[發(fā)明專利]一種全飛行域飛行器動穩(wěn)定性分析方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201711277166.8
• 申請日: 2017-12-06
• 公開（公告）號: CN108121856B
• 公開（公告）日: 2020-08-04
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張陳安;劉文;馬興普;雷麥芳;王曉朋;王發(fā)民
• 申請（專利權(quán)）人: 中國科學(xué)院力學(xué)研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20
• 代理公司: 北京和信華成知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11390
• 代理人: 胡劍輝

本發(fā)明提供了一種將基于高效自適應(yīng)采樣的非定常氣動力代理?降階模型與剛體動力學(xué)方程在狀態(tài)空間耦合求解特征矩陣特征根的方法進(jìn)行全飛行域動穩(wěn)定性特征預(yù)測，可以高效準(zhǔn)確的獲取飛行器在全飛行域內(nèi)的耦合動穩(wěn)定性特征。可用于對航空航天飛行器，特別是非軸對稱復(fù)雜布局飛行器的多通道耦合動穩(wěn)定性特性的計算分析。能夠在保證預(yù)測精度的同時大幅減少計算代價，從而易于開展飛行器在全飛行域內(nèi)動穩(wěn)定性特性的定性、定量研究，獲得對飛行器設(shè)計有指導(dǎo)意義的設(shè)計方向。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行力學(xué)領(lǐng)域，特別是涉及一種以較低計算代價即可滿足精度要求的高超聲速飛行器全飛行域耦合動穩(wěn)定性特征分析方法。

背景技術(shù)

在航天工程中，對于軸對稱鈍頭體布局飛行器，我國都是用靜導(dǎo)數(shù)和動導(dǎo)數(shù)判斷飛行器穩(wěn)定性，在工程實踐中沒有出現(xiàn)動態(tài)耦合特性。而高超聲速高升阻比復(fù)雜布局為了獲得良好的升阻比表現(xiàn)，其氣動布局呈現(xiàn)扁平、非軸對稱特征，在飛行過程中會出現(xiàn)動態(tài)耦合現(xiàn)象，這一問題導(dǎo)致了2010年美國HTV-2 高超聲速滑翔飛行器的試飛失敗。

目前，研究飛行器耦合動態(tài)特性常用的一種方法是計算流體力學(xué)/剛體動力學(xué)(CFD/RBD)耦合數(shù)值求解，在求解過程中，主要的計算耗費來自于非定常CFD計算，在高超聲速飛行條件下，需要使用大型計算機(jī)進(jìn)行幾個月的計算才能完成一個設(shè)計狀態(tài)下的動穩(wěn)定特性評估，在飛行器設(shè)計過程中，還需要獲得其在整個飛行包線內(nèi)的動穩(wěn)定特性，對每個設(shè)計點進(jìn)行CFD/RBD耦合是不切實際的。通過結(jié)合工程氣動力模型和剛體動力學(xué)模型構(gòu)建簡化的飛行力學(xué)分析模型，可以大大降低計算量，但是在臨近空間高超聲速飛行時會出現(xiàn)強(qiáng)粘性干擾現(xiàn)象，使得目前絕大多數(shù)基于無粘假設(shè)的簡化氣動力模型精度較差。

此外，由于飛行器飛行速度、飛行高度、飛行姿態(tài)等飛行狀態(tài)參數(shù)在大范圍變化，在進(jìn)行飛行器全飛行域動態(tài)特性評估時，一般只能對其中的部分狀態(tài)點進(jìn)行計算或?qū)嶒灒瑢]有涉及到的狀態(tài)點則一般通過插值獲得。在該過程中，選取進(jìn)行計算或?qū)嶒灥臓顟B(tài)點的過程稱之為采樣。為了保證全飛行域的插值精度，通常需要在大范圍的飛行狀態(tài)參數(shù)中進(jìn)行密集采樣，當(dāng)涉及較多飛行參數(shù)時，將不可避免的遭遇“維度詛咒”問題，即采樣數(shù)量呈幾何級數(shù)增長。此外還容易出現(xiàn)隨機(jī)丟失重要采樣域的問題，即對于飛行力學(xué)特性變化劇烈的局部區(qū)域，在采樣過程中隨機(jī)采樣點未有效覆蓋而導(dǎo)致局部插值誤差過高的問題。

自適應(yīng)采樣方法可以通過氣動特性變化的參數(shù)敏感性實現(xiàn)在大范圍、多參數(shù)的飛行域中自動對采樣點分布進(jìn)行優(yōu)化，根據(jù)評估插值模型精度表現(xiàn)自動在適當(dāng)區(qū)域增加采樣點，經(jīng)過數(shù)論優(yōu)化后獲得理想的采樣分布，以較低的計算代價來獲得較好的插值精度。然而，在自適應(yīng)采樣過程中，評估模型精度需要耗費大的計算量，對飛行力學(xué)動穩(wěn)定性特性研究而言，其CFD計算本身代價十分高昂，以傳統(tǒng)直接隨機(jī)抽取樣本點與CFD結(jié)果進(jìn)行對比評估誤差的方法，難以在合理的計算代價下進(jìn)行自適應(yīng)模型全局精度評估，并且由于CFD計算，特別是涉及非定常問題的CFD計算本身魯棒性不高，導(dǎo)致自適應(yīng)采樣方法的可用性和效率均不理想。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是要提供一種可以高效準(zhǔn)確地獲取飛行器全飛行域耦合動穩(wěn)定性特征的分析方法。

特別地，本發(fā)明提供一種全飛行域飛行器動穩(wěn)定性分析方法，包括如下步驟：

步驟100，針對所需要研究的飛行器氣動力特性，確定目標(biāo)精度要求和計算量上限，并在全飛行域范圍選取預(yù)定數(shù)量的初始樣本點；

步驟110，在初始樣本點x⁽ⁱ⁾處，對一組給定的運(yùn)動訓(xùn)練信號序列u(x⁽ⁱ⁾,k) 使用CFD計算獲得飛行器強(qiáng)迫運(yùn)動的非定常氣動力和力矩系數(shù)的時序數(shù)列 y(x⁽ⁱ⁾,k)，然后以u(x⁽ⁱ⁾,k)和y(x⁽ⁱ⁾,k)為樣本數(shù)據(jù)，構(gòu)建Kriging代理模型作為初始的目標(biāo)代理模型；

步驟120，構(gòu)建參考代理模型，對初始樣本點進(jìn)行評估，以確定當(dāng)前采樣精度；