基于降階模型的氣動-熱-結(jié)構(gòu)耦合分析方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空航天領(lǐng)域，具體而言，設(shè)及一種基于降階模型的氣動-熱-結(jié)構(gòu)禪 合分析方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 高超聲速飛行器通常是指能W不小于5馬赫速度飛行，W沖壓發(fā)動機(jī)為主要動力， 并能實(shí)現(xiàn)在臨近空間內(nèi)的長距離飛行的飛行器。高超聲速技術(shù)是航空宇航技術(shù)的一個(gè)重要 分支。在運(yùn)輸、國防等領(lǐng)域有廣闊的應(yīng)用前景。高超聲速飛行器由于設(shè)及到高超聲速流動、 推進(jìn)系統(tǒng)、飛行器結(jié)構(gòu)W及控制系統(tǒng)的復(fù)雜的禪合關(guān)系，對其進(jìn)行建模與分析是一項(xiàng)艱巨 的任務(wù)。而且，隨著新型材料W及薄壁結(jié)構(gòu)在現(xiàn)代高超聲速飛行器上的廣泛應(yīng)用，高超聲速 飛行器的氣動熱彈性問題日益嚴(yán)重。因此準(zhǔn)確的對高超聲速飛行器的氣動熱結(jié)構(gòu)問題進(jìn)行 準(zhǔn)確的分析在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中顯得十分重要。高超聲速流動中的氣動彈性問題與其 他氣動彈性問題存在顯著的區(qū)別，包括嚴(yán)重的氣動加熱效應(yīng)、真實(shí)氣體效應(yīng)和激波邊界層 干擾等，運(yùn)些都給高超聲速飛行器的氣動熱結(jié)構(gòu)分析與設(shè)計(jì)帶來巨大挑戰(zhàn)。傳統(tǒng)基于簡單 幾何假設(shè)W及無粘流假設(shè)的各類工程算法無法對高超聲速流動給出足夠準(zhǔn)確預(yù)測結(jié)果，而 基于連續(xù)介質(zhì)力學(xué)的計(jì)算流體力學(xué)雖然可W對高超聲速流動中的一系列復(fù)雜問題給出比 較準(zhǔn)確的解答，但由于其計(jì)算量巨大，在應(yīng)用于需要反復(fù)修改、迭代的工程設(shè)計(jì)、優(yōu)化問題 中時(shí)，其計(jì)算量往往是不可接受的。而基于有限組準(zhǔn)確結(jié)果來建立的高超聲速流動降階模 型可W在計(jì)算的準(zhǔn)確性與計(jì)算效率直接取得一個(gè)很好的平衡，適用于實(shí)際工程中的反復(fù)迭 代的設(shè)計(jì)過程。已有的氣動熱結(jié)構(gòu)分析方法主要是基于工程算法或是計(jì)算流體力學(xué)方法。 前者雖然計(jì)算效率高，但由于無法對高超聲速流動中的復(fù)雜現(xiàn)象進(jìn)行準(zhǔn)確描述，故基于工 程算法的氣動熱結(jié)構(gòu)分析方法的計(jì)算精度受到明顯的限制;基于計(jì)算流體力學(xué)的高超聲速 氣動熱結(jié)構(gòu)分析方法，雖然可W給出準(zhǔn)確的結(jié)果，卻受限于其巨大的計(jì)算量，在實(shí)際工程應(yīng) 用中，面對大量的迭代、優(yōu)化過程，難W廣泛應(yīng)用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明旨在提供一種基于降階模型的氣動-熱-結(jié)構(gòu)禪合分析方法。
[0004] 本發(fā)明主要為了解決現(xiàn)有技術(shù)中高超聲速氣動熱結(jié)構(gòu)在全彈道計(jì)算中計(jì)算效率 與計(jì)算精度相矛盾的問題。本發(fā)明通用性強(qiáng)，進(jìn)而改善高超聲速飛行器氣動熱結(jié)構(gòu)分析方 式，提高設(shè)計(jì)效率，降低設(shè)計(jì)成本，能夠滿足高超聲速飛行器系統(tǒng)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)需求。
[0005] 本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：
[0006] 步驟1，根據(jù)飛行器設(shè)計(jì)要求，建立飛行器分析模型，確定設(shè)計(jì)變量和設(shè)計(jì)空間Bo =[Xlb，Xub]，確定初始樣本點(diǎn)數(shù)量N日，確定降階模型相對誤差允許闊值Ee;
[0007] 步驟2,運(yùn)用試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法(DoE)獲得設(shè)計(jì)空間的樣本點(diǎn)姑，進(jìn)而通過實(shí)驗(yàn)或計(jì)算 的方法獲得各樣本點(diǎn)的響應(yīng)值村;建立初始?xì)鈩訜峤惦A模型；
[000引步驟3,采用留一交叉驗(yàn)證法驗(yàn)證上一步所建立的氣動熱降階模型的總體平均相 對誤差Eo;
[0009] 步驟4,建立符合設(shè)計(jì)精度要求的氣動熱降階模型。若氣動熱降階模型的總體平均 相對誤差Eo小于相對誤差允許闊值Ee，則此氣動熱降階模型即為最終符合要求的降階模型， 此時(shí)的總體平均相對誤差Eo即為最終降階模型總體平均相對誤差Efinal。若此氣動熱降階模 型的總體平均相對誤差Eo大于相對誤差允許闊值Ee，則通過降階模型加點(diǎn)算法，獲得新的樣 本點(diǎn)Xiadd。之后得到新增樣本點(diǎn)Xiadd處的響應(yīng)值yiadd。將此時(shí)全部的樣本點(diǎn)（即原有的Xo與 所有新增的Xiadd)Xall定義為新的初始樣本點(diǎn)X'O,全部的樣本點(diǎn)響應(yīng)值（即原有的ΥΟ與所有 新增的Yiadd)Yal選義為新的初始樣本點(diǎn)Υ'Ο,返回步驟3;
[0010] 步驟5,獲得飛行器在全彈道飛行過程中，結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度場的變化情況。采用上一 步得到的氣動熱降階模型，獲得飛行器全彈道飛行過程中的氣動加熱結(jié)果，W此為邊界條 件，進(jìn)行飛行器結(jié)構(gòu)的瞬態(tài)熱傳導(dǎo)計(jì)算。同時(shí)，由于考慮到高超聲速飛行器在實(shí)際飛行時(shí)的 氣動加熱隨飛行狀態(tài)變化強(qiáng)烈，又考慮到計(jì)算量的權(quán)衡，在時(shí)間離散上采用自適應(yīng)時(shí)間步 長的方法，計(jì)算得到全彈道各離散時(shí)刻點(diǎn)處的飛行器結(jié)構(gòu)溫度場分布；
[0011] 步驟6,在熱載荷作用下的飛行器顫振分析。根據(jù)上一步得到的全彈道上一系列離 散時(shí)刻點(diǎn)處的飛行器結(jié)構(gòu)溫度場分布，通過計(jì)算各溫度場相應(yīng)的飛行器結(jié)構(gòu)熱模態(tài)。將飛 行器的氣動-彈性方程投影到模態(tài)域，將各階模態(tài)對應(yīng)的廣義坐標(biāo)隨時(shí)間變化關(guān)系假設(shè)為 周期振蕩形式，采用氣動彈性問題的頻域解法得到飛行器在該時(shí)刻的顫振特性。
[001^ 有益效果：
[0013] 本發(fā)明采用降階模型方法W及加點(diǎn)方法，快速、準(zhǔn)確的獲得有關(guān)物理量降階模型， 提高氣動熱結(jié)構(gòu)分析效率，能夠在飛行器設(shè)計(jì)過程(例如修改飛行彈道或飛行器結(jié)構(gòu)內(nèi)部 參數(shù)）中提供高效、精確的分析結(jié)果，節(jié)約了產(chǎn)品設(shè)計(jì)成本;提高了設(shè)計(jì)、優(yōu)化效率，縮短了 產(chǎn)品設(shè)計(jì)周期。
【附圖說明】
[0014] 構(gòu)成本申請的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實(shí) 施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中：
[0015] 圖1為基于降階模型的氣動熱結(jié)構(gòu)分析方法；
[0016] 圖2為典型升力面幾何外形及其有限元模型；
[0017] 圖3為典型飛行彈道；
[0018] 圖4為典型升力面計(jì)算流體網(wǎng)格；
[0019] 圖5為典型時(shí)刻升力面結(jié)構(gòu)溫度分布；
[0020] 圖6為t = 10.8s時(shí)刻的升力面前六階熱模態(tài)；
[0021] 圖7為典型升力面顫振速度隨時(shí)間變化規(guī)律；
[0022] 圖8為t = 10.8s時(shí)刻升力面顫振分析中的V- ω圖；
[0023] 圖9為t = 10.8s時(shí)刻升力面顫振分析中的V-g圖。
【具體實(shí)施方式】
[0024] 為了更好的說明本發(fā)明的目的與優(yōu)點(diǎn)，下面通過高超聲速典型升力面氣動熱分析 實(shí)例，結(jié)合附圖與表格對本發(fā)明做進(jìn)一步說明。
[0025] 實(shí)施例1
[0026] 基于降階模型的氣動熱結(jié)構(gòu)分析方法，如圖1所示，具體步驟如下：
[0027] 步驟1，W氣動熱彈性分析中常用的典型升力面F-104機(jī)翼為研究對象，機(jī)翼結(jié)構(gòu) 幾何模型及有限元模型圖2所示。有限元模型中所有單元均采用殼單元，材料為鐵合金。針 對典型的高超聲速飛行器升力面的氣動熱結(jié)構(gòu)分析