CN109635370B - 开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了一种开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，能够克服现有静气动弹性设计手段的缺点和不足，实现对开裂式阻力方向舵的静气动弹性特性的准确预测，而且，还能够对飞机刚体气动力特性和弹性气动力特性进行精确模拟，实现全机静气动弹性特性的精细化设计。

Description

开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法
技术领域
本申请涉及静气动弹性设计领域，具体提供一种开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法。
背景技术
为达到优良的隐身性能，飞翼布局飞机取消了垂尾和常规方向舵，为保证横航向稳定性和优良的飞行品质，飞翼布局飞机常采用开裂式阻力方向舵来实现航向操纵。
与传统操纵舵面相比，开裂式阻力方向舵在外形和使用策略上均有明显差别，目前工程上较为成熟的静气动弹性设计方法均以低阶/高阶面元法为基础，这种方法无法对阻力方向舵的静气动弹性特性进行准确预测。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，包括：步骤1：划分阻力方向舵单侧开裂的CFD网格，以及构建结构有限元模型；步骤2：计算刚体气动力数据以及飞机表面的气动载荷分布；步骤3：将所述气动载荷分布通过数值交换方法传递到所述结构有限元的节点上；步骤4：计算所述结构有限元的所述节点的位移；步骤5：将所述结构有限元的所述节点的位移传递回流体网格的物面节点上；步骤6：利用网格变形技术对流体计算域网格进行刷新；步骤7：重复步骤3到步骤6，直到计算结构收敛，得到弹性气动力数据；步骤8：针对不同计算状态，重复步骤2到步骤7，得到多个弹性气动力数据以及多个刚性气动力数据；步骤9：计算两个弹性气动力数据的差值以及两个刚性气动力数据的差值，并用两个弹性气动力数据的差值除以两个刚性气动力数据的差值，得到静气动弹性修正系数。
根据本申请的至少一个实施例，步骤2中：刚体气动力数据以及飞机表面的气动载荷分布通过下式计算：
在不计质量力、直角坐标系下，守恒形式的Navier-Stokes方程表示为：
其中，
应力项：
τyz＝τzy＝μ(vz+wy)，τxz＝τzx＝μ(uz+wx)，
热传导项：
单位质量气体的总能量
为了使Navier-Stokes方程封闭，还需要下述的关系式：
完全气体状态方程：p＝ρRT，h＝cpT，cp为等压比热，
粘性系数：μ＝μl+μt，
其中，μl为层流粘性系数，μtt为湍流粘性系数。
根据本申请的至少一个实施例，步骤3中：通过三维空间插值法，将所述气动载荷分布传递到所述结构有限元的节点上，插值公式为：
对于三维插值，
径向基函数
同时附加方程：
求解得出待定参数(a1,a2,…,aN,aN+1,aN+2,aN+3,aN+4)，即能够得到数据转换矩阵[G]和[G]T，其中：
Fs＝HT·Fa。
根据本申请的至少一个实施例，步骤5中采用与步骤3中的有限元节点位移的插值方法相同。
根据本申请的至少一个实施例，步骤6中，通过多套重叠非结构背景网格插值法对流体计算域网格进行刷新。
根据本申请的至少一个实施例，步骤7中，以飞机结构有限元各节点位移为参考量，与上一迭代步骤相比，当所有节点的变形量小于1.0×10-5m时，认为流固耦合计算达到收敛。
本申请实施例提供的开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，能够克服现有静气动弹性设计手段的缺点和不足，实现对开裂式阻力方向舵的静气动弹性特性的准确预测，而且，还能够对飞机刚体气动力特性和弹性气动力特性进行精确模拟，实现全机静气动弹性特性的精细化设计。
附图说明
图1是本申请实施例提供的CFD局部网格示意图；
图2是本申请实施例提供的CFD局部流场示意图；
图3是本申请实施例提供的考虑物面内外都覆盖的非结构背景网格示意图；
图4是本申请实施例提供的非结构网格变形前后示意图；
图5是本申请实施例提供的CFD/CSD迭代耦合计算求解流程示意图；
图6是本申请实施例提供的程序迭代计算求解过程的输出；
图7是本申请实施例提供的不同M数和速压下偏航力矩对阻力方向舵开裂角度的导数的弹性修正系数。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
本申请实施例提供的开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法包括以下步骤：
步骤1：划分阻力方向舵单侧开裂的CFD网格，以及构建结构有限元模型。
飞翼布局飞机为获得良好的气动效率和隐身特性，取消了平尾、垂尾等部件，为解决取消垂尾带来的航向静稳定性和航向控制问题，采用了阻力方向舵进行航向操纵，阻力方向舵安装在机翼后缘翼稍附近，分上下两片，开裂式作动，通过两翼上的非对称阻力产生偏航力矩实现航向操纵。
使用CFD网格划分软件Gridgen或ICEM生成的非结构混合网格，网格由六面体单元、三棱柱单元、金字塔元和四面体单元组成。在边界层内采用各向异性的三棱柱和六面体网格，既能模拟边界层流动又节约了网格数量，边界层外的网格仍然采用四面体网格，可以做到与远场的快速过渡和复杂外形空间的填充，三棱柱和六面体网格与四面体网格的过渡则采用金字塔网格。混合网格相对于结构网格拥有复杂外形物体网格生成容易的优点，而相对于非结构网格则解决了无法处理边界层内流动的问题，适合于目前的大规模工程运用。CFD网格示意图如图1所示。
由全机结构有限元模型，基于有限元的承力结构限制和CFD/CSD插值精度的约束要求，选定若干个加载点(根据插值程序的计算量限制，一般选取1000个左右)，使用MSC.Nastran软件对有限元模型进行逐点单位载荷加载，并记录所有加载点的位移数据，在所有的加载点都执行完加载计算任务之后，就可以得到一个包含所有加载点的柔度矩阵数据，数据按照节点坐标和单位载荷下位移量的格式进行输出备用。
步骤2：计算刚体气动力数据以及飞机表面的气动载荷分布。
计算刚体气动力数据以及飞机表面的气动载荷分布采用CFD方法，CFD计算可以基于混合网格Navier-Stokes方程的隐式求解，主要包括流体力学控制方程、空间离散方法、隐式时间推进格式、湍流模型的选取等。同时，CFD求解也可采用成熟的商业软件完成，如Fluent、CFD++、STAR CCM+等。
在不计质量力、直角坐标系下，守恒形式的Navier-Stokes方程表示为(式中的α等于0时，Navier-Stokes方程简化为Euler方程)：
其中，
应力项：
τyz＝τzy＝μ(vz+wy)，τxz＝τzx＝μ(uz+wx)，
热传导项：
单位质量气体的总能量
为了使Navier-Stokes方程封闭，还需要下述的关系式：
完全气体状态方程：p＝ρRT，h＝cpT，cp为等压比热，
粘性系数：μ＝μl+μt，
其中，μl为层流粘性系数，μt为湍流粘性系数。
层流粘性系数μl根据具体情况由Sutherland公式或Keys公式给定，湍流粘性系数μt由湍流模型给定。
在空间离散的处理上，选择了比较适合非结构混合网格的节点中心二阶离散格式，时间推进上选择了能够有效提高计算效率的LU-SGS隐式时间推进格式，湍流模型的选取上则选择了不需要求解节点到物面距离的k-ω两方程模型，图2给出了CFD计算的局部流场示意图。
步骤3：将所述气动载荷分布通过数值交换方法传递到所述结构有限元的节点上。
通过三维空间插值法，将所述气动载荷分布传递到所述结构有限元的节点上，插值公式为：
对于三维插值，
径向基函数
同时附加方程：
求解得出待定参数(a1,a2,…,aN,aN+1,aN+2,aN+3,aN+4)，即能够得到数据转换矩阵[G]和[G]T，其中：
Fs＝HT·Fa。
步骤4：计算所述结构有限元的所述节点的位移。
将有限元节点上的载荷加载在结构柔度矩阵上，得到结构的静变形，可以采用MSC.Nastran、Abaqus等有限元商业软件进行求解。
步骤5：将所述结构有限元的所述节点的位移传递回流体网格的物面节点上。
可以采用与步骤3中相同的有限元节点位移的插值方法。
步骤6：利用网格变形技术对流体计算域网格进行刷新。
通过多套重叠非结构背景网格插值法对流体计算域网格进行刷新，该方法只在背景网格部分采用弹簧变形，这样即使一个1000万的计算网格，如果背景网格只取30万，那么计算弹簧方程时也仅仅只需要求解这30万的网格，大大的提高了计算效率。图3给出了考虑物面内外都覆盖的非结构背景网格示意图。图4针对机翼扭转问题给出了机翼变形前后的网格变形示意图，可以看到变形后的网格质量仍保持较好。
步骤7：重复步骤3到步骤6，直到计算结构收敛，得到弹性气动力数据。
以飞机结构有限元各节点位移为参考量，与上一迭代步骤相比，当所有节点的变形量小于1.0×10-5m时，即认为流固耦合计算达到收敛。图5示出了CFD/CSD迭代耦合计算求解流程示意图。图6示出了程序迭代计算求解过程的输出。
步骤8：针对不同计算状态，重复步骤2到步骤7，得到多个弹性气动力数据以及多个刚性气动力数据。
步骤9：计算两个弹性气动力数据的差值以及两个刚性气动力数据的差值，并用两个弹性气动力数据的差值除以两个刚性气动力数据的差值，得到静气动弹性修正系数。
图7示出了本申请实施例提供的不同M数和速压下偏航力矩对阻力方向舵开裂角度的导数的弹性修正系数
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，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，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，其特征在于，包括：
步骤1：划分阻力方向舵单侧开裂的CFD网格，以及构建结构有限元模型；
步骤2：计算刚体气动力数据以及飞机表面的气动载荷分布；
步骤3：将所述气动载荷分布通过数值交换方法传递到所述结构有限元的节点上；
步骤4：计算所述结构有限元的所述节点的位移；
步骤5：将所述结构有限元的所述节点的位移传递回流体网格的物面节点上；
步骤6：利用网格变形技术对流体计算域网格进行刷新；
步骤7：重复步骤3到步骤6，直到计算结构收敛，得到弹性气动力数据；
步骤8：针对不同计算状态，重复步骤2到步骤7，得到多个弹性气动力数据以及多个刚性气动力数据；
步骤9：计算两个弹性气动力数据的差值以及两个刚性气动力数据的差值，并用两个弹性气动力数据的差值除以两个刚性气动力数据的差值，得到静气动弹性修正系数；
步骤2中：
刚体气动力数据以及飞机表面的气动载荷分布通过下式计算：
在不计质量力、直角坐标系下，守恒形式的Navier-Stokes方程表示为：
其中，
应力项：
τyz＝τzy＝μ(vz+wy)，τxz＝τzx＝μ(uz+wx)，
热传导项：
单位质量气体的总能量
为了使Navier-Stokes方程封闭，还需要下述的关系式：
完全气体状态方程：p＝ρRT，h＝cpT，cp为等压比热，
粘性系数：μ＝μl+μt，
其中，μl为层流粘性系数，μt为湍流粘性系数；
步骤3中：
通过三维空间插值法，将所述气动载荷分布传递到所述结构有限元的节点上，插值公式为：
对于三维插值，
径向基函数
同时附加方程：
求解得出待定参数(a1,a2,…,aN,aN+1,aN+2,aN+3,aN+4)，即能够得到数据转换矩阵[H]和[H]T，其中：
Fs＝HT·Fa。
2.根据权利要求1所述的开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，其特征在于，步骤5中采用与步骤3中的有限元节点位移的插值方法相同。
3.根据权利要求1所述的开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，其特征在于，步骤6中，通过多套重叠非结构背景网格插值法对流体计算域网格进行刷新。
4.根据权利要求1所述的开裂式阻力方向舵静气动弹性特性分析方法，其特征在于，步骤7中，以飞机结构有限元各节点位移为参考量，与上一迭代步骤相比，当所有节点的变形量小于1.0×10-5m时，认为流固耦合计算达到收敛。
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