本發(fā)明專利技術(shù)提供一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法及裝置，其中的方法包括：獲取高速運(yùn)動體的實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)，實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)包括實(shí)時飛行高度、實(shí)時飛行速度、實(shí)時攻角以及實(shí)時側(cè)滑角；將實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場；其中，氣動熱流場預(yù)測模型通過主成分分析降維模型與深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型融合得到。該方法通過將主成分分析降維模型與深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型進(jìn)行融合，得到能夠更好地對高維實(shí)時表面氣動熱流場進(jìn)行預(yù)測的氣動熱流場預(yù)測模型，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)特定飛行狀態(tài)下高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的快速、準(zhǔn)確預(yù)測。準(zhǔn)確預(yù)測。準(zhǔn)確預(yù)測。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法及裝置
[0001]本專利技術(shù)涉及人工智能和高端設(shè)備的交叉
，尤其涉及一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法及裝置。
技術(shù)介紹
[0002]高速運(yùn)動體的速度通常超過5倍聲速，滑翔飛行時距地球表面高度超過20公里。在飛行過程中，高速氣流會對運(yùn)動體結(jié)構(gòu)表面產(chǎn)生氣動壓力，進(jìn)而產(chǎn)生氣動加熱效應(yīng)，可能會形成上千度的高溫，危害高速運(yùn)動體的飛行安全。高速運(yùn)動體在進(jìn)行動態(tài)軌跡規(guī)劃時，需要考慮熱防護(hù)的需求，還需要考慮氣動熱效應(yīng)，因此，對表面氣動熱過程產(chǎn)生的熱流場的快速、準(zhǔn)確預(yù)測十分重要。
[0003]高速運(yùn)動體表面的氣動熱流場可以利用工程法計(jì)算或計(jì)算流體力學(xué)仿真等方法來獲得。其中，工程法計(jì)算常用各種實(shí)用的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行近似求解，計(jì)算相對較快，但是精度比較有限，而且需要根據(jù)問題場景選擇合適的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ汀Ｓ?jì)算流體動力學(xué)仿真對氣動熱過程建立偏微分方程組并進(jìn)行數(shù)值求解，相比工程法計(jì)算更準(zhǔn)確，但是計(jì)算量大、耗時長。
[0004]根據(jù)上述，以上兩種方法雖然可以對氣動熱流場進(jìn)行解算，但難以滿足快速、準(zhǔn)確預(yù)測的需求。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
[0005]本專利技術(shù)提供一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法及裝置，用以克服現(xiàn)有技術(shù)無法對高速運(yùn)動體表面的氣動熱流場進(jìn)行快速、準(zhǔn)確預(yù)測的缺陷，實(shí)現(xiàn)特定飛行狀態(tài)下高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的快速、準(zhǔn)確預(yù)測。
[0006]一方面，本專利技術(shù)提供一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，包括：獲取高速運(yùn)動體的實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)，所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)包括實(shí)時飛行高度、實(shí)時飛行速度、實(shí)時攻角以及實(shí)時側(cè)滑角；將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場；其中，所述氣動熱流場預(yù)測模型基于主成分分析降維模型與深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型融合構(gòu)建，通過多組飛行狀態(tài)參數(shù)及其對應(yīng)的仿真表面氣動熱流場構(gòu)成的訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集訓(xùn)練得到，所述仿真表面氣動熱流場通過多組所述飛行狀態(tài)參數(shù)仿真得到，所述飛行狀態(tài)參數(shù)包括所述高速運(yùn)動體的飛行高度、飛行速度、攻角以及側(cè)滑角。
[0007]進(jìn)一步地，所述將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的表面氣動熱流場，包括：將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至所述深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型，得到所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)對應(yīng)的低維表面氣動熱流場表征；將所述低維表面氣動熱流場表征輸入至所述主成分分析降維模型，重構(gòu)得到所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)對應(yīng)的高維表面氣動熱流場；其中，所述實(shí)時表面氣動熱流場為所述高維表面氣動熱流場。
[0008]進(jìn)一步地，將所述高速運(yùn)動體的表面氣動外形劃分為多個區(qū)域，每個區(qū)域分別對
應(yīng)獨(dú)立的氣動熱流場預(yù)測模型；所述將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的表面氣動熱流場，包括：將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)分別輸入至每個區(qū)域?qū)?yīng)的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述多個區(qū)域?qū)?yīng)的多個區(qū)域表面氣動熱流場；對所述多個區(qū)域表面氣動熱流場進(jìn)行合并處理，得到所述高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場。
[0009]進(jìn)一步地，對所述氣動熱流場預(yù)測模型進(jìn)行訓(xùn)練，具體包括：基于離線仿真方法構(gòu)建所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集；利用所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集對所述氣動熱流場預(yù)測模型進(jìn)行訓(xùn)練，得到訓(xùn)練好的所述氣動熱流場預(yù)測模型。
[0010]進(jìn)一步地，每一組所述飛行狀態(tài)參數(shù)對應(yīng)一個訓(xùn)練樣本儲存文件，所述訓(xùn)練樣本儲存文件包括文件頭部信息、節(jié)點(diǎn)信息以及網(wǎng)格信息；其中，所述節(jié)點(diǎn)信息包括高速運(yùn)動體表面氣動外形所包含節(jié)點(diǎn)的節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)值，以及該節(jié)點(diǎn)對應(yīng)的熱流值，所述網(wǎng)格信息為高速運(yùn)動體表面氣動外形所包含的每一表面網(wǎng)格對應(yīng)的節(jié)點(diǎn)序號。
[0011]進(jìn)一步地，利用所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集對所述氣動熱流場預(yù)測模型進(jìn)行訓(xùn)練，包括：將所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集中的仿真表面氣動熱流場輸入至所述主成分分析降維模型，得到所述仿真表面氣動熱流場對應(yīng)的低維熱流場表征；將所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集中的飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至所述深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型，以所述低維熱流場表征作為預(yù)測真值，對所述深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型進(jìn)行有監(jiān)督的訓(xùn)練。
[0012]進(jìn)一步地，對所述氣動熱流場預(yù)測模型的預(yù)測性能進(jìn)行評估，具體包括：獲取所述氣動熱流場預(yù)測模型在訓(xùn)練過程中輸出的預(yù)測表面氣動熱流場；基于線性插值法，計(jì)算所述預(yù)測表面氣動熱流場對應(yīng)的實(shí)時熱流積分值，以及所述仿真表面氣動熱流場對應(yīng)的仿真熱流積分值；根據(jù)所述預(yù)測熱流積分值與所述仿真熱流積分值，對所述氣動熱流場預(yù)測模型的預(yù)測性能進(jìn)行評估。
[0013]進(jìn)一步地，所述高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法還包括：通過可視化軟件對所述高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場進(jìn)行可視化。
[0014]第二方面，本專利技術(shù)還提供一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測裝置，包括：實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)獲取模塊，用于獲取高速運(yùn)動體的實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)，所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)包括實(shí)時飛行高度、實(shí)時飛行速度、實(shí)時攻角以及實(shí)時側(cè)滑角；表面氣動熱流場預(yù)測模塊，用于將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場；其中，所述氣動熱流場預(yù)測模型基于主成分分析降維模型與深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型融合構(gòu)建，通過多組飛行狀態(tài)參數(shù)及其對應(yīng)的仿真表面氣動熱流場構(gòu)成的訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集訓(xùn)練得到，所述仿真表面氣動熱流場通過多組所述飛行狀態(tài)參數(shù)仿真得到，所述飛行狀態(tài)參數(shù)包括所述高速運(yùn)動體的飛行高度、飛行速度、攻角以及側(cè)滑角。
[0015]第三方面，本專利技術(shù)還提供一種電子設(shè)備，包括存儲器、處理器及存儲在存儲器上并可在處理器上運(yùn)行的計(jì)算機(jī)程序，所述處理器執(zhí)行所述程序時實(shí)現(xiàn)如上述任一種所述高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法。
[0016]第四方面，本專利技術(shù)還提供一種非暫態(tài)計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì)，其上存儲有計(jì)算機(jī)程序，該計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行時實(shí)現(xiàn)如上述任一種所述高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法。
[0017]本專利技術(shù)提供的一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，通過獲取高速運(yùn)動體的實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)，即實(shí)時飛行高度、實(shí)時飛行速度、實(shí)時攻角以及實(shí)時側(cè)滑角，并將獲取的實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，從而得到高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場。該方法通過將主成分分析降維模型與深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型進(jìn)行融合，得到能夠更好地對高維實(shí)時表面氣動熱流場進(jìn)行預(yù)測的氣動熱流場預(yù)測模型，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)特定飛行狀態(tài)下高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的快速、準(zhǔn)確預(yù)測。
附圖說明
[0018]為了更清楚地說明本專利技術(shù)或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作以簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖是本專利技術(shù)的一些實(shí)施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0019]圖1為本專利技術(shù)提供的高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法的流程示意圖；
[0020]圖2為本專利技術(shù)提供的高速運(yùn)動體的外形結(jié)構(gòu)及網(wǎng)格劃分示意圖；
[0021]圖3為本專利技術(shù)本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
【技術(shù)特征摘要】
1.一種高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，其特征在于，包括：獲取高速運(yùn)動體的實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)，所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)包括實(shí)時飛行高度、實(shí)時飛行速度、實(shí)時攻角以及實(shí)時側(cè)滑角；將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場；其中，所述氣動熱流場預(yù)測模型基于主成分分析降維模型與深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型融合構(gòu)建，通過多組飛行狀態(tài)參數(shù)及其對應(yīng)的仿真表面氣動熱流場構(gòu)成的訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集訓(xùn)練得到，仿真表面氣動熱流場通過多組所述飛行狀態(tài)參數(shù)仿真得到，飛行狀態(tài)參數(shù)包括高速運(yùn)動體的飛行高度、飛行速度、攻角以及側(cè)滑角。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，其特征在于，所述將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的表面氣動熱流場，包括：將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至所述深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)回歸預(yù)測模型，得到所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)對應(yīng)的低維表面氣動熱流場表征；將所述低維表面氣動熱流場表征輸入至所述主成分分析降維模型，重構(gòu)得到所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)對應(yīng)的高維表面氣動熱流場；其中，所述實(shí)時表面氣動熱流場為所述高維表面氣動熱流場。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，其特征在于，將所述高速運(yùn)動體的表面氣動外形劃分為多個區(qū)域，每個區(qū)域分別對應(yīng)獨(dú)立的氣動熱流場預(yù)測模型；所述將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)輸入至預(yù)先訓(xùn)練的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述高速運(yùn)動體的表面氣動熱流場，包括：將所述實(shí)時飛行狀態(tài)參數(shù)分別輸入至每個區(qū)域?qū)?yīng)的氣動熱流場預(yù)測模型，得到所述多個區(qū)域?qū)?yīng)的多個區(qū)域表面氣動熱流場；對所述多個區(qū)域表面氣動熱流場進(jìn)行合并處理，得到所述高速運(yùn)動體的實(shí)時表面氣動熱流場。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，其特征在于，對所述氣動熱流場預(yù)測模型進(jìn)行訓(xùn)練，具體包括：基于離線仿真方法構(gòu)建所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集；利用所述訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)集對所述氣動熱流場預(yù)測模型進(jìn)行訓(xùn)練，得到訓(xùn)練好的所述氣動熱流場預(yù)測模型。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的高速運(yùn)動體表面氣動熱流場的預(yù)測方法，其特征在于，每一組所述飛行狀態(tài)參數(shù)對應(yīng)一個訓(xùn)練樣本儲存文件，所述訓(xùn)練樣本儲存文件包括文件頭部信息、節(jié)點(diǎn)信息以及網(wǎng)格信息；其中，所述節(jié)點(diǎn)信息包括高速運(yùn)動體表面氣動外形所包含節(jié)點(diǎn)的節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)值，以及該節(jié)點(diǎn)對應(yīng)的熱流值，所述網(wǎng)格信息為高速運(yùn)動體表面氣動外形所包含的每...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：陳旭佳，劉夢鴿，杜澍浛，鐵鳴，方洪，王建林，劉義，范文慧，
申請(專利權(quán))人：清華大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：
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