CN111611646A - 一种飞行器前体气动构型的快速设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器前体气动构型的快速设计方法。首先，根据参数化的前体设计方法设计出大量几何样本；其次，对几何样本数据进行矩阵特征值正交分解，获得其基矢量；将高维数据样本集在基矢量空间正交投影，获得基矢量的系数；最后，对基矢量系数进行插值，求得新设计变量的基矢量的系数，从而获得前体的气动型面参数；同时，对所获得前体构型样本流场仿真结果进行矩阵本征正交分解，获得基矢量，并将样本空间向基矢量空间进行投影，获得基矢量的系数；采用径向基函数对基矢量的系数进行插值重构，该方法基于矩阵本征正交分解理论建立的设计平台，能加快飞行器概念设计阶段的速度，减小计算时间和设计成本。

Description

一种飞行器前体气动构型的快速设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器前体设计技术领域，主要涉及一种飞行器前体气动构型的快速设计方法。
背景技术
高超声速技术是一项重要的颠覆性技术，飞行器前体的设计是其关键技术之一。高超声速技术是继莱特兄弟的飞机、喷气推进之后的人类航空史上的第三次革命。军事方面，高超声速导弹可以深刻地未来战争的游戏规则；民用方面，高超声速技术若用于民机，则可将从洲际航行的民航飞机从13小时缩减为1个小时。
高超声速飞行器设计不同于常规的超声速飞行器，高超声速飞行器的前体通常采用乘波体构型，整个飞行器就“骑”在激波上，从而能最大限度地获得较高的升阻比。
然而，乘波体构型的容积效率通常较低，使得飞行器没有太多的有效容积。飞行器设计过程中，设计师通常希望在飞行器内部放置雷达天线、武器弹药，而且在可能的情况下，这些有效载荷越多越好。民用方面，若有效容积效率低，则未来高超声速客机的载客数量会减小，影响航空公司的经济收入。因此，工业界一直希望能有一种技术，使得高超声速飞行器的兼具乘波体的高升阻比，同时容积效率也较高的问题。
另一方面，升力体方案被广泛应用于导弹或者飞机的设计，飞行器的容积效率通常能够比较高。那么能否将两者融合起来，使得飞行器设计既具有乘波体的高升阻比，还具有升力体的大容积效率？基于此需求而提出本发明。
同时，过去飞行器前体的设计者属于专业人员，专业人员必须学习空气动力学和飞行器设计之后，才能根据个人经验，采用乘波体或升力体方案进行飞行器前体的设计。通常，这种设计是一种经验设计，对设计者的经验和能力要求很高。设计者具备上述能力之后，才能初步进行几何设计，然后对设计出来的前体划分网格、进行计算流体力学的数值模拟，然后获得飞行器前体的流场及其性能。如果性能不好，还得重新进行设计，再进行网格划分和流场计算、后处理等工作，如此不断循环，花费的计算代价和设计时间非常漫长。
能否自动、快速地设计出大容积率、高升阻比的飞行器前体？现代数学，尤其是线性代数理论的迅速发展给这种设计带来可能。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明采用线性代数的矩阵本征正交分解理论，结合乘波体和升力体的设计理论，提出一种快速、精确的飞行器前体设计方法。其设计时间在数秒时间量级内。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种飞行器前体气动构型的快速设计方法，包括如下步骤：
步骤1、建立基于空气动力学理论的前体设计模型；
所述前体下壁面采用密切锥设计方法，在密切面内通过特征线理论求解Taylor-Maccoll方程，获得轴对称基准流场；在该基准流场内进行流线追踪，获得前体的下壁面几何构型；
所述前体上壁面构型采用冯卡门曲线设计方法；
所述前体上壁面出口型线采用类型函数设计方法；
设计过程中，通过调整前体半宽度D、类型函数指数n、来流条件、上壁面基准高度H、上表面出口型线方程、前体前缘型线方程和前体激波出口型线方程，可得到不同气动构型的飞行器前体，获得所需几何前体样本集合；对所述几何前体样本集合分别开展计算流体力学数值模拟，获得几何前体样本构型的流场样本集合；
步骤2、对步骤1中所述几何前体样本集合{x(M),y(M),zi(M)}T，进行本征正交分解，获得其特征值λ1>λ2>…λP及其对应的特征向量；其中M为样本数目；根据特征值大小所占比重，选取总和占全部特征值99％的特征值，用于获取设计参数空间内相互正交的基矢量，如下所示：
Figure BDA0002441839690000021
步骤3、根据步骤2中选取的特征值，确定投影空间的基矢量系数，在投影空间内，前体几何型面可以采用特征值所对应的特征向量进行线性加权，如下所示：
Figure BDA0002441839690000022
式中，Φi为特征向量，通过矩阵分解获得；ai为系数；求解ai时约束为所有样本的型面函数S(x，y，z)与预测结果的误差最小；即满足如下约束条件：
Figure BDA0002441839690000023
步骤4、采用伽辽金投影方法获得系数ai，采用径向基函数来对新设计变量进行插值，获得新的系数，快速确定所需设计的前体气动几何型面；
步骤5、参照步骤2-步骤5、对各个前体型面样本的流场结果进行本征正交分解，提取其99％的特征，进行伽辽金投影，获得简化的设计参数空间的基矢量及其系数；最后，针对新的设计变量，采用径向基函数进行系数计算，从而快速获得所需设计点前体型面对应的流场。
进一步地，所述步骤1中在调整各项设计参数时，采用优化拉丁超立方试验设计，使得设计参数均匀分布，获得设计参数的数据集合；根据设计参数的数据集合，采用步骤1的方法获得一系列不同气动构型的几何前体样本集合；并且通过对几何前体样本集合进行计算流体力学模拟，获得这些前体样本集合的流场样本集合。
有益效果：
1、经过前期样本数据处理，构建好几何快速设计平台和流场与性能快速预估平台之后，进行具体的飞行器前体设计时能够快速得到所需前体几何构型和流场及性能数据，极大缩短设计和计算时间，减小计算设计成本。
2、降低了设计难度和对设计者专业要求，设计者仅需根据设计需求，改变不同设计变量即可获得前体构型及其流场与性能数据。
3、本发明对于未来飞行器精细化、自动化和快速化设计具有良好的应用潜能。
附图说明
图1为本发明提供的前体气动型面快速设计流程图；
图2为本发明提供的前体流场快速预测流程图；
图3为飞行器前体设计示意图；
图4为前体密切面设计示意图；
图5为本发明提供的快速设计前体几何构型图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1-2所示的一种飞行器前体气动构型的快速设计方法，包括如下步骤：
步骤1、建立基于空气动力学理论的前体设计模型；
前体下壁面采用密切锥设计方法，在密切面内通过特征线理论求解Taylor-Maccoll方程，获得轴对称基准流场；在该基准流场内进行流线追踪，获得前体的下壁面几何构型；
前体上壁面构型采用冯卡门曲线设计方法；
前体上壁面出口型线采用类型函数设计方法；
设计过程中，通过调整前体半宽度D、类型函数指数n、来流条件、上壁面基准高度H、上表面出口型线(USEC，Upper Surface Exit Curve)方程、前体前缘型线(FCT，ForebodyCapture Tube)方程和前体激波出口型线(ICC，Inlet Capture Curve)方程，可得到不同气动构型的飞行器前体，获得所需几何前体样本集合；对所述几何前体样本集合分别开展计算流体力学数值模拟，获得几何前体样本构型的流场样本集合。
调整各项设计参数时，采用优化拉丁超立方试验设计，使得设计参数均匀分布，获得设计参数的数据集合；根据设计参数的数据集合，采用步骤1的方法获得一系列不同气动构型的几何前体样本集合；并且通过对几何前体样本集合进行计算流体力学模拟，获得这些前体样本集合的流场样本集合。
步骤2、对步骤1中所述几何前体样本集合{x(M),y(M),zi(M)}T，进行本征正交分解，获得其特征值λ1>λ2>…λP及其对应的特征向量；其中M为样本数目；根据特征值大小所占比重，选取总和占全部特征值99％的特征值，用于获取设计参数空间内相互正交的基矢量，如下所示：
Figure BDA0002441839690000041
步骤3、根据步骤2中选取的特征值，确定投影空间的基矢量系数，在投影空间内，前体几何型面可以采用特征值所对应的特征向量进行线性加权，如下所示：
Figure BDA0002441839690000042
式中，Φi为特征向量，通过矩阵分解获得；ai为系数；求解ai时约束为所有样本的型面函数S(x，y，z)与预测结果的误差最小；即满足如下约束条件：
Figure BDA0002441839690000043
步骤4、采用伽辽金投影方法获得系数ai，采用径向基函数来对新设计变量进行插值，获得新的系数，快速确定所需设计的前体气动几何型面。
步骤5、参照步骤2-步骤5、对各个前体型面样本的流场结果进行本征正交分解，提取其99％的特征，进行伽辽金投影，获得简化的设计参数空间的基矢量及其系数；最后，针对新的设计变量，采用径向基函数进行系数计算，从而快速获得所需设计点前体型面对应的流场。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种飞行器前体气动构型的快速设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、建立基于空气动力学理论的前体设计模型；
所述前体下壁面采用密切锥设计方法，在密切面内通过特征线理论求解Taylor-Maccoll方程，获得轴对称基准流场；在该基准流场内进行流线追踪，获得前体的下壁面几何构型；
所述前体上壁面构型采用冯卡门曲线设计方法；
所述前体上壁面出口型线采用类型函数设计方法；
设计过程中，通过调整前体半宽度D、类型函数指数n、来流条件、上壁面基准高度H、上表面出口型线方程、前体前缘型线方程和前体激波出口型线方程，可得到不同气动构型的飞行器前体，从而获得所需几何前体样本集合；对所述几何前体样本集合分别开展计算流体力学数值模拟，获得不同前体构型对应的流场样本集合；
步骤2、对步骤1中所述前体几何结构样本集合{x(M),y(M),zi(M)}T进行本征值正交分解，获得其特征值λ1>λ2>…λP及其对应的特征向量；其中M为样本数目；根据特征值大小所占比重，选取总和占全部特征值之和99％的特征值，用于获取设计参数空间内相互正交的基矢量，如下所示：
Figure FDA0002441839680000011
步骤3、根据步骤2中选取的特征值，确定投影空间的基矢量系数，在投影空间内，前体几何型面可以采用特征值所对应的特征向量进行线性加权，如下所示：
Figure FDA0002441839680000012
式中，Φi为特征向量，通过矩阵分解获得；ai为系数；求解ai时约束为所有样本的型面函数S(x，y，z)与预测结果的误差最小；即满足如下约束条件：
Figure FDA0002441839680000013
步骤4、对于新的前体构型，可采用径向基函数来对新设计变量进行插值，获得新的基矢量系数，从而快速确定所需设计的前体气动几何型面；
步骤5、参照步骤2-步骤5、对各个前体型面样本的流场结果进行本征值正交分解，提取其99％的特征，进行伽辽金投影，获得简化的设计参数空间的基矢量及其系数；最后，针对新的设计变量，采用径向基函数进行系数计算，从而快速获得所需设计点前体型面对应的流场。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器前体气动构型的快速设计方法，其特征在于，所述步骤1中在选取各项设计参数时，采用优化拉丁超立方进行采样设计，使得设计参数均匀分布，获得设计参数的数据集合；根据设计参数的数据集合，采用步骤1的方法获得一系列不同气动构型的前体构型样本集合；并且通过对前体构型样本集合进行计算流体力学模拟，获得这些前体样本集合的流场样本集合。
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