一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统

1.本发明涉及飞行器气动优化设计领域，具体涉及一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统。


背景技术：

2.当前在进行高超声速飞行器优化设计时，没有专门针对高超声速飞行器的软件。优化领域应用较为广泛的商业软件如isight，是针对低马赫数飞行器优化问题设计的，不能开展高超状态下的气动计算，无法完成优化前的样本准备工作。若将高超声速飞行器的样本准备与优化工作拆分开，在不同软件进行，需通过多次重复且复杂的人机交互完成。人机交互十分依赖优化设计工作者的经验，需要充分了解许多软件的使用细节和技巧，加重了优化工作者的工作负担，使优化流程变得更为复杂。


技术实现要素：

3.针对上述问题，本发明目的是提供一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统，能够在同一系统内完成高超声速飞行器优化设计所需的样本准备以及后续的优化工作，并能够将优化结果在窗口可视化地展示。首先在系统内预设cst函数，从用户端获取cst函数所包含的设计变量取值及来流条件。根据输入的设计变量生成样本库，基于面元法估算样本库里所有样本的气动系数。根据cst函数生成每个样本对应的模型文件，基于模型自动生成cfd计算的网格文件。将网格文件导入远程终端所连接的服务器，开展cfd计算。基于计算所得的气动数据开展多因素方差分析，并基于方差分析结果构建代理模型，并将多因素方差分析结果和代理模型展示在可视化窗口。本发明只需给定设计变量取值，系统能自动完成优化前样本库的构建、模型的生成以及cfd计算网格的绘制，极大地减少了样本准备中多次重复且复杂的人机交互工作。同时在得到气动计算结果后，能构建基于多因素方差分析结果的代理模型，将高超声速飞行器优化设计的样本准备和优化工作整合到同一系统，方便快捷地同时减轻了优化工作者的工作负担。
4.为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：
5.一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统，具体包括：
6.s1：根据生成飞行器气动外形所需的自主定义的cst函数，从用户端获取函数包含的每个设计变量的取值以及优化设计的来流条件；
7.s2：根据所述设计变量取值，获取到每个设计变量对应的水平数，根据完全析因设计的试验设计方案生成设计样本库；
8.s3：根据所述设计样本库，采用基于牛顿法和切锥/切楔法的工程估算方法估算所有样本的气动系数；
9.s4：根据所述设计样本库，采用系统预先建立的cst函数生成所有样本对应的外形数据点文件及模型文件；
10.s5：基于所述的模型文件，系统调用网格绘制软件自动生成每个样本cfd计算所需
的非结构网格文件；
11.s6：系统上传所述网格文件至远程终端，终端调用专用于高超声速飞行器数值计算的软件开展cfd计算；
12.s7：基于所述cfd计算所得的气动数据，对所有样本开展多因素方差分析；
13.s8：根据所述多因素方差分析结果，基于所述样本库及所述cfd计算所得气动数据构建代理模型，并在可视化窗口展示优化结果。
14.进一步的，所述的步骤s1具体包括：cst函数为用户自主定义，预先设置在系统内。设计变量随cst函数变化，不同的函数具有不同的设计变量。所述来流条件包括来流速度、来流压力、来流温度、攻角、侧滑角。
15.进一步的，所述的步骤s2具体包括：根据完全析因设计的试验设计原理，生成样本库，保证所有设计变量的所有水平可能存在的组合，都在样本库中出现。样本库的样本数量其中nv为设计变量的个数，ni为每个设计变量对应的水平数。
16.进一步的，所述的步骤s3具体包括：
17.(1)基于面元法估算气动力，通过估算面元的压力系数c
p
，得到飞行器的气动系数；
18.(2)面元法为将飞行器表面分成众多面元，估算每个面元的压力系数c
p
，累加所有面元的c
p
，通过以下公式计算，得到整个飞行器的气动系数：
[0019][0020][0021][0022][0023][0024]cl
＝cn·
cosα-ca·
sinα
[0025]cd
＝cn·
sinα ca·
cosα
[0026]
k＝c
l
/cd[0027]
(3)所述c
p
定义为只与撞击角θ相关的一元函数，撞击角θ为平面面元与来流速度矢量的夹角，通过计算，其中为平面面元的单位向量，为来流速度矢
量；
[0028]
(4)所述单位向量当面元位于飞行器上表面时为正，当面元位于飞行器下表面时面元为负；
[0029]
(5)压力系数c
p
的估算采用修正的牛顿法和切楔/切锥法，修正的牛顿法估算c
p
为：
[0030]cp
＝ksin2θ
[0031]
k＝c
pmax
[0032][0033]
切楔/切锥法估算c
p
采用经验公式，表达式为：
[0034]cp
＝2e
ξ
sin2θ。
[0035]
ξ＝0.18145-0.20923η 0.09092η2 0.006876η
3-0.006225η
4-0.000971η5[0036]
进一步的，所述的步骤s6跨平台开展cfd计算具体包括：根据所述来流条件及系统预先构建的cfd算法设置算例，自动分配远程终端所连接刀片服务器的空余节点，在服务器上同时多线程地运行多个算例，算例计算结束后导出气动系数并将气动系数批处理输出至同一文件。
[0037]
进一步的，所述的步骤s7具体包括：
[0038]
(1)多因素方差分析针对样本库设计变量及气动数据开展。多因素方差分析的因素为所述随cst函数变化的设计变量，因变量为轴向力系数、法向力系数、横向力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数、升力系数、阻力系数、升阻比、压心；
[0039]
(2)当来流条件所给定的侧滑角为0时，由于cst函数生成的飞行器为沿xz平面对称的飞行器，此时横向力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数均为0，不参与多因素方差分析；
[0040]
(3)多因素方差分析显著性水平取α＝0.05。
[0041]
进一步的，所述的步骤s8具体包括：
[0042]
构建代理模型将基于多因素方差分析结果。通过多因素方差分析，将得到对每个因变量产生主要影响的因素以及两两具有显著交互作用的因素。据此，构建yk＝akxi bkxmxn ck的代理模型，其中yk为因变量，k＝1～10，ak、bk、ck为相应因变量代理模型的拟合系数，xi为主效应显著的设计变量，xm、xn为交互效应显著的设计变量，最后将多因素方差分析的结果和代理模型同时在可视化窗口展示。
[0043]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0044]
本发明能够在一个系统内完成飞行器的样本准备和优化工作，将传统高超声速飞行器优化工作整合到同一系统内完成。避免了以往样本准备工作中多次重复且复杂的人机交互工作，极大地简化现有优化工作，减轻工作负担。飞行器外形基于cst函数参数化设计生成，通过改变系统内预先建立的cst函数表达式能够实现多类飞行器的快速自动建模与优化，具有良好的扩展性，可以广泛地应用于多类型飞行器的优化设计。代理模型基于多因素方差分析结果构建，通过多因素方差分析剔除某些对因变量影响很小的因素实现降维，降低无效数据对相应因变量代理模型的影响，提高所构建代理模型的准确性。
附图说明
[0045]
图1为本发明实施例所提供的一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统的流程图。
[0046]
图2为本发明实施例所提供的一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统的系统操作流程图。
[0047]
图3为本发明实施例所提供的高超声速飞行器设计参数示意图。
[0048]
图4为本发明实施例工程估算所得样本库的气动系数。
[0049]
图5为本发明实施例依据cst函数生成的飞行器数据点及模型示意图。
[0050]
图6为本发明实施例在给定设计变量后，自动生成样本库的高超声速飞行器模型示意图。
[0051]
图7为本发明实施例绘制的网格示意图。
[0052]
图8为本发明实施例当前系统显示的节点使用情况及节点分配示意图。
[0053]
图9为本发明实施例经cfd计算后统计的样本库中各样本气动系数输出到excel后的截图。
[0054]
图10为本发明实施例的多因素方差分析结果及代理模型。
具体实施方式
[0055]
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步的详细描述。应当注意，附图和实施例的提供仅仅为更好地理解本发明，但不应将此理解为本发明所述内容的实现范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
[0056]
如图1所示，在本发明实施例中，提出了一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统，本实施例系统详细操作流程如图2所示，系统具体包括以下步骤：
[0057]
步骤s1，根据生成飞行器气动外形所需的自主定义的cst函数，从用户端获取函数包含的每个设计变量的取值以及优化设计的来流条件。本发明实施例中，系统内预设的用于构建飞行器外形的cst函数为：
[0058]hupi
＝tan(θu)
·
li[0059]hdowni
＝tan(θ
l
)
·
li[0060][0061][0062]
该cst函数包含有5个设计变量，上半锥角θu、下半锥角θ
l
、上表面型线控制参数nu、下表面型线控制参数n
l
、轮廓曲线控制参数n，本实施例的飞行器各设计变量的物理含义如图3所示，飞行器由沿轴向变化的多个截面组成，飞行器沿轴向取截面，各截面的上半部分
为上表面型线，控制上表面型线形状的参数为上表面型线参数nu，各截面的下半部分为下表面型线，控制下表面型线形状的参数为下表面型线参数n
l
。上半锥角为飞行器上表面各截面型线中点连线与水平方向的夹角，下锥角为下表面各截面型线中点连线与水平方向的夹角。从俯视图看去机身的形状为机身轮廓，机身轮廓由机身轮廓曲线控制参数n控制。在系统中读取每个设计变量取值及给定优化设计来流条件的截图，来流条件为：
[0063][0064]
步骤s2根据所述设计变量取值，获取到每个设计变量对应的水平数，根据完全析因设计的试验设计方案生成设计样本库。本实施例共有5个设计变量，每个设计变量取3个不同的值，因此，样本库的样本数量为number＝44·
3＝768，其中包含了设计变量所有水平可能存在的组合。
[0065]
步骤s3根据所述设计样本库，采用基于牛顿法和切锥/切楔法的工程估算方法估算所有样本的气动系数。估算气动力采用面元法，飞行器上下表面的气动力将分别进行估算，依据生成飞行器时的数据点文件，将飞行器上下表面分别分成许多面元，通过估算每个面元的压力系数c
p
，得到每个面元表面的作用力，通过如下公式计算，得到整个飞行器的气动系数：
[0066][0067][0068][0069][0070]
[0071][0072]cl
＝cn·
cosα-ca·
sinα
[0073]cd
＝cn·
sinα ca·
cosα
[0074]
k＝c
l
/cd[0075]
每个面元的c
p
为只与撞击角θ相关的一元函数，撞击角θ为每个平面面元与来流速度矢量的夹角，通过计算。其中为平面面元的单位法向量，为来流速度矢量，当面元位于飞行器上表面时为正，当面元位于飞行器下表面时面元为负。
[0076]
系统内压力系数c
p
采用修正的牛顿法和基于经验公式的切楔/切锥法结合的方式进行估算。利用修正的牛顿法估算c
p
的表达式为：
[0077]cp
＝ksin2θ
[0078]
k＝c
pmax
[0079][0080]
利用基于经验公式的切楔/切锥法估算c
p
的表达式为：
[0081]cp
＝2e
ξ
sin2θ
[0082]
ξ＝0.18145-0.20923η 0.09092η2 0.006876η
3-0.006225η
4-0.000971η5[0083][0084]
工程估算样本库的气动系数自动输出至文件中，如图4所示。
[0085]
步骤s4根据所述设计样本库，采用系统预先建立的cst函数生成所有样本对应的外形数据点文件及模型文件，本实施例中某飞行器的数据点及模型如图5所示，本实施例的样本库中飞行器模型的示意图如图6所示。
[0086]
步骤s5基于步骤s4所述的模型文件，系统调用网格绘制软件自动生成每个样本cfd计算所需的非结构网格文件，图7为本实施例所绘制的某飞行器网格示意图。
[0087]
步骤s6系统上传所述网格文件至远程终端，终端调用专用于高超声速飞行器数值计算的软件开展cfd计算。根据步骤s1所述的来流条件及系统预先构建的cfd算法设置算例，自动分配远程终端所连接刀片服务器的空余节点，如图8所示，系统显示当前服务器上空余节点为computer1、2、4、5、8、9、12、19、24、25、26这十一个节点，将这十一个节点分配给number＝768个算例，在服务器上同时多线程地运行多个算例，设置当气动系数收敛后导出气动数据并结束算例，所有算例计算结束后将气动系数批处理输出至同一文件，所得的气动系数文件“data.xlsx”如图9所示。
[0088]
步骤s7基于步骤6所述cfd计算得到的气动数据，对所有样本开展多因素方差分析。多因素方差分析针对样本库的设计变量及气动数据展开，本实施例中多因素方差分析
的因素为上半锥角θu、下半锥角θ
l
、上表面型线控制参数nu、下表面型线控制参数n
l
、轮廓曲线控制参数n，因变量为轴向力系数ca、法向力系数cn、俯仰力矩系数cm、升力系数cl、阻力系数cd、升阻比k、压心pl。
[0089]
如图10为本实施例的多因素方差分析结果，中间主窗口结果表明θ
l
、nu、n
l
取不同水平时所有因变量产生的响应均具有明显差异，nu*n
l
的交互作用对于所有因变量都很显著。代理模型的构建，基于多因素方差分析结果，基于y＝axi bxkx
j
c表达式构建代理模型，主效应位于一次项，交互效应位于二次项，而不具有主要作用的因素将被剔除。因此，本实施例中，因变量ca的代理模型将剔除因素θu、n，cl、cd的代理模型剔除因素θu，因变量cn、cm、k、pl的代理模型则包含所有因素。上方窗口展示了针对不同因变量构建的代理模型。
[0090]
步骤s8根据所述多因素方差分析结果，基于所述样本库及所述cfd计算所得气动数据构建代理模型，并在可视化窗口展示结果。
[0091]
以上所述，仅为本发明本实例的具体实施方式，并非对本发明的构思和范围进行限定，本发明的保护范围并不局限于此。本技术领域的技术人员在不脱离本发明的原则和范围的情况下，做出的各种替换、变型以及改进，均应包含在本发明的保护范围之内。