面元修正与网格预先自适应计算方法

文档序号:9432817阅读:542来源:国知局
面元修正与网格预先自适应计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种航空器结构设计中升力面定常气动载荷数值计算问题,提出了一 种面元修正与网格预先自适应优化算法技术,使在常规飞行状态范围内所得气动载荷分布 可达C抑(ComputationalFluidDynamics)数值精度,且在应用于结构静气弹重分析及优 化设计时的计算效率远高于CFD方法。
【背景技术】
[0002] 在航空器结构静气动弹性约束下的数值优化设计中,需要大量的气动载荷与结构 变形禪合数值计算,高精度高效率的静气动弹性禪合数值算法成为关键技术之一。现代工 程分析中常采用两种方法计算气动载荷:一是基于完全空间网格数值计算的CFD方法,另 一是基于小扰动势流方程的面元法。CFD方法计算精度高,与实验结果吻合性好,得到了广 泛的研究与应用,但该方法计算量大,计算时间长,多用于航空器气动布局的精细分析及气 动特性研究。虽通过并行技术W及降阶方法等能使CFD计算时间得到大幅缩减,但仍无法 满足气动弹性迭代优化设计的效率需求;同时CFD计算结果难于高效率给出关于结构变量 变化的设计敏度数据。在现代航空器结构初步设计阶段,工程中仍大量采用面元法计算气 动载荷W提高计算效率。面元法几何外形适应性强,计算网格数量少,且气动力影响系数矩 阵与结构参数无关,是气动载荷与弹性禪合设计的理想工程方法。但由于采用了线性速势 理论,面元法无法计及厚度、黏性和激波等因素的影响,运些缺陷限制了其应用范围。近年 来,针对面元法的技术缺陷提出了多种修正方法,计算精度有了明显改善。
[0003] 文献1 "严德,杨超,万志强.应用气动力修正技术的静气动弹性发散计算[J]. 北京航空航天大学学报,2007,33(10) ,1146-1149."利用高阶面元法求解气动弹性问题, 在一定程度上提高了面元法的精确性,但高阶面元法增加了计算网格处理的复杂性,且仍 不能解决气体流动分离等非线性问题。文献2 "PC化enand化化Liu.Investigation onTransonicCorrectionMethodforUnsteadyAerodynamicsandAeroelastic Analyses[J].JournalofAircraft,2008, 45 巧),1890-1903."和文献 3"A化鈍to Varello,ErasmoCarreral,LucianoDemasi.VortexLatticeMethodCoupledwith Advancedone-DimensionalStructuralModels[J].ASDJournal, 2011,2口),53-78.") 提出的模态修正面元法等亦可提高气动载荷的计算精度,但若结构参数变化时,需要反复 调用CFD计算数据,运仍然难于解决航空器结构静气动弹性约束下数值优化设计的计算效 率问题。文南犬 4 "Ji曰Himn,SunQin,LiuJie.Acorrectedpanelmethodforstatic ae;roelasticity[J].QiineseJComput陆ys,2014,31(l),21-26."提出的分段斜率修正面 元法进一步弥补了面元法无法考虑非线性因素的缺陷,但无法考虑面元网格对修正精度的 影响。
[0004]利用CFD进行气动载荷计算时,网格划分的优劣是影响计算结果精度的关键因素 之一。划分计算网格时,需要在复杂流场部位的翼尖、前后缘等位置进行加密处理。对于跨 音速等可能产生激波时的情况,更要采用动网格技术,捕捉激波位置,并在激波产生位置加 密网格,运些技术原理启发着对面元网格分布进行自适应优化的必要性。

【发明内容】

[0005] 为克服现代面元修正方法改善精度效果不佳的缺点,本发明提出了一种面元修正 与网格预先自适应计算方法。
[0006] 步骤1,计算不同迎角下机翼部件原刚体气动载荷数据。
[0007] 将机翼部件作为刚性几何体划分CFD计算的空间网格;所述的空间网格采用非结 构网格;计算亚音速时机翼迎角在0°到20°之间的C抑数据,迎角间隔为r;提取机翼 物面网格节点上的压力分布数据,得到各机翼物面网格节点上压力分布,从而确定不同迎 角下机翼部件原刚体气动载荷数据。
[0008] 在确定不同迎角下机翼部件原刚体气动载荷数据时,翼面采用=角形单元划分, 最小尺度为1mm。附面层用=棱柱网格划分,共20层,附面层之外的空间网格采用四面体单 元。从附面层最内层开始网格尺度W1.2倍的体积比率增长。CFD数据由FL肥NT计算,采 用禪合压力基求解器。空气假设为理想气体,溫度为300K,参考压力为海平面大气压,端流 模型采用S-A模型,其余参数选择默认设置。
[0009] 步骤2,计算变形刚体气动载荷数据。
[0010] 在机翼升力曲线的非线性段选择一个迎角aW,将步骤1中计算得到的该迎角时 的气动载荷加载到机翼上,利用NASTRAN软件计算得到翼尖的扭转角。用CAD软件重新几 何造形W使翼尖扭转相同的角度且使扭转角从翼根到翼尖线性变化。再按照步骤1中的方 式重新划分CFD计算网格并实施常规CFD数值计算,提取机翼变形后各翼面网格节点上的 压力分布,得到机翼的变形刚体气动载荷数据。
[0011] 步骤3,对升力面的弦平面进行面元网格参数初始化。
[0012] 采用通用的S次多项式插值法,通过展向S次曲线和弦向S次曲线分别对机翼展 向和弦向进行网格点布置。
[0013] 对所述展向=次曲线和弦向=次曲线分别进行归一化;W给定的展向网格点数量 范围、弦向网格点数量范围和每条=次曲线两端的斜率值作为约束条件,需初始化的变量 为弦向和展向的网格点数量。
[0014] 步骤4,用几何算法对机翼弦平面进行面元网格划分。
[0015] 根据给定的=次曲线参数及展向网格点数量和弦向网格点数量对机翼弦平面进 行面元网格节点布置。
[0016] 在对展向布置网格节点时,先对展向=次曲线的横轴按照展向节点数量进行等距 划分,此时横轴上各点在S次曲线上对应的纵坐标即表示此节点的展向比例位置,且横轴 正方向代表从机翼翼根到翼尖的方向;在对弦向布置网格节点时,先对弦向=次曲线的横 轴按照弦向节点数量进行等距划分,此时横轴上各点在=次曲线上对应的纵坐标即表示此 节点的弦向比例位置,且横轴正方向代表从机翼前缘到后缘的方向。
[0017] 对于弦向S次曲线,若需要在机翼前缘加密,则应使曲线在化0)点的斜率值减 小;对于展向S次曲线,若需要在翼尖加密,则应使曲线在(1,1)点的斜率值减小;若要采 用均匀划分形式,则只需要将(〇,〇)、(1,1)处的斜率值均设为1即可。
[0018] 步骤5,面元法计算气动力矩阵。
[001引通过ZAERO软件生成气动力矩阵。具体是,将步骤4得到的网格分布输入到ZAERO软件,计算给定飞行状态下的气动力影响系数矩阵[AIC]。上述飞行状态与步骤1中计算 CFD数据的飞行状态一致。
[0020] 步骤6,采用分段斜率修正面元法对气动载荷分布进行修正,获得修正后的载荷分 布。
[0021] 利用步骤1得到的定常刚体CFD计算数据对面元法的气动力影响系数矩阵[AIC] 实施修正,具体是采用公式(5)进行分段线化高精度面元修正:
[002引
《度)
[002引式中,n为迎角范围划分的子区间数目,[WTji为第i个迎角区间采用斜率修正法 得到的修正因子矩阵,[Cor]i为各面元在第i个迎角区间内的下洗速度值占总下洗速度的 比例系数对角矩阵。
[0024] 步骤7,计算C抑数据与修正面元法结果的误差范数,判断是否达到收敛条件。。 若是,则得到最优网格分布,迭代过程结束;反之采用自适应模拟退火算法更新网格分布参 数,更新后转至步骤4,重复步骤4~步骤6 ;在重复步骤4~步骤6的过程中不断获得新的 修正后的载荷分布。对得到的新的修正后的载荷分布通过本步骤计算C抑数据与修正面元 法结果的误差范数,判断是否达到收敛条件,直至满足收敛条件。
[0025] 本发明得到的气动载荷数据与C抑计算结果精度误差在2%W内,且有效延伸到 气动载荷随迎角变化的非线性段,有效提高了结构刚度参数变化过程中的气动载荷计算效 率。
[0026] 本发明的核屯、部分可描述如下:用多组不同迎角下的C抑气动力载荷数据对低 阶面元法进行分段线化修正,同时采用自适应模拟退火算法对面元计算网格的分布进行优 化,W有效提高在结构变刚度情况下的气动载荷计算精度和效率。
[0027] 本发明通过对面元网格的自适应优化大大提高了修正面元法的精度,弥补了传统 修正面元法依赖于网格分布的缺点。优化后的网格在应用于修正面元法时不仅保持了面元 法计算效率高的优点,还能保证机翼整体受力接近C抑数据的精度,有效提高气动弹性优 化迭代设计过程中的精度和效率。
【附图说明】
[002引图1是本发明的示意图;
[0029] 图2是S条典型的网格分布S次曲线;
[0030]图3是机翼结构的整体有限元模型,其中,(a)代表从机翼翼根到翼尖的展向方 向,化)代表从机翼前缘到后缘的弦向方向;
[0031] 图4是机翼前梁、后梁和翼肋有限元模型;
[0032] 图5是刚体机翼的CFD表面网格;
[0033]图6是机翼翼尖扭转前后的构型,其中,6a是机翼翼
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