飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法技術方案

本發明專利技術公開了一種飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法，涉及到航空航天計算領域，包括：對飛行器的結構及內聲場的幾何模型進行離散以獲得熱聲振耦合有限元模型；在不確定參數空間選取樣本點，建立數據驅動的多維平行六面體模型；在飛行器的結構及內聲場中選取觀測點；在不確定參數空間中選取試驗點并帶入有限元模型，進行飛行器熱聲振耦合有限元分析，獲得觀測點相應的結構速度響應及聲場聲壓級響應的響應值；根據試驗點及其相應的響應值建立徑向基神經網絡模型；基于徑向基神經網絡模型，計算多維平行六面體模型的結構速度響應及聲場聲壓級響應的響應區間。本發明專利技術在保證計算效率的基礎上，提高了飛行器熱聲振耦合系統的不確定性計算精度。不確定性計算精度。不確定性計算精度。

【技術實現步驟摘要】
飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法


[0001]本專利技術屬于航空航天計算領域，具體涉及一種飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法。

技術介紹

[0002]相較于傳統飛行器而言，高超聲速飛行器擁有速度更快、機動性更強、突防能力更高等優勢，對高超聲速飛行器的研發成為了各個國家爭奪空間主動權的重要環節。高超聲速飛行器以高馬赫數的速度進行飛行時，會時刻處于高溫、強噪聲干擾的復雜環境中，服役條件極端惡劣，對高超聲速飛行器的結構要求更高。
[0003]由超高速引起結構表面溫度升高的現象被稱為“氣動加熱效應”，在這種效應的作用下，溫度的變化會引起材料自身物性參數的變化，進而使結構產生熱變形，影響氣動布局和整體的承載能力，并且不均勻的溫度分布會引起結構的熱應力，甚至會使結構發生破壞，對結構的熱防護性能、整體的剛度都是很大考驗。除了處于高溫環境之中，結構還會承受高強噪聲載荷的作用，發動機產生的噪聲可以達到180dB以上，對結構造成嚴重影響。高溫引起的材料與結構的非線性關系、復雜的溫度分布和高強度噪聲的耦合等都對高超聲速飛行器的狀態有很大影響，在熱、噪聲兩種動態載荷的耦合作用下，結構的動力學響應的不確定性會大幅增加。然而，目前仍缺乏對飛行器，尤其是高超聲速飛行器，在多場耦合方面的不確定性分析方法。

技術實現思路

[0004]本專利技術提供一種飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法，以實現對飛行器熱聲振耦合分析，并能充分考慮參數不確定性的影響。
[0005]本專利技術提供的飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法，包括：
[0006]步驟一：采用有限元網格對飛行器的結構與內聲場的幾何模型進行離散，獲得所述飛行器的熱聲振耦合有限元模型；
[0007]步驟二：根據不確定參數獲得不確定參數空間，并在所述不確定參數空間內選取多個樣本點，獲得所述不確定參數的中心、半徑及相關系數，建立數據驅動的多維平行六面體模型，其中，所述不確定參數為區間參數；
[0008]步驟三：在所述飛行器的結構及內聲場中分別選取結構觀測點與聲場觀測點；
[0009]步驟四：利用拉丁超立方抽樣法在所述不確定參數空間內選取試驗點，根據所述試驗點，在所述熱聲振耦合有限元模型中進行結構有限元熱分析，獲得結構熱應力，并將所述結構熱應力作為預應力，進行聲振耦合有限元分析，獲得與所述結構觀測點和所述聲場觀測點分別對應的結構速度響應和聲場聲壓級響應的響應值；
[0010]步驟五：根據所述試驗點及相應的所述響應值，采用自組織學習方法選取中心，利用正交最小二乘算法計算權值，建立徑向基神經網絡模型，所述徑向基神經網絡模型用于表征所述不確定參數與所述結構速度響應和所述聲場聲壓級響應之間的映射關系；
[0011]步驟六：根據所述徑向基神經網絡模型，計算多維平行六面體模型的結構速度響應與聲場聲壓級響應的最大值與最小值，作為所述多維平行六面體模型響應的結構速度響應區間和聲場聲壓級響應的響應區間。
[0012]本專利技術實例提供的飛行器聲熱振耦合系統不確定性分析方法至少具有以下優點：
[0013](1)與傳統的聲振耦合響應分析模型相比，本專利技術提供的不確定性分析方法考慮了實際工程中不確定性對參數的影響，計算結果對熱聲振耦合分析及結構設計具有重要的指導意義。
[0014](2)本專利技術中的數據驅動的多維平行六面體模型建立所需的樣本點較少，即所需數據量少，并且改進了相關系數的計算方法，精度較高。
[0015](3)本專利技術中的徑向基神經網絡模型作為代理模型，其對于考慮熱應力的聲振耦合分析等的高非線性系統的擬合能力強，且相對于有限元模型極大提高了計算效率。
附圖說明
[0016]圖1為本專利技術實施例中的飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法的流程圖；
[0017]圖2為本專利技術實施例中的飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法的流程簡圖；
[0018]圖3為本專利技術實施例中的高超聲速飛行器的結構示意圖。
具體實施方式
[0019]為了使本專利技術實施例的上述目的、特征和優點能夠更加明顯易懂，下面將結合本專利技術實施例中的附圖，對本專利技術實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述。顯然，所描述的實施例僅僅是本專利技術的一部分實施例，而不是全部的實施例。基于本專利技術中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動的前提下所獲得的所有其它實施例，均屬于本專利技術保護的范圍。
[0020]本專利技術實施例適用于含有不確定參數的考慮熱應力的飛行器聲振耦合系統分析，以高超聲速飛行器為例，具體說明飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法。其中，高超聲速飛行器是指飛行速度可以達到在5馬赫以上的飛行器。參考圖1和圖2，飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法包括以下步驟：
[0021]步驟一：采用有限元網格對飛行器的結構與內聲場的幾何模型進行離散，獲得飛行器的熱聲振耦合有限元模型。
[0022]本專利技術實施例中，采用不同類型的有限元網格對飛行器的結構及內聲場的幾何模型離散化，并設置結構及內聲場的耦合邊界，以及邊界條件，獲得該飛行器的熱聲振耦合有限元模型。該有限元模型后續被用于有限元分析，以獲得其在熱應力的作用下，結構及內聲場在設定頻率的正弦載荷下的結構速度響應及聲場聲壓級響應。
[0023]在一種可能實施例中，飛行器的結構及其內聲場的幾何模型如圖3所示，其中，結構即飛行器的結構，其包括機頭、機身、尾翼和進氣道，機身為腔體結構，進氣道位于機身的底部。內聲場即飛行器的內部聲場，其為機身的內部填充結構。結構(即機頭、機身、尾翼和進氣道)使用9631個實體單元進行離散，內聲場使用3344個流體單元進行離散，且設置結構與內聲場接觸的面為聲振耦合面。
[0024]飛行器機身的尾部施加固支邊界條件，飛行器的表面設定熱邊界條件，獲得飛行
器的熱聲振耦合有限元模型。
[0025]步驟二：根據不確定參數獲得不確定參數空間，并在不確定參數空間內選取多個樣本點，獲得不確定參數的中心、半徑及相關系數，建立數據驅動的多維平行六面體模型，其中，不確定參數為區間參數。
[0026]飛行器的結構及內聲場具有多個不確定參數，例如，飛行器的結構及內聲場具有n個不確定參數，n為大于或者等于1的正整數。這n個不確定參數形成n維不確定參數向量，其中，x
i
表示n維不確定參數向量中的第i個不確定參數，i＝1,2,
…
,n。
[0027]不確定參數通常為有界的區間參數，其可以用區間數表示，具體表示為其中I表示該不確定參數為區間參數，和x分別表示區間參數x
I
的上界和下界，飛行器的結構及內聲場的不確定參數空間可表示為：
[0028][0029]其中，
“×”
表示笛卡爾乘積運算。不確定參數空間Θ為一個多維立方體，由所有的不確定參數(區間參數)進行笛卡爾乘積獲得，其中，每個不確定參數形成不確定參數空間Θ的一個維度，為不確定參數空間Θ的第i個維度。
[0030]對不確定參數空本文檔來自技高網...

【技術保護點】

【技術特征摘要】
1.一種飛行器熱聲振耦合系統不確定性分析方法，其特征在于，包括：步驟一：采用有限元網格對飛行器的結構與內聲場的幾何模型進行離散，獲得所述飛行器的熱聲振耦合有限元模型；步驟二：根據不確定參數獲得不確定參數空間，并在所述不確定參數空間內選取多個樣本點，獲得所述不確定參數的中心、半徑及相關系數，建立數據驅動的多維平行六面體模型，其中，所述不確定參數為區間參數；步驟三：在所述飛行器的結構及內聲場中分別選取結構觀測點與聲場觀測點；步驟四：利用拉丁超立方抽樣法在所述不確定參數空間內選取試驗點，根據所述試驗點，在所述熱聲振耦合有限元模型中進行結構有限元熱分析，獲得結構熱...

【專利技術屬性】
技術研發人員：王沖，洪霖，強鑫，范浩然，張寰宇，宋政凱，王昕昊，
申請(專利權)人：天目山實驗室，
類型：發明
國別省市：