大攻角非线性分离流气动力修正方法与流程

本发明属于航空航天总体设计，涉及一种天地往返飞行器气动弹性设计方法，特别涉及一种大攻角非线性分离流气动力修正方法。

背景技术：

1、可重复使用天地往返飞行器飞行过程中，经历跨空域、跨速域飞行。在高超声速大攻角飞行阶段，由于流动分离，气动力呈现明显的非线性，对气动弹性特性有较大影响。工程方法在此阶段精准度差，需要进行修正，具体的说，气动弹性分析需要气动力作为输入，并且需要兼顾计算精度与计算效率。超声速大攻角减速飞行段，以活塞理论法为代表的面元工程气动力模型常作为气动弹性分析的气动力模型使用。但是在大攻角飞行段，由于复杂的流动分离，气动力表现为强非线性特征，工程方法在预测精准度上出现较大偏差；采用基于des的数值计算方法可以精确描述超声速大攻角飞行段由于流动分离引起的非线性特征，但是计算效率低，无法实现快速迭代的总体设计要求。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，解决了现有气动力修正无法兼顾计算精度与计算效率的技术问题，本发明能够兼具cfd的计算精度和工程方法的计算效率。

2、为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

3、一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，包括：

4、采用des方法得到零减缩频率下飞行器表面压力分布数据；

5、对飞行器表面区域进行面元划分，并确定各面元的几何信息；

6、基于各面元的几何信息，采用偶极子格网法生成气动力影响系数矩阵aic；

7、根据偶极子格网法生成的气动力影响系数矩阵aic，进而得到零减缩频率下的气动力影响系数矩阵adlm,k＝0；

8、采用基于rbf守恒型插值方法，将采用des方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到全部面元的气动力影响系数矩阵ades；

9、根据adlm,k＝0和ades，得到力矫正矩阵w；

10、利用力矫正矩阵w对气动力影响系数矩阵aic进行修正，得到修正气动力影响系数矩阵aic*；

11、采用修正气动力影响系数矩阵aic*，进行气动力修正。

12、进一步的，根据飞行器表面压力分布数据对飞行器表面区域进行面元划分，使各面元的压力在来流方向和展向呈等间隔梯度变化。

13、进一步的，各面元的几何信息包括面元的顶点、压力点和下洗控制点的坐标。

14、进一步的，面元的压力点为面元中剖面与面元1/4弦线的交点

15、面元的下洗控制点为面元中剖面与面元3/4弦线的交点。

16、进一步的，将采用des方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到全部面元的气动力矩阵ades的方法包括：

17、将采用des方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到各面元压力点处的气动力和力矩；

18、根据各面元压力点处的气动力和力矩得到全部面元的气动力矩阵ades。

19、进一步的，各面元压力点处的气动力和力矩按照如下公式得到：

20、fj＝hsatff；

21、其中，fj为第j个面元压力点处的气动力和力矩，j≥1；hsa为采用rbf方法确定的位移传递矩阵，ff为流场压力分布，即采用des方法得到的飞行器表面压力分布数据。

22、进一步的，力矫正矩阵w满足如下公式：

23、adlm,k＝0＝ades*w。

24、进一步的，根据adlm,k＝0和ades，得到力矫正矩阵w的方法为，采用牛顿-拉普森迭代方法，使矩阵adlm,k＝0和ades*w的主对角元素偏差小于预设精度要求时结束迭代，得到力矫正矩阵w。

25、进一步的，利用力矫正矩阵w，按照如下公式对气动力影响系数矩阵aic进行修正，得到修正气动力影响系数矩阵aic*：

26、aic*＝w*aic。

27、进一步的，以修正后的气动力作为输入进行气动弹性分析。

28、本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

29、(1)本发明采用des计算数据对面元气动力模型进行修正，弥补了工程气动力方法对飞行器大攻角飞行状态表面压力预测不准确的缺点；

30、(2)本发明修正后的方法兼具cfd的计算精度和工程方法的计算效率，能够满足总体设计的快速迭代要求；

31、(3)本发明提出了面元的划分方法，提高了气动力矩阵的准确性；

32、(4)本发明提出的基于矩阵相乘的修正方法简单易行，有效提高了计算效率。

技术特征：

1.一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，根据飞行器表面压力分布数据对飞行器表面区域进行面元划分，使各面元的压力在来流方向和展向呈等间隔梯度变化。

3.根据权利要求1所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，各面元的几何信息包括面元的顶点、压力点和下洗控制点的坐标。

4.根据权利要求3所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，面元的压力点为面元中剖面与面元1/4弦线的交点

5.根据权利要求4所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，将采用des方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到全部面元的气动力矩阵ades的方法包括：

6.根据权利要求5所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，各面元压力点处的气动力和力矩按照如下公式得到：

7.根据权利要求1所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，力矫正矩阵w满足如下公式：

8.根据权利要求7所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，根据adlm,k＝0和ades，得到力矫正矩阵w的方法为，采用牛顿-拉普森迭代方法，使矩阵adlm,k＝0和ades*w的主对角元素偏差小于预设精度要求时结束迭代，得到力矫正矩阵w。

9.根据权利要求1所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，利用力矫正矩阵w，按照如下公式对气动力影响系数矩阵aic进行修正，得到修正气动力影响系数矩阵aic*：

10.根据权利要求1所述的一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，其特征在于，以修正后的气动力作为输入进行气动弹性分析。

技术总结
本发明公开了一种大攻角非线性分离流气动力修正方法，包括采用DES方法得到零减缩频率下飞行器表面压力分布数据；对飞行器表面区域进行面元划分，并基于各面元的几何信息，采用偶极子格网法生成AIC矩阵AIC；根据AIC得到各面元的气动力和力矩，利用各面元的气动力和力矩生成零减缩频率下全部面元的气动力矩阵A<subgt;DLM,k＝0</subgt;；将采用DES方法得到的飞行器表面压力分布数据插值到各面元上，得到全部面元的气动力矩阵A<subgt;DES</subgt;；根据A<subgt;DLM,k＝0</subgt;和A<subgt;DES</subgt;，得到力矫正矩阵W；利用力矫正矩阵W对AIC矩阵AIC进行修正，得到修正气动力影响系数矩阵AIC<supgt;*</supgt;；采用修正气动力影响系数矩阵AIC<supgt;*</supgt;，进行气动力修正和气动弹性计算，完成大攻角非线性分离流气动力修正。本发明能够兼具CFD的计算精度和工程方法的计算效率。

技术研发人员：吕计男,解海鸥,胡国暾,马元宏,孙兵,万爽,石伟,李小艳,张莽,刘杰平,张涛,张静,李华光,荣华,郑宏涛,朴忠杰,邱丰,石铄,孟群智,程琳
受保护的技术使用者：中国运载火箭技术研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/12