CN107451354A - 一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法及终端设备 - Google Patents
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Abstract
本发明适用于飞行器技术领域，提供了一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法及终端设备，包括：构建鸭式布局飞行器的三维模型；对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域进行网格划分，根据三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到流场域的体网格；建立对体网格内部的空气流动进行模拟的k‑ε湍流数学模型；通过k‑ε湍流数学模型对鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。本方案通过构建鸭式布局飞行器的三维模型，然后根据飞行器的三维模型获得对应的流场域的体网格，通过湍流数学模型对飞行器周围的体网格内部的气体进行模拟获得飞行器的气动参数，该方法周期短、耗资小，并且仿真方法精确。
Description
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，尤其涉及一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法及终端设备。
背景技术
随着弹道信息获取技术、弹道偏差消除技术的发展，火箭弹逐步由无控或简控向全弹道制导控制发展，同时，火箭弹的打击精度也逐步提高。火箭弹实现精确打击的前提是具有较好的气动外形，在现有的制导火箭弹中，应用较为广泛的气动外形是在弹体前部加装鸭舵，在弹体尾部采用直尾翼。
相对于无控火箭弹，鸭舵及尾翼的改变会使其气动特性产生较大的变化，为准确获得鸭式布局制导火箭弹的气动特性，现有的计算火箭弹的气动特性的方法通常是采用风洞实验，但是风洞实验耗资大、周期长。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法及终端设备，用于对鸭式布局飞行器的气动参数进行仿真，从而计算出鸭式布局飞行器的气动参数。
本发明实施例的第一方面提供了一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法，包括：
构建鸭式布局飞行器的三维模型；
对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；
建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；
通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
本发明实施例的第二方面提供了一种终端设备，包括：
模型构建模块，用于构建鸭式布局飞行器的三维模型；
网格划分模块，用于对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；
湍流模型创建模块，用于建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；
气动参数模拟模块，用于通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
本发明实施例的第三方面提供了一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本发明实施例第一方面提供的所述方法的步骤。
本发明实施例的第四方面提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被一个或多个处理器执行时实现本发明实施例第一方面提供的所述方法的步骤。
本发明实施例与现有技术相比存在的有益效果是：
通过构建鸭式布局飞行器的三维模型；对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解，本发明无需通过风洞实验就可以对鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解，减小成本，周期短。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明一实施例提供的一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法实现流程示意图；
图2是本发明一实施例提供的鸭式布局飞行器的三维模型图；
图3是本发明一实施例提供的飞行器的流场域；
图4是本发明一实施例提供的流场域网格示意图；
图5是本发明一实施例提供的飞行器面网格示意图；
图6是本发明一实施例提供的飞行器头部面网格示意图；
图7是本发明一实施例提供的飞行器尾部面网格示意图；
图8是本发明一实施例提供的边界层体网格示意图；
图9是本发明一实施例提供的终端设备的示意框图；
图10是本发明一实施例提供的终端设备的示意框图。
具体实施方式
以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本发明实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本发明。在其它情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。
应当理解，当在本说明书和所附权利要求书中使用时，术语“包括”指示所描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或其集合的存在或添加。
还应当理解，在此本发明说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的而并不意在限制本发明。如在本发明说明书和所附权利要求书中所使用的那样，除非上下文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。
还应当进一步理解，在本发明说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。
如在本说明书和所附权利要求书中所使用的那样，术语“如果”可以依据上下文被解释为“当...时”或“一旦”或“响应于确定”或“响应于检测到”。类似地，短语“如果确定”或“如果检测到[所描述条件或事件]”可以依据上下文被解释为意指“一旦确定”或“响应于确定”或“一旦检测到[所描述条件或事件]”或“响应于检测到[所描述条件或事件]”。
为了说明本发明所述的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明。
图1是本发明一个实施例提供的一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法实现流程示意图，如图所示该方法可以包括以下步骤：
步骤S101，构建鸭式布局飞行器的三维模型。
在本发明实施例中，为了通过计算机模拟的方式获得鸭式布局飞行器的气动参数，需要先构建飞行器的三维模型，所述鸭式布局飞行器可以是鸭式布局火箭弹。
作为一个实施例，图2是本发明一个实施例采用的鸭式布局飞行器的外形图，所述鸭式布局飞行器具体为：
以无控飞行器为原型，在飞行器头部加装四片鸭舵得到鸭式布局飞行器；
所述四片鸭舵的结构相同；
所述鸭舵在飞行过程中根据控制指令进行偏转；
尾翼为折叠直尾翼，火箭弹出炮管后展开并与弹体固定连接。
需要说明的是，本发明实施例是以某型现役火箭弹为原型，包括4片鸭舵、弹体和6片尾翼，所述尾翼与弹体之间固定连接；所述4片鸭舵均匀分布在弹体的头部，且距弹顶的距离相同；所述6片尾翼均匀分布在弹体的尾部；在飞行过程中，四片鸭舵可根据制导控制指令偏转，从而形成控制力和控制力矩，进而实现弹道修正。所述三维模型的尺寸单位为mm，所述三维模型的总长为5700mm。火箭弹的头部采用卡门曲线外形。还可以设置若弹体的直径为D，则制导火箭弹的总长为22D，以上火箭弹的实施例只是用于举例，还可以是其它飞行器，在具体应用中还可以根据具体的飞行器设置相应的三维模型，所述三维模型是根据实际的飞行器的几何外形得到。
步骤S102，对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型。
在本发明实施例中，需要对所述鸭式布局飞行器建立流场域，图3是对所述鸭式布局飞行器构建的流场域，所述流场域是飞行器周围的气体氛围，所述流场域是一个包含了飞行器在内的圆柱体的区域，所述圆柱体的中轴与弹体或者飞行器同轴，该区域内的空气流动会影响飞行器的气动参数。若飞行器的长度为L，直径为D，流场域的两侧与飞行器的头部和尾部的距离分别为2L和4L，流场域的直径是90倍的飞行器的直径，即90D，还可以根据实际情况重新设置流场域的直径、长度、以及两侧与飞行器的头部和尾部的距离。在实际应用中，还可以设置流场域为其它形状，但是流场域一定是包围在飞行器周围的区域。
在建立所述鸭式布局飞行器对应的流场域后，需要对所述鸭式布局飞行器的流场域进行网格划分，得到所述鸭式布局飞行器的网格模型。所述鸭式布局飞行器的网格模型可通过以下方式获得：
对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型。
在本发明实施例中，首先需要对鸭式布局飞行器的三维模型的表面和流场域的外表面进行网格划分，然后再根据三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格。
具体的，包括：
根据所述鸭式布局飞行器的三维模型建立流场域；
对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面和所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面分别进行网格划分，得到三维模型表面的面网格和流场域外表面的面网格，所述三维模型表面的面网格为全三角形面网格，所述三维模型表面的面网格包括：头部面网格、鸭舵面网格、弹身面网格和尾翼面网格四部分；
根据三维模型表面的面网格和流场域外表面的面网格生成体网格，所述体网格包括棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格两部分；
所述棱柱边界层六面体网格共十层，所述棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格的增长比例为1.2；
若任一体网格的最小体积大于零，则得到所述鸭式布局飞行器的网格模型。
在本发明实施例中，先需要根据三维模型建立流场域，然后对三维模型的表面进行网格划分得到飞行器三维模型的面网格，然后同样的方式获得流场域外表面的面网格，由于飞行器特殊的结构，三维模型表面的面网格包括了：飞行器头部的面网格、鸭舵面网格、飞行器本身的面网格和尾翼的面网格，头部面网格的最大尺寸为15mm，鸭舵面网格的最大尺寸为6mm，飞行器身体面网格的最大尺寸为20mm，尾翼面网格的最大尺寸为8mm，所述流场域外表面的面网格最大尺寸为1500mm，若所述飞行器是火箭弹，则飞行器本身的面网格指弹体面网格。将这些面网格合并在一起生成体网格，生成的体网格就是鸭式布局飞行器的网格模型。所述体网格包括棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格两部分，所述棱柱边界层六面体网格紧贴弹体外表面；所述棱柱边界层六面体网格共有10层。最后，还需要查看是否所有的体网格的最小体积都大于0，若都大于0，则获得的网格模型就是所述鸭式布局飞行器的网格模型。若是有体积小于或者等于0的体网格，则需要重新划分网格直到所有的体网格的最小体积都大于0。图4和图5分别是划分好的流场域网格示意图和飞行器面网格图。图4中流场域直径为90D，飞行器头部距离头部一侧流场域的外围距离为2L，飞行器的尾翼距离尾翼一侧流场域的外围距离为4L，以上也仅仅是其中一个举例，并不用于限制本发明。
图6是图5中飞行器的头部面网格放大示意图、图7是图5中飞行器尾部面网格放大示意图，图8是边界层体网格截面图。
作为本发明一个实施例，通过以下方式进行网格划分：
根据公式获取第一层网格的高度Δy，其中，Δy为第一层网格的高度，ρ为气体密度，μ为分子粘性系数，τw为壁面切应力，y+值为在30～300内的自定义值；在获取第一层网格高度Δy后，根据第一层网格高度和网格增长比例就可以获得棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格。当y+在30-300内可以得到较理想的计算结果和收敛速度。所述棱柱边界层六面体网格的第一层网格高度与所模拟的飞行器飞行速度相对应，当所模拟的飞行速度为0.6Ma、0.8Ma、1.0Ma、1.2Ma、1.5Ma、2.0Ma、2.5Ma、3.0Ma、3.5Ma、4.0Ma时，其对应的第一层网格高度分别为0.12078mm、0.093mm、0.0762mm、0.06472mm、0.0528mm、0.0408mm、0.0334mm、0.0282mm、0.0246mm、0.0219mm、0.0197mm、0.0180mm；所述棱柱边界层六面体网格第1至第10层的网格高度按1.2的比例增长。可分别获得棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格。
步骤S103，建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型。
在本发明实施例中，建立在涡粘性各向同性假设的基础上，所述k-ε湍流数学模型具体为：
湍动能k方程：
耗散律ε方程：
式中：k为湍动能，t表示时间，ρ气体密度，μ为分子粘性系数，湍流粘度Cμ＝0.0845，xi和xj分别表示坐标分量，ε为湍动能耗散率，Gk和Gb分别为由当地速度梯度和风力导致的湍动能生成项，YM为可压缩湍流中膨胀波动形成的耗散率，C1ε、C2ε、C3ε为经验常数，分别为C1ε＝1.5、C2ε＝2.1、G3ε＝0.1，σk和σε分别为与k和ε相对应的湍流普朗特数，分别为σk＝1.1、σε＝1.4，Sk和Sε为自定义的源项，分别为Sk＝Sε＝0。
所述k-ε湍流数学模型用于模拟所述鸭式布局飞行器三维模型周围的空气流动，由于设置了鸭式布局飞行器的流场域，并且对鸭式布局飞行器的表面和流场域进行了网格划分，也就是说，所述k-ε湍流数学模型用于模拟所述鸭式布局飞行器的流场域中每个体网格内部的空气流动。这也就相当于风洞实验中飞行器周围实际的空气流动。
步骤S104，通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
在本发明实施例中，通过k-ε湍流数学模型对鸭式布局飞行器周围的空气流动进行模拟，就可以通过鸭式布局飞行器周围的空气流动计算得到鸭式布局飞行器的气动参数，所述气动参数包括：阻力系数、升力系数、滚转力矩系数。
首先我们设置求解器为三维基于密度隐式稳态的求解器用于对k-ε湍流数学模型求解，模拟的飞行器飞行速度为2.5马赫(Ma)，其雷诺数数量级为107。在实际应用中，还可以设置飞行器不同的飞行速度，从而模拟不同飞行速度下的气动参数。马赫数是流场中某点的速度同该点的当地声速的比值，也就是表示声速倍数的数值，是一个无量纲数，一马赫数表示一倍音速。
然后还需要设置鸭式布局飞行器的网格模型的初始条件和边界条件。
具体的初始条件和边界条件为：
设置所述流场域的外部边界条件为压力远场；
所述流场域内部的气压设置为101325pa，流场域内部的温度设置为300K，流场域内部的流体物质为理想气体；
所述理想气体的比热容随温度变化，温度变化单位为100-1000，将温度变化范围分为8个阶段，这8个阶段所对应的流体材料的比热容分别为1161、-2.4、0.015、-5.03e-05、9.9e-08、-1.1e-10、6.5e-14、-1.6e-17。
所述鸭式布局飞行器的表面的边界条件设置为稳定的无滑移壁面；
所述流场域的旋转转速设为0rad/s。
在设置了鸭式布局飞行器的初始条件和边界条件后，就可以对k-ε湍流数学模型求解，在本发明实施例中，对所述k-ε湍流数学模型求解时通过迭代求解的方式进行。这就需要先设置求解控制参数：残差收敛标准为10-5，迭代次数为5000，通过设置的求解控制参数对k-ε湍流数学模型迭代求解，获得湍流运动的流速，即空气流动的流速，通过所述空气流动的流速就可以计算获得鸭式布局飞行器的滚转力矩系数。具体的求解控制参数也可以根据实际的情况进行设置，例如，还可以设置离散格式(一阶迎风格式、二阶迎风格式)用于设置求解过程中的精度，还可以设置参考面积为弹身横截面的面积，定义参考密度为1.176671Kg/m3，定义参考长度为1m；还可以设置每个步长中迭代的精度为2，还可以设置湍动能的松弛因子为0.4，设置湍流耗散松弛因子为0.5，设置湍流粘性松弛因子为0.4。
在进行仿真后，还可以再次进行一次仿真，之前的仿真作为初始仿真，本次仿真可以设置仿真计算的迭代次数为5000，其它参数根据实际情况做相应的调整，例如，设置求解的Courant Number为2，设置湍动能的松弛因子为0.4，设置湍流耗散松弛因子为0.5，设置湍流粘性松弛因子为0.4。
需要说明的是，以上设置也仅仅是用于举例，在实际应用中，还可以设置不同的残差收敛标准、不同的迭代次数等。
本发明实施例对不同部位设置不同的网格尺寸，可有效降低网格的总体数量，减小后续计算量，缩短计算时间，同时，能够保证弹体头部、鸭舵、尾翼等空气流动较为复杂的部位得到有效的模拟；根据不同的飞行速度设计不同的网格尺寸，能够确保不同飞行速度情况下所获得的气动参数均较为准确；计算参数的设置能够确保所获得的气动参数符合实际飞行情况；先进行初步计算能够确保在计算过程中不产生计算结果发散，进一步计算能够确保在计算过程中不产生残差值达不到收敛标准或计算结果伪收敛的情况；利用本发明进行气动参数计算，可快速获得较准确的鸭式布局飞行器的气动参数，且成本远低于风洞试验；本发明经过风洞试验数据验证，能够保证计算结果的准确性。
应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。
图9是本发明一实施例提供的终端设备的示意框图，为了便于说明，仅示出与本发明实施例相关的部分。
该终端设备可以是内置于终端设备内的软件单元、硬件单元或者软硬结合的单元，也可以作为独立的挂件集成到所述终端设备中。
所述终端设备9包括：
模型构建模块91，用于构建鸭式布局飞行器的三维模型；
网格划分模块92，用于对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；
湍流模型创建模块93，用于建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；
气动参数模拟模块94，用于通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
根据对应的鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法的实施例中的内容，所述终端设备还可以包括其他模块或者单元，在此不一一列举。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将所述终端设备的内部结构划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能模块可以集成在一个处理模块中，也可以是各个模块单独物理存在，也可以两个或两个以上模块成在一个模块中，上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。另外，各功能模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述系统中模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
其它与仿真方法相对应的模块或者单元参照仿真方法实施例中的描述，在此不再赘述。
图10是本发明一实施例提供的终端设备的示意框图。如图10所示，该实施例的终端设备10包括：一个或多个处理器100、存储器101以及存储在所述存储器101中并可在所述处理器100上运行的计算机程序102。所述处理器100执行所述计算机程序102时实现上述各个仿真方法实施例中的步骤，例如图1所示的步骤S101至S104。或者，所述处理器100执行所述计算机程序102时实现上述仿真装置实施例中各模块的功能，例如图9所示模块91至94的功能。
示例性的，所述计算机程序102可以被分割成一个或多个模块/单元，所述一个或者多个模块/单元被存储在所述存储器101中，并由所述处理器100执行，以完成本发明。所述一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述所述计算机程序102在所述服务器10中的执行过程。例如，所述计算机程序102可以被分割成模型构建模块、网格划分模块、湍流模型创建模块、气动参数模拟模块。
模型构建模块，用于构建鸭式布局飞行器的三维模型；
网格划分模块，用于对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；
湍流模型创建模块，用于建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；
气动参数模拟模块，用于通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
其它与仿真方法相对应的模块或者单元参照仿真方法实施例中的描述，在此不再赘述。
所述终端设备包括但不仅限于处理器100、存储器101。本领域技术人员可以理解，图10仅仅是终端设备10的示例，并不构成对终端设备10的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如所述终端设备还可以包括输入设备、输出设备、网络接入设备、总线等。
所述处理器100可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
所述存储器101可以是所述终端设备10的内部存储单元，例如终端设备10的硬盘或内存。所述存储器101也可以是所述终端设备10的外部存储设备，例如所述终端设备10上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card,SMC)，安全数字(Secure Digital,SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，所述存储器101还可以既包括所述终端设备10的内部存储单元也包括外部存储设备。所述存储器101用于存储所述计算机程序以及所述终端设备所需的其他程序和数据。所述存储器101还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的终端设备和仿真方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/终端设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括是电载波信号和电信信号。
以上所述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精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种鸭式布局飞行器气动参数的仿真方法，其特征在于，包括：
构建鸭式布局飞行器的三维模型；
对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；
建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；
通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述鸭式布局飞行器为鸭式布局火箭弹，所述鸭式布局飞行器的三维模型具体为：
以无控飞行器为原型，在飞行器头部加装四片鸭舵得到鸭式布局飞行器；
所述四片鸭舵的结构相同；
所述鸭舵在飞行过程中根据控制指令进行偏转；
飞行器尾部的尾翼为折叠直尾翼，火箭弹出炮管后展开并与弹体固定连接。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格包括：
根据所述鸭式布局飞行器的三维模型建立流场域；
对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面和所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面分别进行网格划分，得到三维模型表面的面网格和流场域外表面的面网格，所述三维模型表面的面网格为全三角形面网格，所述三维模型表面的面网格包括：头部面网格、鸭舵面网格、弹身面网格和尾翼面网格四部分；
根据三维模型表面的面网格和流场域外表面的面网格生成体网格，所述体网格包括棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格两部分，所述棱柱边界层六面体网格共十层，所述棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格的增长比例为1.2；
通过以下公式获取棱柱边界层第一层网格的高度Δy：
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其中，Δy为棱柱边界层第一层网格的高度，ρ为气体密度，μ分子粘性系数，τw为壁面切应力，y+值为在30～300内的自定义值；
根据棱柱边界层第一层网格高度Δy和网格增长比例，可分别获得棱柱边界层六面体网格和边界层外四面体网格。
若任一体网格的最小体积大于零，则得到所述鸭式布局飞行器的网格模型。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面和所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面分别进行网格划分，得到三维模型表面的面网格和流场域外表面的面网格包括：
在对所述三维模型表面的面网格进行网格划分时，设定弹体头部面网格的最大尺寸为15mm，鸭舵面网格的最大尺寸为6mm，弹体面网格的最大尺寸为20mm，尾翼面网格的最大尺寸为8mm；
在对所述流场域外表面的面网格进行网格划分时，设定流场域外表面的面网格尺寸最大为1500mm。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述k-ε湍流数学模型具体为：
建立在涡粘性各向同性假设的基础上，
湍动能k方程：
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式中：k为湍动能，t表示时间，ρ气体密度，μ为分子粘性系数，湍流粘度Cμ＝0.0845，xi和xj分别表示坐标分量，ε为湍动能耗散率，Gk和Gb分别为由当地速度梯度和风力导致的湍动能生成项，YM为可压缩湍流中膨胀波动形成的耗散率，C1ε、C2ε、C3ε为经验常数，分别为C1ε＝1.5、C2ε＝2.1、G3ε＝0.1，σk和σε分别为与k和ε相对应的湍流普朗特数，分别为σk＝1.1、σε＝1.4，Sk和Sε为自定义的源项，分别为Sk＝Sε＝0。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解包括：
设置三维基于密度隐式稳态的求解器；
设置所述鸭式布局飞行器的网格模型的初始条件和边界条件；
设置所述k-ε湍流数学模型的求解控制参数：收敛标准为10-5，迭代次数为5000；
通过设置的求解控制参数对所述k-ε湍流数学模型迭代求解，获得湍流运动的流速，并通过所述湍流运动的流速计算得到鸭式布局飞行器的气动力及力矩。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述设置所述鸭式布局飞行器的网格模型的初始条件和边界条件包括：
设置所述流场域的外部边界条件为压力远场；
所述流场域内部的气压设置为101325pa，流场域内部的温度设置为300K，流场域内部的流体物质为理想气体；
所述鸭式布局飞行器的表面的边界条件设置为稳定的无滑移壁面，所述流场域的旋转转速设为0rad/s。
8.一种终端设备，其特征在于，包括：
模型构建模块，用于构建鸭式布局飞行器的三维模型；
网格划分模块，用于对所述鸭式布局飞行器的三维模型的表面以及所述鸭式布局飞行器的三维模型对应的流场域的外表面进行网格划分，根据所述三维模型表面的网格和流场域外表面的网格得到所述流场域的体网格，所述体网格为所述鸭式布局飞行器的网格模型；
湍流模型创建模块，用于建立对所述体网格内部的空气流动进行模拟的k-ε湍流数学模型；
气动参数模拟模块，用于通过所述k-ε湍流数学模型对所述鸭式布局飞行器的气动参数进行模拟求解。
9.一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述方法的步骤。
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