飛行器表面脈動壓力的確定方法
【專利摘要】本發明提供一種飛行器表面脈動壓力的確定方法，包括：對飛行器進行幾何建模并劃分單元，并計算表面脈動壓力；按照預設倍數對所述單元進行N次加密，并在每一次加密后計算表面脈動壓力，其中N為大于或等于1的整數；檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預設范圍內；如果是，則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風洞試驗結果進行比較，根據比較結果對模型進行局部加密，之后計算獲得脈動壓力基礎值；根據典型風洞試驗結果與所述脈動壓力基礎值建立脈動壓力修正曲線，獲得修正差值，根據所述修正差值計算得到對應的飛行器表面脈動壓力結果值；該方法能夠有效提高飛行器表面脈動壓力測量的準確性和普適性。
【專利說明】
飛行器表面脈動壓力的確定方法
技術領域
[0001]本發明涉及飛行器環境工程技術領域，尤其涉及一種飛行器表面脈動壓力的確定方法。
【背景技術】
[0002]飛行器在飛行過程中會受到表面脈動壓力的作用而產生振動，而飛行器振動是導致飛行器故障的主要因素，準確確定脈動壓力對于開展飛行器抗振動設計和試驗驗證，保證飛行安全具有重要意義。目前脈動壓力預測仍以經驗公式為主，工程預測精度低，無法描述流場細節，無法預測壓力隨時間的響應，主要用來預估脈動壓力的變化趨勢。脈動壓力的數值計算仍以雷諾平均法(RANS)為主，RANS方法可以用現有計算機資源實現高雷諾數復雜流動的數值模擬，但是雷諾平均法只能提供湍流的平均信息，且湍流模型沒有普適性，所以計算準確性較差，而另一種數值計算方法一一直接數值模擬，由于計算機資源的限制，主要用于湍流理論的研究，不適合用于工程應用。對飛行器表面脈動壓力進行精細研究的風洞試驗因本底噪聲較高，頭部區域難以測得有效數據，同時，受試驗能力或試驗成本的限制，風洞試驗只能進行少數幾個角度、速度狀態的試驗，所能得到的狀態結果有限。因此，如何用較小的代價實現飛行器表面脈動壓力計算成為現在亟待需要解決的問題。
【發明內容】
[0003]在下文中給出關于本發明的簡要概述，以便提供關于本發明的某些方面的基本理解。應當理解，這個概述并不是關于本發明的窮舉性概述。它并不是意圖確定本發明的關鍵或重要部分，也不是意圖限定本發明的范圍。其目的僅僅是以簡化的形式給出某些概念，以此作為稍后論述的更詳細描述的前序。
[0004]為解決上述問題，本發明提出一種飛行器表面脈動壓力的確定方法，包括:
[0005]對飛行器進行幾何建模并劃分單元，并計算表面脈動壓力；
[0006]按照預設倍數對所述單元進行N次加密，并在每一次加密后計算表面脈動壓力，其中N為大于或等于I的整數；
[0007]檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預設范圍內；
[0008]如果是，則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風洞試驗結果進行比較，根據比較結果對模型進行局部加密，之后計算獲得脈動壓力基礎值；
[0009]根據典型風洞試驗結果與所述脈動壓力基礎值建立脈動壓力修正曲線，獲得修正差值，根據所述修正差值計算得到對應的飛行器表面脈動壓力結果值。
[0010]本發明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法，能夠有效提高飛行器表面脈動壓力測量的準確性和普適性。
【附圖說明】
[0011]為了更清楚地說明本發明實施例或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
[0012]圖1為本發明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法一種實施例的流程圖。
[0013]圖2為本發明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法中對飛行器進行幾何建模和單元劃分的示意圖。
[0014]圖3為本發明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法中對飛行器模型單元進行加密的示意圖。
[0015]圖4為為本發明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法中脈動壓力修正曲線一種實施例的示意圖。
【具體實施方式】
[0016]下面參照附圖來說明本發明的實施例。在本發明的一個附圖或一種實施方式中描述的元素和特征可以與一個或者更多個其他附圖或實施方式中示出的元素和特征相結合。應當注意，為了清楚目的，附圖和說明中省略了與本發明無關的、本領域普通技術人員已知的部件和處理的表示和描述。
[0017]參考圖1，本實施例提供一種飛行器表面脈動壓力的確定方法，包括:
[0018]步驟S101，對飛行器進行幾何建模并劃分單元，并計算表面脈動壓力；
[0019]步驟S102，按照預設倍數對所述單元進行N次加密，并在每一次加密后計算表面脈動壓力，其中N為大于或等于I的整數；
[0020]步驟S103，檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預設范圍內；
[0021]步驟S104，如果是，則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風洞試驗結果進行比較，根據比較結果對模型進行局部加密，之后計算獲得脈動壓力基礎值；
[0022]步驟S105，根據典型風洞試驗結果與所述脈動壓力基礎值建立脈動壓力修正曲線，獲得修正差值，根據所述修正差值計算得到對應的飛行器表面脈動壓力結果值。
[0023]本實施例提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法，能夠有效提高飛行器表面脈動壓力測量的準確性和普適性。
[0024]具體地，參考圖2，首先對行器進行幾何建模并劃分單元，并采用大渦模擬方法進行第一輪的脈動壓力計算。
[0025]通過大渦模擬方法計算脈動壓力是本領域的公知技術，包括:計算亞格子粘性系數；確定空間離散格式(迎風面推薦AUSM類格式)；確定時間推進方法(由于大渦數值模擬是非定常計算，為了保證計算的精度，常常采用的是雙時間法的LU-SGS。雙時間法在隱式時間離散的公式中加入偽時間項，并進行與單時間法相似的推導)；確定脈動壓力時間步長；計算脈動壓力。
[0026]參考圖3，之后在第一輪計算模型的基礎上，按照預設倍數為劃分的單元進行N次加密，N為大于或等于I的整數，在每一次加密后均采用大渦模擬方法進行脈動壓力的計算，并將當前得到的脈動壓力與上一次加密計算得到的脈動壓力進行比較，直到二者的差值收斂在預設范圍內，作為一種優選的實施方式，預設倍數為2，預設范圍為15%。
[0027]當二者的差值收斂在預設范圍內，則將當次得到的脈動壓力與典型風洞試驗結果進行比較，根據比較結果對模型進行局部加密，具體地，對比較結果誤差大于20%的局部進行加密，直到比較結果誤差小于20 %，并在模型幾何外形突變的地方和計算結果變化劇烈的地方進行加密。
[0028]局部加密之后再進行脈動壓力的計算，獲得脈動壓力基礎值。
[0029]進一步地，參考圖4，根據典型風洞試驗結果與脈動壓力基礎值建立脈動壓力修正曲線，獲得相應的修正差值，該修正差值為所述典型風洞試驗結果與所述脈動壓力基礎值之間的差值，將該修正差值與脈動壓力基礎值進行疊加，即可以獲得飛行器表面脈動壓力結果值。
[0030]典型風洞試驗是將飛行器放置在風洞中，通過改變飛行器迎風角度、空氣來流速度來模擬飛行器不同攻角、不同速度的飛行情況，并在飛行器表面安裝脈動壓力傳感器進行脈動壓力測量，從而獲得典型飛行狀態的脈動壓力值。
[0031]由于典型風洞試驗對應的狀態比較少，在對脈動壓力基礎值進行修正時，還需在典型風洞試驗脈動壓力基礎上對其他速度狀態進行插值，得到其他速度狀態的脈動壓力修正差值。
[0032]雖然已經詳細說明了本發明及其優點，但是應當理解在不超出由所附的權利要求所限定的本發明的精神和范圍的情況下可以進行各種改變、替代和變換。而且，本申請的范圍不僅限于說明書所描述的過程、設備、手段、方法和步驟的具體實施例。本領域內的普通技術人員從本發明的公開內容將容易理解，根據本發明可以使用執行與在此所述的相應實施例基本相同的功能或者獲得與其基本相同的結果的、現有和將來要被開發的過程、設備、手段、方法或者步驟。因此，所附的權利要求旨在它們的范圍內包括這樣的過程、設備、手段、方法或者步驟。
【主權項】
1.一種飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，包括:對飛行器進行幾何建模并劃分單元，并計算表面脈動壓力；按照預設倍數對所述單元進行N次加密，并在每一次加密后計算表面脈動壓力，其中N 為大于或等于1的整數；檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預 設范圍內；如果是，則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風洞試驗結果進行比較，根據 比較結果對模型進行局部加密，之后計算獲得脈動壓力基礎值；根據典型風洞試驗結果與所述脈動壓力基礎值建立脈動壓力修正曲線，獲得修正差 值，根據所述修正差值計算得到對應的飛行器表面脈動壓力結果值。2.根據權利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，采用大渦模 擬方法計算所述表面脈動壓力。3.根據權利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，所述預設倍 數為2,所述預設范圍為15%。4.根據權利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，根據比較結 果對模型進行局部加密，包括:對比較結果誤差大于20%的局部進行加密，直到比較結果誤差小于20%。5.根據權利要求4所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，根據比較結 果對模型進行局部加密之后，還包括:在所述模型幾何外形突變的地方進行加密；在計算結果變化劇烈的地方進行加密。6.根據權利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，所述修正差 值為所述典型風洞試驗結果與所述脈動壓力基礎值之間的差值。7.根據權利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法，其特征在于，所述飛行器 表面脈動壓力結果值為所述脈動壓力基礎值和所述修正差值的疊加。
【文檔編號】G06F17/50GK105989205SQ201510076087
【公開日】2016年10月5日
【申請日】2015年2月13日
【發明人】龐勇, 趙保平, 孫建亮, 高超
【申請人】北京機電工程研究所