[发明专利]一种基于降阶模型的气动‑热‑结构优化方法

摘要

本发明公开的一种基于降阶模型的气动‑热‑结构优化方法，属于航空航天领域。本发明建立飞行器分析模型；建立初始气动热降阶模型；验证所建立的气动热降阶模型的总体平均相对误差；建立符合设计精度要求的气动热降阶模型；获得飞行器在全弹道飞行过程中，结构内部温度场的变化情况；进行飞行器在全弹道中考虑温度影响的气动弹性分析；以分析得到的飞行器气动弹性特性为约束，采用具有全局寻优能力的优化算法，对飞行器中的设计变量进行优化，提高高超声速飞行器综合性能表现。本发明能够提高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；具有通用性强的优点。

主权项

一种基于降阶模型的气动‑热‑结构优化方法，其特征在于：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…un及其设计空间A，收敛精度ε；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＝[xlb,xub]，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Ee；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；步骤5，以平均相对误差E0为依据，建立满足设计指标的气动热降阶模型；如果此气动热降阶模型的E0大于Ee，返回步骤3，采用步骤3中的试验设计方法DoE，增加新的气动热工况Xiadd,并获得新工况所对应的响应Yiadd，之后将所有工况重新记做X0，所有的响应重新记做Y0；重复迭代步骤3、4直至气动热降阶模型的平均相对误差E0小于相对误差阈值Ee，则此气动热降阶模型满足设计要求，能够用于之后的高超声速飞行器的气动‑热‑结构优化设计；步骤6，在给定步骤1中n个设计变量u1、u2…un具体赋值的情况下，基于气动热降阶模型以及热传导的高精度数值模型，计算得到高超声速飞行器在全弹道上的结构温度分布；根据步骤5中建立的满足设计指标的气动热降阶模型，计算给定弹道的气动热分布；采用有限元方法，以气动热降阶模型得到的气动热分布为边界条件，计算高超声速飞行器在全弹道下的瞬态热传导结果，获得全弹道上各时刻的结构温度分布；步骤7，高超声速飞行器在全弹道中考虑温度影响的气动弹性分析；根据步骤6中计算获得的全弹道上各时刻点的结构温度分布，通过步骤1中高精度数值模型计算得到全弹道上相应时刻的高超声速飞行器的考虑温度影响的结构模态；之后，在模态域求解飞行器的气动‑弹性方程，获得高超声速飞行器在各相应时刻的气动弹性特性；步骤8，以步骤6、7中气动‑热‑结构耦合分析得到的高超声速飞行器气动弹性特性为约束，采用具有全局寻优能力的优化算法，对高超声速飞行器中的设计变量u1、u2…un进行优化，提高高超声速飞行器综合性能表现。