)基础数据库模块：用于处理气动力/热数据库、一体化模型库、算法库等数据资源；包括气动力气动热数据库的维护与应用模块以及设计模型数据库的维护与应用模块；
(八)系统框架程序：用于实现各子模块的集成和数据的传递与管理，主要功能包括对各模块确定性分析优化设计和不确定性分析优化设计工程的建立、打开操作及对各子模块的调用，以及对基础数据库的调用；
上述各模块的实现过程如下：
1.气动外形设计优化模块实现方法
该模块的实现过程如图2和图3所示：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开网格划分模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到网格文件；
(4)打开弹道气动力/热计算模块，读取弹道数据文件，同时将各个结构的网格文件进行合并，依次计算结构外形的边界层外缘参数、热流参数；
(5)打开结果后处理模块，将结果文件导入结果可视化软件；
(6)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以全弹道总加热量最小为优化目标，以升阻比为约束条件开展气动外形的确定性优化循环；
(7)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，利用不确定性传播分析方法得到总加热量的鲁棒性指标，以满足鲁棒性约束条件下弹道总热量最小为目标开展气动外形的不确定性优化。
2.热防护系统设计优化模块实现方法
该模块的实现过程如图4和图5所示：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开气动热数据库模块，浏览已建立的气动热数据库，利用库中对应的图表，插值得到表面热流密度；
(4)打开网格划分模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到网格文件；
(5)打开温度场计算机后处理模块，导入之前步骤得到的表面热流密度以及表面网格文件，计算得到对应结构的温度场、表面温度以及红外辐射强度；
(6)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展气动外形的确定性优化；
(7)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以温度可靠度为约束条件，以结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展机翼结构的不确定性优化。
3.复合材料冷结构设计优化模块实现方法
该模块的实现过程如图6和图7所示：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开有限元参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开刚度/强度计算模块，导入参数化模型文件，对冷结构进行强度和刚度计算分析；
(4)打开刚度/强度分析及后处理模块，调用有限元分析软件，对强度和刚度计算结果进行分析；
(5)对于确定性优化，调用确定性优化模块，打开集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以轻量化为目标，各铺层角度为优化变量，强度和刚度为约束先进行层数优化循环，再进行顺序优化；
(6)对于不确定性优化，调用不确定性优化模块，打开集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以轻量化为目标，各区域铺层层数为变量先进行层数优化循环，再进行顺序优化。
4.机翼气动/结构/热耦合优化分析模块实现方法
该模块的实现过程如图8和图9所示：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开有限元自动建模模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到表面网格文件；
(4)打开网格转换模块，调用有限元分析软件，对得到的表面网格文件进行文件转换，得到网格文件；
(5)打开气动力/热计算模块，根据得到的网格文件进行气动力和热计算，并调用可视化软件浏览计算结果；
(6)打开气动/结构/热耦合分析模块，调用有限元分析软件，将前面步骤中的计算结果进行耦合分析；
(7)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼结构重量为优化目标，以机翼强度和刚度为约束条件开展气动外形的确定性优化循环
(8)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼结构重量作为优化目标，以强度和刚度可靠性指标作为约束条件，开展机翼结构的不确定性优化循环。
5.机翼防热承载一体化结构优化模块实现方法
该模块的实现过程如图10和图11所示：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改。
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件。
(3)打开热耦合分析模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行热耦合分析。
(4)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼热量及承载为优化目标，以要求的工况条件为约束条件开展机翼防热承载一体化结构的确定性优化循环。
(5)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以工况条件作为约束条件，开展机翼防热承载一体化结构的不确定性优化循环。
6.各个模块确定性优化模块与不确定性优化模块的实现
各个模块下确定性优化模块与不确定性优化模块执行优化的过程如图12所示：
(1)判断是否存在配置文件。如果存在，读取优化配置文件内容在界面上显示；如果不存在，读取输入参数文件信息，并在界面显示。
(2)用户在界面上设置优化模型，包括选择优化变量，设置目标函数和约束条件，选择优化算法并对参数进行设置等。
(3)将优化模型信息保存到优化配置文件中。
(4)执行优化。调用优化软件集成程序，将所需的信息包括优化文件夹路径，传递给该程序。
(5)通过API将从优化配置文件中读取的优化模型信息传入优化软件模板文件中。
(6)调用优化设计软件，对修改后的模板文件进行优化计算。优化计算运行结束后，将优化结果信息导出保存到工程路径下，并向优化模块程序发送消息。
(7)程序读取优化结果信息、显示在界面上，并将结果保存到优化配置文件中。
确定性优化模块与不确定性优化模块的区别在于执行优化时，确定性优化调用确定性分析模块的执行程序，不确定性优化则调用不确定性分析模块的执行程序。
确定性优化模块的执行优化步骤如下：
(1)将用户设置的输入参数初始值数据写入确定性分析的输入文件。执行确定性分析，得到计算结果即输出文件，由输出文件中解析出相应数据。
(2)由优化算法计算出下一个的迭代点。
(3)将下一个迭代点的数据写入确定性分析的输入文件，执行确定性分析，得到输出文件，由输出文件中解析出相应数据。判断数值是否满足约束，目标是否收敛，若满足约束、目标收敛则输出优化结果，否则计算出下一个迭代点，执行此步至优化结束。
不确定性优化模块的执行优化步骤如下：
(1)将用户设置的输入参数初始值数据写入不确定性分析的输入文件。依据在不确定性分析模块中进行的设置，执行不确定性传播流程，得到各响应的不确定性描述参数，进行指标计算，得到指标数值，生成包括响应值和指标数值的输出文件。由输出文件中解析出相应数据。
(2)由优化算法计算出下一个的迭代点
(3)将下一个迭代点的数据写入不确定性分析的输入文件，执行不确定性分析，得到输出文件，由输出文件中解析出相应数据。判断数值是否满足约束，目标是否收敛，若满足约束、目标收敛则输出优化结果，否则计算出下一个迭代点，执行此步至优化结束。
7.系统框架程序的实现
系统框架程序与各模块之间的数据传递均采用读写db文件的方式，实现方法如下：
建立基于不确定性优化的结构功能一体化设计工程：
(1)根据用户输入的路径和工程名称，在路径下建立以工程名称命名的文件夹。
(2)在文件夹中建立与各个模块对应的文件夹；
(3)将各模块运行所需文件的模板拷贝到对应文件夹下，并对文件中的参数进行初始化；
各子模块的调用：
(1)获取当前工程所在文件夹路径和优化系统所在路径；
(2)当前工程所在文件夹路径，加上当前调用模块对应文件夹的名称，就可获得模块调用所需的文件夹路径，如所需的是某个文件的路径，加上该文件名即可；
(3)优化系统所在路径加上其中调用模块的位置，获得该模块执行程序路径；
(4)由调用模块执行程序路径、模块调用所需的文件或文件夹路径及命令参数，生成命令行；
(5)用命令行方式调用模块。
本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
以上所述，仅为本发明部分具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：该平台系统包括气动外形设计优化模块、前舱热防护系统设计优化模块、机翼热防护系统设计优化模块、复合材料冷结构设计优化模块、机翼防热承载一体化结构优化模块、机翼气动/结构/热耦合优化分析模块、基础数据库模块及用于集成上述模块的系统框架程序；其中：
气动外形设计优化模块：用于实现气动外形确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力/热计算，得到计算结果文件；将结果文件导入结果可视化软件进行数据后处理；最终以全弹道总加热量最小为优化目标，以升阻比为约束条件开展气动外形的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的气动外形参数以及不确定参数对不确定参数进行定量化表征与参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力/热计算，得到全弹道总加热量；在此基础上，利用不确定性传播分析方法得到总加热量的鲁棒性指标，以满足鲁棒性约束条件下弹道总热量最小为目标开展气动外形的不确定性优化；
前舱热防护系统设计优化模块：用于实现前舱热防护系统确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能，对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数对飞行器前舱进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；利用已建立的气动热数据库插值得到表面热流密度，实现前舱热分析；根据输出的表面温度计算前舱温度场、表面温度以及红外辐射强度；最终以前舱结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展前舱结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的前舱结构设计参数以及不确定参数，在确定性热分析和红外辐射特性分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到温度场分散性，并计算得到其可靠度；在此基础上，以温度可靠度为约束条件，以前舱结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展前舱结构的不确定性优化；
机翼热防护系统设计优化模块：用于实现机翼热防护系统确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能，对于确定性分析及优化部分，根据给定的外形参数对飞行器机翼进行外形参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；利用已建立的气动热数据库插值得到表面热流密度，实现前舱热分析；根据输出的表面温度计算机翼温度场、表面温度以及红外辐射强度；最终以机翼结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展机翼结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼结构设计参数以及不确定参数，在确定性热分析和红外辐射特性分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到温度场分散性，并计算得到其可靠度；在此基础上，以温度可靠度为约束条件，以机翼结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展机翼结构的不确定性优化；
复合材料冷结构设计优化模块：用于实现复合材料冷结构确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能，对于确定性分析及优化部分，利用已有的网格模型，对复合材料结构中具有相同铺层角度的层进行合并，形成超级层模型；利用有限元分析软件进行有限元模型的参数化建模；对冷结构进行强度和刚度计算分析；最终以轻量化为目标，各铺层角度为优化变量，强度和刚度为约束进行优化设计；对于不确定性分析及优化部分，根据已有的参数化模型以及不确定参数，利用有限元程序实现前舱超级层模型的可靠性和鲁棒性分析；在此基础上以轻量化为目标，各区域铺层层数为变量进行优化设计；
机翼气动/结构/热耦合优化分析模块：用于实现机翼的气动、结构以及热耦合确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的复合材料机翼结构参数进行参数化建模，生成参数化模型；将几何文件导入有限元分析软件中进行表面网格划分，生成网格文件；对网格文件进行气动力计算，得到计算结果文件；将结果文件导入有限元分析软件进行结构、气动力以及热耦合分析，得到分析结果；最终以机翼结构重量为优化目标，以机翼强度和刚度为约束条件开展机翼气动/结构/热耦合的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼结构参数以及不确定参数对不确定参数进行不确定性量化；在确定性热耦合与力耦合分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到分散性结果，获得强度及刚度可靠性指标；在此基础上，以机翼结构重量作为优化目标，以强度和刚度可靠性指标作为约束条件，开展机翼气动/结构/热耦合的不确定性优化；
机翼防热承载一体化结构优化模块：用于实现机翼防热承载一体化结构的确定性分析及优化、不确定性分析及优化的功能；对于确定性分析及优化部分，根据给定的机翼外形参数进行外形参数化建模，生成整体机翼参数化模型以及单包结构参数化模型；将整体机翼以及单包结构几何文件分别导入有限元分析软件中，进行热耦合分析；最终以机翼热量及承载为优化目标，以要求的工况条件为约束条件开展机翼防热承载一体化结构的确定性优化；对于不确定性分析及优化部分，根据给定的机翼外形参数以及不确定参数对不确定参数进行不确定性量化；在确定性热耦合分析的基础上，利用不确定性传播分析方法得到分散性结果，获得机翼热量、承载以及不确定性可靠性指标；在此基础上，以工况条件作为约束条件，开展机翼防热承载一体化结构的不确定性优化；
基础数据库模块：用于处理气动力/热数据库、一体化模型库、算法库等数据资源；包括气动力气动热数据库的维护与应用模块以及设计模型数据库的维护与应用模块；
系统框架程序：用于实现各子模块的集成和数据的传递与管理，其功能包括对各模块确定性分析优化设计和不确定性分析优化设计工程的建立、打开操作及对各子模块的调用，以及对基础数据库的调用。
2.根据权利要求1所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：所述气动外形设计优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开网格划分模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到网格文件；
(4)打开弹道气动力/热计算模块，读取弹道数据文件，同时将各个结构的网格文件进行合并，依次计算结构外形的边界层外缘参数、热流参数；
(5)打开结果后处理模块，将结果文件导入结果可视化软件；
(6)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以全弹道总加热量最小为优化目标，以升阻比为约束条件开展气动外形的确定性优化循环；
(7)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，利用不确定性传播分析方法得到总加热量的鲁棒性指标，以满足鲁棒性约束条件下弹道总热量最小为目标开展气动外形的不确定性优化。
3.根据权利要求1所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：所述热防护系统设计优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开气动热数据库模块，浏览已建立的气动热数据库，利用库中对应的图表，插值得到表面热流密度；
(4)打开网格划分模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到网格文件；
(5)打开温度场计算机后处理模块，导入之前步骤得到的表面热流密度以及表面网格文件，计算得到对应结构的温度场、表面温度以及红外辐射强度；
(6)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以结构重量和红外辐射特性为优化目标，以结构温度为约束条件开展热防护系统结构的确定性优化；
(7)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以温度可靠度为约束条件，以结构质量和表面红外辐射强度最小为目标开展热防护系统结构的不确定性优化。
4.根据权利要求1所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：所述复合材料冷结构设计优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开有限元参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开刚度/强度计算模块，导入参数化模型文件，对冷结构进行强度和刚度计算分析；
(4)打开刚度/强度分析及后处理模块，调用有限元分析软件，对强度和刚度计算结果进行分析；
(5)对于确定性优化，调用确定性优化模块，打开集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以轻量化为目标，各铺层角度为优化变量，强度和刚度为约束先进行层数优化循环，再进行顺序优化；
(6)对于不确定性优化，调用不确定性优化模块，打开集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以轻量化为目标，各区域铺层层数为变量先进行层数优化循环，再进行顺序优化。
5.根据权利要求1所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：所述机翼气动/结构/热耦合优化分析模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开有限元自动建模模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行网格划分，得到表面网格文件；
(4)打开网格转换模块，调用有限元分析软件，对得到的表面网格文件进行文件转换，得到网格文件；
(5)打开气动力/热计算模块，根据得到的网格文件进行气动力和热计算，并调用可视化软件浏览计算结果；
(6)打开气动/结构/热耦合分析模块，调用有限元分析软件，将前面步骤中的计算结果进行耦合分析；
(7)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼结构重量为优化目标，以机翼强度和刚度为约束条件开展机翼的确定性优化循环；
(8)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼结构重量作为优化目标，以强度和刚度可靠性指标作为约束条件，开展机翼的不确定性优化循环。
6.根据权利要求1所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：所述机翼防热承载一体化结构优化模块实现过程：
(1)从输入参数文件中解析各参数值，其中输出参数文件，最初在单独运行此模块时由用户对输入参数的选择和设置生成，当此模块被不确定性分析模块或确定性优化模块调用时，不确定性分析模块或确定性优化模块将按需要对文件中的数据进行修改；
(2)打开CATIA外形参数化建模模块，将参数值写入到快速参数化建模窗口的相应位置，生成参数化模型文件；
(3)打开热耦合分析模块，调用有限元分析软件，对参数化模型文件进行热耦合分析；
(4)对于确定性优化，打开确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以机翼热量及承载为优化目标，以要求的工况条件为约束条件开展机翼防热承载一体化结构的确定性优化循环；
(5)对于不确定性优化，打开不确定性优化模块，调用集成计算软件，通过预先设置好的计算与处理顺序，以工况条件作为约束条件，开展机翼防热承载一体化结构的不确定性优化循环。
7.根据权利要求1所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：各个模块确定性优化模块与不确定性优化模块执行优化的过程为：
(1)判断是否存在配置文件，如果存在，读取优化配置文件内容在界面上显示；如果不存在，读取输入参数文件信息，并在界面显示；
(2)用户在界面上设置优化模型，包括选择优化变量，设置目标函数和约束条件，选择优化算法并对参数进行设置；
(3)将优化模型信息保存到优化配置文件中；
(4)执行优化，调用优化软件集成程序，将所需的信息包括优化文件夹路径，传递给该程序；
(5)通过API将从优化配置文件中读取的优化模型信息传入优化软件模板文件中；
(6)调用优化设计软件，对修改后的模板文件进行优化计算，优化计算运行结束后，将优化结果信息导出保存到工程路径下，并向优化模块程序发送消息；
(7)程序读取优化结果信息、显示在界面上，并将结果保存到优化配置文件中；
其中，确定性优化模块与不确定性优化模块的区别在于执行优化时，确定性优化调用确定性分析模块的执行程序，不确定性优化则调用不确定性分析模块的执行程序；
确定性优化模块的执行程序如下：
(1)将用户设置的输入参数初始值数据写入确定性分析的输入文件；执行确定性分析，得到计算结果即输出文件，由输出文件中解析出相应数据；
(2)由优化算法计算出下一个的迭代点；
(3)将下一个迭代点的数据写入确定性分析的输入文件，执行确定性分析，得到输出文件，由输出文件中解析出相应数据；判断数值是否满足约束，目标是否收敛，若满足约束、目标收敛则输出优化结果，否则计算出下一个迭代点，执行此步至优化结束；
不确定性优化模块的执行优化步骤如下：
(1)将用户设置的输入参数初始值数据写入不确定性分析的输入文件。依据在不确定性分析模块中进行的设置，执行不确定性传播流程，得到各响应的不确定性描述参数，进行指标计算，得到指标数值，生成包括响应值和指标数值的输出文件；由输出文件中解析出相应数据；
(2)由优化算法计算出下一个的迭代点；
(3)将下一个迭代点的数据写入不确定性分析的输入文件，执行不确定性分析，得到输出文件，由输出文件中解析出相应数据；判断数值是否满足约束，目标是否收敛，若满足约束、目标收敛则输出优化结果，否则计算出下一个迭代点，执行此步至优化结束。
8.根据权利要求1中所述的一种基于不确定优化的飞行器结构功能一体化设计平台系统，其特征在于：所述系统框架程序与各模块之间的数据传递均采用读写db文件的方式，实现方法如下：
建立基于不确定性优化的结构功能一体化设计工程：
(1)根据用户输入的路径和工程名称，在路径下建立以工程名称命名的文件夹；
(2)在文件夹中建立与各个模块对应的文件夹；
(3)将各模块运行所需文件的模板拷贝到对应文件夹下，并对文件中的参数进行初始化；
各子模块的调用：
(1)获取当前工程所在文件夹路径和优化系统所在路径；
(2)当前工程所在文件夹路径，加上当前调用模块对应文件夹的名称，就可获得模块调用所需的文件夹路径，如所需的是某个文件的路径，加上该文件名即可；
(3)优化系统所在路径加上其中调用模块的位置，获得该模块执行程序路径；
(4)由调用模块执行程序路径、模块调用所需的文件或文件夹路径及命令参数，生成命令行；
(5)用命令行方式调用模块。
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