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申请/专利权人：浙江大学

摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统。包括：预设参数化设计生成飞行器外形的CST函数，获取函数包含的所有设计变量的取值及来流条件；根据设计变量的给定取值，统计出每个设计变量的水平数，生成完全析因设计的样本库；采用牛顿法和切锥切楔法估算样本库里样本的气动系数；生成飞行器外形对应的数据点文件及模型文件；调用网格绘制软件自动生成非结构网格文件；上传至终端开展CFD计算；对所有样本的气动数据开展多因素方差分析，在多因素方差分析基础上构建代理模型，并在可视化窗口展示优化结果。本发明能够自动完成样本准备和优化，简化了流程，通过改变CST函数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。

主权项：1.一种高超声速飞行器气动外形自动优化设计系统，其特征在于，具体包括：S1：根据生成飞行器气动外形所需定义CSTClassfunctionShapefunctionTransformation,基于类型函数形状函数变换技术函数，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；S2：根据所述设计变量的取值，获取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；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；所述工程估算方法：将飞行器表面分成众多面元，估算每个面元的压力系数Cp，通过累加所有面元的Cp，得到整个飞行器的气动系数；所述Cp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；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；估算压力系数Cp采用修正的牛顿法和切楔切锥法，修正的牛顿法估算Cp为：Cp＝Ksin2θK＝Cpmax 其中，Cp为压力系数，K为牛顿理论中估算压力系数的待定系数，通过对K的修正来修正牛顿法，θ为撞击角，修正牛顿法中的K＝Cpmax，Cpmax为正激波后滞止点的压力系数，γ为比热比，Ma∞为来流马赫数；切楔切锥法估算Cp采用经验公式，表达式为：Cp＝2eξsin2θξ＝0.18145-0.20923η+0.09092η2+0.006876η3-0.006225η4-0.000971η5 其中Ma∞为来流马赫数，η、ξ均为计算中的过程量；S4：根据所述设计样本库，采用步骤S1所述的CST函数生成所有样本对应的外形数据点文件及模型文件；S5：基于所述的模型文件，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；S6：上传所述网格文件至终端，终端开展CFD计算；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；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。

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