CN109492234A - 一种改进的流固耦合插值方法 - Google Patents

一种改进的流固耦合插值方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种改进的流固耦合插值方法,通过计算流场和结构物面单元法线方向判断插值节点在几何外形中所处的位置，当二者同处于上翼面或同处于下翼面时进行插值，保证流场和结构上下翼面插值关系的统一性。该方法提高了翼尖、翼舵前后缘等几何薄外形区域的气动力插值准确性，经过工程适用，该方法对于复杂外形具有较强的鲁棒性、计算稳定性和操作简易性。

Description

一种改进的流固耦合插值方法
技术领域
本发明属于飞行器气动弹性技术领域，具体涉及一种改进的流固耦合数据插值方法。
背景技术
随着计算能力的不断提升，飞行器在设计阶段对气动弹性的预测精度要求逐渐提高，CFD/CSD直接耦合静气动弹性分析方法在工程上逐渐得到应用。CFD/CSD耦合方法的计算精度主要取决于两方面因素，一方面是CFD和CSD求解器的计算精度，在实际工程应用中主要使用商业软件求解，如FLUENT、ANSYS、Nastran等；另一方面由于流场和结构物面网格分布通常不一致，需要在流场和结构求解器之间进行数据交换，数据插值精度对于气动弹性分析也比较关键。径向基函数插值方法只需要流场和结构插值点的空间三维坐标信息便可进行插值，插值准确性和鲁棒性比较好，在CFD/CSD耦合计算领域得到了广泛应用。但该方法主要根据插值节点之间的距离关系进行插值，在处理一些特殊几何部位，如翼尖、翼舵前后缘等几何薄外形处时，由于上下翼面插值节点距离较近，会出现上翼面气动力插值到下翼面，下翼面气动力插值到上翼面的情况，插值到结构的气动力与流场气动力分布存在差异，进而影响结构弹性变形计算结果。对于较常规的翼舵外形，可设置一个几何中面来判断插值节点位于机翼上表面还是下表面，但是很多机翼外形存在扭角，无法简单用一个平面来区分上下表面。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提出一种改进的流固耦合插值方法，具体涉及一种根据单元法线方向判断插值点位置的流固耦合插值方法，尤其涉及一种适用于飞行器几何薄外形区域的流固耦合插值方法，扩大其适用范围，便于工程应用。
本发明的技术解决方案：一种改进的流固耦合插值方法，通过以下步骤实现：
步骤一、建立流场CFD网格，进行流场CFD计算，获得流场气动力分布，并导出CFD网格物面单元的气动力以及坐标；
步骤二、建立结构有限元模型，并将有限元模型外表面网格单元的法线方向调整为指向飞行器外部，导出有限元模型的插值节点和外表面网格单元信息；
步骤三、采用紧支径向基函数插值方法建立流场和结构插值关系，建立过程中满足以下条件：
A3.1根据导出的CFD网格物面单元的坐标，得出CFD网格物面单元的法线方向，并判断CFD网格物面单元的法线方向和结构有限元模型插值节点所在单元的法线方向的关系；
A3.2根据判断结果，若两个法线方向夹角小于或等于90°，则建立插值关系，反之则不建立；
步骤四、根据步骤三建立的插值关系，将导出的CFD网格物面单元的气动力插值到结构有限元模型插值节点，得到插值完成后的气动力；
步骤五、利用步骤四得到的气动力，开展结构有限元模型在所述气动力作用下的有限元分析，获得结构弹性变形；
步骤六、将结构弹性变形插值到流场CFD网格，并对该流场CFD网格进行动网格，获得弹性变形后的CFD网格；
步骤七、对步骤六所得弹性变形后的CFD网格开展流场CFD计算并对气动力计算结果进行判断：
a、若气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件，则完成静气动弹性分析；
b、如不满足，则导出该步骤中经流场CFD计算所得弹性变形后CFD网格物面单元的气动力信息，且以该信息为基础，重复步骤四到步骤七，以此类推，直至气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件。
进一步的，所述的流场CFD网格为流场三维CFD网格；所述的结构有限元模型为结构三维有限元模型；
进一步的，所述步骤一中的流场CFD网格物面和步骤二中结构有限元模型外表面应保证外形一致。
进一步的，所述步骤二中，优选在有限元模型外表面选取部分节点作为插值节点，插值节点应尽量分布均匀，导出有限元模型的插值节点和外表面网格单元信息。
进一步的，所述步骤三中，采用右手准则以单元节点顺序判断单元法线方向。
进一步的，所述步骤六中，将结构弹性变形插值到流场CFD网格时，采用传统的径向基函数插值方法，所述流场CFD网格动网格采用径向基函数插值方法或弹簧法等常规的动网格方法。
进一步的，所述的满足静气动弹性收敛条件是指：所述步骤七中的气动力计算结果与弹性变形前CFD网格的气动力的误差或所述步骤七中的气动力计算结果与上一耦合步得到的气动力的误差小于收敛标准；
其中，从步骤四到步骤七即完成了静气动弹性分析的一个耦合步。
本发明与现有技术相比的有益效果：
本发明提供了一种改进的流固耦合插值方法，扩大其适用范围，便于工程应用，其关键技术包括：针对翼尖、翼舵前后缘等几何薄外形处气动力插值不准确的问题，对径向基函数流固耦合插值方法进行改进，通过计算流场和结构物面单元法线方向判断插值节点在几何外形中所处的位置，当二者同处于上翼面或同处于下翼面时进行插值，保证流场和结构上下翼面插值关系的统一性，从而提高飞行器几何薄外形区域流固耦合数据传递的准确性。本发明的方法提高了翼尖、翼舵前后缘等几何薄外形区域的气动力插值准确性。经过工程适用，本发明的方法对于复杂外形具有较强的鲁棒性、计算稳定性和操作简易性。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。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本发明提供的改进的流固耦合插值方法的一种实施例的流程示意图；
图2本发明提供的改进的流固耦合插值方法中某机翼有限元模型外表面网格单元法线方向示意图；
图3本发明提供的改进的流固耦合插值方法中网格单元法线方向判断准则示意图；
图4现有技术中不判断单元法线方向插值得到的气动力分布示意图；
图5采用本发明的改进的流固耦合插值方法得到的气动力分布的一种实施例的示意图；
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
参见图1，本实施例提供了一种改进的流固耦合插值方法，通过以下步骤实现：
1、建立流场三维CFD网格，获得流场气动力分布，并导出CFD网格物面单元的坐标和气动力；
该步骤中，建立流场三维CFD网格可采用本领域公知的技术手段，其中，获取流场气动力分布是通过在指定马赫数、高度、攻角等飞行器典型工况条件下进行流场CFD计算获取，此为本领域公知的技术，在此不再赘述；
导出CFD网格物面单元的坐标用于提供以下的CFD网格物面单元的法线方向信息；
2、建立结构三维有限元模型，并将有限元模型外表面网格单元的法线方向调整为指向飞行器外部，导出有限元模型的插值节点和外表面网格单元信息；
参见图2，图2出示了某机翼有限元模型外表面网格单元的坐标系，调整后的有限元模型外表面网格单元法线方向，其中Z轴为单元法线方向；
本发明将有限元模型外表面网格单元法线方向调整为指向飞行器外部，原因在于：由于流场CFD网格物面单元法线指向飞行器外部，因此上述调整使得有限元模型外表面网格单元法线方向与CFD网格物面单元法线方向一致；
3、采用紧支径向基函数插值方法建立流场和结构插值关系，
在此过程中需判断CFD网格物面单元和有限元模型插值节点所在单元的法线方向，如果两个法线方向夹角小于或等于90°，则可建立插值关系；如果大于90°，则不可建立；
本发明建立上述插值关系的原理在于：在采用上述方法建立流场和结构插值关系时，判断CFD网格物面单元和有限元模型插值节点所在单元的法线方向，如果两个法线方向夹角小于或等于90°，说明CFD网格物面单元和有限元模型插值节点都位于上翼面或者都位于下翼面，此时才可建立插值关系；如果两个法线方向夹角大于90°，说明CFD网格物面单元和有限元模型插值节点一个位于上翼面、一个位于下翼面，则不可建立插值关系；
4、根据上述建立的插值关系，将导出的CFD网格物面单元的气动力插值到有限元模型插值节点；
其中，单元法线方向由节点排列顺序按照右手法则确定，判断方法如图3所示，四指按照1、2、3、4号节点顺序环绕，拇指指向单元法线方向；
本实施例以某机翼后缘舵面的气动力插值为例说明本发明的使用效果，图4出示了改进插值方法前插值到有限元模型节点上的气动力，可看到上表面某些节点的气动力方向向上，而实际上作用在结构外表面的气动力必然以压力为主，指向结构内部，可见插值得到的气动力是不合理的；如果使用改进后的插值方法，如图5所示，插值得到的气动力较为合理。
5、利用插值完成后的的气动力，开展结构有限元模型在气动力作用下的有限元分析，获得结构弹性变形；
6、将结构弹性变形插值到流场三维CFD网格，并对该流场CFD网格进行动网格，获得弹性变形后的CFD网格，该弹性变形后的CFD网格仅用于获取气动力计算结果；
7、针对弹性变形后的CFD网格开展流场CFD计算，如果气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件，则完成静气动弹性分析；如不满足，则导出该步骤中经流场CFD计算所得弹性变形后CFD网格物面单元的气动力信息，且以该信息为基础，重复步骤四到步骤七，以此类推，直至气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件。，
例如，第一次进行步骤1～7不满足静气动弹性收敛条件，则仅需要导出该次得到的CFD网格物面单元的气动力信息(步骤7所得)用于第二次所进行的步骤4～7中，例如步骤4插值时需用，至于流场三维CFD网格物面单元的坐标、所建立的插值关系以及结构弹性变形插值的流场三维CFD网格均不变，
若第二次结果仍不满足静气动弹性收敛条件，则同上述操作，直至步骤7中的气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件。
进一步的，所述的满足静气动弹性收敛条件是指：所述步骤七中的气动力计算结果与弹性变形前CFD网格(流场三维CFD网格)的气动力的误差或所述步骤七中的气动力计算结果与上一耦合步得到的气动力的误差小于收敛标准；
其中，从步骤四到步骤七即完成了静气动弹性分析的一个耦合步。
本实施例针对径向基函数流固耦合插值方法进行改进，通过单元法线方向判断流场-结构插值关系，提高了翼尖、翼舵前后缘等几何薄外形区域的气动力插值准确性。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (6)

1.一种改进的流固耦合插值方法，其特征在于，通过以下步骤实现：
步骤一、建立流场CFD网格，进行流场CFD计算，获得流场气动力分布，并导出CFD网格物面单元的气动力以及坐标；
步骤二、建立结构有限元模型，并将有限元模型外表面网格单元的法线方向调整为指向飞行器外部，导出有限元模型的插值节点和外表面网格单元信息；
步骤三、采用紧支径向基函数插值方法建立流场和结构插值关系，建立过程中满足以下条件：
A3.1根据导出的CFD网格物面单元的坐标，得出CFD网格物面单元的法线方向，并判断CFD网格物面单元的法线方向和结构有限元模型插值节点所在单元的法线方向的关系；
A3.2根据判断结果，若两个法线方向夹角小于或等于90°，则建立插值关系，反之则不建立；
步骤四、根据步骤三建立的插值关系，将导出的CFD网格物面单元的气动力插值到结构有限元模型插值节点，得到插值完成后的气动力；
步骤五、利用步骤四得到的气动力，开展结构有限元模型在所述气动力作用下的有限元分析，获得结构弹性变形；
步骤六、将结构弹性变形插值到流场CFD网格，并对该流场CFD网格进行动网格，获得弹性变形后的CFD网格；
步骤七、对步骤六所得弹性变形后的CFD网格开展流场CFD计算并对气动力计算结果进行判断：
a、若气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件，则完成静气动弹性分析；
b、如不满足，则导出该步骤中经流场CFD计算所得弹性变形后CFD网格物面单元的气动力信息，且以该信息为基础，重复步骤四到步骤七，以此类推，直至气动力计算结果满足静气动弹性收敛条件。
2.根据权利要求1所述的一种改进的流固耦合插值方法，其特征在于：所述的流场CFD网格为流场三维CFD网格；所述的结构有限元模型为结构三维有限元模型。
3.根据权利要求1-2所述的一种改进的流固耦合插值方法，其特征在于，所述的流场CFD网格物面和结构有限元模型外表面保证外形一致。
4.根据权利要求1-3所述的一种改进的流固耦合插值方法，其特征在于，所述步骤二中，在有限元模型外表面选取部分节点作为插值节点，插值节点分布均匀。
5.根据权利要求1-4所述的一种改进的流固耦合插值方法，其特征在于，所述的满足静气动弹性收敛条件是指：所述步骤七中的气动力计算结果与弹性变形前CFD网格的气动力的误差或所述步骤七中的气动力计算结果与上一耦合步得到的气动力的误差小于收敛标准。
6.根据权利要求5所述的一种改进的流固耦合插值方法，其特征在于，从步骤四到步骤七即完成了静气动弹性分析的一个耦合步。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110162825A (zh) * 2019-03-20 2019-08-23 北京机电工程研究所 开裂式舵面气动弹性建模方法
CN110162826A (zh) * 2019-03-20 2019-08-23 北京机电工程研究所 薄壁结构热气动弹性动响应分析方法
CN112364442A (zh) * 2020-12-22 2021-02-12 北京机电工程研究所 一种双向智能选择的流固耦合分析方法
CN115057001A (zh) * 2022-08-17 2022-09-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于网格的翼面后缘舵面快速生成与舵效评估方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090127861A1 (en) * 2007-11-21 2009-05-21 Rsv Invention Enterprises Fluid-dynamic renewable energy harvesting system
CN105335549A (zh) * 2015-09-25 2016-02-17 南京航空航天大学 一种上下翼面变形叠加方法
CN106339557A (zh) * 2016-08-29 2017-01-18 张明 旋转机械叶片反问题设计的计算方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090127861A1 (en) * 2007-11-21 2009-05-21 Rsv Invention Enterprises Fluid-dynamic renewable energy harvesting system
CN105335549A (zh) * 2015-09-25 2016-02-17 南京航空航天大学 一种上下翼面变形叠加方法
CN106339557A (zh) * 2016-08-29 2017-01-18 张明 旋转机械叶片反问题设计的计算方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
谢亮等: "基于径向基函数的网格变形及非线性气动弹性时域仿真研究", 《航空学报》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110162825A (zh) * 2019-03-20 2019-08-23 北京机电工程研究所 开裂式舵面气动弹性建模方法
CN110162826A (zh) * 2019-03-20 2019-08-23 北京机电工程研究所 薄壁结构热气动弹性动响应分析方法
CN112364442A (zh) * 2020-12-22 2021-02-12 北京机电工程研究所 一种双向智能选择的流固耦合分析方法
CN112364442B (zh) * 2020-12-22 2024-07-09 北京机电工程研究所 一种双向智能选择的流固耦合分析方法
CN115057001A (zh) * 2022-08-17 2022-09-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于网格的翼面后缘舵面快速生成与舵效评估方法

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