基于pod和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于本征正交分解（POD）和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法，屬于航空航天【技術(shù)領(lǐng)域】。本發(fā)明利用本征正交分解和代理模型方法預(yù)測(cè)得到高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境，保留了高精度數(shù)值計(jì)算中的真實(shí)氣體效應(yīng)、氣流粘性等非線性特性，同時(shí)利用模型降階思想具有較高的精度和效率，能夠在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)提供高超聲速飛行器熱環(huán)境，為氣動(dòng)熱彈性設(shè)計(jì)提供相關(guān)熱邊界條件，為高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)提供熱環(huán)境，極大的提高設(shè)計(jì)效率，縮短了設(shè)計(jì)周期，節(jié)約了設(shè)計(jì)成本。
【專利說明】基于POD和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種基于本征正交分解(POD)和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法，屬于航空航天【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]航空航天技術(shù)是人類現(xiàn)代文明的主要標(biāo)志，是一個(gè)國(guó)家科技水平和綜合國(guó)力的集中體現(xiàn)。高超聲速技術(shù)是航空航天領(lǐng)域的重要組成部分，是當(dāng)前和未來航空航天技術(shù)重要發(fā)展方向。但前，世界各國(guó)都著手于研究高超聲速技術(shù)，制定了高超聲速技術(shù)發(fā)展規(guī)劃，并相繼將研制高超聲速飛行器作為國(guó)家目標(biāo)來實(shí)現(xiàn)。
[0003]高超聲速飛行器一般是指飛行馬赫數(shù)大于5，可在大氣層和跨大氣層實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的飛行器。根據(jù)推進(jìn)系統(tǒng)的不同可以分為火箭動(dòng)力高超聲速飛行器和吸氣式高超聲速飛行器。高超聲速飛行器具有速度快、反應(yīng)迅速、機(jī)動(dòng)靈活、突防能力強(qiáng)等特點(diǎn)，能夠適應(yīng)未來高科技戰(zhàn)爭(zhēng)及軍民用快速運(yùn)輸?shù)男枨螅兄匾膽?zhàn)略意義和極高的應(yīng)用價(jià)值。高超聲速飛行器構(gòu)型多采用細(xì)長(zhǎng)體、升力體或乘波體。其機(jī)身和控制舵面由于重量的限制往往具有較大的結(jié)構(gòu)柔度。另外，這些高超聲速飛行器往往具有較大的飛行馬赫數(shù)包線，通常能夠滿足馬赫數(shù)O到15內(nèi)的飛行。為了滿足吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的要求，這一類飛行器還需要能夠在大氣層中進(jìn)行一段時(shí)間的高超聲速飛行。在氣動(dòng)熱與氣動(dòng)載荷的共同作用下，在來流、氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)、控制和推進(jìn)系統(tǒng)之間產(chǎn)生了復(fù)雜的相互作用，一個(gè)十分復(fù)雜的高超聲速飛行器氣動(dòng)-熱-結(jié)構(gòu)-推進(jìn)耦合問題隨之產(chǎn)生。這些耦合問題在過去的研究中并未引起足夠的關(guān)注，同時(shí)由于無法利用風(fēng)洞縮比模型在高超聲速流中進(jìn)行氣動(dòng)彈性和氣動(dòng)熱彈性方面的常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)，因而高超聲速氣動(dòng)彈性和氣動(dòng)熱彈性仿真分析顯得無比重要。
[0004]氣動(dòng)熱彈性分析是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。自各國(guó)開始研制高超聲速飛行器以來，高超聲速氣動(dòng)熱彈性分析一直受到研究人員的極大重視。高超聲速飛行器氣動(dòng)熱的準(zhǔn)確快速預(yù)測(cè)是氣動(dòng)熱彈性分析的重要前提。高超聲速飛行器氣動(dòng)熱的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)是當(dāng)前重要的研究課題之一。目前主要利用氣動(dòng)加熱工程計(jì)算和高精度數(shù)值計(jì)算(CFD)兩種方法解決氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)問題。基于簡(jiǎn)單幾何假設(shè)的氣動(dòng)加熱工程計(jì)算在一定條件下滿足了工程初步設(shè)計(jì)的要求，但工程計(jì)算不可避免的忽略了真實(shí)氣體效應(yīng)、氣流粘性等，使用范圍有限。高精度數(shù)值計(jì)算(CFD)能夠充分考慮氣流粘性、真實(shí)氣體效應(yīng)等，能較好地求解耦合分析中廣泛存在的非線性方程，但由于巨大的分析自由度以及由于不確定性和設(shè)計(jì)優(yōu)化需要的重復(fù)計(jì)算導(dǎo)致計(jì)算量巨大，當(dāng)前數(shù)值計(jì)算依然不適合工程應(yīng)用。
[0005]因此，針當(dāng)前高超聲速飛行器氣動(dòng)熱工程計(jì)算和高精度數(shù)值計(jì)算均不能很好的滿足工程需求的問題，如何快速高效地得到高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境是當(dāng)前高超聲速氣動(dòng)熱彈性分析和高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。
[0006]本征正交分解(POD)方法的核心思想在于利用全階模型的計(jì)算結(jié)果建立一組最佳的能充分描述全階系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性的正交基，進(jìn)而通過截?cái)郟OD基向量個(gè)數(shù)來對(duì)模型進(jìn)行降階縮減，從而實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)降階的目的。在得到截?cái)嗪蟮腜OD基模態(tài)后，仍需要得到原系統(tǒng)樣本點(diǎn)與在截?cái)嗪驪OD基下投影系數(shù)的一一對(duì)應(yīng)關(guān)系。利用上述的一一對(duì)應(yīng)關(guān)系能得到試驗(yàn)設(shè)計(jì)點(diǎn)的在截?cái)郟OD基的投影系數(shù)，進(jìn)而得到截?cái)郟OD基下的預(yù)測(cè)值。代理模型方法具有良好的近似精度和效率，能夠快速高效地得到系統(tǒng)樣本點(diǎn)與POD基下投影系數(shù)的一一對(duì)應(yīng)近似關(guān)系。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的目的是為了解決當(dāng)前高超聲速氣動(dòng)熱工程計(jì)算和高精度數(shù)值計(jì)算均不能很好適應(yīng)當(dāng)前工程應(yīng)用的問題，結(jié)合POD方法和代理模型的基本思想，利用POD方法得到降階系統(tǒng)的POD基模態(tài)，代理模型方法處理降階系統(tǒng)基模態(tài)下投影系數(shù)與樣本點(diǎn)的近似關(guān)系，提出了一種結(jié)合本征正交分解(POD)和代理模型技術(shù)(Surrogate)的模型降階方法(POD-Surrogate),并成功應(yīng)用于高超聲速氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)。
[0008]基于本征正交分解和代理模型的飛行器氣動(dòng)熱模型降階方法，具體包括如下步驟:
[0009]步驟一，選擇高超聲速氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)的物理模型并確定設(shè)計(jì)變量和設(shè)計(jì)空間。物理模型選為機(jī)翼，設(shè)計(jì)變量選為飛行馬赫數(shù)、飛行高度和飛行攻角，設(shè)計(jì)空間為飛行馬赫數(shù)、飛行高度和飛行攻角的上下限范圍。
[0010]步驟二，運(yùn)用拉丁超立方試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法獲得設(shè)計(jì)空間內(nèi)的樣本點(diǎn)I(i)，i = 1...Π,η為總的節(jié)點(diǎn)數(shù)；樣本點(diǎn)在設(shè)計(jì)空間內(nèi)具有空間均勻性和空間正交性。
[0011]利用數(shù)值計(jì)算(CFD)獲得各樣本點(diǎn)處不同飛行馬赫數(shù)、飛行高度和飛行攻角下翼面計(jì)算第i個(gè)節(jié)點(diǎn)的溫度響應(yīng)值υω, i = l...η，利用樣本點(diǎn)響應(yīng)值構(gòu)造系統(tǒng)特征矩陣
S = {U(1)}
[0012]
【權(quán)利要求】
1.基于POD和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法，其特征在于:具體包括如下步驟: 步驟一，選擇高超聲速氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)的物理模型并確定設(shè)計(jì)變量和設(shè)計(jì)空間；物理模型選為機(jī)翼，設(shè)計(jì)變量選為飛行馬赫數(shù)、飛行高度和飛行攻角，設(shè)計(jì)空間為飛行馬赫數(shù)、飛行高度和飛行攻角的上下限范圍； 步驟二，運(yùn)用拉丁超立方試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法獲得設(shè)計(jì)空間內(nèi)的樣本點(diǎn)I(i)，i = 1...η，η為總的節(jié)點(diǎn)數(shù)； 利用數(shù)值計(jì)算獲得各樣本點(diǎn)處不同飛行馬赫數(shù)、飛行高度和飛行攻角下翼面計(jì)算第i個(gè)節(jié)點(diǎn)的溫度響應(yīng)值U(i)，i = l...η，利用樣本點(diǎn)響應(yīng)值構(gòu)造系統(tǒng)特征矩陣S = PlL:
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于POD和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法，其特征在于:步驟二中選取樣本點(diǎn)在設(shè)計(jì)空間內(nèi)具有空間均勻性和空間正交性。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于POD和代理模型的高超聲速氣動(dòng)熱模型降階方法，其特征在于:每一個(gè)POD基向量的能量貢獻(xiàn)由其特征值衡量，特征值越大對(duì)應(yīng)的基向量能量貢獻(xiàn)越大。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK103902782SQ201410144148
【公開日】2014年7月2日 申請(qǐng)日期:2014年4月11日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月11日
【發(fā)明者】劉莉, 陳鑫, 岳振江, 周思達(dá) 申請(qǐng)人:北京理工大學(xué)