CN110457860A - 网格的自动生成、装置、设备和存储介质 - Google Patents
网格的自动生成、装置、设备和存储介质 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110457860A CN110457860A CN201910778849.4A CN201910778849A CN110457860A CN 110457860 A CN110457860 A CN 110457860A CN 201910778849 A CN201910778849 A CN 201910778849A CN 110457860 A CN110457860 A CN 110457860A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- grid
- body fitted
- current part
- main wing
- fitted grids
- 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.)
- Pending
Links
Landscapes
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
Abstract
本申请涉及一种网格的自动生成方法、装置、设备和存储介质。该方法包括：根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格，沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格的属性信息的所述当前部件的三维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件。在整个高升力飞行器构型的网格的生成过程中，高升力飞行器构型的每个部件的网格均由计算机设备自动生成，不需要人工手动进行网格的划分，大大提高了网格的生成效率。
Description
技术领域
本申请涉及航空设计领域，特别是涉及一种网格的自动生成方法、装置、设备和存储介质。
背景技术
对于飞机总体气动设计而言，一个基本要素就是对飞机各种不同构型方案进行快速准确的流场特性分析。在实际应用中，建立一套高质量的计算网格对于分析飞机流场特性具有重要意义。
传统技术中，通常使用第三方网格生成软件人工生成飞机的计算网格。但是，针对复杂飞机构型，网格生成工作量繁重，需要大量人工介入，网格生成的效率较低。
发明内容
基于此，有必要针对传统方式中网格生成的效率较低的技术问题，提供一种网格的自动生成方法、装置、设备和存储介质。
一种网格的自动生成方法，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，所述方法包括：
根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
在其中一个实施例中，当所述当前部件为主翼时，所述方法还包括：
从所述主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格；
将所述主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格并输出所述主翼投影三维网格；所述主翼投影三维网格用于在流场分析计算时考虑机身几何对主翼的流场影响。
在其中一个实施例中，所述根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格，包括：
在所述主翼展向台阶内侧的第一预设范围和外侧的第二预设范围内，分别选取第一主翼截面和第二主翼截面；所述第一主翼截面为辅升力部件打开时的主翼截面，所述第二主翼截面为辅升力部件未打开时的主翼截面；
根据所述第一主翼截面、所述第二主翼截面，生成所述主翼的二维贴体网格。
在其中一个实施例中，所述根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，包括：
针对所述当前部件的三维贴体网格中的每个网格，当所述网格进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为几何内部网格，当所述网格未进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为正常网格；
将与每个几何内部网格相邻的正常网格确定为交叉网格。
在其中一个实施例中，当所述当前部件为辅升力部件时，在所述根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格之前，还包括：
获取所述辅升力部件翼型的目标偏转角度；所述目标偏转角度为所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角；
以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件翼型绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
在其中一个实施例中，当所述当前部件为主翼或前缘缝翼时，在所述根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格之前，还包括：
基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型。
在其中一个实施例中，所述基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型，包括：
使用光顺曲线替换所述当前部件下表面中的几何尖角，且保证所述当前部件下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
在其中一个实施例中，在所述沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格之前，还包括：
以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件的二维贴体网格绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件的二维贴体网格的中心线，与打开状态的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线重合。
一种网格的自动生成装置，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，所述装置包括：
生成模块，用于根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
第一处理模块，用于沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
第二处理模块，用于根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
一种计算机设备，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
一种计算机可读存储介质，应用于爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
本申请实施例提供的网格生成方法、装置、设备和存储介质，计算机设备根据当前部件的几何参数，生成当前部件的二维贴体网格，并沿当前部件的展向或周向对生成的二维贴体网格进行插值得到当前部件的三维贴体网格，再根据当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，来确定当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，并输出包含网格属性信息的当前部件的三维贴体网格。在整个高升力飞行器构型的网格的生成过程中，高升力飞行器构型的每个部件的网格均由计算机设备自动生成，不需要人工手动进行网格的划分，大大提高了网格的生成效率。
附图说明
图1为一实施例提供的网格的自动生成方法流程示意图；
图2为一实施例提供的一种物理域；
图3为一实施例提供的一种参考域；
图4为另一实施例提供的主翼根部网格转换到机身坐标系过程的示意图；
图5为另一实施例提供的主翼根部变换网格投影到机身几何表面过程的示意图；
图6为另一实施例提供的网格的自动生成方法流程示意图；
图7为另一实施例提供的网格的自动生成方法流程示意图；
图8为另一实施例提供的对前缘缝翼下表面修型的示意图；
图9为另一实施例提供的对主翼下表面修型的示意图；
图10为另一实施例提供的网格的自动生成方法流程示意图；
图11为另一实施例提供的网格的自动生成方法流程示意图；
图12为一实施例提供的网格的自动生成装置内部结构示意图；
图13为另一实施例提供的网格的自动生成装置内部结构示意图；
图14为另一实施例提供的网格的自动生成装置内部结构示意图；
图15为另一实施例提供的网格的自动生成装置内部结构示意图；
图16为另一实施例提供的网格的自动生成装置内部结构示意图；
图17为一实施例提供的计算机设备的内部结构示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的网格的自动生成方法，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型。该高升力飞行器构型的机翼包括前缘缝翼、后缘襟翼以及主翼等。在飞行器处于起飞、爬升或着陆阶段时，飞行器机翼的前缘缝翼和后缘襟翼会被打开，以使飞行器能够获得更高的升力。针对此应用场景，为高升力飞行器构型自动生成流场分析计算网格，对于分析飞机流场特性具有重要意义。
传统技术中，通常需要人工参与网格的划分，从而导致网格生成的效率较低。为此，本申请实施例提供的网格的自动生成方法、装置、设备和存储介质，旨在解决上述传统技术中存在的技术问题。
需要说明的是，本申请实施例提供的网格的自动生成方法，其执行主体可以是网格的自动生成装置，该装置可以通过软件、硬件或者软硬件结合的方式实现成为计算机设备的部分或者全部。可选的，该计算机设备可以为台式机、大型计算机、智能手机以及穿戴式设备等。下述方法实施例的执行主体为计算机设备为例来进行说明。
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，通过下述实施例并结合附图，对本申请实施例中的技术方案进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
图1为一实施例提供的网格的自动生成方法流程示意图。本实施例涉及的是计算机设备自动为高升力飞机构型生成网格的具体过程。如图1所示，该方法可以包括：
S101、根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格。其中，当前部件为高升力飞行器构型中的任意一个部件。例如，当前部件可以为机身、主翼、前缘缝翼、后缘襟翼、短舱或尾翼等。对于高升力飞行器构型的每个当前部件，其几何外形均可采用参数化表示，例如对翼身组合体构型来说，若当前部件为飞机机身，则可将飞机机身几何由一系列从机头到机尾方向的截面数据点进行描述，若当前部件为飞机机翼，则可将机翼几何由沿翼展方向上的翼型截面数据点进行描述。在通过采用参数化描述每个当前部件的几何后，针对每个当前部件，计算机设备根据当前部件的几何参数，结合C-H网格拓扑结构，通过双曲函数保角变换方法生成当前部件的二维贴体网格。当然，还可以通过代数生成法、偏微分方程法生成当前部件的二维贴体网格，本实施例对此不做限定。
计算机设备采用双曲函数保角变换方法生成当前部件的二维贴体网格的过程可以为：根据C-H网格拓扑结构以及当前部件的几何参数，通过双曲函数保角变换方法将当前部件表面几何和远场边界从真实物理域xy坐标转换到参考域uv坐标，再在参考域中插值生成全流场网格再变换回物理域。例如，图2物理域上的A、B、C、D、E、F、G及O网格点与图3参考域上的A、B、C、D、E、F、G及O网格点一一对应，采用双曲函数保角变换法可以把不规则边界的物理域变换成规则边界的参考域；在图3的参考域中，由C点及D点插值出pi,f点，由O点及G点插值出pi,s点，再由pi,f点及pi,s点插值出pi,j点，或者，由C点及O点插值出pl.e.,j点，由E点及G点插值出pt.e.,j点，再由pl.e.,j点及pt.e.,j点插值出pi,j点，然后pi,j点变换到图2的物理域中的P点。采用该种方式生成的二维贴体网格具有很好的正交性和贴体性。
S102、沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格。
其中，在得到每个当前部件的二维贴体网格之后，计算机设备沿当前部件的展向或周向对当前部件的二维贴体网格进行插值，从而得到当前部件的三维贴体网格。以当前部件为飞机机身为例，计算机设备沿机头到机尾方向对上述生成的机身的二维贴体网格进行插值，从而得到飞机机身的三维贴体网格；以当前部件为飞机主翼为例，计算机设备沿翼展方向对上述生成的主翼的二维贴体网格进行展向插值，从而得到飞机主翼的三维贴体网格；以当前部件为飞机短舱为例，计算机设备沿短舱周向对上述生成的短舱的二维贴体网格进行插值，从而得到飞机短舱的三维贴体网格。当然，对于当前部件为前缘缝翼、后缘襟翼以及尾翼等，均可参照上述方式对相应的二维贴体网格进行插值，以得到对应的三维贴体网格。
计算机设备通过执行S101和S102便可以得到高升力飞行器构型的每个部件的三维贴体网格。
S103、根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
其中，相邻部件为与当前部件存在位置相邻的部件。由于相邻部件的三维贴体网格与当前部件的三维贴体网格存在网格嵌套，因此，在对高升力飞行器进行流场分析时，需要考虑相邻部件对当前部件产生的流场影响。在得到每个当前部件的三维贴体网格之后，针对每个当前部件，计算机设备根据当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格的位置关系，计算当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息。其中，当前部件的相邻部件可以为一个或多个，某一个网格的属性信息可表征该网格是否嵌入到相邻部件的三维贴体网格中。
以当前部件为主翼为例，主翼的相邻部件包括机身、短舱、前缘缝翼以及后缘襟翼等。这样，在计算主翼的三维贴体网格中每个网格的属性信息时，计算机设备要结合机身的三维贴体网格与主翼三维贴体网格的位置关系、短舱的三维贴体网格与主翼三维贴体网格的位置关系、前缘缝翼的三维贴体网格与主翼三维贴体网格的位置关系以及后缘襟翼的三维贴体网格与主翼三维贴体网格的位置关系等，确定主翼的三维贴体网格中每个网格的属性信息。
作为一种可选的实施方式，上述S103可以包括：针对所述当前部件的三维贴体网格中的每个网格，当所述网格进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为几何内部网格，当所述网格未进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为正常网格；将与每个几何内部网格相邻的正常网格确定为交叉网格。
这样，当前部件的三维贴体网格中的每个网格均被标记了属性信息，网格的属性信息包括正常网格、交叉网格以及几何内部网格。在进行高升力飞行器构型的流场分析时，交叉网格用于当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格间的流场关系传递。
在得到每个当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息之后，计算机设备输出包含网格的属性信息的每个当前部件的三维贴体网格。据此，计算机设备便得到了整个高升力飞行器构型的网格，每个网格包含了网格的属性信息，便于后续对高升力飞行器构型进行流场分析。
本实施例提供的网格的自动生成方法，计算机设备根据当前部件的几何参数，生成当前部件的二维贴体网格，并沿当前部件的展向或周向对生成的二维贴体网格进行插值得到当前部件的三维贴体网格，再根据当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，来确定当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，并输出包含网格属性信息的当前部件的三维贴体网格。在整个高升力飞行器构型的网格的生成过程中，高升力飞行器构型的每个部件的网格均由计算机设备自动生成，不需要人工手动进行网格的划分，大大提高了网格的生成效率。
在实际应用中，当当前部件为主翼时，机身几何会对主翼流场产生影响。为了精确捕捉机身几何对主翼的流场影响，在上述S102之后，可选的，该方法还包括：从所述主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格；将所述主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格并输出所述主翼投影三维网格。
其中，所述主翼投影三维网格用于在流场分析计算时计算机身对主翼的流场影响。由于机身形态是由一系列从机头到机尾的类圆形几何截面组成，具有窄长的特点，很难直接将主翼根部网格投影到机身几何表面，因此，需要先将选取的主翼根部网格转换到机身坐标系，得到主翼根部变换网格，再将主翼根部变换网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格，并输出得到的主翼投影三维网格。
参见图4，将主翼根部网格转换到机身坐标系的过程可以为：
(1)根据主翼根部网格中任意一个p点的x坐标值，定位其所对应的机身几何截面及截面原点位置o。
(2)计算p点与o点连线与水平轴线的夹角φ；
(3)根据p点位置，按照网格生成关系找出其所对应的主翼根部几何表面点s，并计算s点到o点长度r；
(4)以r为半径沿夹角φ方向定位一个新点p0，将p0点作为主翼根部网格p点在机身坐标系的坐标位置。
(5)重复步骤(1)-(4)，将主翼根部网格变换到机身网格坐标系，得到主翼根部变换网格。
参见图5，将主翼根部变换网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格的过程可以为：
(1)对于主翼根部变换网格截面上任意一点p1，找到其沿机身几何表面外法向方向上相邻网格点p2；
(2)以p1和p2两点做连线，搜寻该连线与机身所有表面网格的相贯位置p3；
(3)依次判断p3点是否位于相应的表面网格四个顶点构成的四边形内部；若某一相贯位置p3 `点位于相应的表面网格四个顶点构成的四边形内部，将p3 `点作为P1点在机身几何表面上的网格投影点。
(4)重复步骤(1)-(3)，将主翼根部变换网格投影到机身几何表面。
本实施例提供的网格的自动生成方法，能够自动将主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格，其不仅提高了网格生成的效率，还能够精准得捕捉到机身几何对主翼的流场影响，从而提高了后续流场分析的准确性。
为了获得较高的升力，飞行器在起飞、爬升或着陆时，会打开前缘缝翼和后缘襟翼，这样，主翼沿展向会存在几何台阶。针对此情况，可以参照如图6所示的过程生成主翼的二维贴体网格。在上述实施例的基础上，当当前部件为主翼时，可选的，上述S101可以包括：
S201、在所述主翼展向台阶内侧的第一预设范围和外侧的第二预设范围内，分别选取第一主翼截面和第二主翼截面。
其中，所述第一主翼截面为辅升力部件打开时的主翼截面，所述第二主翼截面为辅升力部件未打开时的主翼截面。辅升力部件包括如前缘缝翼、后缘襟翼等提高飞行器升力的辅助部件。主翼展向台阶为辅升力部件打开时，主翼沿翼展方向上存在的几何台阶。上述主翼展向台阶内测为主翼展向台阶靠近机身的一侧，主翼展向台阶外测为主翼展向台阶远离机身的一侧，上述第一预设范围和第二预设范围可以相同，也可以不相同。计算机设备在主翼展向台阶内侧的第一预设范围内分别选取第一主翼截面和第二主翼截面，在主翼展向台阶外侧的第二预设范围内也分别选取第一主翼截面和第二主翼截面。
S202、根据所述第一主翼截面、所述第二主翼截面，生成所述主翼的二维贴体网格。
具体的，在主翼展向台阶内侧，计算机设备根据选取的主翼展向台阶内侧的第一主翼截面，采用保角变换方法、代数方法等生成主翼的二维贴体网格，根据选取的主翼展向台阶内侧的第二主翼截面，采用保角变换方法、代数方法等生成主翼的二维贴体网格；在主翼展向台阶外侧，计算机设备根据选取的主翼展向台阶外侧的第一主翼截面，采用保角变换方法、代数方法等生成主翼的二维贴体网格，根据选取的主翼展向台阶外侧的第二主翼截面，采用保角变换方法、代数方法等生成主翼的二维贴体网格。再基于生成的主翼的二维贴体网格，沿主翼的展向对主翼的二维贴体网格进行展向插值，得到主翼的三维贴体网格。
本实施例提供的网格的自动生成方法，当主翼的展向存在几何台阶时，分别选取几何台阶不同位置的主翼截面，并基于选取的不同位置的主翼截面生成主翼的二维贴体网格，使得生成的主翼的二维贴体网格更符合主翼的实际形态，提高了生成的主翼的二维贴体网格的准确性。
在另外一种场景下，在飞行器处于起飞、爬升或着陆阶段，当辅升力部件(如前缘缝翼、后缘襟翼等)被打开时，为了便于生成前缘缝翼、后缘襟翼的二维贴体网格，在上述实施例的基础上，可选的，参见图7，在上述S101之前，该方法还包括：
S301、获取所述辅升力部件翼型的目标偏转角度；所述目标偏转角度为所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角。
其中，当高升力飞行器的前缘缝翼被打开时，由于前缘缝翼的打开角度较大，直接在前缘缝翼的x-y平面内采用保角变换方法生成前缘缝翼的二维贴体网格较为困难，此时，需要获取前缘缝翼翼型的目标偏转角度。其中，前缘缝翼翼型的目标偏转角度为前缘缝翼翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角。
同样的，当高升力飞行器的后缘襟翼被打开时，由于后缘襟翼的打开角度较大，直接在后缘襟翼的x-y平面内采用保角变换方法生成后缘襟翼的二维贴体网格较为困难，此时需要获取后缘襟翼翼型的目标偏转角度。其中，后缘襟翼翼型的目标偏转角度为后缘襟翼翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角。
S302、以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件翼型绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
其中，在二维平面内，前缘点可以为转轴，对于前缘缝翼，前缘缝翼翼型的前缘点为转轴，对于后缘襟翼，后缘襟翼翼型的前缘点为转轴。在获取到前缘缝翼翼型的目标偏转角度之后，以前缘缝翼翼型的前缘点为偏转轴，将前缘缝翼翼型绕偏转轴偏转目标偏转角度，以使偏转后的前缘缝翼翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。同样的，在获取到后缘襟翼翼型的目标偏转角度之后，以后缘襟翼翼型的前缘点为偏转轴，将后缘襟翼翼型绕偏转轴偏转目标偏转角度，以使偏转后的后缘襟翼翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
当然，由于在生成辅升力部件的二维贴体网格之前，对辅升力部件的翼型进行了偏转，那么在生成辅升力部件的二维贴体网格之后，就需要对生成的辅升力部件的二维贴体网格进行逆偏转。作为一种可选的实施方式，在上述实施例的基础上，可选的，在上述S102之前，该方法还包括：以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件的二维贴体网格绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件的二维贴体网格的中心线，与打开状态的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线重合。
本实施例提供的网格的自动生成方法，在对前缘缝翼、后缘襟翼生成二维贴体网格之前，需要将前缘缝翼翼型、后缘襟翼翼型偏转到水平轴线，从而简化了前缘缝翼、后缘襟翼等辐升力部件生成二维贴体网格的计算过程。
在实际应用中，为了保证主翼前缘几何光顺和良好的气动性能，需要从干净机翼上剖分出缝道曲线，使前缘缝翼下表面与主翼前缘几何基本匹配，因此前缘缝翼下表面存在尖锐拐折点，不利于保角变换自动生成前缘缝翼的二维贴体网格。为了便于生成前缘缝翼的二维贴体网格，在上述实施例的基础上，可选的，在S101中根据前缘缝翼的几何参数，生成前缘缝翼的二维贴体网格之前，该方法还包括：基于修型规则，对前缘缝翼下表面进行修型。
可选的，上述基于修型规则，对前缘缝翼下表面进行修型可以包括：使用光顺曲线替换前缘缝翼下表面中的几何尖角，且保证前缘缝翼下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
其中，如图8所示，保证前缘缝翼下表面20％位置后的缝道几何不变，前缘缝翼下表面10％-20％处采用曲率连续的光顺曲线代替几何尖角，经过测试验证该方法基本不会改变流场特性。
同样的，由于后缘襟翼从主翼后缘打开，为了保证后缘襟翼几何光顺和良好的气动性能，需要从干净机翼上剖分出缝道曲线，使主翼后缘下表面与后缘襟翼前缘几何基本匹配，因此主翼后缘下表面存在尖锐拐折点，不利于保角变换自动生成主翼的二维贴体网格。为了便于生成主翼的二维贴体网格，在上述实施例的基础上，可选的，在S101中根据主翼的几何参数，生成主翼的二维贴体网格之前，该方法还包括：基于修型规则，对主翼下表面进行修型。
可选的，上述基于修型规则，对主翼下表面进行修型可以包括：使用光顺曲线替换主翼下表面中的几何尖角，且保证主翼下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
其中，如图9所示，从主翼下表面尖角处开始采用曲率连续的光顺曲线代替几何尖角，主翼下表面保证90％位置前的缝道几何不变，经过测试验证该方法基本不会改变流场特性。
本实施例提供的网格的自动生成方法，在生成主翼和前缘缝翼的二维贴体网格时，由于对主翼下表面和前缘缝翼下表面进行了修型，大大简化了主翼和前缘缝翼的二维贴体网格的生成过程。
为了便于本领域技术人员的理解，以下以当前部件为机翼(其中，机翼包括主翼、前缘缝翼、后缘襟翼等)为例介绍生成高升力飞行器构型的网格的具体过程。如图10和图11所示，主翼、前缘缝翼、后缘襟翼的网格的自动生成过程可以为：
S401、对前缘缝翼下表面、主翼下表面进行修型。
S402、对前缘缝翼翼型、后缘襟翼翼型进行翼型偏转。
S403、根据修型后的主翼的几何参数，采用保角变换方法生成主翼的二维贴体网格，根据修型后、且偏转后的前缘缝翼的几何参数，采用保角变换方法生成前缘缝翼的二维贴体网格，根据偏转后的后缘襟翼的几何参数，采用保角变换方法生成后缘襟翼的二维贴体网格。
S404、对前缘缝翼的二维贴体网格进行绕轴逆偏转，对后缘襟翼的二维贴体网格进行绕轴逆偏转。
S405、分别对前缘缝翼、主翼、后缘襟翼的二维贴体网格进行展向插值，得到前缘缝翼、主翼、后缘襟翼的三维贴体网格。
S406、从主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格，并将主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格，并输出主翼投影三维网格。
S407、根据前缘缝翼的三维贴体网格、主翼的三维贴体网格、后缘襟翼的三维贴体网格、短舱的三维贴体网格，机身的三维贴体网格等各个三维贴体网格间的位置关系，得到前缘缝翼的三维贴体网格中每个网格的属性信息、主翼的三维贴体网格中每个网格的属性信息、后缘襟翼的三维贴体网格中每个网格的属性信息。
其中，在确定前缘缝翼、主翼、后缘襟翼的三维贴体网格中的每个网格的属性信息时，还需要考虑其它相邻部件的三维贴体网格对前缘缝翼、主翼、后缘襟翼的三维贴体网格的嵌套影响。以当前部件为机身为例，在确定机身的三维贴体网格中每个网格的属性信息时，还需要考虑尾翼、主翼等相邻部件对机身的三维贴体网格的嵌套影响。
S408、输出包含网格属性信息的前缘缝翼的三维贴体网格、包含网格属性信息的主翼的三维贴体网格、包含网格属性信息的后缘襟翼的三维贴体网格以及主翼投影三维网格。
当然，本实施例仅以高升力飞行器构型的前缘缝翼、主翼、后缘襟翼的网格生成过程为例示出，对于高升力飞行器构型的其它部件，如机身、短舱、机翼等，均可以参照上述过程进行网格的生成。即针对高升力飞行器构型的每个部件，均按照上述过程生成各自对应的网格，从而得到整个高升力飞行器构型的网格。
本实施例提供的网格的自动生成方法，计算机设备可以自动生成整个高升力飞行器构型的网格，不需要人工手动参与网格的划分，提高了网格的生成效率。另外，由于在前缘缝翼、主翼的网格生成过程中对前缘缝翼和主翼下表面进行了修型，在前缘缝翼、后缘襟翼的网格生成过程中对前缘缝翼翼型和后缘襟翼翼型进行了翼型偏转，大大简化了高升力飞行器构型的网格的生成过程。
应该理解的是，虽然图1至图11的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1至图11中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
图12为一实施例提供的网格的自动生成装置的结构示意图。如图12所示，该装置应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，该装置可以包括：生成模块10、第一处理模块11和第二处理模块12。
具体的，生成模块10用于根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
第一处理模块11用于沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
第二处理模块12用于根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
图13为另一实施例提供的网格的自动生成装置的结构示意图。在上述实施例的基础上，可选的，如图13所示，当所述当前部件为主翼时，该装置还可以包括：选取模块13和第三处理模块14。
具体的，选取模块13用于从所述主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格；
第三处理模块14用于将所述主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格并输出所述主翼投影三维网格；所述主翼投影三维网格用于在流场分析计算时计算机身几何对主翼的流场影响。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
在上述实施例的基础上，可选的，当所述当前部件为主翼时，生成模块10可以包括选取单元和生成单元。
具体的，选取单元用于在所述主翼展向台阶内侧的第一预设范围和外侧的第二预设范围内，分别选取第一主翼截面和第二主翼截面；所述第一主翼截面为辅升力部件打开时的主翼截面，所述第二主翼截面为辅升力部件未打开时的主翼截面；
生成单元用于根据所述第一主翼截面、所述第二主翼截面，生成所述主翼的二维贴体网格。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
在上述实施例的基础上，可选的，上述第二处理模块12可以包括第一确定单元和第二确定单元。
具体的，第一确定单元用于针对所述当前部件的三维贴体网格中的每个网格，当所述网格进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为几何内部网格，当所述网格未进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为正常网格；
第二确定单元用于将与每个几何内部网格相邻的正常网格确定为交叉网格。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
图14为另一实施例提供的网格的自动生成装置的结构示意图。当所述当前部件为辅升力部件时，在上述实施例的基础上，可选的，如图14所示，该装置还包括：获取模块15和第一偏转模块16。
具体的，获取模块15用于在生成模块10根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格之前，获取所述辅升力部件翼型的目标偏转角度；所述目标偏转角度为所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角；
第一偏转模块16用于以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件翼型绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
图15为另一实施例提供的网格的自动生成装置的结构示意图。当所述当前部件为主翼或前缘缝翼时，在上述实施例的基础上，可选的，如图15所示，该装置还包括：修型模块17。
具体的，修型模块17用于在生成模块10根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格之前，基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型。
可选的，修型模块17具体用于使用光顺曲线替换所述当前部件下表面中的几何尖角，且保证所述当前部件下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
图16为另一实施例提供的网格的自动生成装置的结构示意图。当所述当前部件为辅升力部件时，在上述实施例的基础上，可选的，如图16所示，该装置还包括：第二偏转模块18。
具体的，第二偏转模块18用于在第一处理模块10沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格之前，以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件的二维贴体网格绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件的二维贴体网格的中心线，与打开状态的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线重合。
本实施例提供的网格的自动生成装置，可以执行上述方法实施例，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
关于网格的自动生成装置的具体限定可以参见上文中对于网格的自动生成方法的限定，在此不再赘述。上述网格的自动生成装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备的内部结构图可以如图17所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种网格的自动生成方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图17中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，该计算机设备包括存储器和处理器，存储器中存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
在一个实施例中，当所述当前部件为主翼时，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：从所述主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格；将所述主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格并输出所述主翼投影三维网格；所述主翼投影三维网格用于在流场分析计算时考虑机身几何对主翼的流场影响。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：在所述主翼展向台阶内侧的第一预设范围和外侧的第二预设范围内，分别选取第一主翼截面和第二主翼截面；所述第一主翼截面为辅升力部件打开时的主翼截面，所述第二主翼截面为辅升力部件未打开时的主翼截面；
根据所述第一主翼截面、所述第二主翼截面，生成所述主翼的二维贴体网格。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：针对所述当前部件的三维贴体网格中的每个网格，当所述网格进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为几何内部网格，当所述网格未进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为正常网格；将与每个几何内部网格相邻的正常网格确定为交叉网格。
在一个实施例中，当所述当前部件为辅升力部件时，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：获取所述辅升力部件翼型的目标偏转角度；所述目标偏转角度为所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角；以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件翼型绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
在一个实施例中，当所述当前部件为主翼或前缘缝翼时，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：使用光顺曲线替换所述当前部件下表面中的几何尖角，且保证所述当前部件下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件的二维贴体网格绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件的二维贴体网格的中心线，与打开状态的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线重合。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，应用于爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
根据所述当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
在一个实施例中，当所述当前部件为主翼时，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：从所述主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格；将所述主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格并输出所述主翼投影三维网格；所述主翼投影三维网格用于在流场分析计算时考虑机身几何对主翼的流场影响。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：在所述主翼展向台阶内侧的第一预设范围和外侧的第二预设范围内，分别选取第一主翼截面和第二主翼截面；所述第一主翼截面为辅升力部件打开时的主翼截面，所述第二主翼截面为辅升力部件未打开时的主翼截面；
根据所述第一主翼截面、所述第二主翼截面，生成所述主翼的二维贴体网格。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：针对所述当前部件的三维贴体网格中的每个网格，当所述网格进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为几何内部网格，当所述网格未进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为正常网格；将与每个几何内部网格相邻的正常网格确定为交叉网格。
在一个实施例中，当所述当前部件为辅升力部件时，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：获取所述辅升力部件翼型的目标偏转角度；所述目标偏转角度为所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角；以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件翼型绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
在一个实施例中，当所述当前部件为主翼或前缘缝翼时，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：使用光顺曲线替换所述当前部件下表面中的几何尖角，且保证所述当前部件下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件的二维贴体网格绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件的二维贴体网格的中心线，与打开状态的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线重合。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是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非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (11)
1.一种网格的自动生成方法，其特征在于，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，所述方法包括：
根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述当前部件为主翼时，所述方法还包括：
从所述主翼的三维贴体网格中选取主翼根部网格；
将所述主翼根部网格投影到机身几何表面，得到主翼投影三维网格并输出所述主翼投影三维网格；所述主翼投影三维网格用于在流场分析计算时考虑机身几何对主翼的流场影响。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格，包括：
在所述主翼展向台阶内侧的第一预设范围和外侧的第二预设范围内，分别选取第一主翼截面和第二主翼截面；所述第一主翼截面为辅升力部件打开时的主翼截面，所述第二主翼截面为辅升力部件未打开时的主翼截面；
根据所述第一主翼截面、所述第二主翼截面，生成所述主翼的二维贴体网格。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，包括：
针对所述当前部件的三维贴体网格中的每个网格，当所述网格进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为几何内部网格，当所述网格未进入到相邻部件的三维贴体网格的几何内部时，将所述网格确定为正常网格；
将与每个几何内部网格相邻的正常网格确定为交叉网格。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述当前部件为辅升力部件时，在所述根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格之前，还包括：
获取所述辅升力部件翼型的目标偏转角度；所述目标偏转角度为所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线，与水平轴线之间的夹角；
以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件翼型绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线与水平轴线重合。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述当前部件为主翼或前缘缝翼时，在所述根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格之前，还包括：
基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于修型规则，对所述当前部件下表面进行修型，包括：
使用光顺曲线替换所述当前部件下表面中的几何尖角，且保证所述当前部件下表面在预设范围内的缝道形态基本不变。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在所述沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格之前，还包括：
以所述辅升力部件翼型的前缘点为偏转轴，将所述辅升力部件的二维贴体网格绕所述偏转轴偏转所述目标偏转角度，以使偏转后的所述辅升力部件的二维贴体网格的中心线，与打开状态的所述辅升力部件翼型的后缘点与前缘点间的连线重合。
9.一种网格的自动生成装置，其特征在于，应用于起飞、爬升或着陆场景下的高升力飞行器构型，所述装置包括：
生成模块，用于根据当前部件的几何参数，生成所述当前部件的二维贴体网格；其中，所述当前部件为所述高升力飞行器构型中的任意一个部件；
第一处理模块，用于沿所述当前部件的展向或周向对所述二维贴体网格进行插值，得到所述当前部件的三维贴体网格；
第二处理模块，用于根据所述当前部件的三维贴体网格与相邻部件的三维贴体网格，确定所述当前部件的三维贴体网格中每个网格的属性信息，输出包含网格的属性信息的所述当前部件的三维贴体网格。
10.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至8中任一项所述方法的步骤。
11.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至8中任一项所述方法的步骤。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910778849.4A CN110457860A (zh) | 2019-08-22 | 2019-08-22 | 网格的自动生成、装置、设备和存储介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910778849.4A CN110457860A (zh) | 2019-08-22 | 2019-08-22 | 网格的自动生成、装置、设备和存储介质 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110457860A true CN110457860A (zh) | 2019-11-15 |
Family
ID=68488490
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910778849.4A Pending CN110457860A (zh) | 2019-08-22 | 2019-08-22 | 网格的自动生成、装置、设备和存储介质 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110457860A (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111783222A (zh) * | 2020-06-15 | 2020-10-16 | 南京航空航天大学 | 一种适用于前飞旋翼桨尖涡高精度模拟的网格加密方法 |
| CN112347561A (zh) * | 2020-11-10 | 2021-02-09 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质 |
| CN115994410A (zh) * | 2023-03-22 | 2023-04-21 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于八叉树细化四面体网格的飞行器仿真驱动设计方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011055085A2 (fr) * | 2009-11-06 | 2011-05-12 | Airbus Operations | Procede et outil de simulation du comportement aerodynamique d'un element aerodynamique d'un aeronef presentant un angle de fleche variable |
| CN106971043A (zh) * | 2017-03-31 | 2017-07-21 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种嵌套网格的建立方法及装置 |
| CN107491616A (zh) * | 2017-08-24 | 2017-12-19 | 北京航空航天大学 | 一种适用于格栅构型舵面的结构有限元参数化建模方法 |
| CN107527385A (zh) * | 2017-08-01 | 2017-12-29 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种网格自动投影方法 |
-
2019
- 2019-08-22 CN CN201910778849.4A patent/CN110457860A/zh active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011055085A2 (fr) * | 2009-11-06 | 2011-05-12 | Airbus Operations | Procede et outil de simulation du comportement aerodynamique d'un element aerodynamique d'un aeronef presentant un angle de fleche variable |
| CN106971043A (zh) * | 2017-03-31 | 2017-07-21 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种嵌套网格的建立方法及装置 |
| CN107527385A (zh) * | 2017-08-01 | 2017-12-29 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种网格自动投影方法 |
| CN107491616A (zh) * | 2017-08-24 | 2017-12-19 | 北京航空航天大学 | 一种适用于格栅构型舵面的结构有限元参数化建模方法 |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111783222A (zh) * | 2020-06-15 | 2020-10-16 | 南京航空航天大学 | 一种适用于前飞旋翼桨尖涡高精度模拟的网格加密方法 |
| CN112347561A (zh) * | 2020-11-10 | 2021-02-09 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质 |
| CN112347561B (zh) * | 2020-11-10 | 2024-05-28 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质 |
| CN115994410A (zh) * | 2023-03-22 | 2023-04-21 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于八叉树细化四面体网格的飞行器仿真驱动设计方法 |
| CN115994410B (zh) * | 2023-03-22 | 2023-05-30 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于八叉树细化四面体网格的飞行器仿真驱动设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109711048B (zh) | 一种考虑气动和结构多类型设计变量的机翼设计方法 | |
| CN107491616B (zh) | 一种适用于格栅构型舵面的结构有限元参数化建模方法 | |
| CN110457860A (zh) | 网格的自动生成、装置、设备和存储介质 | |
| Lacy et al. | Definition of Initial Landing and Takeoff Reference Configurations for the High Lift Common Research Model (CRM-HL) | |
| Chan | Developments in Strategies and Software Tools for Overset Structured Grid Generation and Connectivity | |
| CN108010092A (zh) | 一种基于低空摄影测量的城市高密度区太阳能利用潜力评估方法 | |
| CN104063894A (zh) | 点云三维模型重建方法及系统 | |
| CN106202804A (zh) | 基于数据库的复杂外形飞行器分布式热环境参数预测方法 | |
| CN107526875A (zh) | 一种航空叶片型面加工误差可视化方法 | |
| CN109682336A (zh) | 用于车身精度检测的三坐标测量路径自动规划与优化方法 | |
| US20090312989A1 (en) | Method of designing an airfoil assembly | |
| CN105740525A (zh) | 一种飞行器的气动力数据处理方法及气动力数据处理系统 | |
| CN107527385B (zh) | 一种网格自动投影方法 | |
| CN103020351B (zh) | 一种飞机位姿的三维实时显示方法 | |
| CN112347561B (zh) | 飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质 | |
| Bucklow et al. | An automated workflow for high quality CFD meshing using the 3D medial object | |
| CN109977526B (zh) | 一种基于三维cst技术的调整机翼有限元模型的方法 | |
| CN110334450A (zh) | 一种多块结构网格生成中物面投影错误的修复方法 | |
| CN102831281A (zh) | 在gocad软件中建立二维工作面的辅助建模方法 | |
| CN112231846B (zh) | 飞机挂架网格生成及投影方法、装置、设备和存储介质 | |
| Chan et al. | Advances in distance-based hole cuts on overset grids | |
| Woeber et al. | Summary of exascale and remeshing efforts for the second geometry and mesh generation workshop | |
| CN108197368A (zh) | 一种适用于飞行器复杂气动外形的几何约束及权函数简捷计算方法 | |
| CN106447781A (zh) | 一种基于Minkowski和面向自动装配的碰撞检测方法 | |
| CN113095012B (zh) | 风电场流场分区数值仿真计算结果拼接融合方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |