CN105989205A - 飞行器表面脉动压力的确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种飞行器表面脉动压力的确定方法，包括：对飞行器进行几何建模并划分单元，并计算表面脉动压力；按照预设倍数对所述单元进行N次加密，并在每一次加密后计算表面脉动压力，其中N为大于或等于1的整数；检测第N次加密后计算得到的脉动压力与上一次计算得到的脉动压力是否收敛在预设范围内；如果是，则将第N次加密后计算得到的脉动压力与典型风洞试验结果进行比较，根据比较结果对模型进行局部加密，之后计算获得脉动压力基础值；根据典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值建立脉动压力修正曲线，获得修正差值，根据所述修正差值计算得到对应的飞行器表面脉动压力结果值；该方法能够有效提高飞行器表面脉动压力测量的准确性和普适性。

Description

飞行器表面脉动压力的确定方法
技术领域
本发明涉及飞行器环境工程技术领域，尤其涉及一种飞行器表面脉动压力的确定方法。
背景技术
飞行器在飞行过程中会受到表面脉动压力的作用而产生振动，而飞行器振动是导致飞行器故障的主要因素，准确确定脉动压力对于开展飞行器抗振动设计和试验验证，保证飞行安全具有重要意义。目前脉动压力预测仍以经验公式为主，工程预测精度低，无法描述流场细节，无法预测压力随时间的响应，主要用来预估脉动压力的变化趋势。脉动压力的数值计算仍以雷诺平均法(RANS)为主，RANS方法可以用现有计算机资源实现高雷诺数复杂流动的数值模拟，但是雷诺平均法只能提供湍流的平均信息，且湍流模型没有普适性，所以计算准确性较差，而另一种数值计算方法——直接数值模拟，由于计算机资源的限制，主要用于湍流理论的研究，不适合用于工程应用。对飞行器表面脉动压力进行精细研究的风洞试验因本底噪声较高，头部区域难以测得有效数据，同时，受试验能力或试验成本的限制，风洞试验只能进行少数几个角度、速度状态的试验，所能得到的状态结果有限。因此，如何用较小的代价实现飞行器表面脉动压力计算成为现在亟待需要解决的问题。
发明内容
在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
为解决上述问题，本发明提出一种飞行器表面脉动压力的确定方法，包括：
对飞行器进行几何建模并划分单元，并计算表面脉动压力；
按照预设倍数对所述单元进行N次加密，并在每一次加密后计算表面脉动压力，其中N为大于或等于1的整数；
检测第N次加密后计算得到的脉动压力与上一次计算得到的脉动压力是否收敛在预设范围内；
如果是，则将第N次加密后计算得到的脉动压力与典型风洞试验结果进行比较，根据比较结果对模型进行局部加密，之后计算获得脉动压力基础值；
根据典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值建立脉动压力修正曲线，获得修正差值，根据所述修正差值计算得到对应的飞行器表面脉动压力结果值。
本发明提供的飞行器表面脉动压力的确定方法，能够有效提高飞行器表面脉动压力测量的准确性和普适性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的飞行器表面脉动压力的确定方法一种实施例的流程图。
图2为本发明提供的飞行器表面脉动压力的确定方法中对飞行器进行几何建模和单元划分的示意图。
图3为本发明提供的飞行器表面脉动压力的确定方法中对飞行器模型单元进行加密的示意图。
图4为为本发明提供的飞行器表面脉动压力的确定方法中脉动压力修正曲线一种实施例的示意图。
具体实施方式
下面参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或者更多个其他附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。
参考图1，本实施例提供一种飞行器表面脉动压力的确定方法，包括：
步骤S101，对飞行器进行几何建模并划分单元，并计算表面脉动压力；
步骤S102，按照预设倍数对所述单元进行N次加密，并在每一次加密后计算表面脉动压力，其中N为大于或等于1的整数；
步骤S103，检测第N次加密后计算得到的脉动压力与上一次计算得到的脉动压力是否收敛在预设范围内；
步骤S104，如果是，则将第N次加密后计算得到的脉动压力与典型风洞试验结果进行比较，根据比较结果对模型进行局部加密，之后计算获得脉动压力基础值；
步骤S105，根据典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值建立脉动压力修正曲线，获得修正差值，根据所述修正差值计算得到对应的飞行器表面脉动压力结果值。
本实施例提供的飞行器表面脉动压力的确定方法，能够有效提高飞行器表面脉动压力测量的准确性和普适性。
具体地，参考图2，首先对行器进行几何建模并划分单元，并采用大涡模拟方法进行第一轮的脉动压力计算。
通过大涡模拟方法计算脉动压力是本领域的公知技术，包括：计算亚格子粘性系数；确定空间离散格式(迎风面推荐AUSM类格式)；确定时间推进方法(由于大涡数值模拟是非定常计算，为了保证计算的精度，常常采用的是双时间法的LU-SGS。双时间法在隐式时间离散的公式中加入伪时间项，并进行与单时间法相似的推导)；确定脉动压力时间步长；计算脉动压力。
参考图3，之后在第一轮计算模型的基础上，按照预设倍数为划分的单元进行N次加密，N为大于或等于1的整数，在每一次加密后均采用大涡模拟方法进行脉动压力的计算，并将当前得到的脉动压力与上一次加密计算得到的脉动压力进行比较，直到二者的差值收敛在预设范围内，作为一种优选的实施方式，预设倍数为2，预设范围为15％。
当二者的差值收敛在预设范围内，则将当次得到的脉动压力与典型风洞试验结果进行比较，根据比较结果对模型进行局部加密，具体地，对比较结果误差大于20％的局部进行加密，直到比较结果误差小于20％，并在模型几何外形突变的地方和计算结果变化剧烈的地方进行加密。
局部加密之后再进行脉动压力的计算，获得脉动压力基础值。
进一步地，参考图4，根据典型风洞试验结果与脉动压力基础值建立脉动压力修正曲线，获得相应的修正差值，该修正差值为所述典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值之间的差值，将该修正差值与脉动压力基础值进行叠加，即可以获得飞行器表面脉动压力结果值。
典型风洞试验是将飞行器放置在风洞中，通过改变飞行器迎风角度、空气来流速度来模拟飞行器不同攻角、不同速度的飞行情况，并在飞行器表面安装脉动压力传感器进行脉动压力测量，从而获得典型飞行状态的脉动压力值。
由于典型风洞试验对应的状态比较少，在对脉动压力基础值进行修正时，还需在典型风洞试验脉动压力基础上对其他速度状态进行插值，得到其他速度状态的脉动压力修正差值。
虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本申请的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。

Claims (7)

1.一种飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，包括：
对飞行器进行几何建模并划分单元，并计算表面脉动压力；
按照预设倍数对所述单元进行N次加密，并在每一次加密后计算表面脉动压力，其中N为大于或等于1的整数；
检测第N次加密后计算得到的脉动压力与上一次计算得到的脉动压力是否收敛在预设范围内；
如果是，则将第N次加密后计算得到的脉动压力与典型风洞试验结果进行比较，根据比较结果对模型进行局部加密，之后计算获得脉动压力基础值；
根据典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值建立脉动压力修正曲线，获得修正差值，根据所述修正差值计算得到对应的飞行器表面脉动压力结果值。
2.根据权利要求1所述的飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，采用大涡模拟方法计算所述表面脉动压力。
3.根据权利要求1所述的飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，所述预设倍数为2，所述预设范围为15％。
4.根据权利要求1所述的飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，根据比较结果对模型进行局部加密，包括：
对比较结果误差大于20％的局部进行加密，直到比较结果误差小于20％。
5.根据权利要求4所述的飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，根据比较结果对模型进行局部加密之后，还包括：
在所述模型几何外形突变的地方进行加密；
在计算结果变化剧烈的地方进行加密。
6.根据权利要求1所述的飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，所述修正差值为所述典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值之间的差值。
7.根据权利要求1所述的飞行器表面脉动压力的确定方法，其特征在于，所述飞行器表面脉动压力结果值为所述脉动压力基础值和所述修正差值的叠加。
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