CN106202804B - 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法 - Google Patents

基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法 Download PDF

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Abstract

基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，属于航天器热环境设计领域。该方法建立飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，得到数据库的正交基向量，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。

Description

基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法
技术领域：
本发明涉及一种分布式热环境参数快速预测方法，主要用于沿典型弹道快速预测具有翼、舵等部件的复杂外形飞行器各部位热环境参数，属于航天器热环境设计领域。
背景技术：
飞行器分布式热环境参数预测是防隔热系统设计的前提，传统外形简单的航天器分布式热环境参数预测可以通过地面风洞测热试验或气动热工程预测方法获得。但是高速航天器外形复杂，气流相互干扰、激波干扰特征明显，热环境精确预测难度较大，采用地面风洞试验时的模拟参数无法对高速飞行环境进行覆盖和完全模拟，适用于传统球锥类简单外形的气动热工程预测方法不适用于复杂外形，尤其是对局部干扰区热环境预测更是无能为力。同时，采用大规模并行数值计算的方式可以进行飞行器热环境参数预测，但是其预测周期过长，难度大、效率低下，难以在复杂外形飞行器方案设计阶段为防隔热系统设计提供数据。因此亟需一种适用于高速复杂外形飞行器的分布式三维热环境参数预测方法。
发明内容：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，能够全面精确预测分布式热环境参数，预测周期短，效率高，为飞行器防隔热系统提供设计依据。
本发明的技术解决方案是：基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，包括如下步骤：
(1)根据地面风洞测热试验和飞行试验测量数据，选择一种合适的数值计算方法；
(2)建立一套四边形网格作为飞行器表面基准网格；
(3)根据设计的飞行器高度、马赫数、攻角和舵偏的使用范围，利用选择的数值计算方法进行数值计算，获得每组高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数，进入步骤(4)；
(4)把每组高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数投影到步骤(2)建立的飞行器表面基准网格中，得到飞行器表面热流参数数据库，进入步骤(5)；
(5)利用飞行器表面热流参数数据库进行弹道参数分析，判断飞行器表面热流参数数据库是否覆盖弹道上每个点的高度、马赫数、攻角和舵偏参数，如果全覆盖或部分覆盖，则进入步骤(6)，否则，扩大飞行器高度、马赫数、攻角和舵偏的使用范围，进入步骤(3)；
(6)采用POD方法对覆盖部分进行分布式热环境参数预测，得到实际飞行弹道上每个点的高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数。
所述步骤(1)的实现方法如下：
(2.1)选择飞行器的一个典型工况，采用常用的数值计算方法进行计算，得到飞行器表面热流参数；
(2.2)将不同数值计算方法得到的飞行器表面热流参数进行横向对比分析，抛弃偏差较大的数值计算方法；
(2.3)利用经过步骤(2.2)后剩余的数值计算方法，针对地面风洞测热试验模型和试验状态参数进行数值计算并对比结果，抛弃与地面风洞试验测得的测试热流偏差最大的结果对应的数值计算方法，所述地面风洞测热试验模型是实际飞行器的等比例缩小模型；
(2.4)利用与设计飞行器气动布局相近、且已经开展过飞行试验的飞行器实际飞行时的表面热流参数，与经过步骤(2.3)后剩余的数值计算方法在相同状态下得到的飞行器表面热流参数进行对比，选择计算结果与实际飞行时表面热流参数最接近的数值计算方法。
所述步骤(2.2)的实现方法如下：
(3.1)对所有数值计算方法得到的飞行器表面第s个点的热流参数计算平均值qavgs；
(3.2)判断qns和qavgs是否满足|qns-qavgs|≥δ，δ＝5％×qavgs，如果满足，抛弃第n种数值计算方法，否则，保留第n种数值计算方法，其中qns表示第n种数值计算方法计算得到的飞行器表面第s个点的热流参数。
所述步骤(6)的实现方法如下：
(4.1)通过POD方法，根据数据库获得L组线性无关的正交基简称POD基，其中L≤M,Uj表示第j组高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数，L表示飞行器工况参数组成的状态空间，M表示飞行器的高度、马赫数、攻角和舵偏状态组合数；
(4.2)将数据库向POD基投影，获得第i个POD基的投影系数在M个离散点处的投影系数所述
(4.3)通过插值方法，获得的近似连续函数；
(4.4)根据q点处的所有POD基系数bi，利用计算q处的热流参数U(q)。
所述步骤(4.3)的插值方法如下：
(5.1)将数据库各状态点对应的高度、马赫数、攻角和舵偏参数分别除以各自的去量纲数si，使高度、马赫数、攻角和舵偏参数各自变化1个单位时对飞行器表面热流的影响程度基本一致，从而定义一个由来流参数组成的空间：
其中，为攻角、为马赫数、为高度、为舵偏；
(5.2)在步骤(5.1)中的空间内采用多元函数的径向基函数插值方法求解
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法能够快速获得沿弹道复杂外形飞行器表面分布式热环境参数，该方法耗时短、精度高，能够全面精确预测分布式热环境参数，从而提高复杂外形飞行器防隔热系统的设计精度，大幅降低设计时间，解决了地面风洞测热试验、工程预测方法以及数值计算方法无法满足复杂气动热环境设计的问题。
(2)本发明采用POD方法对飞行器表面热流参数数据库进行本征正交分解，得到数据库的正交基向量，通过对基向量系数的插值可以快速地预测某状态下飞行器表面热环境参数，而不需要重新启动CFD求解器开展数值计算，极大提高了预测效率，降低了预测周期。
(3)本发明采用径向基函数插值方法能够有效地处理多维飞行器表面热流参数数据库问题，不仅结果精度高而且对数据库状态点的分布要求低。
附图说明：
图1是基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法的流程图；
图2是实施例采用的数据库状态点及预测点、预测弹道参数，其中(a)为高度‐攻角分布情况，(b)为高度‐马赫数分布情况；
图3是预测点Object Point1状态下热流参数等值线对比图，其中(a)为迎风面热流参数等值线对比图，(b)为背风面热流参数等值线对比图；
图4是预测点Object Point1状态下典型截面热流参数对比图，其中(a)为展向截面x＝65mm的热流参数示意图，(b)为展向截面x＝220mm的热流参数示意图，(c)为展向截面z＝5mm的热流参数示意图，(d)为展向截面z＝75mm的热流参数示意图；
图5是沿trajectory弹道预测选择的飞行器表面分析关注点示意图；
图6是沿trajectory弹道各关注点的分布式热环境参数预测结果示意图。
具体实施方式：
本发明通过试验数据、不同数值方法计算结果的对比分析，选择合适的气动热环境数值计算方法使其满足热环境设计数据的预测精度要求，进而针对飞行器外形和典型弹道建立热环境数值仿真结果数据库，通过对数据库进行降阶处理，获得包含了数据库系统的绝大部分信息，最后用插值POD技术实现气动热环境参数快速预测，通过对预测结果进行分析，能够得到复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，为飞行器防隔热系统提供设计依据。具体流程如图1所示，包括如下步骤：
(1)利用如下方法，选择一种合适的数值计算方法：
(1.1)选择飞行器的一个典型工况(对应一组具体的工况参数)，采用常用的数值计算方法进行计算，得到飞行器表面热流参数，常用的数值方法包括AUSM、AUSMPW、ROE等通量差分格式。
(1.2)将不同数值计算方法得到的飞行器表面热流参数进行横向对比分析，对所有数值计算方法得到的飞行器表面第s个点的热流参数计算平均值qavgs，判断qns和qavgs是否满足|qns-qavgs|≥δ，δ＝5％×qavgs，如果满足，抛弃第n种数值计算方法，否则，保留第n种数值计算方法，其中qns表示第n种数值计算方法计算得到的飞行器表面第s个点的热流参数。
(1.3)利用经过步骤(1.2)后剩余的数值计算方法，针对地面风洞测热试验模型和试验状态参数进行数值计算并对比结果，抛弃与试验状态测试热流偏差最大的结果对应的数值计算方法，地面风洞测热试验模型是实际飞行器的等比例缩小模型。
(1.4)利用与设计飞行器气动布局相近，且已经开展过飞行试验的飞行器实际飞行时的表面实测热流参数，与经过步骤(1.3)后剩余的数值计算方法在同样状态下得到的飞行器表面热流参数与实际飞行时的表面热流参数进行对比，选择计算结果与实际飞行时表面热流参数最接近的数值计算方法。上述飞行器气动布局相近指的是飞行器固定类部件外形类似，活动类的控制部件布局相同，比如：身部都属于升力体外形，控制舵都采用迎风面布局的FLAP舵。
(2)建立一套四边形网格作为飞行器表面基准网格。
(3)根据设计的飞行器工况参数的使用范围，利用选择的数值计算方法进行数值计算，获得每组工况参数对应的飞行器表面热流参数，进入步骤(4)。每组工况参数称为一个状态点，工况参数包括高度、马赫数、攻角和舵偏。
(4)把每组工况参数对应的飞行器表面热流参数投影到步骤(2)建立的飞行器表面基准网格中，得到飞行器表面热流参数数据库，进入步骤(5)。
(5)利用飞行器表面热流参数数据库进行弹道参数分析，判断飞行器表面热流参数数据库是否覆盖弹道上每个点的工况参数，如果全覆盖或部分覆盖，则进入步骤(6)，否则，扩大飞行器工况参数的使用范围，进入步骤(3)。
(6)采用POD方法对覆盖部分进行分布式热环境参数预测，得到实际飞行弹道上每个点的工况参数对应的飞行器表面热流参数。
采用POD方法对覆盖部分进行分布式热环境参数预测的过程如下：
(6.1)通过POD方法，根据数据库获得L组线性无关的正交基简称POD基，实现降阶处理，其中L≤M,Uj表示第j组工况参数对应的飞行器表面热流参数，L表示工况参数组成的状态空间，M表示飞行器状态点个数。
(6.2)将数据库向POD基投影，获得第i个POD基的投影系数在M个离散点处的投影系数
(6.3)通过插值方法，获得的近似连续函数。
插值方法如下：
将数据库各状态点对应的工况参数分别除以各自的去量纲数si，去量纲数值的选取一般通过经验给出。主要是使得工况参数各自变化1个单位时对飞行器表面热流的影响程度基本一致。
以工况参数为高度、马赫数、攻角和舵偏参数为例，由来流参数组成的空间为
实际上，工况参数还可以扩展为高度、马赫数、攻角、舵偏、侧滑角、倾侧角等L个飞行器飞行工况的表征参数，此时可以定义一个由来流参数组成的L维空间：
其中，为攻角、为马赫数、为高度、为舵偏。
在L维空间内采用多元函数f(x)的径向基函数插值方法进行求解。
径向基函数插值可以表示为：
其中Φ(x-xj)为径向基函数，αj为待求系数。
(6.4)根据q点处的所有POD基系数bi，利用计算q处的热流参数U(q)。
实施例：
针对Hermes航天飞机试验模型开展分布式热环境参数预测，该模型没有空气舵，因此，选用的工况参数为高度、马赫数和攻角。
根据飞行高度H、飞行马赫数Ma、攻角ALF使用范围构建数据库，假定：高度H在45km～70km之间，马赫数Ma在14～22，攻角ALF在0°～15°之间。根据地面风洞测热试验和飞行试验测量数据，空间离散格式采用Roe格式的数值计算方法适用于该外形和工况参数的表面热流计算。
图2给出了所建立的飞行器表面热流参数数据库状态点对应的的高度，马赫数和攻角分布情况，其中(a)为高度‐攻角分布情况，(b)为高度‐马赫数分布情况，共计34个状态点，如图中圆圈所示；Object point1和Object point2是要预测的状态，其中Objectpoint1表示在数据库的包络内，数据库能够覆盖该预测点参数，Object point2表示在数据库的包络外，数据库不能覆盖该预测点参数；trajectory为某典型弹道参数，数据库能够覆盖该该弹道各点的状态参数。因此可以利用该数据库对Object point1预测点和trajectory弹道进行分布式热环境参数预测。
将图2中Object point1的预测结果与数值计算结果进行对比，见图3、图4，图3是预测点Object Point1状态下热流参数等值线对比图，其中(a)为迎风面热流参数等值线对比图，(b)为背风面热流参数等值线对比图。图4是预测点Object Point1状态下典型截面热流参数对比图，其中(a)为展向截面x＝65mm的热流参数示意图，(b)为展向截面x＝220mm的热流参数示意图，(c)为展向截面z＝5mm的热流参数示意图，(d)为展向截面z＝75mm的热流参数示意图。图3和图4中POD表示采用本发明的分布式热环境参数预测方法得到的结果，CFD表示采用数值计算得到的结果。迎、背风面热流等值线对比结果可见预测结果能够清晰的反映飞行器迎、背风大面积气动加热特征。x＝65mm，220mm和z＝5mm，75mm四个截面热流密度的对比表明预测结果与数值计算结果基本一致，最大偏差不超过15％。
如图5所示，沿trajectory弹道选择飞行器表面3个点进行分布式热环境参数预测。图6给出了预测结果，其中POD表示采用本发明的分布式热环境参数预测方法得到的结果，Engineer Method表示工程估算方法得到的结果，可以看出工程计算结果与POD结果变化规律基本一致，POD结果能够反映出飞行器迎风面热流从前缘高热流到中心线低热流逐渐变化的过程，能够得到迎风面各点更加真实的气动热环境参数，但工程估算方法无法很好的预测出迎风面热环境这一空间变化特性。在热环境数据库完备的前提下，针对trajectory弹道采用快速预测方法时间为33s，而开展大规模并行数值计算仅仅弹道上单个点状态数值计算最少需要36小时，充分说明本发明的分布式热环境预测方法能够大幅度降低预测时间。
本发明通过建立的飞行器表面热流数据库，利用POD方法对数据库进行降阶处理，结合相应的基系数插值方法，能够快速沿弹道预测飞行器表面热环境参数。该方法能够真实的反映出复杂外形飞行器表面各点气动热环境空间分布特征及干扰特征，和数值结果对比表明，该方法能够大幅提高计算效率，并且不损失预测精度。通过沿弹道各点为防热温度场计算提供表面分布式热流，能够得到更加精细的温度分布，从而提高整个防隔热系统的设计水平。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)根据地面风洞测热试验和飞行试验测量数据，选择一种合适的数值计算方法；
利用如下方法，选择一种合适的数值计算方法：
(1.1)选择飞行器的一个典型工况，所述典型工况对应一组具体的工况参数，采用常用的数值计算方法进行计算，得到飞行器表面热流参数，常用的数值方法包括AUSM、AUSMPW、ROE等通量差分格式。
(1.2)将不同数值计算方法得到的飞行器表面热流参数进行横向对比分析，对所有数值计算方法得到的飞行器表面第s个点的热流参数计算平均值qavgs，判断qns和qavgs是否满足|qns-qavgs|≥δ，δ＝5％×qavgs，如果满足，抛弃第n种数值计算方法，否则，保留第n种数值计算方法，其中qns表示第n种数值计算方法计算得到的飞行器表面第s个点的热流参数。
(1.3)利用经过步骤(1.2)后剩余的数值计算方法，针对地面风洞测热试验模型和试验状态参数进行数值计算并对比结果，抛弃与试验状态测试热流偏差最大的结果对应的数值计算方法，地面风洞测热试验模型是实际飞行器的等比例缩小模型。
(1.4)利用与设计飞行器气动布局相近，且已经开展过飞行试验的飞行器实际飞行时的表面实测热流参数，与经过步骤(1.3)后剩余的数值计算方法在同样状态下得到的飞行器表面热流参数与实际飞行时的表面热流参数进行对比，选择计算结果与实际飞行时表面热流参数最接近的数值计算方法；
(2)建立一套四边形网格作为飞行器表面基准网格；
(3)根据设计的飞行器高度、马赫数、攻角和舵偏的使用范围，利用选择的数值计算方法进行数值计算，获得每组高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数，进入步骤(4)；
(4)把每组高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数投影到步骤(2)建立的飞行器表面基准网格中，得到飞行器表面热流参数数据库，进入步骤(5)；
(5)利用飞行器表面热流参数数据库进行弹道参数分析，判断飞行器表面热流参数数据库是否覆盖弹道上每个点的高度、马赫数、攻角和舵偏参数，如果全覆盖或部分覆盖，则进入步骤(6)，否则，扩大飞行器高度、马赫数、攻角和舵偏的使用范围，进入步骤(3)；
(6)采用POD方法结合径向基函数插值方法对覆盖部分进行分布式热环境参数预测，得到实际飞行弹道上每个点的高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数。
2.根据权利要求1所述的基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，其特征在于：所述步骤(6)的实现方法如下：
(4.1)通过POD方法，根据数据库获得L组线性无关的正交基简称POD基，其中L≤M,Uj表示第j组高度、马赫数、攻角和舵偏状态对应的飞行器表面热流参数，L表示飞行器工况参数组成的状态空间，M表示飞行器的高度、马赫数、攻角和舵偏状态组合数；
(4.2)将数据库向POD基投影，获得第i个POD基的投影系数在M个离散点处的投影系数所述
(4.3)通过插值方法，获得的近似连续函数；
(4.4)根据q点处的所有POD基系数bi，利用计算q处的热流参数U(q)。
3.根据权利要求2所述的基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法，其特征在于：所述步骤(4.3)的插值方法如下：
(5.1)将数据库各状态点对应的高度、马赫数、攻角和舵偏参数分别除以各自的去量纲数，使高度、马赫数、攻角和舵偏参数各自变化1个单位时对飞行器表面热流的影响程度基本一致，从而定义一个由来流参数组成的空间：
其中，为攻角、为马赫数、为高度、为舵偏；sALF、sMa、sH、sdps分别为高度、马赫数、攻角和舵偏参数的去量纲数；
(5.2)在步骤(5.1)中的空间内采用多元函数的径向基函数插值方法求解
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