本發(fā)明涉及一種虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法，應(yīng)用于虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化。

背景技術(shù)：

虛擬試驗(yàn)是利用數(shù)字化模型代替實(shí)物原型，進(jìn)行產(chǎn)品性能的試驗(yàn)分析，通過虛擬試驗(yàn)進(jìn)行產(chǎn)品性能優(yōu)化設(shè)計(jì)，為新產(chǎn)品的研制提供重要參考。

隨著虛擬試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展，虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)復(fù)雜程度日益增加，其內(nèi)部各虛擬模型之間的作用也日益明顯。傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)優(yōu)化方法往往針對每個(gè)虛擬模型進(jìn)行單獨(dú)優(yōu)化，期望將最優(yōu)的虛擬模型組合成一個(gè)也是最優(yōu)的虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)。這種設(shè)計(jì)方法屬于局部優(yōu)化方法，其忽視了各虛擬模型間的相互關(guān)系，難以獲得全局最優(yōu)結(jié)果。因此，如何在滿足設(shè)計(jì)邊界條件的前提下，得到全局最優(yōu)的輸出結(jié)果，是虛擬試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域的一個(gè)關(guān)鍵問題。

MDO(多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化)是當(dāng)前國際上飛行器設(shè)計(jì)方法研究的一個(gè)最新、最活躍的領(lǐng)域，是解決上述問題的有效方法之一。在眾多MDO方法中，CSSO(并行子空間優(yōu)化方法)是工程上最有潛力且應(yīng)用最廣的方法之一。CSSO是一種適用于大型工程系統(tǒng)的MDO方法,其將學(xué)科精確分析模型與近似模型相結(jié)合，精確模型使各個(gè)學(xué)科專家可以充分利用本學(xué)科固有資源，充分提高了各個(gè)學(xué)科的自治性，實(shí)現(xiàn)各學(xué)科獨(dú)立并行的優(yōu)化設(shè)計(jì)，近似模型將各個(gè)學(xué)科之間聯(lián)系起來，對學(xué)科之間復(fù)雜的耦合關(guān)系進(jìn)行了有效的處理。

傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)優(yōu)化方法往往針對每個(gè)虛擬模型進(jìn)行單獨(dú)優(yōu)化，期望將最優(yōu)的虛擬模型組合成一個(gè)也是“最優(yōu)”的虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)。這種設(shè)計(jì)方法屬于局部優(yōu)化方法，其忽視了各虛擬模型間的相互關(guān)系，難以獲得全局最優(yōu)結(jié)果。

然而，將MDO方法應(yīng)用到虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)中，仍然存在以下問題：

(1)、虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)中使用的虛擬模型往往由不同研究人員進(jìn)行開發(fā)，對于已經(jīng)開發(fā)出的虛擬模型本身不具備優(yōu)化能力，針對每個(gè)虛擬模型進(jìn)行學(xué)科分析需要學(xué)習(xí)虛擬模型相關(guān)領(lǐng)域知識，并且要了解虛擬模型內(nèi)部的復(fù)雜結(jié)構(gòu)，使得開發(fā)周期長，成本高。

(2)、針對不同的虛擬模型沒有同一的學(xué)科分析方法，方法使用不當(dāng)會使得算法無法收斂，從而影響整個(gè)系統(tǒng)優(yōu)化的完成。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺陷，提供一種虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法，該方法利用通用方法對獨(dú)立的虛擬模型進(jìn)行學(xué)科分析，進(jìn)而綜合完成全局參數(shù)優(yōu)化，解決了目前虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)中利用MDO方法進(jìn)行學(xué)科分析時(shí)使用的分析方法不統(tǒng)一，開發(fā)周期長，成本高等問題。

本發(fā)明的上述目的主要是通過如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)的：

一種虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法，包括如下步驟：

(1)、將初始慣組參數(shù)輸入火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，得到初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始，將初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始輸出到優(yōu)化軟件；

(2)、優(yōu)化軟件將初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度Δ_初始＝d_初始-d₀，并進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度Δ_初始的優(yōu)化計(jì)算，得到第1組慣組參數(shù)；

(3)、優(yōu)化軟件將第1組慣組參數(shù)輸入到火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，得到第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁，并將第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁輸出到優(yōu)化軟件；

(4)、優(yōu)化軟件將第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度Δ₁＝d₁-d₀，并將瞄準(zhǔn)精度Δ₁與瞄準(zhǔn)精度Δ_初始進(jìn)行比較，若∣Δ₁-Δ_初始∣≤ε，則將第1組慣組參數(shù)作為參數(shù)優(yōu)化結(jié)果，向外輸出；若∣Δ₁-Δ_初始∣＞ε，則進(jìn)入步驟(5)，其中ε為精度偏差；

(5)、優(yōu)化軟件進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度Δ₁的優(yōu)化計(jì)算，得到第2組慣組參數(shù)；

(6)、優(yōu)化軟件將第2組慣組參數(shù)輸入火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，得到第2個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₂，并將第2個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₂輸出到優(yōu)化軟件；

(7)、優(yōu)化軟件將第2個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₂與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度Δ₂＝d₂-d₀，并將瞄準(zhǔn)精度Δ₂與瞄準(zhǔn)精度Δ₁進(jìn)行比較，若∣Δ₂-Δ₁∣≤ε，則將第2組慣組參數(shù)作為參數(shù)優(yōu)化結(jié)果，向外輸出；若∣Δ₂-Δ₁∣＞ε，則進(jìn)入步驟(8)；

(8)、重復(fù)步驟(5)、(6)、(7)，依次類推，直至∣Δ_i+1-Δ_i∣≤ε，優(yōu)化軟件將第i+1組慣組參數(shù)作為參數(shù)優(yōu)化結(jié)果，向外輸出，其中i為正整數(shù)，i≥1。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，慣組參數(shù)包括地面慣組參數(shù)和箭上慣組參數(shù)，其中地面慣組參數(shù)包括地面慣組陀螺零漂x、地面慣組陀螺零漂y、地面慣組陀螺零漂z、地面慣組加速度零位x、地面慣組加速度零位y、地面慣組加速度零位z、地面自尋北時(shí)間和地面導(dǎo)航時(shí)間；箭上慣組參數(shù)包括箭上慣組陀螺零漂x、箭上慣組陀螺零漂y、箭上慣組陀螺零漂z、箭上慣組加速度零位x、箭上慣組加速度零位y、箭上慣組加速度零位z、不水平度測試時(shí)間和起豎導(dǎo)航時(shí)間。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，步驟(2)中采用的優(yōu)化軟件為isight軟件。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，在優(yōu)化軟件isight軟件中建立一個(gè)包含優(yōu)化節(jié)點(diǎn)、輸入節(jié)點(diǎn)和輸出節(jié)點(diǎn)的流程；其中輸出節(jié)點(diǎn)用于存儲從火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)中接收的瞄準(zhǔn)方位角，輸入節(jié)點(diǎn)用于存儲優(yōu)化節(jié)點(diǎn)輸出的慣組參數(shù)，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)用于從輸出接點(diǎn)中接收瞄準(zhǔn)方位角，并對瞄準(zhǔn)方位角與設(shè)定方位角做差，得到瞄準(zhǔn)精度；進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度的優(yōu)化計(jì)算；對相鄰的兩個(gè)瞄準(zhǔn)精度進(jìn)行比較，判斷是否滿足參數(shù)優(yōu)化條件，即是否滿足精度偏差要求，若滿足則將參數(shù)優(yōu)化結(jié)果向外輸出；。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，優(yōu)化軟件isight軟件中建立的流程中還包括驅(qū)動節(jié)點(diǎn)，所述驅(qū)動節(jié)點(diǎn)控制火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)中的慣組模型運(yùn)行，所述慣組模型用于根據(jù)慣組參數(shù)計(jì)算出瞄準(zhǔn)方位角。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)包括優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1、優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2和優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3，其中優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1用于從輸出接點(diǎn)中接收瞄準(zhǔn)方位角，并對瞄準(zhǔn)方位角與設(shè)定方位角做差，得到瞄準(zhǔn)精度；優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2用于對相鄰的兩個(gè)瞄準(zhǔn)精度進(jìn)行比較，判斷是否滿足參數(shù)優(yōu)化條件，即是否滿足精度偏差要求，若滿足則將參數(shù)優(yōu)化結(jié)果向外輸出；優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3用于瞄準(zhǔn)精度的優(yōu)化計(jì)算。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度的優(yōu)化計(jì)算采用isight軟件中的多島遺傳算法進(jìn)行計(jì)算。

在上述虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法中，精度偏差ε為0.001。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下有益效果：

(1)、本發(fā)明提出的基于全系統(tǒng)的參數(shù)優(yōu)化方法，能夠應(yīng)用于火箭快速發(fā)射方案優(yōu)化中，該參數(shù)優(yōu)化方法包括建立優(yōu)化流程、優(yōu)化算法的選取和配置、全系統(tǒng)輸入?yún)?shù)與輸出結(jié)果映射配置及全系統(tǒng)模型驅(qū)動節(jié)點(diǎn)配置，該方法在不必了解虛擬模型本身技術(shù)特征的情況下，利用通用方法對獨(dú)立的虛擬模型進(jìn)行學(xué)科分析，進(jìn)而綜合完成全局參數(shù)優(yōu)化，以解決目前虛擬試驗(yàn)系統(tǒng)中利用MDO方法進(jìn)行學(xué)科分析時(shí)使用的分析方法不統(tǒng)一，開發(fā)周期長，成本高等問題。

(2)、本發(fā)明參數(shù)優(yōu)化方法采用循環(huán)迭代的方法進(jìn)行，每次迭代運(yùn)行前，優(yōu)化方法生成試驗(yàn)系統(tǒng)所需的慣組參數(shù)，火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)利用該參數(shù)運(yùn)行產(chǎn)生瞄準(zhǔn)方位角，根據(jù)瞄準(zhǔn)方位角與設(shè)定方位角比較，計(jì)算瞄準(zhǔn)精度，將當(dāng)前瞄準(zhǔn)精度與上一次瞄準(zhǔn)精度進(jìn)行比較，判斷當(dāng)前瞄準(zhǔn)精度是否滿足循環(huán)迭代的結(jié)束條件，如果滿足條件，優(yōu)化結(jié)束，否則優(yōu)化方法根據(jù)該結(jié)果生成下次迭代運(yùn)算的慣組參數(shù)，直至優(yōu)化結(jié)束，該方法保證了可以獲得最優(yōu)化的全局參數(shù)，用于后續(xù)火箭型號設(shè)計(jì)。

(3)、本發(fā)明參數(shù)優(yōu)化方法具有通用性，不需要了解火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)內(nèi)部具體結(jié)構(gòu)，采用黑盒方式通過實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)的手段進(jìn)行參數(shù)局部優(yōu)化；可以拓展到其他工程設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具有較強(qiáng)的實(shí)用性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明參數(shù)優(yōu)化方法流程圖；

圖2為本發(fā)明某火箭發(fā)射流程示意圖；

圖3為本發(fā)明某火箭發(fā)射流程優(yōu)化簡化示意圖；

圖4為本發(fā)明優(yōu)化軟件中流程節(jié)點(diǎn)示意圖；

圖5為本發(fā)明優(yōu)化目標(biāo)收斂示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述：

如圖4所示為本發(fā)明優(yōu)化軟件中流程節(jié)點(diǎn)示意圖，優(yōu)化軟件采用isight軟件，isight軟件中建立一個(gè)包含優(yōu)化節(jié)點(diǎn)、輸入節(jié)點(diǎn)、輸出節(jié)點(diǎn)和驅(qū)動節(jié)點(diǎn)的流程。

其中輸出節(jié)點(diǎn)用于存儲從火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)中接收的瞄準(zhǔn)方位角，輸入節(jié)點(diǎn)用于存儲優(yōu)化節(jié)點(diǎn)輸出的慣組參數(shù)，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)包括優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1、優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2和優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3，其中優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1用于從輸出接點(diǎn)中接收瞄準(zhǔn)方位角，并對瞄準(zhǔn)方位角與設(shè)定方位角做差，得到瞄準(zhǔn)精度；優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2用于對相鄰的兩個(gè)瞄準(zhǔn)精度進(jìn)行比較，判斷是否滿足參數(shù)優(yōu)化條件，即是否滿足精度偏差要求，若滿足則將參數(shù)優(yōu)化結(jié)果向外輸出；優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3用于瞄準(zhǔn)精度的優(yōu)化計(jì)算。驅(qū)動節(jié)點(diǎn)控制火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)中的慣組模型運(yùn)行，由優(yōu)化節(jié)點(diǎn)向驅(qū)動節(jié)點(diǎn)發(fā)出控制指令，控制驅(qū)動節(jié)點(diǎn)的啟動，慣組模型用于根據(jù)慣組參數(shù)計(jì)算出瞄準(zhǔn)方位角。

如圖1所示為本發(fā)明參數(shù)優(yōu)化方法流程圖，由圖可知本發(fā)明虛擬試驗(yàn)全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法，具體包括如下步驟：

(1)、將初始慣組參數(shù)輸入到火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，得到初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始，火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)將初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始通過優(yōu)化軟件中的輸出節(jié)點(diǎn)發(fā)送給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1，火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)中包括慣組模塊，通過慣組模塊計(jì)算得到初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始。

(2)、優(yōu)化軟件中的優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1將初始瞄準(zhǔn)方位角d_初始與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度△_初始＝d_初始-d₀，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1將瞄準(zhǔn)精度△_初始發(fā)送給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度△_初始的優(yōu)化計(jì)算，得到第1組慣組參數(shù)，發(fā)送給輸入節(jié)點(diǎn)，其中優(yōu)化計(jì)算采用isight軟件中的多島遺傳算法進(jìn)行計(jì)算。

(3)、輸入節(jié)點(diǎn)將第1組慣組參數(shù)輸出到火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，通過慣組模塊計(jì)算得到第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁，并將第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁輸出到優(yōu)化軟件的輸出節(jié)點(diǎn)，輸出節(jié)點(diǎn)將第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁輸入到優(yōu)化軟件的優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1。

(4)、優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1將第1個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₁與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度△₁＝d₁-d₀，并將瞄準(zhǔn)精度△₁發(fā)送給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2將瞄準(zhǔn)精度△₁與瞄準(zhǔn)精度△_初始進(jìn)行比較，若∣△₁-△_初始∣≤ε，則將輸入節(jié)點(diǎn)中的第1組慣組參數(shù)作為參數(shù)優(yōu)化結(jié)果，向外輸出；若∣△₁-△_初始∣＞ε，則進(jìn)入步驟(5)，其中ε為精度偏差，本發(fā)明實(shí)施例中取值為0.001。

(5)、優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2將瞄準(zhǔn)精度△₁輸出給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度△₁的優(yōu)化計(jì)算，得到第2組慣組參數(shù)，發(fā)送給輸入節(jié)點(diǎn)。

(6)、輸入節(jié)點(diǎn)將第2組慣組參數(shù)輸出到火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，通過慣組模塊計(jì)算得到第2個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₂，并將第2個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₂輸出到優(yōu)化軟件的優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1。

(7)、優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1將第2個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₂與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度△₂＝d₂-d₀，并將瞄準(zhǔn)精度△₂發(fā)送給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2將瞄準(zhǔn)精度△₂與瞄準(zhǔn)精度△₁進(jìn)行比較，若∣△₂-△₁∣≤ε，則將輸入節(jié)點(diǎn)中的第2組慣組參數(shù)作為參數(shù)優(yōu)化結(jié)果，向外輸出；若∣△₂-△₁∣＞ε，則進(jìn)入步驟(8)；

(8)、重復(fù)步驟(5)、(6)、(7)，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2將瞄準(zhǔn)精度△₂輸出給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)3進(jìn)行瞄準(zhǔn)精度△₂的優(yōu)化計(jì)算，得到第3組慣組參數(shù)，發(fā)送給輸入節(jié)點(diǎn)，輸入節(jié)點(diǎn)將第3組慣組參數(shù)輸出到火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，通過慣組模型計(jì)算得到第3個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₃，并將第3個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₃通過優(yōu)化軟件的輸出節(jié)點(diǎn)發(fā)送給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)1將第3個(gè)瞄準(zhǔn)方位角d₃與設(shè)定方位角d₀做差，得到瞄準(zhǔn)精度△₃＝d₃-d₀，并將瞄準(zhǔn)精度△₃發(fā)送給優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2，優(yōu)化節(jié)點(diǎn)2將瞄準(zhǔn)精度△₃與瞄準(zhǔn)精度△₂進(jìn)行比較,……,按照上述相同的方法，依次類推，直至∣△_i+1-△_i∣≤ε，優(yōu)化軟件將第i+1組慣組參數(shù)作為參數(shù)優(yōu)化結(jié)果，向外輸出，其中i為正整數(shù)，i≥1。

其中慣組參數(shù)包括地面慣組參數(shù)和箭上慣組參數(shù)，如下表1所示為地面慣組參數(shù)包含的參數(shù)名稱及在isight軟件中的變量名稱、范圍等。如下表2所示為箭上慣組參數(shù)包含的參數(shù)名稱及在isight軟件中的變量名稱、范圍等。

表1

表2

如圖2所示為本發(fā)明某火箭發(fā)射流程示意圖；該發(fā)射流程分為六個(gè)子系統(tǒng)，每個(gè)子系統(tǒng)的完成時(shí)間分別為(t1,t2,t3,t4,t5,t6)，其中子系統(tǒng)1的時(shí)間是固定的30分鐘和子系統(tǒng)4的時(shí)間是固定的1分鐘，不需要優(yōu)化的。子系統(tǒng)2、子系統(tǒng)3、子系統(tǒng)5和子系統(tǒng)6工作時(shí)間能夠優(yōu)化。

評判發(fā)射流程優(yōu)劣的依據(jù)是子系統(tǒng)6輸出的精度結(jié)果(瞄準(zhǔn)方位與設(shè)定方位之差)，影響子系統(tǒng)6輸出精度的因素除了與子系統(tǒng)工作時(shí)間外，還與各個(gè)子系統(tǒng)各自的性能相關(guān)。子系統(tǒng)的參數(shù)決定了子系統(tǒng)的性能，從而影響全系統(tǒng)的輸出精度。影響子系統(tǒng)2與子系統(tǒng)3性能的參數(shù)列表1中，影響子系統(tǒng)5與子系統(tǒng)6性能的參數(shù)列表2中。

將影響全系統(tǒng)輸出精度的子系統(tǒng)參數(shù)及所有子系統(tǒng)工作時(shí)間作為發(fā)射流程優(yōu)化的輸入慣組參數(shù)，將全系統(tǒng)輸出的瞄準(zhǔn)方位角作為輸出參數(shù)，發(fā)射流程優(yōu)化對象可以簡化為圖3所示，圖3為本發(fā)明某火箭發(fā)射流程優(yōu)化簡化示意圖；

如圖5所示為本發(fā)明優(yōu)化目標(biāo)收斂示意圖，隨著優(yōu)化過程的執(zhí)行，優(yōu)化方法將會在優(yōu)化參數(shù)解空間中，從初始參數(shù)向最優(yōu)參數(shù)逼近，直至找到使得試驗(yàn)系統(tǒng)輸出精度最高的一組參數(shù)(包括各子系統(tǒng)的工作時(shí)間，各子系統(tǒng)的功能參數(shù))，該組參數(shù)即可以作為一組利用本優(yōu)化方法優(yōu)化出的最優(yōu)參數(shù)，即可以作為該火箭發(fā)射的優(yōu)化方案。

isight優(yōu)化軟件保存優(yōu)化過程信息，包括每次迭代使用的模型參數(shù)及運(yùn)行結(jié)果；優(yōu)化算法是虛擬試驗(yàn)參數(shù)優(yōu)化方法的核心部分，其主要功能是根據(jù)已經(jīng)迭代計(jì)算的參數(shù)和虛擬試驗(yàn)產(chǎn)生的結(jié)果，計(jì)算出下次迭代運(yùn)行所需的參數(shù)，優(yōu)化算法的效率決定了優(yōu)化試驗(yàn)是否能快速收斂及搜索到的結(jié)果是否為最優(yōu)點(diǎn)；驅(qū)動節(jié)點(diǎn)為優(yōu)化試驗(yàn)迭代中的重要環(huán)節(jié)，其主要功能是驅(qū)動虛擬試驗(yàn)所需的仿真子系統(tǒng)(子系統(tǒng)1-6)按照試驗(yàn)流程運(yùn)行，模擬真實(shí)試驗(yàn)。

例如，本發(fā)明全系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法可以通過搭建參數(shù)優(yōu)化仿真系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)，該系統(tǒng)分為硬件環(huán)境搭建和軟件運(yùn)行環(huán)境搭建兩個(gè)部分。硬件環(huán)境搭建：所有的仿真計(jì)算機(jī)利用快速以太網(wǎng)連接，運(yùn)行慣組模型的計(jì)算機(jī)與運(yùn)行交互接口的計(jì)算機(jī)之間使用R422電纜線連接。軟件運(yùn)行環(huán)境搭建：將交互運(yùn)行接口軟件、地面慣組尋北模型、地面慣組導(dǎo)航模型、箭上慣組不水平度測試模型、箭地方位傳遞模型及箭上慣組起豎導(dǎo)航模型配置在不同的仿真計(jì)算機(jī)上；由isight優(yōu)化軟件管理不同仿真計(jì)算機(jī)上的模型的運(yùn)行、不同模型之間參數(shù)、指令和數(shù)據(jù)的傳輸。

該方法除了可以應(yīng)用與火箭發(fā)射方案優(yōu)化中，還可以應(yīng)用于其他各種工程優(yōu)化應(yīng)用中。

以上所述，僅為本發(fā)明最佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。