飞行器局部压力分布对动导数提取方法及装置与流程

1.本文件涉及飞行器气动设计技术领域，尤其涉及一种飞行器局部压力分布对动导数提取方法及装置。


背景技术：

2.在我国未来新型战斗机研制中，机动性能是我们关注的重点之一。在飞行器的稳定性设计中，动导数是飞行器动稳定性的重要表征参数，也是飞行器气动建模和飞行控制系统设计的主要基础数据。在稳定性设计过程中，在一些工程应用工况下，会出现动导数变号的情况，从而使得飞行器飞行出现动态发散的现象，严重影响飞行器的飞行包络线。但以往的研究中，只是把动稳定导数当作稳定性判据的表征参数，如出现动导数发散的情况，无法更深入的分析其原因，从而无法从改变气动布局的角度来缓解甚至抑制运动发散现象，因此急需一种能够有效分析飞行器局部压力分布对动导数贡献的方法，为布局设计优化及改进提供重要依据。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种飞行器局部压力分布对动导数提取方法及装置，旨在解决现有技术中的上述问题。
4.本发明提供一种飞行器局部压力分布对动导数提取方法，包括：
5.生成数值模拟所需网格文件，选取数值模拟所需关键参数，基于所述网格文件和所述关键参数采用cfd方法数值模拟飞行器在指定工况下的静态气动力及其物面压力分布；
6.采用cfd方法数值模拟飞行器在小振幅强迫振荡下的气动力\力矩响应，获取气动力随时间变化历程及其瞬时物面压力分布，通过气动力随时间变化历程获取动导数；
7.将通过强迫振荡平衡点处的瞬时压力分布减去静态获得压力分布，获取不同部件对动导数的贡献。
8.本发明提供一种飞行器局部压力分布对动导数提取装置，包括：
9.第一模拟模块，用于生成数值模拟所需网格文件，选取数值模拟所需关键参数，基于所述网格文件和所述关键参数采用cfd方法数值模拟飞行器在指定工况下的静态气动力及其物面压力分布；
10.第二模拟模块，用于采用cfd方法数值模拟飞行器在小振幅强迫振荡下的气动力\力矩响应，获取气动力随时间变化历程及其瞬时物面压力分布，通过气动力随时间变化历程获取动导数；
11.处理模块，用于将通过强迫振荡平衡点处的瞬时压力分布减去静态获得压力分布，获取不同部件对动导数的贡献。
12.本发明实施例还提供一种电子设备，包括：存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现上述飞
行器局部压力分布对动导数提取方法的步骤。
13.本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有信息传递的实现程序，所述程序被处理器执行时实现上述飞行器局部压力分布对动导数提取方法的步骤。
14.采用本发明实施例，能够有效分析飞行器局部压力分布对动导数贡献，通过此贡献，能够量化分析不同部件的动态响应特性，可为气动布局设计优化及改进提供重要依据。
附图说明
15.为了更清楚地说明本说明书一个或多个实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本说明书中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
16.图1是本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取方法的流程图；
17.图2是本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取方法的详细流程图；
18.图3是本发明实施例的飞翼布局飞行器外形示意图；
19.图4是本发明实施例的飞翼布局cfd网格拓扑示意图；
20.图5是本发明实施例的cfd数值计算亚迭代收敛示意图；
21.图6是本发明实施例的不同攻角下的动态计算迟滞环的示意图；
22.图7是本发明实施例的ma＝0.95俯仰动导数随攻角变化的示意图；
23.图8是本发明实施例的迟滞环与静态气动力的对比图；
24.图9是本发明实施例的攻角5
°
下静、动态差量值的物面分布的示意图；
25.图10是本发明实施例的攻角10
°
下静、动态差量值的物面分布的示意图；
26.图11是本发明实施例的攻角15
°
下静、动态差量值的物面分布的示意图；
27.图12是本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取装置的示意图；
28.图13是本发明实施例的电子设备的示意图。
具体实施方式
29.为了使本技术领域的人员更好地理解本说明书一个或多个实施例中的技术方案，下面将结合本说明书一个或多个实施例中的附图，对本说明书一个或多个实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本说明书的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本说明书一个或多个实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本文件的保护范围。
30.方法实施例
31.根据本发明实施例，提供了一种飞行器局部压力分布对动导数提取方法，图1是本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取方法的流程图，如图1所示，根据本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取方法具体包括：
32.步骤101，生成数值模拟所需网格文件，选取数值模拟所需关键参数，基于所述网格文件和所述关键参数采用cfd方法数值模拟飞行器在指定工况下的静态气动力及其物面压力分布；步骤101具体包括：
33.将飞行器数模导入pointwise网格生成模块，在飞行器数模边缘生成网格线connector；
34.在每个网格线connector上分布网格点，在具有较多分离流动的区域进行加密；
35.通过网格线connector生成网格面domain，并将domain投影至数模表面，使网格贴体；
36.通过网格面domain生成网格块block，完成空间网格生成，生成数值模拟所需网格文件。
37.选择cfl3d软件作为数值模拟计算程序，向cfl3d软件中导入数值模拟所需网格文件，其中，所述网格格式为plot3d格式；
38.在所述cfl3d软件的数值模拟所需网格文件中，采用sa湍流模型，并设置rans方法为数值模拟方法，在所述cfl3d软件的数值模拟所需网格文件中，设置输出物面压力分布，从而获静态数值模拟下的物面压力分布。
39.步骤102，采用cfd方法数值模拟飞行器在小振幅强迫振荡下的气动力\力矩响应，获取气动力随时间变化历程及其瞬时物面压力分布，通过气动力随时间变化历程获取动导数；步骤102具体包括：
40.将静态数值结果作为初场，在所述cfl3d软件中设置频率和振幅，并设置每个振荡周期取n个数据点，设置输出每个时间点的瞬时压力分布，设置输出每个时间点的气动力随时间变化历程，数值模拟飞行器在小振幅强迫振荡的下的气动力\力矩响应，获取气动力随时间变化历程及其瞬时物面压力分布。
41.获取输出每个时间点的气动力随时间变化历程，并采用最小二乘法获取当前工况的动导数。
42.步骤103，将通过强迫振荡平衡点处的瞬时压力分布减去静态获得压力分布，获取不同部件对动导数的贡献。步骤103具体包括：
43.将强迫运动平衡点处的瞬时物面压力分布减去相应工况下的静态计算物面压力分布；通过分析提取不同部件对动导数的贡献值。
44.下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。
45.在稳定性设计过程中，在一些工程应用工况下，会出现动导数变号的情况，从而使得飞行器飞行出现动态发散的现象，严重影响飞行器的飞行包络线。但以往的研究中，只是把动稳定导数当作稳定性判据的表征参数，如出现动导数发散的情况，无法更深入的分析其原因，从而无法从改变气动布局的角度来缓解甚至抑制运动发散现象，因此急需一种能够有效分析飞行器局部压力分布对动导数贡献的方法，为布局设计优化及改进提供重要依据。
46.本发明实施例的具体提实施步骤如下：
47.(1)根据不同种类飞行器的特点生成cfd数值模拟所需网格空间拓扑结构
48.(2)根据cfd数值模拟网格空间拓扑结构，将每块网格进行填充，形成最终气动计算网格。
49.(3)根据不同种类飞行器流动特点选取空间离散格式
50.(4)根据动态计算的需求确定时间推进格式、湍流模型、预处理、熵修正等气动设置参数
51.(5)进行初步气动计算，获得气动力与流场，流场应包含压力、密度、温度、能量、速度等基本信息。
52.(6)根据步骤(5)中获得的初步流场与气动力，进行网格加密，直至气动力几乎不变，证明此网格规模为合理可信。
53.(7)模拟飞行器在不同工况下的流场，获取飞行器静态流场。
54.(8)根据飞行器静态流场，提取当前工况下的静态物面压力分布
55.(9)以步骤(8)中的静态流场作为初场，模拟飞行器在不同工况下的小振幅运动，并记录飞行器在每个时间点下的瞬时流场以及物面压力分布。
56.(10)对步骤(9)中的非定常流场气动力积分，获得飞行器不同时刻下的非定常气动力随时间变化历程。
57.(11)对步骤(10)中获得的非定常气动力随时间变化历程，通过最小二乘法，辨识出动导数。
58.(12)将步骤(9)中获得的平衡位置的瞬时物面压力分布减去步骤(8)中获得的静态气动力压力分布，可获得二者的差量在不同部件下的分布，从而提取出不同部件对气动导数的贡献。
59.下面结合实例对本发明实施例的技术方案进行详细说明。
60.本发明以飞翼布局动导数部件贡献特性分析为例，详细流程如图2。
61.第一步，生成飞翼标模数值模拟所需网格文件。本发明采用研究对象为国内小展弦比飞翼标模，其三维示意如图3。模型比例为1：25，计算状态为：马赫数ma＝0.95，攻角α＝-5
°
～30
°
。飞翼标模背风侧非定常流动的模拟精度非常重要，针对飞翼标模外形较为简洁的特点，本发明计算采用o型结构网格拓扑，如图4所示，既能够很好的满足计算精度，同时保证计算效率。在网格量方面，为了满足模拟要求并且保证非定常流动计算的效率，在计算精度与效率之间采取折中方案，初步拟定结构网格量为1500w左右。
62.第二步，选取数值模拟所需关键参数。采用的工程中常用的雷诺平均(rans)方法能够得到较好的计算精度与效率，空间离散采用roe格式，获取不同攻角下的静态流场及其压力分布。
63.第三步，时间推进采用lusgs格式，同时采用双时间步长方法、刚性动网格技术，获取飞翼布局在小振幅强迫振荡运动形式下每个时刻的流场及其压力分布，其亚迭代收敛过程如图5所示。同时，在强迫振荡的过程中，攻角随时间进行变化，所以气动力随时间变化会出现迟滞效应，体现为迟滞环，如图6，为攻角α＝5
°
、10
°
、15
°
下的迟滞环。
64.第四步，获取不同工况下的俯仰动导数。通过积分获得不同瞬时姿态角下的气动力系数随时间变化历程，然后从非定常计算结果中利用最小二乘法获取动导数，如图7所示，同时将迟滞环与静态气动力进行对比分析，如图7所示，从图中可以看到，在飞行器运动通过平衡位置时，其动态瞬时气动力与静态气动力的差别即为动导数来源。
65.第五步，获取飞行器局部压力分布对动导数的贡献值，如图9-11所示。选取典型工况进行研究(α＝5
°
、10
°
、15
°
)，将强迫振荡数值模拟中获取的通过平衡位置的瞬时压力分布与相应工况下静态气动压力分布做差，可获得二者的差量在不同部件下的分布，从而提取出不同部件对气动导数的贡献。
66.装置实施例一：
67.根据本发明实施例，提供了一种飞行器局部压力分布对动导数提取装置，图12是本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取装置的示意图，如图12所示，根据本发明实施例的飞行器局部压力分布对动导数提取装置具体包括：
68.第一模拟模块120，用于生成数值模拟所需网格文件，选取数值模拟所需关键参数，基于所述网格文件和所述关键参数采用cfd方法数值模拟飞行器在指定工况下的静态气动力及其物面压力分布；所述第一模拟模块120具体用于：
69.将飞行器数模导入pointwise网格生成模块，在飞行器数模边缘生成网格线connector；在每个网格线connector上分布网格点，在具有较多分离流动的区域进行加密；通过网格线connector生成网格面domain，并将domain投影至数模表面，使网格贴体；通过网格面domain生成网格块block，完成空间网格生成，生成数值模拟所需网格文件；选择cfl3d软件作为数值模拟计算程序，向cfl3d软件中导入数值模拟所需网格文件，其中，所述网格格式为plot3d格式；在所述cfl3d软件的数值模拟所需网格文件中，采用sa湍流模型，并设置rans方法为数值模拟方法，在所述cfl3d软件的数值模拟所需网格文件中，设置输出物面压力分布，从而获静态数值模拟下的物面压力分布；
70.第二模拟模块122，用于采用cfd方法数值模拟飞行器在小振幅强迫振荡下的气动力\力矩响应，获取气动力随时间变化历程及其瞬时物面压力分布，通过气动力随时间变化历程获取动导数；所述第二模拟模块122具体用于：
71.将静态数值结果作为初场，在所述cfl3d软件中设置频率和振幅，并设置每个振荡周期取n个数据点，设置输出每个时间点的瞬时压力分布，设置输出每个时间点的气动力随时间变化历程，数值模拟飞行器在小振幅强迫振荡的下的气动力\力矩响应，获取气动力随时间变化历程及其瞬时物面压力分布；获取输出每个时间点的气动力随时间变化历程，并采用最小二乘法获取当前工况的动导数；
72.处理模块124，用于将通过强迫振荡平衡点处的瞬时压力分布减去静态获得压力分布，获取不同部件对动导数的贡献。所述处理模块124具体用于：将强迫运动平衡点处的瞬时物面压力分布减去相应工况下的静态计算物面压力分布；通过分析提取不同部件对动导数的贡献值。
73.本发明实施例是与上述方法实施例对应的装置实施例，各个模块的具体操作可以参照方法实施例的描述进行理解，在此不再赘述。
74.装置实施例二
75.本发明实施例提供一种电子设备，如图13所示，包括：存储器130、处理器132及存储在所述存储器130上并可在所述处理132上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器132执行时实现如方法实施例中所述的步骤。
76.装置实施例三
77.本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有信息传输的实现程序，所述程序被处理器132执行时实现如方法实施例中所述的步骤。
78.本实施例所述计算机可读存储介质包括但不限于为：rom、ram、磁盘或光盘等。
79.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进
行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。