一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法技术

本发明专利技术公开了一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，包括如下步骤：首先建立高超飞行器机理驱动的参数化模型，确定飞行器影响模型性能的关键参数，快速获取飞行器机理模型数据，其次根据有限的参考数据，通过深度学习算法修正建模误差，构建出飞行器智能模型，最后对数据驱动与机理驱动融合的智能模型进行评估与分析，验证智能模型的有效性。该建模方法兼顾精度和效率，具有较好的工程应用价值，为工程实际设计提供好的技术支撑。撑。撑。

【技术实现步骤摘要】
一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法
[0001]
：本专利技术涉及一种高超声速飞行器智能建模方法，具体涉及一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法。

技术介绍

[0002]在空天飞行器及临近空间高速飞机设计初期引入控制分析可以确定飞行器高度耦合特征对整个飞行器及子系统设计过程的影响，并给飞行器结构和子系统设计者提供指引。然而，空天飞行器及临近空间高速飞机性能品质分析需要大量的模型数据信息，基于计算流体力学(CFD)的气动力分析模型过于复杂，单独使用并不适用控制品质和飞行性能的迭代分析和评估，而参数化建模方法能够提供适用于空天飞行器及临近空间高速飞机概念阶段迭代分析和性能评估的模型数据，但单独使用存在数据准确度差。

技术实现思路

[0003]为了解决现有技术存在的缺陷，提供一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法。
[0004]本专利技术采用以下技术方案：
[0005]一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，包括如下步骤：
[0006]步骤1、建立高超飞行器参数化模型，确定高超声速飞行器的受力与力矩同飞行姿态、飞行环境因素以及布局参数之间的函数关系，分析布局参数变化对飞行状态和性能的影响规律，推演出高超声速飞行器融合布局的参数化模型；
[0007]步骤2、对参数化模型飞行性能数据进行优选，根据有限的参考数据，应用深度神经网络对机理驱动的模型参数进行训练，构建出机理驱动与数据驱动融合的飞行器智能模型；
[0008]步骤3、将飞行器智能模型的输出的升阻比数据与有限的参考数据进行对比分析，应用拟合优度评估所构建智能模型的有效性。
[0009]进一步的，所述步骤1进一步为：
[0010]步骤11、对飞行器进行部件分解，根据飞行器部件的外部特征将飞行器的组成部件分为机身类和机翼类；其中，机身类为与发动机耦合的机身；机翼类包括平尾和垂尾；
[0011]步骤12、采用二次曲线法进行几何外形参数化方法，对步骤11所得飞行器部件进行参数化建模；在各个部件建模完成后，再进行整合得出完整的飞行器外形参数化模型；
[0012]步骤13、使用面元法将飞行器的外形曲面划分成若干的小曲面，然后使用平行四边形的小平面代替小曲面，之后计算小平面上的气动力和力矩来代替小曲面上的气动力和力矩，每个平行四边形的小平面为一个面元，计算出面元参数，最后对这些面元上的气动力和力矩进行求和，得到总的气动力和力矩的估计值；在面元参数确定后，根据工程估算方法获得飞行器所受到的气动力和力矩。
[0013]进一步的，所述步骤12进一步包括：
[0014]步骤12a、所述二次曲线法是由端点坐标、斜率和形状控制参数这三个因素来确定
一条曲线，飞行器的横向截面形状和纵向控制线都能由二次曲线法定义出精准的数学表达，通过调整形状参数ρ来控制飞行器的整体形状，从而能够快捷地提供飞行器外形表面的几何数据；
[0015]二次曲线的一般形式如式(1.1)所示，
[0016]C1X2+C2XY+C3Y2+C4X+C5Y+C6＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.1)
[0017]步骤12b、二次曲线的形状取决于切平面的切入角度，改变切入角度，就能够得到典型的二次曲线；
[0018]在XOY平面内，已知A、B、C点的坐标为：(x
A
,y
A
)、(x
B
,y
B
)、(x
C
,y
C
)，A、B 点处的切线斜率为T
A
、T
B
，求出二次曲线方程；
[0019]根据二次曲线形状参数的定义，求得肩点E的坐标(x
E
,y
E
)：
[0020][0021]在方程(1.1)中，两边同除以C1(C1≠0)，整理得到二次曲线方程表达式：
[0022]P1Y2+P2XY+P3X+P4Y+P5＝X2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.3)
[0023]求得系数P1～P5，即能够确定二次曲线方程表达式；
[0024]由方程(1.3)，求得微分：
[0025][0026]步骤12c、将A、B、E三点的坐标代入方程(1.3)，将斜率T
A
、T
B
代入式(1.4)，整理得到线性方程组：
[0027][0028]当斜率T
A
＝∞时，方程组(1.5)中的第4个方程换为：
[0029]2y
A
P1+x
A
P2+P4＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.6) 当斜率T
B
＝∞时，方程组(1.5)中的第5个方程换为：
[0030]2y
B
P1+x
B
P2+P4＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.7)
[0031]通过求解方程组(1.5)，求得二次曲线方程的系数P1～P5，从而得到二次曲线的精确数学表达式。
[0032]进一步的，所述步骤13进一步包括：
[0033]13a、所述面元由四个顶点构成，设四个顶点在计算坐标系下的坐标分别为 Q1,Q2,Q3,Q4；连接两个相对的点，得到两个向量：T1＝Q3‑
Q1和T2＝Q4‑
Q2；面元的外法向量定义为：
[0034][0035]面元的四个顶点坐标的平均值为：
[0036][0037]由面元外法向量n和4个顶点的坐标均值能够确定面元平面；将四个顶点投影到面元平面内，顶点在面元平面内的投影称为角点，面元四个角点的坐标为：
[0038][0039]建立面元坐标系，原点位于面心，三个单位向量分别为：i
p
＝T1/T1，j
p
＝n
×
n
x
，k
p
＝n；计算坐标系到面元坐标系的转换矩阵为
[0040]R
cp
＝[i
p
,j
p
,k
p
]ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.11)
[0041]四个角点在面元坐标系内的坐标为
[0042][0043]面元质心在面元坐标系内坐标为
[0044][0045]式中：分别表示第1、2、4个角点在面元系中的y坐标，和分别表示第2和第4个角点在面元坐标系中的x坐标；
[0046]面元质心在计算坐标系内坐标为：
[0047][0048]面元面积为：
[0049][0050]式中：和分别表示第1和第3个角点在面元坐标系中的x坐标；
[0051]13b、在面元参数确定后，根据工程估算方法获得飞行器所受到的气动力本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1、建立高超飞行器参数化模型，确定高超声速飞行器的受力与力矩同飞行姿态、飞行环境因素以及布局参数之间的函数关系，分析布局参数变化对飞行状态和性能的影响规律，推演出高超声速飞行器融合布局的参数化模型；步骤2、对参数化模型飞行性能数据进行优选，根据有限的参考数据，应用深度神经网络对机理驱动的模型参数进行训练，构建出机理驱动与数据驱动融合的飞行器智能模型；步骤3、将飞行器智能模型的输出的升阻比数据与有限的参考数据进行对比分析，应用拟合优度评估所构建智能模型的有效性。2.如权利要求1所述的高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，其特征在于，所述步骤1进一步为：步骤11、对飞行器进行部件分解，根据飞行器部件的外部特征将飞行器的组成部件分为机身类和机翼类；其中，机身类为与发动机耦合的机身；机翼类包括平尾和垂尾；步骤12、采用二次曲线法进行几何外形参数化方法，对步骤11得到的飞行器部件进行参数化建模；在各个部件建模完成后，再进行整合得出完整的飞行器外形参数化模型；步骤13、使用面元法将飞行器的外形曲面划分成若干的小曲面，然后使用平行四边形的小平面代替小曲面，之后计算小平面上的气动力和力矩来代替小曲面上的气动力和力矩，每个平行四边形的小平面为一个面元，计算出面元参数，最后对这些面元上的气动力和力矩进行求和，得到总的气动力和力矩的估计值；在面元参数确定后，根据工程估算方法获得飞行器所受到的气动力和力矩。3.如权利要求2所述的高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，其特征在于，所述步骤12进一步包括：步骤12a、所述二次曲线法是由端点坐标、斜率和形状控制参数这三个因素来确定一条曲线，飞行器的横向截面形状和纵向控制线都能由二次曲线法定义出精准的数学表达，通过调整形状参数ρ来控制飞行器的整体形状，从而能够快捷地提供飞行器外形表面的几何数据；二次曲线的一般形式如式(1.1)所示，C1X2+C2XY+C3Y2+C4X+C5Y+C6＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.1)步骤12b、二次曲线的形状取决于切平面的切入角度，改变切入角度，就能够得到典型的二次曲线；在XOY平面内，已知A、B、C点的坐标为：(x
A
,y
A
)、(x
B
,y
B
)、(x
C
,y
C
)，A、B点处的切线斜率为T
A
、T
B
，求出二次曲线方程；根据二次曲线形状参数的定义，求得肩点E的坐标(x
E
,y
E
)：在方程(1.1)中，两边同除以C1(C1≠0)，整理得到二次曲线方程表达式：P1Y2+P2XY+P3X+P4Y+P5＝X2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.3)
求得系数P1～P5，即能够确定二次曲线方程表达式；由方程(1.3)，求得微分：步骤12c、将A、B、E三点的坐标代入方程(1.3)，将斜率T
A
、T
B
代入式(1.4)，整理得到线性方程组：当斜率T
A
＝∞时，方程组(1.5)中的第4个方程换为：2y
A
P1+x
A
P2+P4＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.6)当斜率T
B
＝∞时，方程组(1.5)中的第5个方程换为：2y
B
P1+x
B
P2+P4＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.7)通过求解方程组(1.5)，求得二次曲线方程的系数P1～P5，从而得到二次曲线的精确数学表达式。4.如权利要求2所述的高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，其特征在于，所述步骤13进一步包括：13a、所述面元由四个顶点构成，设四个顶点在计算坐标系下的坐标分别为Q1,Q2,Q3,Q4；连接两个相对的点，得到两个向量：T1＝Q3‑
Q1和T2＝Q4‑
Q2；面元的外法向量定义为：面元的四个顶点坐标的平均值为：由面元外法向量n和4个顶点的坐标均值能够确定面元平面；将四个顶点投影到面元平面内，顶点在面元平面内的投影称为角点，面元四个角点的坐标为：建立面元坐标系，原点位于面心，三个单位向量分别为：i
p
＝T1/|T1|，j
p
＝n
×
n
x
，k
p
＝n；计算坐标系到面元坐标系的转换矩阵为R
cp
＝[i
p
,j
p
,k
p
]
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.11)四个角点在面元坐标系内的坐标为面元质心在面元坐标系内坐标为
式中：分别表示第1、2、4个角点在面元系中的y坐标，和分别表示第2和第4个角点在面元坐标系中的x坐标；面元质心在计算坐标系内坐标为：面元面积为：式中：和分别表示第1和第3个角点在面元坐标系中的x坐标；13b、在面元参数确定后，根据工程估算方法获得飞行器所受到的气动力和力矩；计算得到第i个面元上的压力系数C
pi
，确立第i个面元上受到的压力为：P
i
＝C
pi
q
c,i
+P
∞
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1.16)其中，P
∞
为当地静压；q
c,i
为当地动压；将所有的气动力和力矩叠加，获得飞行器所受到的气动力和力矩，分别为式(1.17)和式(1.18)：式(1.18)：其中，F
a,x
、F
a,y
、F
a,z
分别表示面元坐标系下X、Y、Z轴方向的气动力；n
xi
、n
yi
、n
zi
分别表示n在i
p
、j
p
、k
p
方向上的分量；S
pan,i
表示第i个面元的面积；M
a,x
、M
a,y
、M
a,z
分别表示面元坐标系下X、Y、Z轴方向的力矩；d
i
＝d
xi
i
p
+d
yi
j
p
+d
zi
k
p
为飞行器质心到面元质心的距离矢量。5.如权利要求4所述的高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，其特征在于，所述步骤13b进一步包括：对于高超声速流中单个面元的气动系数估算，应用牛顿法、斜激波法、切楔法、切锥法、Dahlem
‑
Buck法或Prandtl
‑
Meyer理论；采用参考温度法分析评估粘性效应对飞行器气动力的影响，为了计算出粘性影响，必须要计算剪切力，飞行器壁面的剪切力为a)其中：C
f
为表面摩擦系数；将飞行器表面气流状态看成湍流，对于平板上可压缩湍流，其表面摩擦系数为
b)其中Re
*
为雷诺数其中：V
ed
是边界层边缘的气流速度，x是距边缘的距离，ρ
*
和κ
*
分别为参考温度处的气流密度和粘度，分别采用气体状态方程和Sutherland公式计算其中：κ0为温度为288.15K时空气的粘度值，κ0＝1.7894N
·
s/m2；R为气体常数，R＝287J/kg
·
K；T
*
为参考温度，根据下式计算其中：T
w
为壁面温度，是常值；T
ed
、Ma
ed
分别为边界层边缘气流的温度与马赫数。6.如权利要求1所述的根据高超飞行器数据驱动和机理驱动融合的智能建模方法，其特征在于，所述步骤2进一步为：采用级联回归结构结合多变量标记分布方法与基于LSTM的自编码网络对系统关键参数进行训练学习，提高系统解算...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘燕斌，刘盛，沈海东，陈金宝，叶一樵，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：