航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2015年
2期
462-472
,共11页
高超声速%气动热%本征正交分解%代理模型%降阶模型
高超聲速%氣動熱%本徵正交分解%代理模型%降階模型
고초성속%기동열%본정정교분해%대리모형%강계모형
hypersonic%aerothermodynamic%proper orthogonal decomposition%surrogate model%reduced order model
气动热弹性分析是高超声速飞行器设计的关键技术之一.高超声速飞行器气动热的准确快速预测是气动热弹性分析的重要前提.针对当前气动加热工程计算、数值计算和实验研究均不能很好满足设计要求的问题,采用本征正交分解(POD)与代理模型(Surrogate)技术结合的模型降阶(POD-Surrogate)方法,建立了一种快速高效的高超声速气动热降阶模型框架.针对典型高超声速三维翼面气动热预测研究结果表明:当保留的POD基模态个数大于20时,POD-Kriging方法和POD-RBF(Radial Basis Function)方法的降阶模型得到的翼面温度分布与计算流体力学(CFD)计算温度L..平均误差分别达到6％和14％,相对均方根误差(NRMSE)平均误差分别达到4％和12％,继续增加POD的基模态并不能提高降阶模型的预测精度;针对高超声速机翼气动热计算,POD-Kriging方法比POD-RBF方法具有更高的精度;针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明:基于POD-Surrogate方法的气动热降阶模型具有较高的精度和效率.
氣動熱彈性分析是高超聲速飛行器設計的關鍵技術之一.高超聲速飛行器氣動熱的準確快速預測是氣動熱彈性分析的重要前提.針對噹前氣動加熱工程計算、數值計算和實驗研究均不能很好滿足設計要求的問題,採用本徵正交分解(POD)與代理模型(Surrogate)技術結閤的模型降階(POD-Surrogate)方法,建立瞭一種快速高效的高超聲速氣動熱降階模型框架.針對典型高超聲速三維翼麵氣動熱預測研究結果錶明:噹保留的POD基模態箇數大于20時,POD-Kriging方法和POD-RBF(Radial Basis Function)方法的降階模型得到的翼麵溫度分佈與計算流體力學(CFD)計算溫度L..平均誤差分彆達到6％和14％,相對均方根誤差(NRMSE)平均誤差分彆達到4％和12％,繼續增加POD的基模態併不能提高降階模型的預測精度;針對高超聲速機翼氣動熱計算,POD-Kriging方法比POD-RBF方法具有更高的精度;針對典型的高超聲速三維翼麵氣動熱預測錶明:基于POD-Surrogate方法的氣動熱降階模型具有較高的精度和效率.
기동열탄성분석시고초성속비행기설계적관건기술지일.고초성속비행기기동열적준학쾌속예측시기동열탄성분석적중요전제.침대당전기동가열공정계산、수치계산화실험연구균불능흔호만족설계요구적문제,채용본정정교분해(POD)여대리모형(Surrogate)기술결합적모형강계(POD-Surrogate)방법,건립료일충쾌속고효적고초성속기동열강계모형광가.침대전형고초성속삼유익면기동열예측연구결과표명:당보류적POD기모태개수대우20시,POD-Kriging방법화POD-RBF(Radial Basis Function)방법적강계모형득도적익면온도분포여계산류체역학(CFD)계산온도L..평균오차분별체도6％화14％,상대균방근오차(NRMSE)평균오차분별체도4％화12％,계속증가POD적기모태병불능제고강계모형적예측정도;침대고초성속궤익기동열계산,POD-Kriging방법비POD-RBF방법구유경고적정도;침대전형적고초성속삼유익면기동열예측표명:기우POD-Surrogate방법적기동열강계모형구유교고적정도화효솔.
