高超声速飞行器气动—热—结构建模及模型降阶研究

《高超声速飞行器气动—热—结构建模及模型降阶研究》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在学术论文-天天文库。

1、高超声速飞行器气动-热-结构建模及模型降阶研究陈鑫2015年12月中图分类号：V211.47UDC分类号：629.7高超声速飞行器气动-热-结构建模及模型降阶研究作者姓名陈鑫学院名称宇航学院指导教师刘莉教授答辩委员会主席申请学位级别工学博士学科专业飞行器设计学位授予单位北京理工大学论文答辩日期StudiesonAerodynamic-Structural-ThermalModelingandReducedOrderModelingofHypersonicVehiclesCandidateName：ChenXinSchoolorDepartment:SchoolofAer

2、ospaceEngineeringFacultyMentor:Prof.LiuLiChair,ThesisCommeetee：DegreeApplied:DoctorofPhilosophyMajor：FlightVehicleDesignDegreeby:BeijingInstituteofTechnologyTheDateofDenfence：研究成果声明本人郑重声明：所提交的学位论文是我本人在指导教师的指导下进行的研究工作获得的研究成果。尽我所知，文中除特别标注和致谢的地方外，学位论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得北京理工大学或其它教育机

3、构的学位或证书所使用过的材料。与我一同工作的合作者对此研究工作所做的任何贡献均已在学位论文中作了明确的说明并表示了谢意。特此申明。签名：日期：北京理工大学博士学位论文摘要高超声速飞行器是当前和未来飞行器发展的重要方向。气动-热-结构耦合问题是高超声速飞行器研究的重要内容之一。准确高效的气动热、气动力计算是开展气动-热-结构耦合分析的重要前提。基于简单几何以及经验公式的气动热近似计算方法和利用各种假设简化条件的非定常气动力近似计算方法存在计算精度不高的问题，应用受到一定限制。计算流体力学（CFD）方法在模拟高超声速流动等非线性问题上具有相当的优势，但是计算效率低、数据计算

4、规模庞大，在高超声速气动-热-结构耦合分析中受到一定限制。因此，有必要发展一种不仅能够提供与CFD求解具有相似精确度，且计算高效的降阶模型。本文以国内外的高超声速气动-热-结构研究现状以及工程应用背景为基础，深入研究气动热、气动力降阶模型的新方法及其在气动-热-结构耦合系统中的应用，并在高超声速热环境边界预测上开展了研究。具体工作内容如下：（1）以典型二元翼段的颤振边界为例，比较了当前各高超声速非定常气动力近似计算方法的精度和适用范围；基于参考焓法和经验公式，利用布泽曼理论求解边界层外缘气流参数，提出了一种可以考虑攻角和翼型的高超声速气动热工程近似计算方法，该气动热近似

5、计算方法简单高效，与算例对比验证了其精度。（2）利用本征正交分解（POD）方法将传统的气动力/气动热物理空间投影到POD特征空间，根据在POD特征空间下特征值的贡献进行合适的截断实现模型降阶目的，并通过代理模型方法实现物理空间与POD特征空间的一一对应关系，提出了一种基于本征正交分解和代理模型的模型降阶方法（POD-Surrogate）。利用该模型降阶方法构造的气动热降阶模型与CFD气动热计算结果进行比较，验证了该降阶方法的有效性和高效性。（3）为了提高降阶模型的精度，提出遗忘因子和空间缩减准则，改进了一种基于maximin准则的逐次枚举拉丁超立方试验设计方法（ESLE

6、）。算例表明，在设计样本点数量相同的情况下，利用ESLE方法获得的初始采样点构造的降阶模型具有更高的预测精度。为了提高构造降阶模型的效率，提出一种基于模糊聚类的逐次加点策略（APSFC），该策略对降阶模型预测精度较差的区域逐次空间划分，进而逐次增加设计样本点快速提高降阶模型的预测精度。与其他同类加点算法对比研究表明，构造降阶模型效率提高近一倍。I北京理工大学博士学位论文（4）建立了气动加热计算、瞬态热传导分析、热结构分析、热模态分析以及热颤振分析的集成分析系统。将气动热降阶模型引入气动-热-结构耦合分析。相比于CFD计算，结合降阶模型的气动-热-结构耦合分析具有很高的计

7、算效率。与气动加热近似算法相比，降阶模型考虑了气流粘性、真实气体效应以及复杂外形的影响。算例表明，与基于近似算法的结果相比，结合降阶模型得到的翼面颤振速度降低约10%。研究指出气流粘性、真实气体效应等因素在高超声速气动-热-结构耦合分析中具有相当的重要性，需要予以重视。（5）将气动热、辐射换热和瞬态热传导的动态过程用一种准静态过程处理，提出了一种气动热、辐射换热和瞬态热传导耦合分析方法，用于高超声速热环境边界的预测。该耦合分析方法可以考虑实际飞行弹道条件，实现了考虑瞬态热传导热流的飞行器全弹道气动热环境边界预测。算例表明，向结构内部传导的