[发明专利]基于降阶模型的气动-热-结构耦合分析方法

说明书

技术领域

本发明属于航空航天领域，具体而言，涉及一种基于降阶模型的气动 -热-结构耦合分析方法。

背景技术

高超声速飞行器通常是指能以不小于5马赫速度飞行，以冲压发动机 为主要动力，并能实现在临近空间内的长距离飞行的飞行器。高超声速技 术是航空宇航技术的一个重要分支。在运输、国防等领域有广阔的应用前 景。高超声速飞行器由于涉及到高超声速流动、推进系统、飞行器结构以 及控制系统的复杂的耦合关系，对其进行建模与分析是一项艰巨的任务。 而且，随着新型材料以及薄壁结构在现代高超声速飞行器上的广泛应用， 高超声速飞行器的气动热弹性问题日益严重。因此准确的对高超声速飞行 器的气动热结构问题进行准确的分析在高超声速飞行器设计中显得十分 重要。高超声速流动中的气动弹性问题与其他气动弹性问题存在显著的区 别，包括严重的气动加热效应、真实气体效应和激波边界层干扰等，这些 都给高超声速飞行器的气动热结构分析与设计带来巨大挑战。传统基于简 单几何假设以及无粘流假设的各类工程算法无法对高超声速流动给出足 够准确预测结果，而基于连续介质力学的计算流体力学虽然可以对高超声 速流动中的一系列复杂问题给出比较准确的解答，但由于其计算量巨大， 在应用于需要反复修改、迭代的工程设计、优化问题中时，其计算量往往 是不可接受的。而基于有限组准确结果来建立的高超声速流动降阶模型可 以在计算的准确性与计算效率直接取得一个很好的平衡，适用于实际工程 中的反复迭代的设计过程。已有的气动热结构分析方法主要是基于工程算 法或是计算流体力学方法。前者虽然计算效率高，但由于无法对高超声速 流动中的复杂现象进行准确描述，故基于工程算法的气动热结构分析方法 的计算精度受到明显的限制；基于计算流体力学的高超声速气动热结构分 析方法，虽然可以给出准确的结果，却受限于其巨大的计算量，在实际工 程应用中，面对大量的迭代、优化过程，难以广泛应用。

发明内容

本发明旨在提供一种基于降阶模型的气动-热-结构耦合分析方法。

本发明主要为了解决现有技术中高超声速气动热结构在全弹道计算 中计算效率与计算精度相矛盾的问题。本发明通用性强，进而改善高超声 速飞行器气动热结构分析方式，提高设计效率，降低设计成本，能够满足 高超声速飞行器系统多学科优化设计需求。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

步骤1，根据飞行器设计要求，建立飞行器分析模型，确定设计变量 和设计空间B₀＝[x_lb,x_ub]，确定初始样本点数量N₀，确定降阶模型相对误 差允许阈值E_e；

步骤2，运用试验设计方法(DoE)获得设计空间的样本点X₀，进而通 过实验或计算的方法获得各样本点的响应值Y₀；建立初始气动热降阶模 型；

步骤3，采用留一交叉验证法验证上一步所建立的气动热降阶模型的 总体平均相对误差E₀；

步骤4，建立符合设计精度要求的气动热降阶模型。若气动热降阶模 型的总体平均相对误差E₀小于相对误差允许阈值E_e，则此气动热降阶模 型即为最终符合要求的降阶模型，此时的总体平均相对误差E₀即为最终 降阶模型总体平均相对误差E_final。若此气动热降阶模型的总体平均相对误 差E₀大于相对误差允许阈值E_e，则通过降阶模型加点算法，获得新的样 本点Xⁱ_add。之后得到新增样本点Xⁱ_add处的响应值Yⁱ_add。将此时全部的样 本点(即原有的X₀与所有新增的Xⁱ_add)X_all定义为新的初始样本点X^’₀， 全部的样本点响应值(即原有的Y₀与所有新增的Yⁱ_add)Y_all定义为新的初 始样本点Y’₀，返回步骤3；