一种数据驱动的气动热预示模型

高效、高精度的气动热预示是高超声速飞行器设计的关键。然而，随着高超声速飞行器外形的日益复杂化和设计周期的不断缩紧，现有方法已很难满足高效精准的气动热预示。本文基于边界层理论和支持向量机发展了一种数据驱动的当地化气动热预示建模方法。首先，通过求解Euler方程获得边界层外缘信息，采用RANS方法计算热流分布样本；然后，通过设计的特征选择方法确定边界层外缘特征；最后，利用支持向量机构建气动热预示模型，实现边界层外缘特征与壁面热流的映射。对双椭球和二级压缩面的热流预示结果表明，该模型考虑了非均匀分布壁面温度等边界条件，具有较高的预示精度和良好的外推与泛化性能，典型位置热流预示结果和RANS计算结果的相对误差均小于5%。同时，以双椭球上表面中心线热流预示为例，对比传统POD降阶方法，发现该模型的预示精度更高，外推状态下预示精度较POD方法提升了4倍以上。     

热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。     

高超声速全动翼面全时域耦合分析方法及应用

在流场-结构温度场同步计算方法的基础上,建立了多物理场全时域耦合分析方法,将方法应用于沿轨道运动的高超声速全动翼面热气动弹性稳定性分析。采用基于有限体积模型的CFD同步计算方法求解高超声速流场和结构温度场,建立映射关系实现结构有限元模型气动载荷加载和温度场赋值。采用移动坐标系和动网格相结合的方式描述变速度飞行和翼面偏转过程。通过坐标系变换将翼面偏转过程和振动过程的网格变形量叠加,考虑翼面振动和偏转的耦合非定常效应。针对沿轨道运动的高超声速飞行器,建立了同步计算方法与全时域耦合分析方法相结合的热气动弹性稳定性分析流程。研究发现,与同步计算方法相比,全时域耦合分析方法能够模拟结构振动对流场和结构温度场的影响,计算得到的监测点热流密度波动幅值占热流峰值的10%左右,而温度变化并不明显,相比于刚体模型,监测点温度只下降了0.3%左右。全时域耦合热气动弹性分析方法得到的颤振临界点在4-5号状态点之间,颤振形式为铰链扭转模态与一阶弯曲模态的耦合颤振,与"冻结"模态的热颤振方法结果一致。     

高超声速飞行器热结构设计分析技术研究

综述了国内外高超声速飞行器结构热设计分析技术的进展,探讨了计算气动热力学应用于高超声速飞行器结构设计的能力与局限性的现状,提出并讨论了高超声速飞行器热结构设计分析的关键技术及其发展趋势:(1)高超声速飞行器瞬态表面温度和气动加热率计算技术;(2)流-热-固多物理场耦合机理模型技术;(3)流-热-固多场耦合计算分析技术;(4)高超声速飞行器热防护结构设计技术。     

基于POD和ARMA的阵风响应预测降阶模型研究

针对阵风响应流场高效精确分析需求,基于非定常CFD数值模拟发展了一种快速流场预测的降阶模型。采用本征正交分解(POD)方法对高斯阵风激励的CFD非定常流场快照进行特征分析、并基于能量占比准则截取主要基模态来降维,采用自回归滑动平均(ARMA)方法建立各主要基模态系数的线性预测模型。采用NACA0012和DLR-F12的分析算例进行了验证,与CFD非定常计算结果对比分析表明,模型具有可靠的计算精度,适合于精确高效快速分析阵风响应,为阵风减缓设计提供技术支撑。     

高超声速飞行器模型不确定性影响分析

吸气式高超声速飞行器具有严重的弹性机体和推进系统耦合的典型特征,其分析模型存在较大的不确定性,标称系统和真实系统之间存在偏差,因此研究不确定性对稳定性的影响对于控制器设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,建立了气动/结构/推进相互耦合的动力学模型,总结了建模中的不确定因素并将其以加性不确定模型的形式表示出来。以不确定性矩阵的最大奇异值为边界模型,以不确定性矩阵的H∞范数来表示不确定性因素对稳定性影响的大小,并通过不确定性矩阵的边界曲线分析不确定因素对模态特性的影响。结果表明,惯性因素的不确定性对稳定性的影响最大,而且其对飞行器的短周期模态和弹性模态均有较大的影响;同时,对于这一类飞行器的控制器设计必须考虑飞行器的弹性自由度。     

基于径向基神经网络的气动热预测代理模型

为快速获取高超声速飞行器表面热流数据并缩短飞行器气动热设计周期,提出了一种基于径向基神经网络的气动热快速预测代理模型方法。首先,在飞行器表面每一个离散化的网格节点单独构造一种正则化的径向基神经网络。随后,通过训练集对所有网络同时进行训练,获得各自网络的连接权值。最后,所有网格节点的神经网络协同预测飞行器表面不同位置的热流。对NASA火星实验室的椭圆钝化高超声速飞行器的应用表明,所提出的代理模型方法在模型训练完成后能够快速进行飞行器表面热流预测,并且模型具有良好的泛化能力,在驻点及迎风大面积区域热流预测结果与数值模拟的偏差在10%以内。     

基于本征正交分解的流场快速预测方法研究

对于飞行器气动设计,通过实验或CFD计算获得所有设计状态处流场信息成本高、耗时长,难以满足工程应用要求。利用基于本征正交分解(POD)降阶模型结合相应的插值方法,只需要通过实验或CFD计算获取有限个数的采样流场,可以快速预测出具有满足精度要求的设计状态处流场信息。首先,证明对POD基系数插值获取预测流场与对采样流场直接插值获取预测流场的等价性,并分析采样流场分布的要求。然后,以三段翼型流场作为研究对象,POD降阶模型分别与三次样条插值和径向基插值结合,实现设计状态处流场信息快速预测。最后,通过将流场预测结果与相同条件下的流场CFD计算结果对比,表明了POD降阶模型结合两种插值方法的各自特性。     

热气动弹性变形对飞行器结构温度场的影响研究

气动加热造成的结构温升可能造成飞行器结构失效从而带来安全隐患。准确预测结构温度场在高超声速飞行器热防护系统与结构设计中显得尤为重要。气动热与传热耦合是提高结构温度场预测精度的有效手段,经长期研究与发展,不管是耦合方法研究还是实际工程应用都已开展了大量工作。但这些研究工作均未考虑结构变形对气动加热和结构温度场的影响。而在实际飞行过程中,特别是长时间飞行后,结构变形对结构温度场的影响往往是不能忽略的,对气动力/热环境也都有直接的影响。本文以飞行器静热气动弹性计算方法为基础,对高超声速飞行器机翼模型进行了考虑热气动弹性变形影响的气动热与传热耦合计算,并与不考虑变形对热环境影响情况的计算结果进行了对比分析。结果表明,虽然对于大面积区域变形对气动热/结构温度场的影响较小,但对于热防护结构重点关注且精度要求较高的前缘驻点附近区域计算结果变化明显。由此,也说明了考虑弹性变形对结构温度场预测的重要性。该研究工作为进一步提高飞行器结构温度场预测精度和结构热安全性能评估能力奠定了基础。     

高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。     

A reduced order aerothermodynamic modeling framework for hypersonic vehicles based on surrogate and POD

Aerothermoelasticity is one of the key technologies for hypersonic vehicles. Accurate and efficient computation of the aerothermodynamics is one of the primary challenges for hypersonic aerothermoelastic analysis. Aimed at solving the shortcomings of engineering calculation, computation fluid dynamics(CFD) and experimental investigation, a reduced order modeling(ROM)framework for aerothermodynamics based on CFD predictions using an enhanced algorithm of fast maximin Latin hypercube design is developed. Both proper orthogonal decomposition(POD) and surrogate are considered and compared to construct ROMs. Two surrogate approaches named Kriging and optimized radial basis function(ORBF) are utilized to construct ROMs. Furthermore,an enhanced algorithm of fast maximin Latin hypercube design is proposed, which proves to be helpful to improve the precisions of ROMs. Test results for the three-dimensional aerothermodynamic over a hypersonic surface indicate that: the ROMs precision based on Kriging is better than that by ORBF, ROMs based on Kriging are marginally more accurate than ROMs based on PODKriging. In a word, the ROM framework for hypersonic aerothermodynamics has good precision and efficiency.     

Aerothermodynamics – A critical review at DLR

The paper presents the results of a study done for the German Aerospace Center, DLR.¹ The goal of the study is to identify the required design capabilities in external hypersonic aerothermodynamics for future space transportation vehicles. Lessons learned from the latest German program on Technologies for Reusable Future Space Transportation Systems, TETRA, as well as experiences collected from past European technology programs and flight vehicles are taken into account. The study does not go in to details since it pretends to be a reference for future research programs in aerothermodynamics. The potentials and shortcomings of the major prediction tools for aerothermodynamics, i.e., computational fluid dynamics and wind tunnels are shortly highlighted. Overviews of the most relevant external flow problems encountered during the design of space vehicles are presented. Research fields that require serious improvements are also identified.     

基于本征正交分解和代理模型的流场预测方法

 为了实现流场的快速求解,基于本征正交分解(POD)与代理模型提出了一种全新的流场预测方法。其基本原理为:首先采用本征正交分解将一定数量的样本流场分解为同等数量的基模态流场;然后用少数包含了绝大部分样本流场特征的基模态流场拟合所有的样本流场;最后用代理模型建立起决定样本流场的输入参数与拟合系数之间的近似函数关系。针对几何外形不同的二维翼型定常流场预测结果表明:在亚声速情况下,预测误差收敛的模态数量不超过20个,继续增加模态的使用数量不能明显提高预测精度;在跨声速情况下,预测误差收敛的模态数量为26个,当使用的模态数量达到前10个时,继续增加模态的使用数量能提高绝大部分流场区域的预测精度,但同时会在激波附近引入"噪声"激波特征而降低该区域的局部预测精度。在这两种情况下,预测流场所需时间均不到高精度计算流体力学(CFD)方法的1/200。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

更准确、更精确、更高效——高超声速流动数值模拟研究进展

从准度、精度和效率3方面回顾了近几十年来高超声速流动数值模拟研究的进展。在物理模型方面,介绍了高超声速数值模拟中高温气体效应、稀薄气体效应以及湍流效应的建模与模拟,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程重点对现阶段较为关注的高超声速边界层转捩的模式理论研究进行了介绍。在空间离散算法方面,主要介绍了高超声速数值模拟中常用的二阶精度迎风格式以及高阶精度格式的发展及其应用。在时间推进方面,主要回顾了隐式时间推进方法的发展及其应用。在误差和不确定度估计方面,主要介绍了其概念、来源以及常用的分析方法,同时给出了迭代误差估计、Richardson外插法以及敏感性导数方法等初步研究结果。最后,讨论了高超声速流动数值模拟中下一步需关注的问题。     

航空发动机过渡态最优控制规律设计的新方法

针对航空发动机过渡态最优控制规律的设计问题,提出了一种新的方法——动态稳定法:在发动机动态特性计算模型的基础上,通过额外提取其中所有的状态量变化率,使其共同工作方程组的偏差趋于0,从而让过渡态仿真稳定下来,此时的稳态参数值即为对应过渡态工作点的各项参数;然后分别根据指定的物理约束条件,通过简单的静态迭代优化即可直接建立相应的控制规律;最后将这些控制规律通过取大/小的方式进行合并,从而获得所需过渡态最优控制规律.以某型涡扇发动机最优加速控制规律的改进设计为例,结果表明该方法具有设计精度高、实现简单以及快速直观等优点.      

乘波飞行器的优化设计和气动热计算研究

以高超声速技术为研究背景,开展高超声速乘波飞行器设计方法研究.在已有乘波构型生成方法基础上,采用相交楔锥生成多级压缩的乘波构形.并通过对乘波器的前缘进行钝化,进行了气动热特性数值研究.使乘波体在气动力层面上具有尖前缘,保持高升阻比特性,而在气动热层面上具有钝前缘,降低气动加热强度.结果表明,这为高超声速飞行器的气动防热设计开辟了新途径.     

高超声速飞行器推进系统建模

为在高超声速飞行器设计初期快速地获得推力和推力矩,以满足控制相关分析和建模需要.提出一种推进系统建模方法,基于激波/膨胀波相交理论来建模与机身耦合的进气道模型;用有摩擦变截面加热管来描述双模态燃烧室;将内喷管建模成一维变截面摩擦管,采用动量定理估算推力,并通过曲线拟合得到推力的解析表达式.与CFD计算结果相比,该模型计算得到双模态冲压发动机入口气流马赫数和温度误差小于5%,压强误差小于10%;计算得到的推力随马赫数、燃油当量比和迎角的增大而增加,随高度增加而减小,单个状态平均计算时间小于0.5s.计算结果表明:该建模方法满足面向控制建模的效率和精度需求,有助于此类飞行器设计初期的动力学和控制相关的分析和设计.      

飞行器参数化几何建模方法研究

高超声速飞行器的概念设计阶段通常要综合考虑气动力、气动热、飞行弹道、推进系统、结构和控制等多个学科的设计因素,希望通过权衡各个学科得到一个综合性能最佳的设计,即多学科设计优化结果.参数化几何建模是优化设计的基础,本文开展飞行器参数化几何建模的方法研究,利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的方法,分别进行了两种飞行器几何外形的建模,并进行了初步的气动力计算.通过分析两种建模方法的特点,比较了两种方法在不同情况下的优缺点,提出了在飞行器概念设计阶段几何建模方法的一般选取建议.通过等弧度、等弧长的划分原则,完善了基于类型函数和形状函数方法所生成的表面网格质量.     

波子结构法在失谐带分流叶片离心叶轮动态特性分析中的应用

为解决高保真失谐叶轮模型计算量大的问题,在Craig-Bampton部件模态综合法的基础上,结合波子结构法对界面自由度进一步减缩,发展了适用于带分流叶片离心叶轮的模型减缩方法,并给出其复数形式下的数学表达.采用该方法建立了工程实际叶轮高保真有限元模型的减缩模型,自由度数减缩率达99.8％.分别采用减缩模型和完整模型,通...