基于集成學(xué)習(xí)的飛機(jī)氣動(dòng)力快速預(yù)測(cè)方法研究

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摘 要：現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)對(duì)氣動(dòng)外形優(yōu)化效率的要求不斷提高，傳統(tǒng)氣動(dòng)力獲取方法（如風(fēng)洞試驗(yàn)或計(jì)算流體力學(xué)（CFD）數(shù)值仿真方法）成本高、效率低，探索高效的氣動(dòng)力獲取方法對(duì)減少風(fēng)洞試驗(yàn)或數(shù)值仿真成本、提高飛機(jī)迭代設(shè)計(jì)效率具有重要意義。本文提出一種基于集成學(xué)習(xí)的飛機(jī)氣動(dòng)力快速預(yù)測(cè)方法，將線性回歸模型、多層感知機(jī)模型、梯度提升模型堆疊，對(duì)不同機(jī)翼展長、根弦比、尖弦長的飛翼布局無人機(jī)在不同迎角下的氣動(dòng)力系數(shù)進(jìn)行預(yù)測(cè)。（剩余8389字）