CN101236573A - 一种柔性翼微型飞行器的流固耦合数值仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于柔性翼微型飞行器辅助设计技术领域，其特征在于，在计算机中设定以下模块：结构－流场实体建模及基本假定模块，设定柔性翼及其周围流场的三维模型；k－ε湍流模型流场分析模块，以获取在不同飞行条件下流场的流固耦合面的分布压力；线弹性结构分析模块，得到柔性翼结构网格的位移和速度；结构－流场耦合接口模块，从已得到的柔性翼结构网格的位移中，获取流场网格的变形，以作为k－ε湍流模型流场分析模块的输入条件输出，根据流场的分布压力，得到柔性翼翼面的分布压力，以作为线弹性结构分析提供的输入条件输出。本发明具有保证比二维分析更为准确的同时又可提高仿真计算的效率的优点。

Description

一种柔性翼微型飞行器的流固耦合数值仿真方法

技术领域

本发明涉及一种计算机辅助分析工具领域的方法，具体是一种柔性翼微型飞行器的流固耦合数值仿真方法。

背景技术

微型飞行器(MAV，Micro Air Vehicle)具有体积小、隐蔽性好、重量轻、成本低、携带方便等特点，在军事和民用领域都有十分广阔的应用前景。通常微型飞行器按翼型的特点可以分为刚性翼MAV和柔性翼MAV。其中，柔性翼MAV的设计是基于仿生学原理，结构上采取碳骨架和薄膜蒙皮组合的方式，碳骨架起到定型和支撑的作用，保证柔性翼MAV具有一定刚度和翼型；薄膜蒙皮具有很好的弹性，可以灵活地改变形状，同时特殊材料制成地薄膜蒙皮还可以集成上MAV的控制系统，可以简化MAV的几何模型。随着计算机及其他相关学科的发展，数值模拟方法因具有成本低、速度快、周期短的显著特点，逐渐成为研究飞行器十分重要的手段。

由于柔性翼MAV在气流影响下会发生被动变形，柔性翼的变形改变了周围的气流流场，同时，气流流场的变化又进一步改变了柔性翼的变形。所以柔性翼MAV的数值模拟必须要考虑气流与结构之间的耦合作用。但是当前对于气流与结构之间的耦合作用在常规的MAV数值模拟仿真中大多被忽略或很少考虑，使得在柔性翼MAV的数值模拟仿真存在一些不正确的因素，导致较大的误差。

发明内容

本发明的目的在于弥补现有柔性MAV的数值模拟仿真的不足，提供一种流固耦合的数值模拟仿真方法，使其能够反映柔性翼MAV在流场中的真实情况。

本发明的特征在于：所述模拟方法首先进行结构、流场分析，通过基于压力、形变载荷迭代的间接流固耦合算法，实现对柔性MAV的三维数值模拟仿真。这种柔性翼微型飞行器的流固耦合数值仿真方法包含四个模块，如图1所示，分别为：

一、结构-流场实体建模及基本假定模块

这个模块主要是建立柔性翼MAV的三维实体模型及周围流场的三维模型，为其他模块提供基本模型完成模拟仿真。包含的步骤如下：

步骤1.1建立柔性翼MAV的三维实体模型。根据柔性MAV的实际尺寸，通过鼠标、键盘等输入设备，运用Solidworks三维造型软件来手动建立它的模型，考虑到模型棱角边线对计算精度的影响很大，因此对三维模型进行了适当的调整。原本薄膜是附于碳骨架上，修改后的模型结构变为碳骨架嵌入薄膜中，这样可减小碳骨架尖锐的边线、尖角在数值计算中带来的不良影响，同时对流场的影响也很小，建立的三维模型保存为mav.sat格式。

步骤1.2对柔性翼MAV模型进行网格划分。将步骤1.1得到的mav.sat格式的MAV三维模型，导入ANSYS软件中，按照由线到面、由面到体的顺序通过鼠标、键盘等输入设备来对三维模型划分四面体网格，达到连续系统离散化的目的，得到MAV机翼结构的网格模型，如图2所示，保存为mav.db格式文件。

步骤1.3建立流场的三维模型。基于减小计算区域和提高计算精度的原则，通过鼠标、键盘等输入设备，运用Solidworks三维造型软件来手动建立一个六面体模型，使其一个端面与机翼对称面共面，使得六面体模型外面的流场基本不受到MAV飞行的影响。此六面体减去柔性翼的实体模型，得到的就是柔性MAV流场的三维模型，如图3所示，保存为fluid.sat格式。

步骤1.4对流场的模型进行网格划分。将步骤1.3得到的sat格式的流场的三维模型，导入ANSYS软件中，按照由线到面、由面到体的顺序通过鼠标、键盘等输入设备来对三维模型划分四面体网格，达到离散化的目的，得到流场的网格模型，保存为fluid.db格式文件。

步骤1.5对MAV及流场做基本假定：

(1)流体以气体为研究对象，气体是有粘性，不可压的。

(2)固体假定为理想弹性体，具有小变形特性。

(3)在流固接触面上任意时刻都满足无滑移条件。

二、k-ε湍流模型流场分析模块

自然界中的大部分流动现象属于湍流流态，处理湍流数值计算时工程上通常采用k-ε模式来处理湍流模型。k-ε模式是求解两个湍流标量k和ε的输运方程。k方程表示湍动能输运方程，ε方程表示湍动能的耗散率的输运方程。

这个模块主要是运用ANSYS公司的CFX软件来运算，CFX引进了各种公认的湍流模型，包含k-ε湍流模型。按照以下步骤进行运算求解：

步骤2.1首先手动设置柔性翼表面设为流固耦合面，在流固耦合边界的流体边界上施加流固耦合标签FSI，然后在流体场区域施加必要的边界条件，设置初始化来流速度，将入口边界条件设定为速度入口边界条件，定义流动入口边界的速度为来流速度，出口边界条件设定为压力出口边界条件，定义流动出口的静压值为标准大气压，同时根据实际情况给出MAV的飞行速度和迎角，导入流场网格模型fluid.db，经过CFX软件模块的运算可以得到流场流固耦合面的分布压力，并将运算结果自动传递给结构-流场耦合接口模块。

步骤2.2在后续的计算中，CFX软件会自动读取MAV的飞行速度、迎角、流场的网格模型及结构-流场耦合接口模块的流场网格变形文件，得到流场流固耦合面的分布压力。

三、线弹性结构分析模块

这个模块主要是运用ANSYS软件的求解Solution模块，通过读取MAV翼面分布的压力和机翼结构的网格模型，得到机翼结构网格的位移及速度的输出。包括以下步骤：

步骤3.1首先手动设置柔性翼表面设为流固耦合面，在流固耦合边界的固体边界上施加流固耦合标签FSI，并设置MAV的材料属性。

步骤3.2在后续计算中，ANSYS软件的Solution模块会自动读取来自结构-流场耦合接口模块中的MAV翼面的压力分布，以及结构-流场实体建模及基本假定模块中步骤1.2得到的机翼结构的网格模型，即mav.db文件，循环计算得到机翼结构网格的位移和速度。

四、结构-流场耦合接口模块

经过检索现有的文献记录，解决流固耦合的方法按照解算模式来划分，主要有两类：一类是直接耦合法，把结构计算方程与流场计算方程联立起来，直接进行方程组的解算；另一类是间接耦合法，对结构方程、流场方程分别解算，然后通过压力、形变载荷传递来实现两者的迭代耦合。

考虑到直接耦合法解算复杂方程组需要耗费很长的时间，而间接耦合法能够借助已有的流固耦合软件，节省时间，故采用基于压力、形变载荷迭代的间接流固耦合法对柔性翼MAV进行三维数值模拟仿真。具体来说，就是采用ANSYS公司的ANSYS软件、CFX软件和MFX软件。

该模块中，MFX软件通过自动读取ANSYS导出的机翼结构网格的位移，可以得到流场网格的变形，并将其传递给CFX软件，作为k-ε湍流模型流场分析模块的输入条件；MFX软件通过自动读取CFX软件中流场的分布压力，得到MAV翼面的分布压力，并传递给ANSYS软件，作为线弹性结构分析模块的输入条件。

有益效果

这种柔性翼微型飞行器的流固耦合数值仿真方法的优点在于：

(1)基于流固耦合，充分考虑柔性MAV在空中飞行的受力状态，考虑流体、固体之间的相互影响，相比纯流场分析，更接近实际的物理情况；

(2)采用间接耦合法，对流场控制方程选用有限体积进行离散求解，对结构方程选用有限元方法进行求解，然后通过压力、形变载荷的传递来实现两者的耦合。间接耦合法相比直接耦合法，能够借助已有的流固耦合软件，减少底层代码的开发，加快了研发进程；

(3)可以进行柔性翼MAV的3D分析，相对于2D，充分考虑到微型飞行器柔性翼的翼展低展弦比(即翼展比翼弦)机翼的特点，而展弦比与诱导阻力的产生及升力系数大小有关，故柔性翼MAV的3D分析结果比2D分析更准确。

附图说明

图1.本发明的结构框架图；

图2.柔性翼结构的网格划分；

图3.流场的网格划分；

图4.柔性翼MAV的间接流固耦合的实现流程图；

图5.柔性翼二维截面速度等高线图；

图6.柔性翼上翼面的压力分布图；

图7.柔性翼下翼面的压力分布图；

图8.柔性翼结构的变形；

图9.柔性翼结构的应力分布。

具体实施方式

为更好地理解本发明的技术方案，将以上算法应用于巡航速度为10m/s，迎角为6度的柔性翼MAV的分析，作进一步描述。

步骤1建立柔性翼MAV的三维实体模型。根据柔性MAV的实际尺寸，通过鼠标、键盘等输入发备，运用Solidworks三维造型软件来手动建立它的模型，建立的三维模型保存为mav.sat格式。

步骤2对柔性翼MAV模型进行网格划分。将步骤1得到的sat格式的MAV三维模型，导入ANSYS软件中，按照由线到面、由面到体的顺序通过鼠标、键盘等输入设备来对三维模型划分四面体网格，达到连续系统离散化的目的，得到MAV机翼结构的网格模型，保存为mav.db格式文件。

步骤3建立流场的三维模型。基于减小计算区域和提高计算精度的原则，通过鼠标、键盘等输入设备，运用Solidworks三维造型软件来手动建立一个六面体模型，使其一个端面与机翼对称面共面，使得六面体模型外面的流场基本不受到MAV飞行的影响。此六面体减去柔性翼的实体模型，得到的就是柔性MAV流场的三维模型，保存为fluid.sat格式。

步骤4对流场的模型进行网格划分。将步骤3得到的sat格式的流场的三维模型，导入ANSYS软件中，按照由线到面、由面到体的顺序通过鼠标、键盘等输入设备来对三维模型划分四面体网格，达到离散化的目的，得到流场的网格模型，保存为fluid.db格式文件。

步骤5柔性翼MAV和流场初始条件的设置。在CFX软件中手动设置柔性翼表面设为流固耦合面，在流固耦合边界的流体边界上施加流固耦合标签FSI，然后在流体场区域设置初始化来流速度，将入口边界条件设定为速度入口边界条件，定义流动入口边界的速度为来流速度，出口边界条件设定为压力出口边界条件，定义流动出口的静压值为标准大气压，同时根据实际情况给出MAV的飞行速度和角度。在ANSYS软件中设置柔性翼表面设为流固耦合面，在流固耦合边界的固体边界上施加流固耦合标签FSI，并设置MAV的材料属性。

步骤6在ANSYS软件和CFX软件中都设定总时间t0、时间步长t、收敛准则和迭代次数。

步骤7运用CFX软件对柔性翼MAV周围的流场进行求解，自动读取MAV的飞行速度、迎角、流场的网格模型及流场变形文件，得到流场流固耦合面的分布压力，将其传递给MFX软件，得到柔性翼MAV翼面的分布压力。

步骤8ANSYS软件的求解Solution模块自动读取翼面的分布压力数据，进行结构分析，计算出柔性翼MAV的结构变形，即MAV网格的位移和速度，所得的MAV网格的位移和速度通过MFX软件转化为流场的结构变形数据。

步骤9CFX软件根据流场的结构变形数据调整流场的网格，开始新一轮的流场计算。

步骤10ANSYS软件和CFX软件各自判断迭代的压力、形变载荷是否收敛，收敛则结束耦合计算，不收敛则继续步骤7。得到的计算结果.rst文件和.res文件可以用来分析流场的压力分布情况、柔性翼的变形与应力分析情况。

图6所示为柔性翼上翼面的压力分布图。从图中可以看出，上翼面前半部分具有明显的负压区，这是升力产生的主要原因。图7所示为柔性翼下翼面的压力分布图，明显的大片区域是正压区域。上翼面前半部分前缘附近有小范围的正压区域，下翼面靠近前缘、后缘部分均有小范围负压，这提供了有效的俯仰力矩，阻止机翼“抬头”。这一现象也解释了柔性翼MAV比刚性翼MAV在大迎角下更容易保持其稳定性。

图8所示为柔性翼在流场中的结构变形情况。从图中可以看出，机翼前缘附近结构变形相对较小，而后缘附近的结构变形相对较大，一方面和结构的弹性模量相关，另一方面，后缘附近的变形幅度是前面机翼形变结果的一个累加，所以相对较大。从机翼变形趋势上看，柔性翼在气流的影响下，向着翼型弧度更小的趋势变化，它试图以减小弧度来减小受到的阻力作用。由此可以看出，柔性翼MAV的柔性结构能有效改善机翼的阻力特性。

图9所示为柔性翼结构的应力分布情况。从图中可以看出，柔性翼几乎所有的应力都由碳骨架来承受，这是由碳骨架和薄膜蒙皮的刚度所决定的。同时，应力主要集中在机翼的前半部分，这是由于机翼前半部分碳结构较多，刚度大、形变小，所以承受的应力比较大。

Claims (1)

1. 一种柔性翼微型飞行器的流固耦合数值仿真方法，其特征在于，该方法是在计算机中依次按以下步骤实现的：

步骤1.在计算机中设定以下模块：结构-流场实体建模及基本假定模块、k-ε湍流模型流场分析模块、线弹性结构分析模块以及结构-流场耦合接口模块；

步骤2.用结构-流场实体建模及基本假定模块建立柔性翼MAV及周围流场的三维实体模型，其步骤依次如下：

步骤2.1在基本假定模块中建立以下假定：

流体以气体为研究对象；固体是理想弹性体；在流固接触面上任意时刻都是无滑移条件的；

步骤2.2输入柔性翼的实际尺寸，用所述模块中的Solidworks三维造型软件手动建立一个碳骨架嵌入薄膜中的三维柔性翼模型，以mav.sat格式文件保存；

步骤2.3把步骤2.2得到的mav.sat格式的三维模型，导入ANSYS软件中，按照由线到面、由面到体的顺序用输入设备手动对所述三维柔性翼模型划分成四面体网格，得到柔性翼的网格模型，以mav.db格式文件保存；

步骤2.4建立流场的三维模型：

步骤2.4.1通过输入设备运用所述Solidworks三维造型软件手动建立一个六面体模型，使其一个端面与柔性翼的一个对称面共面；

步骤2.4.2从所述六面体模型中减去步骤2.2所述的柔性翼实体模型得到柔性翼流场的三维模型，以fluid.sat格式文件保存；

步骤2.5把步骤2.4得到的流场的三维模型导入所述ANSYS软件中，按照由线到面、由面到体的顺序通过输入设备对所述流场三维模型划分四面体网格，得到流场的网格模型，以fluid.db格式文件保存。

步骤3.用k-ε湍流模型流场分析模块计算流场流固耦合面的分布压力，k为湍动能输运方程，ε为湍动能的耗散率的输运方程；

步骤3.1手动设置：柔性翼表面设为流固耦合面，在流固耦合边界的流体边界上施加流固耦合标签FSI，然后在流体场区域施加必要的边界条件：初始化来流速度，所述来流速度指流动入口边界的来流速度；入口边界条件为速度入口边界条件；出口边界条件为压力出口边界条件，流动出口的静压值为标准大气压；

步骤3.2根据实际情况给出柔性翼的飞行速度和迎角，导入所述的流场网格模型fluid.db，经过CFX软件模块的运算流场流固耦合面的分布压力，把运算结果输入到结构-流场耦合接口模块；

步骤3.3 CFX软件自动读取柔性翼的飞行速度、迎角、所述流场的网格模型及所述结构-流场耦合接口模块的流场网格变形文件，得到流场流固耦合面的分布压力并输入到结构-流场耦合借口模块；

步骤4.用线弹性结构分析模块计算柔性翼结构网格的位移及速度：

步骤4.1手动设置柔性翼表面设为流固耦合面，在流固耦合边界的固体边界上施加流固耦合标签FSI，设置柔性翼的材料属性参数；

步骤4.2所述ANSYS软件的Solution模块自动读取来自结构-流场耦合接口模块中的柔性翼的压力分布，以及所述mav.db文件，循环计算得到柔性翼结构网格的位移和速度；

所述k-ε湍流模型流场分析模块的输入条件来自结构-流场耦合接口模块的输出，该结构-流场耦合接口模块中的MFX软件自动读取步骤4种由ANSYS软件导出的柔性翼结构网格的位移，从中得到流场网格的变形，并传递给所述结构-流场耦合接口模块中的CFX软件，作为k-ε湍流模型流场分析模块的输入条件输出；

所述线弹性结构分析模块的输入条件来自所述结构-流场耦合接口模块中的MFX软件，该MFX软件自动读取k-ε湍流模型流场分析模块中CFX软件导出的流场分布压力，从而得到柔性翼翼面的分布压力，并传递给所述结构-流场耦合接口模块ANSYS软件，作为线弹性结构分析模块的输入条件输出。

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