[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

技術領域

本發明屬于航空航天領域，涉及一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法。

背景技術

高超聲速飛行器通常是指能以不小于5馬赫速度飛行，以沖壓發動機為主要動力，并能實現在臨近空間內的長距離飛行的飛行器。隨著人類對速度追求的逐步提高以及在運輸、軍事等領域需求的推動,大量高超聲速飛行器不斷出現。以X-43為代表的高超聲速飛行器大量應用新型輕質材料和薄壁結構設計，且氣動布局通常為細長乘波體構型，來實現降低飛行器自重同時提高飛行器內部容積，提高升阻比。這些特點使得現代高超聲速飛行器結構固有頻率降低，氣動彈問題更加顯著。在高速流動中，氣流在飛行器的強烈壓縮的同時,與飛行器表面之間產生劇烈的摩擦。這些都使的氣體的動能大量轉化為熱能,在對流、輻射等機理作用下，大量熱流進入高超聲速飛行器，使得飛行器結構溫度上升。進一步加重了對氣動彈性的影響，這就使得高超聲速飛行器的氣動-熱-結構耦合問題在飛行器設計中十分重要。

通常氣動加熱不止于飛行速度有關，還與高超聲速飛行器的復雜外形、材料特性、邊界層狀態等因素相關。傳統的計算流動過程的工程估算方法均采用不同程度的近似處理，忽略了高超聲速實際流場中很多關鍵因素，如氣流粘性、真實氣體效應、激波干擾等，而且僅限于簡單外形及簡單流場的計算，應用受到很大限制。另一方面，近年來隨著計算機技術的迅速發展，求解高精度N-S方程或Euler方程以獲得高超聲速氣動力、氣動熱解的方法得到了豐富的重視及廣泛的研究。然而，采用CFD/CTSD耦合數值求解方法解決氣動-熱-結構耦合問題效率低，面對飛行器實際設計過程中反復修改、迭代等現實問題，其計算耗時太大，無法直接應用。故根據部分已知結果，建立高超聲速流動的降階模型，可以實現計算效率與計算精度有效折中。在飛行器的優化設計中，對那些反復修改的模型或是計算量巨大但又對氣動-熱-結構耦合分析結果又重要影響的學科，建立其降階模型，可以有效提高飛行器的優化設計的效率與適用性。

發明內容

為了解決現有技術中針對在考慮全彈道中高超聲速飛行器的氣動-熱-結構耦合問題的多學科優化設計時所面臨的計算效率與計算精度相矛盾的問題。本發明公開的一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法要解決的技術問題是：有效提高在全彈道中高超聲速飛行器氣動-熱-結構多學科優化設計效率，降低設計成本，提高多學科設計優化方法在高超聲速飛行器設計中的工程實用性；還具有通用性強的優點。

本發明的目的是通過下述技術方案實現的。

本發明公開的一種基于降階模型的氣動-熱-結構優化方法，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∈。

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。

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3中建立氣動熱降階模型優先選用如下模型實現：(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。

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。