基于降阶模型的气动-热-结构耦合分析方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空航天领域，具体而言，设及一种基于降阶模型的气动-热-结构禪 合分析方法。
【背景技术】
[0002] 高超声速飞行器通常是指能W不小于5马赫速度飞行，W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设及到高超声速流动、 推进系统、飞行器结构W及控制系统的复杂的禪合关系，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W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，运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W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W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W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W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W广泛应用。
【发明内容】
[0003] 本发明旨在提供一种基于降阶模型的气动-热-结构禪合分析方法。
[0004] 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。
[0005] 本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
[0006] 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Bo =[Xlb，Xub]，确定初始样本点数量N日，确定降阶模型相对误差允许阔值Ee;
[0007] 步骤2,运用试验设计方法(DoE)获得设计空间的样本点姑，进而通过实验或计算 的方法获得各样本点的响应值村;建立初始气动热降阶模型；
[000引步骤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Eo;
[0009] 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Eo小于相对误差允许阔值Ee，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Eo即为最终降阶模型总体平均相对误差Efinal。若此气动热降阶模 型的总体平均相对误差Eo大于相对误差允许阔值Ee，则通过降阶模型加点算法，获得新的样 本点Xiadd。之后得到新增样本点Xiadd处的响应值yiadd。将此时全部的样本点（即原有的Xo与 所有新增的Xiadd)Xall定义为新的初始样本点X'O,全部的样本点响应值（即原有的ΥΟ与所有 新增的Yiadd)Yal选义为新的初始样本点Υ'Ο,返回步骤3;
[0010] 步骤5,获得飞行器在全弹道飞行过程中，结构内部溫度场的变化情况。采用上一 步得到的气动热降阶模型，获得飞行器全弹道飞行过程中的气动加热结果，W此为边界条 件，进行飞行器结构的瞬态热传导计算。同时，由于考虑到高超声速飞行器在实际飞行时的 气动加热随飞行状态变化强烈，又考虑到计算量的权衡，在时间离散上采用自适应时间步 长的方法，计算得到全弹道各离散时刻点处的飞行器结构溫度场分布；
[0011] 步骤6,在热载荷作用下的飞行器颤振分析。根据上一步得到的全弹道上一系列离 散时刻点处的飞行器结构溫度场分布，通过计算各溫度场相应的飞行器结构热模态。将飞 行器的气动-弹性方程投影到模态域，将各阶模态对应的广义坐标随时间变化关系假设为 周期振荡形式，采用气动弹性问题的频域解法得到飞行器在该时刻的颤振特性。
[001^ 有益效果：
[0013] 本发明采用降阶模型方法W及加点方法，快速、准确的获得有关物理量降阶模型， 提高气动热结构分析效率，能够在飞行器设计过程(例如修改飞行弹道或飞行器结构内部 参数）中提供高效、精确的分析结果，节约了产品设计成本;提高了设计、优化效率，缩短了 产品设计周期。
【附图说明】
[0014] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0015] 图1为基于降阶模型的气动热结构分析方法；
[0016] 图2为典型升力面几何外形及其有限元模型；
[0017] 图3为典型飞行弹道；
[0018] 图4为典型升力面计算流体网格；
[0019] 图5为典型时刻升力面结构溫度分布；
[0020] 图6为t = 10.8s时刻的升力面前六阶热模态；
[0021] 图7为典型升力面颤振速度随时间变化规律；
[0022] 图8为t = 10.8s时刻升力面颤振分析中的V- ω图；
[0023] 图9为t = 10.8s时刻升力面颤振分析中的V-g图。
【具体实施方式】
[0024] 为了更好的说明本发明的目的与优点，下面通过高超声速典型升力面气动热分析 实例，结合附图与表格对本发明做进一步说明。
[0025] 实施例1
[0026] 基于降阶模型的气动热结构分析方法，如图1所示，具体步骤如下：
[0027] 步骤1，W气动热弹性分析中常用的典型升力面F-104机翼为研究对象，机翼结构 几何模型及有限元模型图2所示。有限元模型中所有单元均采用壳单元，材料为铁合金。针 对典型的高超声速飞行器升力面的气动热结构分析