[发明专利]一种基于降阶模型的气动‑热‑结构优化方法

说明书

技术领域

本发明属于航空航天领域，涉及一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法。

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。随着人类对速度追求的逐步提高以及在运输、军事等领域需求的推动,大量高超声速飞行器不断出现。以X-43为代表的高超声速飞行器大量应用新型轻质材料和薄壁结构设计，且气动布局通常为细长乘波体构型，来实现降低飞行器自重同时提高飞行器内部容积，提高升阻比。这些特点使得现代高超声速飞行器结构固有频率降低，气动弹问题更加显著。在高速流动中，气流在飞行器的强烈压缩的同时,与飞行器表面之间产生剧烈的摩擦。这些都使的气体的动能大量转化为热能,在对流、辐射等机理作用下，大量热流进入高超声速飞行器，使得飞行器结构温度上升。进一步加重了对气动弹性的影响，这就使得高超声速飞行器的气动-热-结构耦合问题在飞行器设计中十分重要。

通常气动加热不止于飞行速度有关，还与高超声速飞行器的复杂外形、材料特性、边界层状态等因素相关。传统的计算流动过程的工程估算方法均采用不同程度的近似处理，忽略了高超声速实际流场中很多关键因素，如气流粘性、真实气体效应、激波干扰等，而且仅限于简单外形及简单流场的计算，应用受到很大限制。另一方面，近年来随着计算机技术的迅速发展，求解高精度N-S方程或Euler方程以获得高超声速气动力、气动热解的方法得到了丰富的重视及广泛的研究。然而，采用CFD/CTSD耦合数值求解方法解决气动-热-结构耦合问题效率低，面对飞行器实际设计过程中反复修改、迭代等现实问题，其计算耗时太大，无法直接应用。故根据部分已知结果，建立高超声速流动的降阶模型，可以实现计算效率与计算精度有效折中。在飞行器的优化设计中，对那些反复修改的模型或是计算量巨大但又对气动-热-结构耦合分析结果又重要影响的学科，建立其降阶模型，可以有效提高飞行器的优化设计的效率与适用性。

发明内容

为了解决现有技术中针对在考虑全弹道中高超声速飞行器的气动-热-结构耦合问题的多学科优化设计时所面临的计算效率与计算精度相矛盾的问题。本发明公开的一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法要解决的技术问题是：有效提高在全弹道中高超声速飞行器气动-热-结构多学科优化设计效率，降低设计成本，提高多学科设计优化方法在高超声速飞行器设计中的工程实用性；还具有通用性强的优点。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种基于降阶模型的气动-热-结构优化方法，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∈。

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。

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3中建立气动热降阶模型优先选用如下模型实现：(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。

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。