基于pod和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法
【专利摘要】本发明涉及一种基于本征正交分解（POD）和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法，属于航空航天【技术领域】。本发明利用本征正交分解和代理模型方法预测得到高超声速飞行器气动热环境，保留了高精度数值计算中的真实气体效应、气流粘性等非线性特性，同时利用模型降阶思想具有较高的精度和效率，能够在高超声速飞行器设计提供高超声速飞行器热环境，为气动热弹性设计提供相关热边界条件，为高超声速飞行器热防护设计提供热环境，极大的提高设计效率，缩短了设计周期，节约了设计成本。
【专利说明】基于POD和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种基于本征正交分解(POD)和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法，属于航空航天【技术领域】。
【背景技术】
[0002]航空航天技术是人类现代文明的主要标志，是一个国家科技水平和综合国力的集中体现。高超声速技术是航空航天领域的重要组成部分，是当前和未来航空航天技术重要发展方向。但前，世界各国都着手于研究高超声速技术，制定了高超声速技术发展规划，并相继将研制高超声速飞行器作为国家目标来实现。
[0003]高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5，可在大气层和跨大气层实现高超声速飞行的飞行器。根据推进系统的不同可以分为火箭动力高超声速飞行器和吸气式高超声速飞行器。高超声速飞行器具有速度快、反应迅速、机动灵活、突防能力强等特点，能够适应未来高科技战争及军民用快速运输的需求，有着重要的战略意义和极高的应用价值。高超声速飞行器构型多采用细长体、升力体或乘波体。其机身和控制舵面由于重量的限制往往具有较大的结构柔度。另外，这些高超声速飞行器往往具有较大的飞行马赫数包线，通常能够满足马赫数O到15内的飞行。为了满足吸气式推进系统的要求，这一类飞行器还需要能够在大气层中进行一段时间的高超声速飞行。在气动热与气动载荷的共同作用下，在来流、气动力、结构、控制和推进系统之间产生了复杂的相互作用，一个十分复杂的高超声速飞行器气动-热-结构-推进耦合问题随之产生。这些耦合问题在过去的研究中并未引起足够的关注，同时由于无法利用风洞缩比模型在高超声速流中进行气动弹性和气动热弹性方面的常规风洞试验，因而高超声速气动弹性和气动热弹性仿真分析显得无比重要。
[0004]气动热弹性分析是高超声速飞行器设计的关键技术之一。自各国开始研制高超声速飞行器以来，高超声速气动热弹性分析一直受到研究人员的极大重视。高超声速飞行器气动热的准确快速预测是气动热弹性分析的重要前提。高超声速飞行器气动热的准确预测是当前重要的研究课题之一。目前主要利用气动加热工程计算和高精度数值计算(CFD)两种方法解决气动热预测问题。基于简单几何假设的气动加热工程计算在一定条件下满足了工程初步设计的要求，但工程计算不可避免的忽略了真实气体效应、气流粘性等，使用范围有限。高精度数值计算(CFD)能够充分考虑气流粘性、真实气体效应等，能较好地求解耦合分析中广泛存在的非线性方程，但由于巨大的分析自由度以及由于不确定性和设计优化需要的重复计算导致计算量巨大，当前数值计算依然不适合工程应用。
[0005]因此，针当前高超声速飞行器气动热工程计算和高精度数值计算均不能很好的满足工程需求的问题，如何快速高效地得到高超声速飞行器气动热环境是当前高超声速气动热弹性分析和高超声速飞行器设计的关键技术之一。
[0006]本征正交分解(POD)方法的核心思想在于利用全阶模型的计算结果建立一组最佳的能充分描述全阶系统动力学特性的正交基，进而通过截断POD基向量个数来对模型进行降阶缩减，从而实现了系统降阶的目的。在得到截断后的POD基模态后，仍需要得到原系统样本点与在截断后POD基下投影系数的一一对应关系。利用上述的一一对应关系能得到试验设计点的在截断POD基的投影系数，进而得到截断POD基下的预测值。代理模型方法具有良好的近似精度和效率，能够快速高效地得到系统样本点与POD基下投影系数的一一对应近似关系。
【发明内容】
[0007]本发明的目的是为了解决当前高超声速气动热工程计算和高精度数值计算均不能很好适应当前工程应用的问题，结合POD方法和代理模型的基本思想，利用POD方法得到降阶系统的POD基模态，代理模型方法处理降阶系统基模态下投影系数与样本点的近似关系，提出了一种结合本征正交分解(POD)和代理模型技术(Surrogate)的模型降阶方法(POD-Surrogate),并成功应用于高超声速气动热预测。
[0008]基于本征正交分解和代理模型的飞行器气动热模型降阶方法，具体包括如下步骤:
[0009]步骤一，选择高超声速气动热预测的物理模型并确定设计变量和设计空间。物理模型选为机翼，设计变量选为飞行马赫数、飞行高度和飞行攻角，设计空间为飞行马赫数、飞行高度和飞行攻角的上下限范围。
[0010]步骤二，运用拉丁超立方试验设计方法获得设计空间内的样本点I(i)，i = 1...Π,η为总的节点数；样本点在设计空间内具有空间均匀性和空间正交性。
[0011]利用数值计算(CFD)获得各样本点处不同飞行马赫数、飞行高度和飞行攻角下翼面计算第i个节点的温度响应值υω, i = l...η，利用样本点响应值构造系统特征矩阵
S = {U(1)}
[0012]
【权利要求】
1.基于POD和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法，其特征在于:具体包括如下步骤: 步骤一，选择高超声速气动热预测的物理模型并确定设计变量和设计空间；物理模型选为机翼，设计变量选为飞行马赫数、飞行高度和飞行攻角，设计空间为飞行马赫数、飞行高度和飞行攻角的上下限范围； 步骤二，运用拉丁超立方试验设计方法获得设计空间内的样本点I(i)，i = 1...η，η为总的节点数； 利用数值计算获得各样本点处不同飞行马赫数、飞行高度和飞行攻角下翼面计算第i个节点的温度响应值U(i)，i = l...η，利用样本点响应值构造系统特征矩阵S = PlL:
2.根据权利要求1所述的基于POD和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法，其特征在于:步骤二中选取样本点在设计空间内具有空间均匀性和空间正交性。
3.根据权利要求1所述的基于POD和代理模型的高超声速气动热模型降阶方法，其特征在于:每一个POD基向量的能量贡献由其特征值衡量，特征值越大对应的基向量能量贡献越大。
【文档编号】G06F17/50GK103902782SQ201410144148
【公开日】2014年7月2日 申请日期:2014年4月11日 优先权日:2014年4月11日
【发明者】刘莉, 陈鑫, 岳振江, 周思达 申请人:北京理工大学