[發明專利]基于POD和代理模型的高超聲速氣動熱模型降階方法

在審

• 申請號: 201410144148.2
• 申請日: 2014-04-11
• 公開（公告）號: CN103902782A
• 公開（公告）日: 2014-07-02
• 發明（設計）人: 劉莉;陳鑫;岳振江;周思達
• 申請（專利權）人: 北京理工大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及一種基于本征正交分解（POD）和代理模型的高超聲速氣動熱模型降階方法，屬于航空航天技術領域。

背景技術

航空航天技術是人類現代文明的主要標志，是一個國家科技水平和綜合國力的集中體現。高超聲速技術是航空航天領域的重要組成部分，是當前和未來航空航天技術重要發展方向。但前，世界各國都著手于研究高超聲速技術，制定了高超聲速技術發展規劃，并相繼將研制高超聲速飛行器作為國家目標來實現。

高超聲速飛行器一般是指飛行馬赫數大于5，可在大氣層和跨大氣層實現高超聲速飛行的飛行器。根據推進系統的不同可以分為火箭動力高超聲速飛行器和吸氣式高超聲速飛行器。高超聲速飛行器具有速度快、反應迅速、機動靈活、突防能力強等特點，能夠適應未來高科技戰爭及軍民用快速運輸的需求，有著重要的戰略意義和極高的應用價值。高超聲速飛行器構型多采用細長體、升力體或乘波體。其機身和控制舵面由于重量的限制往往具有較大的結構柔度。另外，這些高超聲速飛行器往往具有較大的飛行馬赫數包線，通常能夠滿足馬赫數0到15內的飛行。為了滿足吸氣式推進系統的要求，這一類飛行器還需要能夠在大氣層中進行一段時間的高超聲速飛行。在氣動熱與氣動載荷的共同作用下，在來流、氣動力、結構、控制和推進系統之間產生了復雜的相互作用，一個十分復雜的高超聲速飛行器氣動-熱-結構-推進耦合問題隨之產生。這些耦合問題在過去的研究中并未引起足夠的關注，同時由于無法利用風洞縮比模型在高超聲速流中進行氣動彈性和氣動熱彈性方面的常規風洞試驗，因而高超聲速氣動彈性和氣動熱彈性仿真分析顯得無比重要。

氣動熱彈性分析是高超聲速飛行器設計的關鍵技術之一。自各國開始研制高超聲速飛行器以來，高超聲速氣動熱彈性分析一直受到研究人員的極大重視。高超聲速飛行器氣動熱的準確快速預測是氣動熱彈性分析的重要前提。高超聲速飛行器氣動熱的準確預測是當前重要的研究課題之一。目前主要利用氣動加熱工程計算和高精度數值計算（CFD）兩種方法解決氣動熱預測問題。基于簡單幾何假設的氣動加熱工程計算在一定條件下滿足了工程初步設計的要求，但工程計算不可避免的忽略了真實氣體效應、氣流粘性等，使用范圍有限。高精度數值計算（CFD）能夠充分考慮氣流粘性、真實氣體效應等，能較好地求解耦合分析中廣泛存在的非線性方程，但由于巨大的分析自由度以及由于不確定性和設計優化需要的重復計算導致計算量巨大，當前數值計算依然不適合工程應用。

因此，針當前高超聲速飛行器氣動熱工程計算和高精度數值計算均不能很好的滿足工程需求的問題，如何快速高效地得到高超聲速飛行器氣動熱環境是當前高超聲速氣動熱彈性分析和高超聲速飛行器設計的關鍵技術之一。

本征正交分解（POD）方法的核心思想在于利用全階模型的計算結果建立一組最佳的能充分描述全階系統動力學特性的正交基，進而通過截斷POD基向量個數來對模型進行降階縮減，從而實現了系統降階的目的。在得到截斷后的POD基模態后，仍需要得到原系統樣本點與在截斷后POD基下投影系數的一一對應關系。利用上述的一一對應關系能得到試驗設計點的在截斷POD基的投影系數，進而得到截斷POD基下的預測值。代理模型方法具有良好的近似精度和效率，能夠快速高效地得到系統樣本點與POD基下投影系數的一一對應近似關系。

發明內容

本發明的目的是為了解決當前高超聲速氣動熱工程計算和高精度數值計算均不能很好適應當前工程應用的問題，結合POD方法和代理模型的基本思想，利用POD方法得到降階系統的POD基模態，代理模型方法處理降階系統基模態下投影系數與樣本點的近似關系，提出了一種結合本征正交分解（POD）和代理模型技術（Surrogate）的模型降階方法（POD-Surrogate），并成功應用于高超聲速氣動熱預測。

基于本征正交分解和代理模型的飛行器氣動熱模型降階方法，具體包括如下步驟：

步驟一，選擇高超聲速氣動熱預測的物理模型并確定設計變量和設計空間。物理模型選為機翼，設計變量選為飛行馬赫數、飛行高度和飛行攻角，設計空間為飛行馬赫數、飛行高度和飛行攻角的上下限范圍。

步驟二，運用拉丁超立方試驗設計方法獲得設計空間內的樣本點I⁽ⁱ⁾,i＝1...n，n為總的節點數；樣本點在設計空間內具有空間均勻性和空間正交性。