[发明专利]一种基于降阶模型的气动‑热‑结构优化方法

权利要求书

1.一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1，根据高超声速飞行器的设计要求和所涉及的流体、结构和传热学科之间的关系及其特点，分别确定流体、结构和传热学科采用的分析模型类型，并分别建立流体学科分析模型、结构学科分析模型和传热学科分析模型；在建立的流体学科分析模型、结构学科分析模型和传热学科分析模型中确定n个设计变量u₁、u₂…u_n及其设计空间A，收敛精度ε；

步骤2，针对步骤1流体学科中的气动热计算采用降阶模型，确定降阶模型参数及降阶模型取值范围B＝[x_lb,x_ub]，确定初始气动热计算工况数量N₀，确定气动热降阶模型相对误差阈值E_e；

步骤3，采用试验设计方法DoE获得降阶模型参数范围B中的工况X₀，之后采用高精度数值模型或是相关实验得到计算工况X₀对应的响应Y₀；得到工况X₀及对应的响应Y₀后即实现建立气动热降阶模型；

步骤4，在参数范围B中，随机选取预设数量的工况，获得对应真实响应，并与中步骤3气动热降阶模型预测响应进行对比，计算步骤3建立的气动热降阶模型的精度，得到平均相对误差E₀；

步骤5，以平均相对误差E₀为依据，建立满足设计指标的气动热降阶模型；如果此气动热降阶模型的E₀大于E_e，返回步骤3，采用步骤3中的试验设计方法DoE，增加新的气动热工况Xⁱ_add,并获得新工况所对应的响应Yⁱ_add，之后将所有工况重新记做X₀，所有的响应重新记做Y₀；重复迭代步骤3、4直至气动热降阶模型的平均相对误差E₀小于相对误差阈值E_e，则此气动热降阶模型满足设计要求，能够用于之后的高超声速飞行器的气动-热-结构优化设计；

步骤6，在给定步骤1中n个设计变量u₁、u₂…u_n具体赋值的情况下，基于气动热降阶模型以及热传导的高精度数值模型，计算得到高超声速飞行器在全弹道上的结构温度分布；根据步骤5中建立的满足设计指标的气动热降阶模型，计算给定弹道的气动热分布；采用有限元方法，以气动热降阶模型得到的气动热分布为边界条件，计算高超声速飞行器在全弹道下的瞬态热传导结果，获得全弹道上各时刻的结构温度分布；

步骤7，高超声速飞行器在全弹道中考虑温度影响的气动弹性分析；

根据步骤6中计算获得的全弹道上各时刻点的结构温度分布，通过步骤1中高精度数值模型计算得到全弹道上相应时刻的高超声速飞行器的考虑温度影响的结构模态；之后，在模态域求解飞行器的气动-弹性方程，获得高超声速飞行器在各相应时刻的气动弹性特性；

步骤8，以步骤6、7中气动-热-结构耦合分析得到的高超声速飞行器气动弹性特性为约束，采用具有全局寻优能力的优化算法，对高超声速飞行器中的设计变量u₁、u₂…u_n进行优化，提高高超声速飞行器综合性能表现。

2.如权利要求1所述的一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法，其特征在于：；步骤1所述的分析模型类型包括工程估算模型、高精度数值模型以及降阶模型。

3.如权利要求1或2所述的一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法，其特征在于：步骤7中高精度数值模型包括有限元模型、边界元模型或光滑粒子动力学模型。

4.如权利要求3所述的一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法，其特征在于：综合考虑求解效率和计算精度，步骤7中高精度数值模型选有限元模型。

5.如权利要求1或2所述的一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法，其特征在于：步骤3中建立气动热降阶模型选用如下模型实现：(1)本证正交分解与代理模型联合方法建立气动加热的降阶模型；或(2)代理模型方法。