CN101872373A - 三维机翼结冰后翼稍网格重构方法 - Google Patents
三维机翼结冰后翼稍网格重构方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101872373A CN101872373A CN201010173806A CN201010173806A CN101872373A CN 101872373 A CN101872373 A CN 101872373A CN 201010173806 A CN201010173806 A CN 201010173806A CN 201010173806 A CN201010173806 A CN 201010173806A CN 101872373 A CN101872373 A CN 101872373A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- wing
- grid
- face
- reference mark
- slightly
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 claims description 5
- 238000013316 zoning Methods 0.000 claims description 4
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 6
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 238000004781 supercooling Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Processing Or Creating Images (AREA)
Abstract
本发明公布了一种三维机翼结冰后翼稍网格重构方法,首先构造一个虚拟曲面,所述虚拟曲面由翼稍端面外形沿着展向方向向外拉伸而成,虚拟曲面内接翼稍端面,外接远场平面;机翼表面和虚拟曲面为网格辅助曲面,网格辅助曲面将整个三维机翼的计算区域划分为两个子区域:辅助曲面外法向方向区域I和辅助曲面内部区域;分别重构辅助曲面内部区域和辅助曲面外法向方向区域I的网格。本发明可以将结冰计算推广到三维空间中,更加接近于飞机实际结冰情形。通过各个时间步长的网格重构,首次实现了三维结冰分步计算,同时保证了结冰计算精度和稳定性。
Description
技术领域
本发明涉及到三维机翼结冰计算中翼稍端面及以外区域的网格生成,尤其是冰层覆盖机翼表面之后,翼稍复杂边界上的网格重构方法。
背景技术
飞机穿越在含有过冷水滴的云层时,机翼前缘通常会发生结冰,造成飞机的飞行性能下降。结冰数值计算中,需要模拟冰一层层的增长过程,因此就涉及到机翼表面的网格重构问题,即每个时间步长后都必须重新调整网格,以适应加载冰层后的机翼复杂外形。国内外目前常规的网格生成方法将机翼翼稍端处理为钝头体或者流线体,但仅能生成未结冰机翼周围的网格。计算过程中机翼表面冰层外推后,翼稍端面前缘轮廓也变得曲折,此时常规方法将不能重构翼稍端面至远场区域的网格,因此将不能被结冰计算中所采用。
发明内容
本发明目的是针对现有技术存在的缺陷提供一种三维机翼结冰后翼稍网格重构方法。
本发明为实现上述目的,采用如下技术方案:
本发明三维机翼结冰后翼稍网格重构方法如下:
首先构造一个虚拟曲面,所述虚拟曲面由翼稍端面外形沿着展向方向向外拉伸而成,虚拟曲面内接翼稍端面,外接远场平面;机翼表面和虚拟曲面为网格辅助曲面,网格辅助曲面将整个三维机翼的计算区域划分为两个子区域:辅助曲面外法向方向区域I和辅助曲面内部区域;辅助曲面外法向方向区域I的网格以辅助曲面内部区域为内表面,基于微分方程求解生成;虚拟曲面以内的网格区域,采用如下步骤重构:
(1)首先提取翼稍端面外形坐标,在翼稍端面外形上提取四个控制点A、B、C、D,其中控制点A、B位于机翼前缘,控制点C、D位于机翼尾缘;
(2)针对四个控制点及其两侧的线段,分别从控制点A、B、C、D向内引出四条线段,每条线段的方向取当地的角平分线,线段长度取为控制点距弦线的长度的25%,线段的末端点与控制点A、B、C、D对应分别为a、b、c、d;
(3)重复步骤(2),分别确定端面翼型外形上除控制点以外的所有节点,内推之后的坐标,将这些坐标顺次相连即为O网格边界,此边界的四个控制点为a、b、c、d,它将翼稍端面分为两个区域:一个环形区和一个四边形区;
(4)环形区内的网格拓扑结构与壁面以外区域一致,基于求解微分方程生成,为分区II;内部区域采用对边坐标线性插值生成网格,为分区III;
(5)将步骤(4)中生成的网格对接,完成翼稍端面的网格划分;根据K索引数目,将翼稍端面网格拉伸至远场平面,完成区域II、III内的网格重构;
(6)将区域I、II、III内的网格对接,完成本时间步长上的网格重构;
(7)重复步骤(1)~(6),完成下一时间步长的网格重构。每个结冰步长网格成功重构后,就可以继续计算流场、水滴撞击等后续工作,直到结冰时间达到指定的要求。
本发明可以将结冰计算推广到三维空间中,更加接近于飞机实际结冰情形。通过各个时间步长的网格重构,首次实现了三维结冰分步计算,同时保证了结冰计算精度和稳定性。
附图说明
图1.三维机翼网格分区图;
图2.O网格控制点a、b示意图;
图3.O网格控制点c、d示意图;
图4.机翼分区II、III网格图;
图5.机翼端面外远场网格图;
图6.机翼后缘分区II内网格分布图。
具体实施方式
下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明:
计算模型取NACA0012变截面机翼,整场计算区域如图1所示,相关边界包括法向压力远场边界、对称面边界、机翼壁面、虚拟曲面、机翼侧向远场边界。机翼表面及虚拟曲面以外区域为分区I,虚拟曲面内包含分区II、III。在机翼翼稍端面引入“O”网格创新思想,完成翼稍端面的网格划分,并将端面网格分布延伸至侧边远场边界,即图中的分区II、III。
提取翼稍端面外形坐标,并在此外形上合理提取四个控制点A、B、C、D,其中A、B位于机翼前缘,C、D为机翼尾缘两点,如图2、3所示;针对四个控制点及其两侧的线段,分别从控制点A、B、C、D向内引出四条线段,每条线段的方向取当地的角平分线,线段长度根据机翼几何参数确定,线段的末端点记为a、b、c、d;分别确定端面外形上其余所有节点内推之后的坐标,这些坐标的连线即为O网格边界。
结冰前后,机翼端面处的网格基于O网格思想构造,根据端面内的O网格边界,作为分区II和III的交界面,以解决二者拓扑关系不一致的问题,端面内网格分布如图4所示。黑色网格线区域为分区II,网格拓扑结构与机翼壁面以外区域一致,红色网格线区域为分区III。分区II、III的网格从机翼端面向外沿着展向延伸,对虚拟曲面内部完成网格填充工作,最终形成了侧边远场计算区域。
图5示意了分区I与分区II、III的对接关系,从图中可以看出,每次结冰后的网格更新仅发生在分区I中的扇形区和分区II。观察结冰后翼梢端面形状发现,采用H形网格线无法生成端面以外网格,将机翼端面换成非钝头体也将无法生成端面以外网格,因此上述方法具有适应三维结冰机翼的特性。图6为三维机翼后缘分区II内网格分布图。
综合以上可以看出,本创新方法很好地解决了三维结冰计算中无法重构网格的问题,使得机翼翼稍端面处的网格能够合理重构、对接,同时生成网格的质量和稳定性也较为理想。
Claims (1)
1.一种三维机翼结冰后翼稍网格重构方法,其特征在于所述方法如下:
首先构造一个虚拟曲面,所述虚拟曲面由翼稍端面外形沿着展向方向向外拉伸而成,虚拟曲面内接翼稍端面,外接远场平面;机翼表面和虚拟曲面为网格辅助曲面,网格辅助曲面将整个三维机翼的计算区域划分为两个子区域:辅助曲面外法向方向区域I和辅助曲面内部区域;辅助曲面外法向方向区域I的网格以辅助曲面内部区域为内表面,基于微分方程求解生成;虚拟曲面以内的网格区域,采用如下步骤重构:
(1)首先提取翼稍端面外形坐标,在翼稍端面外形上提取四个控制点A、B、C、D,其中控制点A、B位于机翼前缘,控制点C、D位于机翼尾缘;
(2)针对四个控制点及其两侧的线段,分别从控制点A、B、C、D向内引出四条线段,每条线段的方向取当地的角平分线,线段长度取为控制点距弦线的长度的25%,线段的末端点与控制点A、B、C、D对应分别为a、b、c、d;
(3)重复步骤(2),分别确定端面翼型外形上除控制点以外的所有节点,内推之后的坐标,将这些坐标顺次相连即为O网格边界,此边界的四个控制点为a、b、c、d,它将翼稍端面分为两个区域:一个环形区和一个四边形区;
(4)环形区内的网格拓扑结构与壁面以外区域一致,基于求解微分方程生成,为分区II;内部区域采用对边坐标线性插值生成网格,为分区III;
(5)将步骤(4)中生成的网格对接,完成翼稍端面的网格划分;根据K索引数目,将翼稍端面网格拉伸至远场平面,完成区域II、III内的网格重构;
(6)将区域I、II、III内的网格对接,完成本时间步长上的网格重构;
(7)重复步骤(1)~(6),完成下一时间步长的网格重构。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN2010101738062A CN101872373B (zh) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | 三维机翼结冰后翼稍网格重构方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN2010101738062A CN101872373B (zh) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | 三维机翼结冰后翼稍网格重构方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN101872373A true CN101872373A (zh) | 2010-10-27 |
CN101872373B CN101872373B (zh) | 2012-02-08 |
Family
ID=42997233
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN2010101738062A Expired - Fee Related CN101872373B (zh) | 2010-05-14 | 2010-05-14 | 三维机翼结冰后翼稍网格重构方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN101872373B (zh) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102490909A (zh) * | 2011-11-25 | 2012-06-13 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种飞行器多体分离模拟方法 |
CN102663238A (zh) * | 2012-03-21 | 2012-09-12 | 南京航空航天大学 | 基于液态水分布的结冰表面粗糙度衡量方法 |
CN103106313A (zh) * | 2013-03-08 | 2013-05-15 | 攀钢集团攀枝花钢钒有限公司 | 轧后件顺序重构方法 |
CN104217082A (zh) * | 2014-09-12 | 2014-12-17 | 攀钢集团攀枝花钢钒有限公司 | 基于ls-prepost的网格重构方法 |
CN107945266A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-04-20 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种机翼三维结冰模型的生成方法 |
CN108460217A (zh) * | 2018-03-13 | 2018-08-28 | 西北工业大学 | 一种非稳态三维结冰数值模拟方法 |
CN109766578A (zh) * | 2018-12-10 | 2019-05-17 | 南京航空航天大学 | 一种三维机翼结冰后表面重构方法 |
CN109899248A (zh) * | 2019-03-04 | 2019-06-18 | 天津工业大学 | 一种基于多项式拟合的水平轴风力机叶片霜冰冰形形成方法 |
CN111396269A (zh) * | 2020-06-08 | 2020-07-10 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种多时间步非定常结冰计算方法、系统及存储介质 |
CN114707254A (zh) * | 2022-06-01 | 2022-07-05 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种基于模板构造法的二维边界层网格生成方法及系统 |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1967596A (zh) * | 2006-08-14 | 2007-05-23 | 东南大学 | 三维扫描系统中三维散乱点集的三角剖分构造方法 |
-
2010
- 2010-05-14 CN CN2010101738062A patent/CN101872373B/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102490909B (zh) * | 2011-11-25 | 2014-05-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种飞行器多体分离模拟方法 |
CN102490909A (zh) * | 2011-11-25 | 2012-06-13 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种飞行器多体分离模拟方法 |
CN102663238A (zh) * | 2012-03-21 | 2012-09-12 | 南京航空航天大学 | 基于液态水分布的结冰表面粗糙度衡量方法 |
CN103106313B (zh) * | 2013-03-08 | 2015-09-30 | 攀钢集团攀枝花钢钒有限公司 | 轧后件顺序重构方法 |
CN103106313A (zh) * | 2013-03-08 | 2013-05-15 | 攀钢集团攀枝花钢钒有限公司 | 轧后件顺序重构方法 |
CN104217082B (zh) * | 2014-09-12 | 2017-11-24 | 攀钢集团攀枝花钢钒有限公司 | 基于ls‑prepost的网格重构方法 |
CN104217082A (zh) * | 2014-09-12 | 2014-12-17 | 攀钢集团攀枝花钢钒有限公司 | 基于ls-prepost的网格重构方法 |
CN107945266A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-04-20 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种机翼三维结冰模型的生成方法 |
CN108460217A (zh) * | 2018-03-13 | 2018-08-28 | 西北工业大学 | 一种非稳态三维结冰数值模拟方法 |
CN108460217B (zh) * | 2018-03-13 | 2021-10-01 | 西北工业大学 | 一种非稳态三维结冰数值模拟方法 |
CN109766578A (zh) * | 2018-12-10 | 2019-05-17 | 南京航空航天大学 | 一种三维机翼结冰后表面重构方法 |
CN109899248A (zh) * | 2019-03-04 | 2019-06-18 | 天津工业大学 | 一种基于多项式拟合的水平轴风力机叶片霜冰冰形形成方法 |
CN111396269A (zh) * | 2020-06-08 | 2020-07-10 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种多时间步非定常结冰计算方法、系统及存储介质 |
CN114707254A (zh) * | 2022-06-01 | 2022-07-05 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种基于模板构造法的二维边界层网格生成方法及系统 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN101872373B (zh) | 2012-02-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN101872373B (zh) | 三维机翼结冰后翼稍网格重构方法 | |
CN112340014B (zh) | 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法 | |
CN104881540A (zh) | 一种涡轮气冷叶片叶身内型精确壁厚控制建模方法 | |
CN105059530B (zh) | 一种后掠角可控的尖顶点密切锥乘波体 | |
CN104143018A (zh) | 一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法 | |
CN105329462B (zh) | 基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法 | |
CN105134383B (zh) | 基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法 | |
CN104975950A (zh) | 指定壁面压力分布的二元高超声速进气道确定方法 | |
CN102052266B (zh) | 基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型 | |
CN112373673B (zh) | 改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构的流动控制方法 | |
WO2014121554A1 (zh) | 三维曲面翼型的设计方法 | |
CN107145677A (zh) | 一种改进的几何参数翼型设计方法 | |
CN109766578A (zh) | 一种三维机翼结冰后表面重构方法 | |
CN109918778B (zh) | 一种霜冰条件下风力机钝尾缘翼型优化设计方法 | |
CN103412985B (zh) | 一种气冷叶片尾缘劈缝参数化设计方法 | |
CN105936334A (zh) | 一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置 | |
CN103902786A (zh) | 一种涡轮气冷动叶片伸根段外形参数化设计方法 | |
CN109190232B (zh) | 一种飞机平尾区动能损失计算评估方法 | |
CN111859545B (zh) | 一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法 | |
CN105302989A (zh) | 一种具有桁架式内腔加强筋结构的空心叶片建模方法 | |
CN100567082C (zh) | 一种用于构造进气道斜切进口的方法 | |
CN110104164A (zh) | 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法 | |
CN103043224B (zh) | 生成后缘襟翼舵面翼型前缘曲线的双圆法 | |
CN108502138A (zh) | 一种采用前缘支撑翼的前掠翼宽体高亚声速飞行器气动布局 | |
CN103413019A (zh) | 一种不规则轮廓双曲率外形面整体壁板离散方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20120208 Termination date: 20170514 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |