CN110610065A - 基于混合动网格技术的飞行器多体分离cfd仿真方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法及系统，包括：将飞行器多体由分离起始到分离终止分割成多个阶段的CFD数值模拟；根据网格变形技术与网格重构技术依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接。将网格变形和分阶段网格重构技术相结合，这种基于混合动网格技术的飞行器多体分离问题CFD数值模拟方法，既可以充分发挥小位移范围内网格变形技术计算效率高和计算精度高的优点，又可以发挥分阶段网格重构技术在大位移条件下能够分阶段有效改善网格质量的优点，提高计算精度，从而可以有效应用于非定常、高雷诺数、大位移的飞行器多体分离问题研究。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器多体分离模拟领域，具体是一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法及系统。
背景技术
飞行器多体分离问题大多处于低空大动压恶劣环境中，由于多体之间的相对位置和相对速度时变会诱导出现激波/激波干扰、激波边界层干扰、边界层分离、漩涡流动等流动现象，使流场参数处于高度非线性和非定常状态之中，严重干扰飞行器本体和分离部件的气动特性和运动特性，以上的众多因素直接导致多体分离过程往往成为飞行任务中的高危动作。因此，需要对多体分离/运动问题进行全面的分析，通过研究多体分离的精细化的流场特性，考察分离部件的运动特性，分析各关键因素的作用机理和影响规律，剖析分离过程的相互干扰影响，不仅可以理清大动压环境下分离部件的运动规律，建立多体分离/运动的安全准则，还能为分离系统设计和飞行器总体设计提供准确、科学的参考依据。
目前，针对飞行器多体分离问题，主要有地面试验、飞行试验和CFD数值模拟三类研究方法。其中，地面试验研究又包括四种方法：自由投放(自由飞)风洞试验、捕获轨迹风洞试验(CTS，Captive Trajectory Simulation Testing)、网格测力风洞试验和火箭撬地面试验。
由于风洞试验尺寸小，不能同时模拟雷诺数、马赫数、弗雷德数等相似参数，火箭撬地面试验无法消除地面效应，飞行器多体分离地面试验和飞行试验研究还存在费用高、危险大、工况有限、部分数据难以测量、以及可重复性不高等问题。随着分离任务的拓展到超声速甚至高超声速，地面试验和飞行试验的局限性越来越大。
随着计算机技术和计算流体力学的迅猛发展，使用CFD数值模拟方法对飞行器多体分离问题的研究也日益成熟。CFD数值模拟具有周期短、全尺寸计算、重复方便等优点，此外CFD数值模拟可以作为地面试验和飞行试验的预先研究内容，为试验的状态确定提供必要的参考和指导。
当前，对于含运动边界的飞行器多体分离问题的CFD数值模拟方法，主要基于动网格技术实现。而常用的动网格技术主要有嵌套网格技术、网格重构技术、浸入边界技术和网格变形技术。
第一种方法：嵌套网格技术，其基本过程是对运动部件和静止部件单独划分网格，其中运动部件的网格为嵌套网格，静止部件网格作为背景网格，将嵌套网格和背景网格组合在一起形成相互重叠的网格系统，网格重叠的部分采用一定的插值算法传递相关流场参数信息。
第二种方法：网格重构技术，是指在计算域变化后，删除该区域的网格并且生成新的网格。
第三种方法：浸入边界技术，是指通过添加体积力项来满足控制方程在物面边界的无滑移条件。在浸入边界技术中，流场计算仅存在于笛卡尔网格中，采用拉格朗日点表示物面边界，通过建立拉格朗日点与笛卡尔网格之间的映射来模拟边界的运动。
第四种方法，网格变形技术，是指不增加或减少网格节点数量并且保持网格拓扑结构不变，根据边界的运动或变形按照某种规律对网格空间内部点进行变形的方法。
采用第一种方法，嵌套网格技术，需要在背景网格和运动网格之间反复插值，计算效率较低，在频繁的插值过程中还会带来积累误差，直接影响最终的计算精度。
采用第二种方法，网格重构技术，网格重构过程本身需要大量的计算资源，同时网格重构前后也需要大量的插值计算，计算效率很差。此外，由于单纯的网格重构技术一般只适用于定常问题的研究，并不适用研究非定常飞行器多体分离问题。
采用第三种方法，浸入边界技术，该技术能够模拟复杂外形的动边界问题，但仅适用于低雷诺数问题，而飞行器多体分离问题涉及的雷诺数常常很高，因此浸入边界技术并不适用研究飞行器多体分离问题。
采用第四种方法，网格变形技术，该技术在处理位移较大的边界运动问题时，由于运动的幅度和范围较大，单纯依靠网格的拉伸、压缩等变形能力将导致网格质量急剧下降，从而影响CFD数值计算精度，计算甚至无法收敛，因此单纯的网格变形技术不适用于大位移的飞行器多体分离问题。
发明内容
针对现有技术中的不足，本发明提供一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法及系统。
为实现上述目的，本发明提供一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，包括：
将飞行器多体由分离起始到分离终止分割成多个阶段的CFD数值模拟；
根据网格变形技术与网格重构技术依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接。
进一步优选的，所述依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接具体包括如下步骤：
步骤1，基于飞行器多体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的状态参数得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型，其中，i＝1,2,```，飞行器在第0阶段末时刻的状态参数即在分离起始的状态参数；
步骤2，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型；
步骤3，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型；
步骤4，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型与定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型；
步骤5，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果，以飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果为初始值，根据网格变形技术对飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型进行迭代运算直至第i阶段终止，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果；
步骤6，判断是否满足飞行器多体的分离终止条件，若是则输出CFD数值模拟数据，否则另i＝i+1后重复步骤1-步骤6。
进一步优选的，步骤1的具体过程为：
步骤101，获得飞行器多体在分离起始时刻的三维模型；
步骤102，根据飞行器多体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的位移、姿态角参数，对步骤101中的三维模型进行平移与旋转，得到飞行器多体第i阶段初始时刻的几何模型；
步骤103，在步骤102中的几何模型的基础上设置外流场区域参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型。
进一步优选的，步骤2的具体过程为：
步骤201，选定网格控制参数；
步骤202，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型的基础上设置网格控制参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型；
步骤203，对飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型进行网格数量与质量的权衡检查：
若通过权衡检查则将飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型作为飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型；
否则重新选定网格控制参数后进行步骤202-步骤203。
进一步优选的，步骤3的具体过程为：
步骤301，选定定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数；
步骤302，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型的基础上设置定常流场CFD仿真参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型；
步骤303，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型上设置仿真计算参数进行仿真计算，得到仿真结果，判断仿真结果是否收敛：
若是则将飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型作为飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型；
否则重新选定定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数后进行步骤302-步骤303。
进一步优选的，步骤4的具体过程为：
步骤401，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型的基础上，激活飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型中的重力模型与网格变形模型，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型；
步骤402，设定飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的运动参数与约束参数；
步骤403，设定飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中的仿真求解参数、阶段终止条件与分离终止条件，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型。
进一步优选的，步骤402中，飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的运动参数为：飞行器多体中运动刚体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的速度与角速度；
飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的约束参数为：质量特性参数、自由度约束参数和外力约束参数。
进一步优选的，步骤403中，阶段中止条件可基于阶段中止时间确定，也可以基于阶段中止时飞行器多体中运动刚体相对运动参数预设阈值确定，还可以基于飞行器多体分离过程中网格质量预设阈值确定；
分离结束条件可基于预设分离终止时间确定，也可以基于分离终止时飞行器多体中运动刚体相对运动参数预设阈值确定。
进一步优选的，步骤5中，所述飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果包括：
飞行器多体在分离全过程运动刚体的相对运动参数数据表和曲线；
飞行器多体在分离过程中所关心时刻的特定截面的压力标量云图、速度分量云图、流线、速度矢量云图；
飞行器多体在分离全过程的特定视角的压力标量云图、速度分量云图、流线、速度矢量云图动画结果。
为了实现上述发明目的，本发明还提供一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真系统，包括：存储器和处理器，所述存储器存储有基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真程序，所述处理器在运行所述程序时执行上述方法所述的步骤。
本发明提供的一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法及系统，将网格变形和分阶段网格重构技术相结合，这种基于混合动网格技术的飞行器多体分离问题CFD数值模拟方法，既可以充分发挥小位移范围内网格变形技术计算效率高和计算精度高的优点，又可以发挥分阶段网格重构技术在大位移条件下能够分阶段有效改善网格质量的优点，提高计算精度，从而可以有效应用于非定常、高雷诺数、大位移的飞行器多体分离问题研究。
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示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例中基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法的分步示意图；
图2为本发明实施例中基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法的流程示意图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
如图1所示的一种基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，包括：
将飞行器多体由分离起始到分离终止分割成多个阶段的CFD数值模拟；
根据网格变形技术与网格重构技术依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接。
将网格变形和分阶段网格重构技术相结合，这种基于混合动网格技术的飞行器多体分离问题CFD数值模拟方法，既可以充分发挥小位移范围内网格变形技术计算效率高和计算精度高的优点，又可以发挥分阶段网格重构技术在大位移条件下能够分阶段有效改善网格质量的优点，提高计算精度，从而可以有效应用于非定常、高雷诺数、大位移的飞行器多体分离问题研究。
参考图2，所述依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接具体包括如下步骤：
步骤1，基于飞行器多体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的状态参数得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型，其中，i＝1,2,```，飞行器在第0阶段末时刻的状态参数即在分离起始的状态参数；
步骤2，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型；
步骤3，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型；
步骤4，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型与定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型；
步骤5，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果，以飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果为初始值，根据网格变形技术对飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型进行迭代运算直至第i阶段终止，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果；
步骤6，判断是否满足飞行器多体的分离终止条件，若是则输出CFD数值模拟数据，否则另i＝i+1后重复步骤1-步骤6。
下面以飞机投弹分离问题为例，详细阐述本发明的技术方案
飞机投弹分离包括三个物体：机翼、弹架、弹，在投弹分离过程，机翼和弹架无相对运动，可视为一个静止刚体；而弹与机翼和弹架组合体存在相对运动，视为运动刚体。
步骤1：第i阶段初始时刻几何重建。
基于飞行器多体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的状态参数得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型，其中，i＝1,2,```，飞行器在第0阶段末时刻的状态参数即在分离起始的状态参数，其中，状态参数为运动刚体第i-1阶段末时刻相对于分离起始的相对位移、相对姿态参数信息，具体包括如下步骤：
步骤101，利用几何建模软件的导入工具，导入飞行器多体在分离起始时刻的几何模型，包括机翼、弹架、弹的三维几何模型，组合机翼和弹架几何模型为一个组合体，称之为Static，弹几何模型称之为Motion，进而获得飞行器多体在分离起始时刻的三维模型，其中，几何建模软件可以采用ANSYS SCDM软件，其操作过程为常规技术手段，本实施例中不再赘述；
步骤102，利用几何建模软件的检查、修复、简化工具，封闭、合理简化Static和Motion几何模型表面，根据Motion在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的相对位移、姿态角参数，对步骤101中的三维模型进行平移与旋转，得到飞行器多体第i阶段初始时刻的几何模型；
步骤103，利用几何建模软件的外流场域生成工具，在步骤102中的几何模型的基础上设置外流场区域参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型，其中，所设置的外流场区域参数根据CFD外流场区域建模经验准则和飞行器多体的特征尺寸条件确定，以保证外流场边界条件符合物理实际并易于定义为原则，属于CFD几何建模的常规方法，因此本实施例中不再赘述。
步骤2：第i阶段初始时刻网格重构。
基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型，利用网格重构技术，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型，具体包括如下步骤：
步骤201，利用网格建模软件的导入工具，将飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型导入网格建模软件，并选定网格控制参数，其中，网格建模软件可以采用ANSYS Meshing软件，其操作过程为常规技术手段，本实施例中不再赘述，网格控制参数包括全局网格控制参数、局部网格控制参数和边界层控制等参数等，根据网格控制参数根据CFD网格建模经验准则和飞行器多体的特征外形尺寸条件确定，初次网格控制的基本参数可采用软件默认值；
在将飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型导入网格建模软件后，利用网格建模软件对外流场域关键边界进行命名，以便于后续步骤中的边界条件设置。
步骤202，利用网格建模软件，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型的基础上设置网格控制参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型；
步骤203，基于网格建模软件的网格统计和网格质量检查工具，合理权衡生成第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型的网格数量和质量：
若通过权衡检查则将飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型作为飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型；
否则重新选定网格控制参数后进行步骤202-步骤203，重新选定的网格控制参数在暂态网格模型控制参数基础上减小或增大相关值，以保证网格质量不超过经验阈值为原则，属于CFD网格建模的常规方法，因此本实施例中不再赘述。
步骤3：第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真建模。
基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型，具体包括如下步骤：
步骤301，利用CFD仿真建模软件的导入工具，将飞飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型导入CFD仿真建模软件，并选定定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数，其中，CFD仿真建模软件可以采用ANSYS CFX软件，其操作过程为常规技术手段，本实施例中不再赘述，定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数包括定常流场物理模型、流场域参数、关键边界条件、初始条件参数、仿真求解器控制参数、输出参数等参数，根据根据飞行器多体分离实际和仿真建模的经验准则确定，属于CFD仿真建模的常规方法，因此本实施例中不再赘述；
步骤302，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型的基础上设置定常流场CFD仿真参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型；
步骤303，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型上设置仿真计算参数进行仿真计算，得到仿真结果，判断仿真结果是否收敛：
若是则将飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型作为飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型；
否则重新选定定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数后进行步骤302-步骤303。
步骤4：第i阶段非定常流场CFD流刚耦合仿真建模。
基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型与定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型，具体包括如下步骤：
步骤401，利用CFD仿真建模软件的导入工具，将飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型与定常流场CFD仿真模型导入CFD仿真建模软件，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型的基础上，激活飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型中的重力模型与网格变形模型，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型；
步骤402，利用CFD仿真建模软件，新建运动刚体并关联至Motion对应的Wall边界，设定飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的运动参数与约束参数；
其中，飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的运动参数为：飞行器多体中运动刚体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的速度与角速度；
飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的约束参数为：质量特性参数、自由度约束参数和外力约束参数，其根据飞行器多体分离问题实际确定，属于常规方法，因此本实施例中不再赘述。
步骤403，利用CFD仿真建模软件，设定飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中的仿真求解参数、阶段终止条件与分离终止条件，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型，其中，非定常流场物理模型中的仿真求解参数根据根据飞行器多体分离问题实际和CFD非定常仿真建模经验准则确定，属于CFD非定常仿真建模常规方法，阶段中止条件可基于阶段中止时间确定，也可以基于阶段中止时飞行器多体中运动刚体相对运动参数预设阈值确定，还可以基于飞行器多体分离过程中网格质量预设阈值确定；分离结束条件可基于预设分离终止时间确定，也可以基于分离终止时飞行器多体中运动刚体相对运动参数预设阈值确定，上述阶段中止条件与分离终止条件具体的选择和相关预设参数设定，应根据实际问题的情况、仿真资源和经验综合确定，本实施例中不再赘述。
步骤5，第i阶段非定常流场CFD流刚耦合仿真计算。
基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果，以飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果为初始值，根据网格变形技术对飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型进行迭代运算直至第i阶段终止，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果。
步骤6，判断是否满足飞行器多体的分离终止条件，若是则输出CFD数值模拟数据，否则另i＝i+1后重复步骤1-步骤6：
该步骤由CFD仿真计算软件自动执行，实质包含于步骤5中，在第i阶段非定常流场CFD流刚耦合仿真中，在每一外循环步，将自动判断分离中止条件和阶段中止条件是否满足。在分离终止条件未满足的前提下，若阶段中止条件不满足，将继续进行步骤5。
若阶段中止条件满足，则提取第i阶段末时刻飞行器多体分离相对运动参数。
当分离终止条件满足时，飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果包括但不限于：
飞行器多体在分离全过程运动刚体的相对运动参数数据表和曲线；
飞行器多体在分离过程中所关心时刻的特定截面的压力标量云图、速度分量云图、流线、速度矢量云图；
飞行器多体在分离全过程的特定视角的压力标量云图、速度分量云图、流线、速度矢量云图动画结果。
本实施例中的基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法与现有技术相比，本发明有如下优点：
1.计算效率更高，计算精度更好。相比于采用嵌套网格技术，本实施例的计算可以有效避免频繁插值带来的计算效率低和积累误差大的缺点。
2.可以有效应用于非定常问题。相比于单纯采用网格重构技术，本实施例避免了单纯网格重构技术不能用于非定常问题的缺点。
3.可以应用于高雷诺数问题。相比于采用浸入边界技术，本实施例的方法的适用范围更广，可以避免浸入边界技术不能应用于高雷诺数问题的缺点。
4.可以有效应用于大位移问题。相比于单纯网格重构技术，本发明利用分阶段网格重构技术，可以分阶段有效改善网格质量，解决了单纯网格变形技术不适用较大位移的飞行器多体分离问题，可以有效拓展网格变形技术的应用范围。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。
Claims (10)
1.基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，包括：
将飞行器多体由分离起始到分离终止分割成多个阶段的CFD数值模拟；
根据网格变形技术与网格重构技术依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接。
2.根据权利要求1所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，所述依次完成每个阶段的CFD数值模拟与拼接具体包括如下步骤：
步骤1，基于飞行器多体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的状态参数得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型，其中，i＝1,2,```，飞行器在第0阶段末时刻的状态参数即在分离起始的状态参数；
步骤2，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型；
步骤3，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型；
步骤4，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型与定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型；
步骤5，基于飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型得到飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果，以飞行器多体在第i阶段初始时刻定常流场CFD仿真结果为初始值，根据网格变形技术对飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型进行迭代运算直至第i阶段终止，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果；
步骤6，判断是否满足飞行器多体的分离终止条件，若是则输出CFD数值模拟数据，否则另i＝i+1后重复步骤1-步骤6。
3.根据权利要求2所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤1的具体过程为：
步骤101，获得飞行器多体在分离起始时刻的三维模型；
步骤102，根据飞行器多体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的位移、姿态角参数，对步骤101中的三维模型进行平移与旋转，得到飞行器多体第i阶段初始时刻的几何模型；
步骤103，在步骤102中的几何模型的基础上设置外流场区域参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型。
4.根据权利要求2所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤2的具体过程为：
步骤201，选定网格控制参数；
步骤202，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的几何模型的基础上设置网格控制参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型；
步骤203，对飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型进行网格数量与质量的权衡检查：
若通过权衡检查则将飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的暂态网格模型作为飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型；
否则重新选定网格控制参数后进行步骤202-步骤203。
5.根据权利要求2所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤3的具体过程为：
步骤301，选定定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数；
步骤302，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型的基础上设置定常流场CFD仿真参数，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型；
步骤303，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型上设置仿真计算参数进行仿真计算，得到仿真结果，判断仿真结果是否收敛：
若是则将飞行器多体在第i阶段初始时刻的初始定常流场CFD仿真模型作为飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型；
否则重新选定定常流场CFD仿真参数与仿真计算参数后进行步骤302-步骤303。
6.根据权利要求2所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤4的具体过程为：
步骤401，在飞行器多体在第i阶段初始时刻的定常流场CFD仿真模型的基础上，激活飞行器多体在第i阶段初始时刻的外流场域的网格模型中的重力模型与网格变形模型，得到飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型；
步骤402，设定飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的运动参数与约束参数；
步骤403，设定飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中的仿真求解参数、阶段终止条件与分离终止条件，得到飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真模型。
7.根据权利要求6所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤402中，飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的运动参数为：飞行器多体中运动刚体在第i-1阶段末时刻相对于分离起始的速度与角速度；
飞行器多体在第i阶段初始时刻的非定常流场物理模型中运动刚体的约束参数为：质量特性参数、自由度约束参数和外力约束参数。
8.根据权利要求6所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤403中，阶段中止条件可基于阶段中止时间确定，也可以基于阶段中止时飞行器多体中运动刚体相对运动参数预设阈值确定，还可以基于飞行器多体分离过程中网格质量预设阈值确定；
分离结束条件可基于预设分离终止时间确定，也可以基于分离终止时飞行器多体中运动刚体相对运动参数预设阈值确定。
9.根据权利要求2所述基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真方法，其特征在于，步骤5中，所述飞行器多体在第i阶段的非定常流场CFD流刚耦合仿真结果包括：
飞行器多体在分离全过程运动刚体的相对运动参数数据表和曲线；
飞行器多体在分离过程中所关心时刻的特定截面的压力标量云图、速度分量云图、流线、速度矢量云图；
飞行器多体在分离全过程的特定视角的压力标量云图、速度分量云图、流线、速度矢量云图动画结果。
10.基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真系统，其特征在于，包括：存储器和处理器，所述存储器存储有基于混合动网格技术的飞行器多体分离CFD仿真程序，所述处理器在运行所述程序时执行所述权利要求2～9任一项方法所述的步骤。
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