[發明專利]一種基于降階模型的氣動?熱?結構優化方法

在審

• 申請號: 201710886302.7
• 申請日: 2017-09-27
• 公開（公告）號: CN107766620A
• 公開（公告）日: 2018-03-06
• 發明（設計）人: 劉莉;岳振江;康杰;周思達;陳樹霖
• 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: 北京理工正陽知識產權代理事務所(普通合伙)11639
• 代理人: 毛燕

1.一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法，其特征在于：包括如下步驟：

步驟1，根據高超聲速飛行器的設計要求和所涉及的流體、結構和傳熱學科之間的關系及其特點，分別確定流體、結構和傳熱學科采用的分析模型類型，并分別建立流體學科分析模型、結構學科分析模型和傳熱學科分析模型；在建立的流體學科分析模型、結構學科分析模型和傳熱學科分析模型中確定n個設計變量u₁、u₂…u_n及其設計空間A，收斂精度ε；

步驟2，針對步驟1流體學科中的氣動熱計算采用降階模型，確定降階模型參數及降階模型取值范圍B＝[x_lb,x_ub]，確定初始氣動熱計算工況數量N₀，確定氣動熱降階模型相對誤差閾值E_e；

步驟3，采用試驗設計方法DoE獲得降階模型參數范圍B中的工況X₀，之后采用高精度數值模型或是相關實驗得到計算工況X₀對應的響應Y₀；得到工況X₀及對應的響應Y₀后即實現建立氣動熱降階模型；

步驟4，在參數范圍B中，隨機選取預設數量的工況，獲得對應真實響應，并與中步驟3氣動熱降階模型預測響應進行對比，計算步驟3建立的氣動熱降階模型的精度，得到平均相對誤差E₀；

步驟5，以平均相對誤差E₀為依據，建立滿足設計指標的氣動熱降階模型；如果此氣動熱降階模型的E₀大于E_e，返回步驟3，采用步驟3中的試驗設計方法DoE，增加新的氣動熱工況Xⁱ_add,并獲得新工況所對應的響應Yⁱ_add，之后將所有工況重新記做X₀，所有的響應重新記做Y₀；重復迭代步驟3、4直至氣動熱降階模型的平均相對誤差E₀小于相對誤差閾值E_e，則此氣動熱降階模型滿足設計要求，能夠用于之后的高超聲速飛行器的氣動-熱-結構優化設計；

步驟6，在給定步驟1中n個設計變量u₁、u₂…u_n具體賦值的情況下，基于氣動熱降階模型以及熱傳導的高精度數值模型，計算得到高超聲速飛行器在全彈道上的結構溫度分布；根據步驟5中建立的滿足設計指標的氣動熱降階模型，計算給定彈道的氣動熱分布；采用有限元方法，以氣動熱降階模型得到的氣動熱分布為邊界條件，計算高超聲速飛行器在全彈道下的瞬態熱傳導結果，獲得全彈道上各時刻的結構溫度分布；

步驟7，高超聲速飛行器在全彈道中考慮溫度影響的氣動彈性分析；

根據步驟6中計算獲得的全彈道上各時刻點的結構溫度分布，通過步驟1中高精度數值模型計算得到全彈道上相應時刻的高超聲速飛行器的考慮溫度影響的結構模態；之后，在模態域求解飛行器的氣動-彈性方程，獲得高超聲速飛行器在各相應時刻的氣動彈性特性；

步驟8，以步驟6、7中氣動-熱-結構耦合分析得到的高超聲速飛行器氣動彈性特性為約束，采用具有全局尋優能力的優化算法，對高超聲速飛行器中的設計變量u₁、u₂…u_n進行優化，提高高超聲速飛行器綜合性能表現。

2.如權利要求1所述的一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法，其特征在于：；步驟1所述的分析模型類型包括工程估算模型、高精度數值模型以及降階模型。

3.如權利要求1或2所述的一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法，其特征在于：步驟7中高精度數值模型包括有限元模型、邊界元模型或光滑粒子動力學模型。

4.如權利要求3所述的一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法，其特征在于：綜合考慮求解效率和計算精度，步驟7中高精度數值模型選有限元模型。

5.如權利要求1或2所述的一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法，其特征在于：步驟3中建立氣動熱降階模型選用如下模型實現：(1)本證正交分解與代理模型聯合方法建立氣動加熱的降階模型；或(2)代理模型方法。