本發(fā)明涉及一種分布式熱環(huán)境參數(shù)快速預測方法，主要用于沿典型彈道快速預測具有翼、舵等部件的復雜外形飛行器各部位熱環(huán)境參數(shù)，屬于航天器熱環(huán)境設計領域。

背景技術：
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飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預測是防隔熱系統(tǒng)設計的前提，傳統(tǒng)外形簡單的航天器分布式熱環(huán)境參數(shù)預測可以通過地面風洞測熱試驗或氣動熱工程預測方法獲得。但是高速航天器外形復雜，氣流相互干擾、激波干擾特征明顯，熱環(huán)境精確預測難度較大，采用地面風洞試驗時的模擬參數(shù)無法對高速飛行環(huán)境進行覆蓋和完全模擬，適用于傳統(tǒng)球錐類簡單外形的氣動熱工程預測方法不適用于復雜外形，尤其是對局部干擾區(qū)熱環(huán)境預測更是無能為力。同時，采用大規(guī)模并行數(shù)值計算的方式可以進行飛行器熱環(huán)境參數(shù)預測，但是其預測周期過長，難度大、效率低下，難以在復雜外形飛行器方案設計階段為防隔熱系統(tǒng)設計提供數(shù)據(jù)。因此亟需一種適用于高速復雜外形飛行器的分布式三維熱環(huán)境參數(shù)預測方法。

技術實現(xiàn)要素：
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本發(fā)明解決的技術問題是：克服現(xiàn)有技術的不足，提供基于數(shù)據(jù)庫的復雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預測方法，能夠全面精確預測分布式熱環(huán)境參數(shù)，預測周期短，效率高，為飛行器防隔熱系統(tǒng)提供設計依據(jù)。

本發(fā)明的技術解決方案是：基于數(shù)據(jù)庫的復雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預測方法，包括如下步驟：

(1)根據(jù)地面風洞測熱試驗和飛行試驗測量數(shù)據(jù)，選擇一種合適的數(shù)值計算方法；

(2)建立一套四邊形網(wǎng)格作為飛行器表面基準網(wǎng)格；

(3)根據(jù)設計的飛行器高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏的使用范圍，利用選擇的數(shù)值計算方法進行數(shù)值計算，獲得每組高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應的飛行器表面熱流參數(shù)，進入步驟(4)；

(4)把每組高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應的飛行器表面熱流參數(shù)投影到步驟(2)建立的飛行器表面基準網(wǎng)格中，得到飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫，進入步驟(5)；

(5)利用飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫進行彈道參數(shù)分析，判斷飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫是否覆蓋彈道上每個點的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)，如果全覆蓋或部分覆蓋，則進入步驟(6)，否則，擴大飛行器高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏的使用范圍，進入步驟(3)；

(6)采用POD方法對覆蓋部分進行分布式熱環(huán)境參數(shù)預測，得到實際飛行彈道上每個點的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應的飛行器表面熱流參數(shù)。

所述步驟(1)的實現(xiàn)方法如下：

(2.1)選擇飛行器的一個典型工況，采用常用的數(shù)值計算方法進行計算，得到飛行器表面熱流參數(shù)；

(2.2)將不同數(shù)值計算方法得到的飛行器表面熱流參數(shù)進行橫向對比分析，拋棄偏差較大的數(shù)值計算方法；

(2.3)利用經過步驟(2.2)后剩余的數(shù)值計算方法，針對地面風洞測熱試驗模型和試驗狀態(tài)參數(shù)進行數(shù)值計算并對比結果，拋棄與地面風洞試驗測得的測試熱流偏差最大的結果對應的數(shù)值計算方法，所述地面風洞測熱試驗模型是實際飛行器的等比例縮小模型；

(2.4)利用與設計飛行器氣動布局相近、且已經開展過飛行試驗的飛行器實際飛行時的表面熱流參數(shù)，與經過步驟(2.3)后剩余的數(shù)值計算方法在相同狀態(tài)下得到的飛行器表面熱流參數(shù)進行對比，選擇計算結果與實際飛行時表面熱流參數(shù)最接近的數(shù)值計算方法。

所述步驟(2.2)的實現(xiàn)方法如下：

(3.1)對所有數(shù)值計算方法得到的飛行器表面第s個點的熱流參數(shù)計算平均值q_avgs；

(3.2)判斷q_ns和q_avgs是否滿足|q_ns-q_avgs|≥δ，δ＝5％×q_avgs，如果滿足，拋棄第n種數(shù)值計算方法，否則，保留第n種數(shù)值計算方法，其中q_ns表示第n種數(shù)值計算方法計算得到的飛行器表面第s個點的熱流參數(shù)。

所述步驟(6)的實現(xiàn)方法如下：

(4.1)通過POD方法，根據(jù)數(shù)據(jù)庫獲得L組線性無關的正交基簡稱POD基，其中L≤M,U^j表示第j組高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應的飛行器表面熱流參數(shù)，L表示飛行器工況參數(shù)組成的狀態(tài)空間，M表示飛行器的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)組合數(shù)；

(4.2)將數(shù)據(jù)庫向POD基投影，獲得第i個POD基的投影系數(shù)在M個離散點處的投影系數(shù)所述

(4.3)通過插值方法，獲得的近似連續(xù)函數(shù)；

(4.4)根據(jù)q點處的所有POD基系數(shù)b_i，利用計算q處的熱流參數(shù)U(q)。

所述步驟(4.3)的插值方法如下：

(5.1)將數(shù)據(jù)庫各狀態(tài)點對應的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)分別除以各自的去量綱數(shù)s_i，使高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)各自變化1個單位時對飛行器表面熱流的影響程度基本一致，從而定義一個由來流參數(shù)組成的空間：

$x=\{\left(\frac{{\tilde{x}}_{ALF}}{s_{ALF}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{Ma}}{s_{Ma}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_H}{s_H}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{dps}}{s_{dps}}\right)\}$

其中，為攻角、為馬赫數(shù)、為高度、為舵偏；

(5.2)在步驟(5.1)中的空間內采用多元函數(shù)的徑向基函數(shù)插值方法求解

與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

(1)基于數(shù)據(jù)庫的復雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預測方法能夠快速獲得沿彈道復雜外形飛行器表面分布式熱環(huán)境參數(shù)，該方法耗時短、精度高，能夠全面精確預測分布式熱環(huán)境參數(shù)，從而提高復雜外形飛行器防隔熱系統(tǒng)的設計精度，大幅降低設計時間，解決了地面風洞測熱試驗、工程預測方法以及數(shù)值計算方法無法滿足復雜氣動熱環(huán)境設計的問題。

(2)本發(fā)明采用POD方法對飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫進行本征正交分解，得到數(shù)據(jù)庫的正交基向量，通過對基向量系數(shù)的插值可以快速地預測某狀態(tài)下飛行器表面熱環(huán)境參數(shù)，而不需要重新啟動CFD求解器開展數(shù)值計算，極大提高了預測效率，降低了預測周期。

(3)本發(fā)明采用徑向基函數(shù)插值方法能夠有效地處理多維飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫問題，不僅結果精度高而且對數(shù)據(jù)庫狀態(tài)點的分布要求低。

附圖說明：

圖1是基于數(shù)據(jù)庫的復雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預測方法的流程圖；

圖2是實施例采用的數(shù)據(jù)庫狀態(tài)點及預測點、預測彈道參數(shù)，其中(a)為高度‐攻角分布情況，(b)為高度‐馬赫數(shù)分布情況；

圖3是預測點Object Point1狀態(tài)下熱流參數(shù)等值線對比圖，其中(a)為迎風面熱流參數(shù)等值線對比圖，(b)為背風面熱流參數(shù)等值線對比圖；

圖4是預測點Object Point1狀態(tài)下典型截面熱流參數(shù)對比圖，其中(a)為展向截面x＝65mm的熱流參數(shù)示意圖，(b)為展向截面x＝220mm的熱流參數(shù)示意圖，(c)為展向截面z＝5mm的熱流參數(shù)示意圖，(d)為展向截面z＝75mm的熱流參數(shù)示意圖；

圖5是沿trajectory彈道預測選擇的飛行器表面分析關注點示意圖；

圖6是沿trajectory彈道各關注點的分布式熱環(huán)境參數(shù)預測結果示意圖。

具體實施方式：

本發(fā)明通過試驗數(shù)據(jù)、不同數(shù)值方法計算結果的對比分析，選擇合適的氣動熱環(huán)境數(shù)值計算方法使其滿足熱環(huán)境設計數(shù)據(jù)的預測精度要求，進而針對飛行器外形和典型彈道建立熱環(huán)境數(shù)值仿真結果數(shù)據(jù)庫，通過對數(shù)據(jù)庫進行降階處理，獲得包含了數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)的絕大部分信息，最后用插值POD技術實現(xiàn)氣動熱環(huán)境參數(shù)快速預測，通過對預測結果進行分析，能夠得到復雜外形飛行器表面各點氣動熱環(huán)境空間分布特征及干擾特征，為飛行器防隔熱系統(tǒng)提供設計依據(jù)。具體流程如圖1所示，包括如下步驟：

(1)利用如下方法，選擇一種合適的數(shù)值計算方法：

(1.1)選擇飛行器的一個典型工況(對應一組具體的工況參數(shù))，采用常用的數(shù)值計算方法進行計算，得到飛行器表面熱流參數(shù)，常用的數(shù)值方法包括AUSM、AUSMPW、ROE等通量差分格式。

(1.2)將不同數(shù)值計算方法得到的飛行器表面熱流參數(shù)進行橫向對比分析，對所有數(shù)值計算方法得到的飛行器表面第s個點的熱流參數(shù)計算平均值q_avgs，判斷q_ns和q_avgs是否滿足|q_ns-q_avgs|≥δ，δ＝5％×q_avgs，如果滿足，拋棄第n種數(shù)值計算方法，否則，保留第n種數(shù)值計算方法，其中q_ns表示第n種數(shù)值計算方法計算得到的飛行器表面第s個點的熱流參數(shù)。

(1.3)利用經過步驟(1.2)后剩余的數(shù)值計算方法，針對地面風洞測熱試驗模型和試驗狀態(tài)參數(shù)進行數(shù)值計算并對比結果，拋棄與試驗狀態(tài)測試熱流偏差最大的結果對應的數(shù)值計算方法，地面風洞測熱試驗模型是實際飛行器的等比例縮小模型。

(1.4)利用與設計飛行器氣動布局相近，且已經開展過飛行試驗的飛行器實際飛行時的表面實測熱流參數(shù)，與經過步驟(1.3)后剩余的數(shù)值計算方法在同樣狀態(tài)下得到的飛行器表面熱流參數(shù)與實際飛行時的表面熱流參數(shù)進行對比，選擇計算結果與實際飛行時表面熱流參數(shù)最接近的數(shù)值計算方法。上述飛行器氣動布局相近指的是飛行器固定類部件外形類似，活動類的控制部件布局相同，比如：身部都屬于升力體外形，控制舵都采用迎風面布局的FLAP舵。

(2)建立一套四邊形網(wǎng)格作為飛行器表面基準網(wǎng)格。

(3)根據(jù)設計的飛行器工況參數(shù)的使用范圍，利用選擇的數(shù)值計算方法進行數(shù)值計算，獲得每組工況參數(shù)對應的飛行器表面熱流參數(shù)，進入步驟(4)。每組工況參數(shù)稱為一個狀態(tài)點，工況參數(shù)包括高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏。

(4)把每組工況參數(shù)對應的飛行器表面熱流參數(shù)投影到步驟(2)建立的飛行器表面基準網(wǎng)格中，得到飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫，進入步驟(5)。

(5)利用飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫進行彈道參數(shù)分析，判斷飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫是否覆蓋彈道上每個點的工況參數(shù)，如果全覆蓋或部分覆蓋，則進入步驟(6)，否則，擴大飛行器工況參數(shù)的使用范圍，進入步驟(3)。

(6)采用POD方法對覆蓋部分進行分布式熱環(huán)境參數(shù)預測，得到實際飛行彈道上每個點的工況參數(shù)對應的飛行器表面熱流參數(shù)。

采用POD方法對覆蓋部分進行分布式熱環(huán)境參數(shù)預測的過程如下：

(6.1)通過POD方法，根據(jù)數(shù)據(jù)庫獲得L組線性無關的正交基簡稱POD基，實現(xiàn)降階處理，其中L≤M,U^j表示第j組工況參數(shù)對應的飛行器表面熱流參數(shù)，L表示工況參數(shù)組成的狀態(tài)空間，M表示飛行器狀態(tài)點個數(shù)。

(6.2)將數(shù)據(jù)庫向POD基投影，獲得第i個POD基的投影系數(shù)在M個離散點處的投影系數(shù)

(6.3)通過插值方法，獲得的近似連續(xù)函數(shù)。

插值方法如下：

將數(shù)據(jù)庫各狀態(tài)點對應的工況參數(shù)分別除以各自的去量綱數(shù)s_i，去量綱數(shù)值的選取一般通過經驗給出。主要是使得工況參數(shù)各自變化1個單位時對飛行器表面熱流的影響程度基本一致。

以工況參數(shù)為高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)為例，由來流參數(shù)組成的空間為

$x=\{\left(\frac{{\tilde{x}}_{ALF}}{s_{ALF}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{Ma}}{s_{Ma}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_H}{s_H}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{dps}}{s_{dps}}\right)\}$

實際上，工況參數(shù)還可以擴展為高度、馬赫數(shù)、攻角、舵偏、側滑角、傾側角等L個飛行器飛行工況的表征參數(shù)，此時可以定義一個由來流參數(shù)組成的L維空間：

$x=\{\left(\frac{{\tilde{x}}_{ALF}}{s_{ALF}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{Ma}}{s_{Ma}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_H}{s_H}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{dps}}{s_{dps}}\right)\mathrm{...}\left(\frac{{\tilde{x}}_i}{s_i}\right)\mathrm{...}\left(\frac{{\tilde{x}}_L}{s_L}\right)\}$

其中，為攻角、為馬赫數(shù)、為高度、為舵偏。

在L維空間內采用多元函數(shù)f(x)的徑向基函數(shù)插值方法進行求解。

徑向基函數(shù)插值可以表示為：

$f\left(x\right)={\mathrm{\Σ}}_{j=1}^L{\mathrm{\α}}_j\mathrm{\Φ}(x-x_j)$

其中Φ(x-x_j)為徑向基函數(shù)，α_j為待求系數(shù)。

(6.4)根據(jù)q點處的所有POD基系數(shù)b_i，利用計算q處的熱流參數(shù)U(q)。

實施例：

針對Hermes航天飛機試驗模型開展分布式熱環(huán)境參數(shù)預測，該模型沒有空氣舵，因此，選用的工況參數(shù)為高度、馬赫數(shù)和攻角。

根據(jù)飛行高度H、飛行馬赫數(shù)Ma、攻角ALF使用范圍構建數(shù)據(jù)庫，假定：高度H在45km～70km之間，馬赫數(shù)Ma在14～22，攻角ALF在0°～15°之間。根據(jù)地面風洞測熱試驗和飛行試驗測量數(shù)據(jù)，空間離散格式采用Roe格式的數(shù)值計算方法適用于該外形和工況參數(shù)的表面熱流計算。

圖2給出了所建立的飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫狀態(tài)點對應的的高度，馬赫數(shù)和攻角分布情況，其中(a)為高度‐攻角分布情況，(b)為高度‐馬赫數(shù)分布情況，共計34個狀態(tài)點，如圖中圓圈所示；Object point1和Object point2是要預測的狀態(tài)，其中Object point1表示在數(shù)據(jù)庫的包絡內，數(shù)據(jù)庫能夠覆蓋該預測點參數(shù)，Object point2表示在數(shù)據(jù)庫的包絡外，數(shù)據(jù)庫不能覆蓋該預測點參數(shù)；trajectory為某典型彈道參數(shù)，數(shù)據(jù)庫能夠覆蓋該該彈道各點的狀態(tài)參數(shù)。因此可以利用該數(shù)據(jù)庫對Object point1預測點和trajectory彈道進行分布式熱環(huán)境參數(shù)預測。

將圖2中Object point1的預測結果與數(shù)值計算結果進行對比，見圖3、圖4，圖3是預測點Object Point1狀態(tài)下熱流參數(shù)等值線對比圖，其中(a)為迎風面熱流參數(shù)等值線對比圖，(b)為背風面熱流參數(shù)等值線對比圖。圖4是預測點Object Point1狀態(tài)下典型截面熱流參數(shù)對比圖，其中(a)為展向截面x＝65mm的熱流參數(shù)示意圖，(b)為展向截面x＝220mm的熱流參數(shù)示意圖，(c)為展向截面z＝5mm的熱流參數(shù)示意圖，(d)為展向截面z＝75mm的熱流參數(shù)示意圖。圖3和圖4中POD表示采用本發(fā)明的分布式熱環(huán)境參數(shù)預測方法得到的結果，CFD表示采用數(shù)值計算得到的結果。迎、背風面熱流等值線對比結果可見預測結果能夠清晰的反映飛行器迎、背風大面積氣動加熱特征。x＝65mm，220mm和z＝5mm，75mm四個截面熱流密度的對比表明預測結果與數(shù)值計算結果基本一致，最大偏差不超過15％。

如圖5所示，沿trajectory彈道選擇飛行器表面3個點進行分布式熱環(huán)境參數(shù)預測。圖6給出了預測結果，其中POD表示采用本發(fā)明的分布式熱環(huán)境參數(shù)預測方法得到的結果，Engineer Method表示工程估算方法得到的結果，可以看出工程計算結果與POD結果變化規(guī)律基本一致，POD結果能夠反映出飛行器迎風面熱流從前緣高熱流到中心線低熱流逐漸變化的過程，能夠得到迎風面各點更加真實的氣動熱環(huán)境參數(shù)，但工程估算方法無法很好的預測出迎風面熱環(huán)境這一空間變化特性。在熱環(huán)境數(shù)據(jù)庫完備的前提下，針對trajectory彈道采用快速預測方法時間為33s，而開展大規(guī)模并行數(shù)值計算僅僅彈道上單個點狀態(tài)數(shù)值計算最少需要36小時，充分說明本發(fā)明的分布式熱環(huán)境預測方法能夠大幅度降低預測時間。

本發(fā)明通過建立的飛行器表面熱流數(shù)據(jù)庫，利用POD方法對數(shù)據(jù)庫進行降階處理，結合相應的基系數(shù)插值方法，能夠快速沿彈道預測飛行器表面熱環(huán)境參數(shù)。該方法能夠真實的反映出復雜外形飛行器表面各點氣動熱環(huán)境空間分布特征及干擾特征，和數(shù)值結果對比表明，該方法能夠大幅提高計算效率，并且不損失預測精度。通過沿彈道各點為防熱溫度場計算提供表面分布式熱流，能夠得到更加精細的溫度分布，從而提高整個防隔熱系統(tǒng)的設計水平。

本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業(yè)技術人員的公知技術。