CN110874501B - 弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质 - Google Patents

弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN110874501B
CN110874501B CN201910970180.9A CN201910970180A CN110874501B CN 110874501 B CN110874501 B CN 110874501B CN 201910970180 A CN201910970180 A CN 201910970180A CN 110874501 B CN110874501 B CN 110874501B
Authority
CN
China
Prior art keywords
csd
cfd
rbd
calculation
coupling calculation
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.)
Active
Application number
CN201910970180.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110874501A (zh
Inventor
杨磊
张陈安
刘�文
李文皓
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Institute of Mechanics of CAS
Original Assignee
Institute of Mechanics of CAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Institute of Mechanics of CAS filed Critical Institute of Mechanics of CAS
Priority to CN201910970180.9A priority Critical patent/CN110874501B/zh
Publication of CN110874501A publication Critical patent/CN110874501A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110874501B publication Critical patent/CN110874501B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Abstract

本发明涉及一种弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质，该方法中，在前m步使用CFD方法计算气动力，进行CFD/CSD/RBD耦合计算，以便精确计算出初始激励对结构动力学响应的影响，时间步长采用ts′;当m＜k≤N时，结合CFD和UAM方法计算气动力，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts。本发明技术方案相比于CFD/CSD/RBD耦合计算，在保证计算精度的前提下，减少了CFD调用次数，提高了计算效率，更适于工程应用。

Description

弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质
技术领域
本发明涉及飞行器飞行仿真技术领域，特别是涉及弹性体飞行器的飞行仿真。
背景技术
所有的飞行器都是弹性体，在传统的飞行器设计过程中，均将飞行器简化为刚体。然而飞行器设计趋于精细化，弹性体飞行器的动力学问题不可忽视。弹性体飞行器飞行动力学仿真问题，是耦合了飞行器非定常空气动力学、飞行器结构动力学、飞行力学等多学科的动力学问题，而面向于工程应用，很难在保证计算精度的情况下大幅提高计算效率。
对于弹性体飞行器飞行动力学仿真问题，目前的解决方案是使用基于CFD的CSD/RBD耦合求解方法，在时域内对弹性体飞行器的飞行动力学响应进行模拟。CFD/CSD/RBD耦合仿真方法具有较高的精度，但巨大的计算量是阻碍其推广至工程应用的首要因素。这是因为，相比于刚体飞行器飞行仿真（CFD/RBD），弹性体飞行器所需的时间步长大大降低。飞行器刚体模态固有频率在0.005Hz~10Hz量级，弹性体模态固有频率在1Hz~1000Hz量级。在CFD/RBD耦合计算中，在保证流场收敛的情况下，时间步长可基于刚体模态频率选取，在一个周期内取20至40个采样点即可，这样，进行20至40个物理时间迭代即可完成一个周期的计算；而对于CFD/CSD/RBD耦合计算，在保证流场收敛的情况下，时间步长要基于最高阶弹性模态频率选取，时间步长将大大减小，计算一个刚体模态周期将需要上千次物理时间迭代，计算量急剧增加。
CFD/CSD/RBD耦合方法的计算量主要来源于流场的求解和网格的处理。针对该问题，使用基于CFD 的气动力降解模型替代CFD方法，并耦合CSD/RBD进行时域求解是一种解决思路。然而，就目前来看，基于CFD的气动力模型仍然存在诸多弊端。首先，飞行器刚体动力学方程具有较强的非线性特征，而对于非线性问题，即使不考虑建模过程的计算成本，也难以回避非线性气动力建模方法的通用性和鲁棒性较差的事实。大多数非线性建模方法的适用性依然是片面的，采用相同的随机方法得到的训练样本，建模结果可能存在较大差别，从而导致模型输出的误差将产生较大的分散度，尤其是在训练样本维数较大的情况下。其次，对于非线性问题，当模型输入量参数增加，建模过程中训练样本的维数随之增加，所需训练样本的个数则呈指数倍增长，建模所花费的计算成本可能远大于直接进行CFD/CSD/RBD动力学仿真。
因此，现有技术中的弹性体飞行器飞行动力学仿真方法具有诸多弊端。存在难以适用于工程应用，计算量大，计算效率低的缺陷，对于高效率、高进度的弹性体飞行器飞行动力学仿真，需要寻求其它思路。
发明内容
本发明提供了一种弹性体飞行器飞行仿真方法及系统，具有适用于工程应用，在保证计算精度的情况下大幅提高计算效率的特点。
本发明还提供了一种计算机存储介质，具有便于实现所述飞行仿真方法的特点。
根据本发明提供的弹性体飞行器飞行仿真方法，在仿真过程中，
在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，时间步长采用ts′;其中，N0≤m＜N，N为仿真的总步数，N0等于时间推进阶数；
当m＜k≤N时，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中，RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts；其中，k为当前步数，10≤n≤N，ts≤ts′；
完成CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算后输出动力学响应参数，进入第k+1步的仿真，直至完成N步的仿真，输出网格、流场及续算数据。
通过上述技术方案，一方面，在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，以便精确计算出初始激励对结构动力学响应的影响；另一方面，在第m步之后，每迭代n个物理时间步，求解1次CFD流场。由于仿真过程中大量的计算时间耗费于CFD求解，而UAM的计算时间几乎为0，因此相比于CFD/CSD/RBD耦合计算方法，使仿真效率大约可提高n·ts/ts′倍。因此，本发明技术方案在保证计算精度的前提下，减少了CFD调用册数，提高了计算效率，更适于工程应用。
所述方法还包括，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算之前，先根据第k-1步中得到的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算之后，存储变形后的网格节点坐标，以为后续的计算网格处理做准备。
所述方法还包括，在进行UAM/CSD耦合计算之后，判断K+1是否为n的整数倍，如果是，则存储变形后的网格节点坐标，以为K+1步的计算网格处理做准备。
所述方法还包括，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据；其中，Nf为设置的流场输出保存的间隔步数。
通过上述技术方案，能够根据需求输出中间流场数据，以便了解中间情况。
所述方法还包括，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之前，或在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之后判断当前步数k是否为Nf的整数倍。
具体仿真方法步骤包括：
S1，读取主程序设置参数、网格、结构模台参数、飞行力学参数和气动力模型；其中，主程序设置参数中，设置初始时间步长ts′、基准时间步长ts、CFD/CSD/RBD耦合计算间隔n、仿真总步数N、初始求解步数m和流场输出保存的间隔步数Nf的值；
S2，判断当前步数k是否小于等于N，如果是，则进入S3；如果否，则输出网格、流场及续算数据，仿真结束；
S3，判断当前步数k是否小于等于m或k为n的整数倍，如果是，则进入S4，如果否，则进入S6；
S4，根据第k-1步中得到的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理，进入S5；
S5，进行CFD/CSD/RBD耦合计算并进入S7；
S6，进行UAM/CSD耦合计算后，判断K+1是否为n的整数倍，如果是，则进入S7；如果否，则进入S8；
S7，存储变形后的网格节点坐标并进入S8；
S8，输出动力学响应参数，进入S9；
S9，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据，进入S10；如果否，则直接进入S10；
S10，对K加1，进入S2。
根据本发明提供的弹性体飞行器飞行仿真系统，包括，
CFD/CSD/RBD耦合计算模块，用于进行CFD/CSD/RBD耦合计算；和
UAM/CSD耦合计算模块，用于进行UAM/CSD耦合计算；
还包括，
第一阶段耦合计算选择模块，在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，时间步长采用ts′;其中，N0≤m＜N，N为仿真的总步数，N0等于时间推进阶数；
第二阶段耦合计算选择模块，当m＜k≤N时，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中，RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts；其中，k为当前步数，10≤n≤N，ts≤ts′；
动力学响应参数输出模块，完成CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算后输出动力学响应参数，进入第k+1步的仿真；以及
网格、流场及续算数据输出模块，包括完成N步的仿真后，输出网格、流场及续算数据。
所述系统还包括中间流场输出判断模块，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据；其中，Nf为设置的流场输出保存的间隔步数。
所述中间流场输出判断模块设置于所有的耦合计算模块之前或者之后。
根据本发明提供的计算机存储介质，存储有能够被处理器加载并执行上述任一种方法的计算机程序。
综上所述，本发明对比于现有技术的有益效果为：本发明方案能够更适用于工程应用，在保证计算精度的情况下大幅提高了计算效率，使飞行器更加精细化，从而挖掘飞行器潜能，提高飞行器性能。
附图说明
图1是本发明其中一实施例的流程示意图；
图2是本发明其中一实施例的考虑载机弹性变形的外挂物分离问题的外挂物三视图；
图3是本发明图2所示实施例的仿真结果与传统的CFD/CSD/RBD计算结构对比示意图；
图4是图2中采用的本发明实施例计算效率对比结果。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明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发明，并不用于限定本发明。
本说明书（包括摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或者具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
根据本发明提供的弹性体飞行器飞行仿真方法，如图1所示，在仿真过程中，
在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，时间步长采用ts′;其中，N0≤m＜N，N为仿真的总步数，N0等于时间推进阶数；
当m＜k≤N时，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中，RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts；其中，k为当前步数，10≤n≤N，ts≤ts′；
完成CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算后输出动力学响应参数，进入第k+1步的仿真，直至完成N步的仿真，输出网格、流场及续算数据。
在本发明方案中，将基于CFD的气动力模型（UAM）应用于CFD/CSD/RBD耦合仿真。飞行器刚体动力学问题具有较强非线性，因此使用CFD方法对气动力进行求解。在飞行器飞行包线内，常规飞行器的弹性变形将维持在小变形范围内。而对于弹性体动力学问题，因弹性变形而引起的广义气动力的变化可认为是线性的，那么就可以采用线化的方法建立气动力降阶模型。在仿真过程中，对弹性体飞行器采用非定常气动力模型（UAM），使用气动力模型部分替代CFD计算，以提高计算效率。其次，使用CFD/CSD /RBD耦合方法计算飞行动力学响应时，时间步长根据刚体模态频率选取；使用UAM/CSD耦合方法计算弹性变形时，时间步长依据弹性体最高阶模态频率选取；由于在一个CFD时间步内存在若干次UAM/CSD迭代，在进行UAM/CSD耦合计算时，冻结当前流场及飞行器的位移和姿态角。
本发明采用多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合求解程序。一方面，在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，以便精确计算出初始激励对结构动力学响应的影响；另一方面，在第m步之后，每迭代n个物理时间步，求解1次CFD流场。由于仿真过程中大量的计算时间耗费于CFD求解，而UAM的计算时间几乎为0，因此相比于CFD/CSD/RBD耦合计算，仿真效率大约可提高n·ts/ts′倍。因此，本发明技术方案在保证计算精度的前提下，减少了CFD调用次数，提高了计算效率，更适于工程应用。
在本发明方案中，作为具体实施方式，m的取值为20；对于n，取值是100，可以在保证精度的情况下，根据需求进行取值。
作为本发明的一种实施方式，如图1所示，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算之前，先根据第k-1步中得到的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算之后，存储变形后的网格节点坐标，以为后续的计算网格处理做准备。如图1所示，在进行UAM/CSD耦合计算之后，判断K+1是否为n的整数倍，如果是，则存储变形后的网格节点坐标，以为K+1步的计算网格处理做准备。
当进行CFD/CSD /RBD耦合计算时，将当前弹性体飞行器变形量插值至CFD网格。
作为本发明的一种实施方式，仿真方法还包括，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据，以便输出中间流场数据。其中，Nf为设置的流场输出保存的间隔步数，根据需求进行设置，如果需要输出的中间流场数据频率比较高，则可以设置Nf的值偏小，如果需要输出的中间流场数据频率比较低，则看可以设置Nf的值偏大，如果不需要输出中间流场数据，则直接设置Nf等于N即可。
其中，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之前，或在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之后判断当前步数k是否为Nf的整数倍。
在图1所示的实施例中，是在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之后判断当前步数k是否为Nf的整数倍，也可以在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之前判断当前步数k是否为Nf的整数倍。
作为本发明的一种实施方法，如图1所示，具体仿真方法步骤包括，
S1，读取主程序设置参数、网格、结构模台参数、飞行力学参数和气动力模型；其中，主程序设置参数中，设置初始时间步长ts′、基准时间步长ts、CFD/CSD/RBD耦合计算间隔n、仿真总步数N、初始求解步数m和流场输出保存的间隔步数Nf的值；
S2，判断当前步数k是否小于等于N，如果是，则进入S3；如果否，则输出网格、流场及续算数据，仿真结束；
S3，判断当前步数k是否小于等于m或k为n的整数倍，如果是，则进入S4，如果否，则进入S6；
S4，根据第k-1步中得到的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理，进入S5；
S5，进行CFD/CSD/RBD耦合计算并进入S7；
S6，进行UAM/CSD耦合计算后，判断K+1是否为n的整数倍，如果是，则进入S7；如果否，则进入S8；
S7，存储变形后的网格节点坐标并进入S8；
S8，输出动力学响应参数，进入S9；
S9，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据，进入S10；如果否，则直接进入S10；
S10，对K加1，进入S2。
其中，
S1中，读取的主程序设置参数、网格、结构模态参数、飞行力学参数和气动力模型，读取顺序不分先后，分别读取即可。
S2中，k的初始值赋值为1。
S3中，一方面判断当前步数k是否为前m步，前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，以便精确计算出初始激励对结构动力学响应的影响，时间步长可独立选取，可表示为ts′；另一方面判断当前步数k是否为n的整数倍，如果是，也进行CFD/RBD/CSD耦合计算，如果否则进行UAM/CSD耦合计算。
S4中，根据第k-1步存储的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理。
S5中，首先，通过CFD模块，使用变形后的网格通过CFD方法求解流场，得到飞行器表面压力分布；其次，在RBD模块中，通过对飞行器表面压力进行积分得到气动力，通过求解飞行器飞行力学方程计算位移及姿态角；再次，在CSD模块中，在模态坐标中对飞行器表面压力进行积分得到飞行器广义气动力，通过求解结构动力学方程计算弹性体结构广义位移，进入S7。
S6中，先通过UAM模块计算当前状态的广义气动力，再通过CSD模块，使用当前状态的广义气动力，通过求解结构动力学方程计算弹性体结构广义位移。在当前时间步的UAM/CSD计算结束后，判断下一步是否为n的整数倍，若是则需进入S7，若否，则可以直接跳过S7进入S8。
S7中，通过模态矩阵，将广义位移转换为网格节点的真实位移，并叠加至CFD面网格中，得到变形后的网格节点坐标并进行存储，以为下一个S5做准备。对于S5到S7的，虽然并不是每次S7存储的网格节点坐标都可以用到下一个S4中，但是这里的网格节点坐标存储是存储在内存当中，每一次的存储都是覆盖存储，不会影响下一个S4中对上一个S7中存储的网格节点坐标的利用产生影响。另外，由于不需要多加判断方法，在程序所占资源上，占用资源更好，计算效率更高。
S8中，在每一个物理时间步计算结束后，实时输出动力学响应参数。
S9中，判断并输出当前的网格、流场及续算数据。
S10中，当前物理时间步计算结束，则对当前步数加1，进入下一个物理时间步计算过程，即进入S2。
动力学响应参数包括飞行器在地面坐标下三个方向的位移x，y，z，飞行器姿态角φ，θ，ψ，飞行器在地面坐标下三个方向的速度Vx，Vy，Vz，飞行器在机体坐标下三个方向的角速度p，q，r，飞行器机体坐标下三个方向的气动力分量Fx，Fy，Fz，飞行器机体坐标下三个方向力矩Mx，My，Mz，飞行器结构各阶模态的广义位移ξk，飞行器结构各阶模态的广义速度pk，飞行器结构各级模态的广义气动力fk。
分别使用本发明方案即UAM/CFD/CSD/RBD耦合方法和CFD/CSD/RBD耦合方法，对考虑载机弹性变形的外挂物分离问题进行计算，载机简化为AGARD445.6机翼，外挂物飞行器为旋成体三角翼飞机，如图2所示。计算马赫数0.7，迎角2°，高度15km，基于载机机翼平均气动弦长的雷诺数为1.58e6。计算设置中，对于本发明方案，ts′取0.001s，ts取0.0001s，n取100，m取20，对于CFD/CSD/RBD耦合方法，ts′取0.001s。计算结果及分析如图3和图4所示。
图3表示CFD/CSD/RBD方法计算结果同UAM/CFD/CSD/RBD耦合方法的对比，其中x，y，z表示旋成体三角翼飞行器三个方向的位移，φ，θ，ψ表示旋成体三角翼飞行器姿态角。可以看出UAM/CFD/CSD/RBD结果同CFD/CSD/RBD结果吻合良好。因此本发明所发展的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算方法具有较高精度。图4表示在仿真总时间一定的情况下，UAM/CFD/CSD/RBD耦合方法同CFD/CSD/RBD耦合方法针对相同算例所耗费的CPU时间。可以看出，进行单一算例的CFD/CSD/RBD仿真CPU时间约为2000h；而对于UAM/CFD/CSD/RBD耦合方法，进行单一算例的UAM/CFD/CSD/RBD动力学仿真需要220h ，UAM训练所耗费的CPU时间为64h，且一旦完成训练，建立UAM，可对多组算例进行仿真。进行N组算例计算时，CFD/CSD/RBD的CPU时间为2000N，UAM/CFD/CSD/RBD的CPU时间为64+220N，当N大于3时，UAM/CFD/CSD/RBD计算效率相对于CFD/CSD/RBD可提高8.5倍。
因此，本发明方案采用的弹性体飞行器动力学仿真方法，可在保证计算精度的情况下，使计算效率提高近一个量级。
作为本发明的一种实施方式，根据本发明提供的弹性体飞行器飞行仿真系统，包括，
CFD/CSD/RBD耦合计算模块，用于进行CFD/CSD/RBD耦合计算；和
UAM/CSD耦合计算模块，用于进行UAM/CSD耦合计算；
还包括，
第一阶段耦合计算选择模块，在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，时间步长采用ts′;其中，N0≤m＜N，N为仿真的总步数，N0等于时间推进阶数；
第二阶段耦合计算选择模块，当m＜k≤N时，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中，RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts；其中，k为当前步数，10≤n≤N，ts≤ts′；
动力学响应参数输出模块，完成CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算后输出动力学响应参数，进入第k+1步的仿真；以及
网格、流场及续算数据输出模块，包括完成N步的仿真后，输出网格、流场及续算数据。
本发明技术方案在保证计算精度的前提下，减少了CFD调用次数，提高了计算效率，更适于工程应用。
作为本发明的一种实施方式，所述系统还包括中间流场输出判断模块，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据，以便输出中间流场数据；其中，Nf为设置的流场输出保存的间隔步数。
作为本发明的一种实施方式，所述中间流场输出判断模块设置于所有的耦合计算模块之前或者之后。可以选择先经过中间流场输出判断模块后，再进入耦合计算模块，也可以选择先经过耦合计算模块后，再进入中间流场输出判断模块。
作为本发明的一种实施方式，根据本发明提供的计算机存储介质，存储有能够被处理器加载并执行上述任一种方法的计算机程序。
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。

Claims (10)

1.一种弹性体飞行器飞行仿真方法，在仿真过程中，
在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，时间步长采用ts′;其中，N0≤m＜N，N为仿真的总步数，N0等于时间推进阶数；
当m＜k≤N时，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中，RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts；其中，k为当前步数，10≤n≤N，ts≤ts′；
完成CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算后输出动力学响应参数，进入第k+1步的仿真，直至完成N步的仿真，输出网格、流场及续算数据；
其中，UAM为气动力模型，n为CFD/CSD/RBD耦合计算间隔数。
2.根据权利要求1所述的飞行仿真方法，所述方法还包括，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算之前，先根据第k-1步中得到的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算之后，存储变形后的网格节点坐标，以为后续计算网格处理做准备。
3.根据权利要求1所述的飞行仿真方法，所述方法还包括，在进行UAM/CSD耦合计算之后，判断k+1是否为n的整数倍，如果是，则存储变形后的网格节点坐标，以为k+1步的计算网格处理做准备。
4.根据权利要求1到3之一所述的飞行仿真方法，所述方法还包括，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据；其中，Nf为设置的流场输出保存的间隔步数。
5.根据权利要求4所述的飞行仿真方法，所述方法还包括，在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之前，或在进行CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算之后判断当前步数k是否为Nf的整数倍。
6.根据权利要求4所述的飞行仿真方法，具体仿真方法步骤包括：
S1，读取主程序设置参数、网格、结构模台参数、飞行力学参数和气动力模型；其中，主程序设置参数中，设置初始时间步长ts′、基准时间步长ts、CFD/CSD/RBD耦合计算间隔n、仿真总步数N、初始求解步数m和流场输出保存的间隔步数Nf的值；
S2，判断当前步数k是否小于等于N，如果是，则进入S3；如果否，则输出网格、流场及续算数据，仿真结束；
S3，判断当前步数k是否小于m或k为n的整数倍，如果是，则进入S4，如果否，则进入S6；
S4，根据第k-1步中得到的网格节点坐标对计算网格进行动态变形处理，进入S5；
S5，进行CFD/CSD/RBD耦合计算并进入S7；
S6，进行UAM/CSD耦合计算后，判断k+1是否为n的整数倍，如果是，则进入S7；如果否，则进入S8；
S7，存储变形后的网格节点坐标并进入S8；
S8，输出动力学响应参数，进入S9；
S9，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据，进入S10；如果否，则直接进入S10；
S10，对k加1，进入S2。
7.一种弹性体飞行器飞行仿真系统，其特征在于，包括，
CFD/CSD/RBD耦合计算模块，用于进行CFD/CSD/RBD耦合计算；和
UAM/CSD耦合计算模块，用于进行UAM/CSD耦合计算；
还包括，
第一阶段耦合计算选择模块，在前m步中进行CFD/CSD/RBD耦合计算，时间步长采用ts′;其中，N0≤m＜N，N为仿真的总步数，N0等于时间推进阶数；
第二阶段耦合计算选择模块，当m＜k≤N时，进行多时间尺度的UAM/CFD/CSD/RBD耦合计算，判断k是否为n的整数倍，如果是，则进行CFD/CSD/RBD耦合计算，其中，RBD时间步长采用n·ts，CSD时间步长采用ts；如果否，则进行UAM/CSD耦合计算，时间步长采用ts；其中，k为当前步数，10≤n≤N，ts≤ts′；
动力学响应参数输出模块，完成CFD/CSD/RBD耦合计算或UAM/CSD耦合计算后输出动力学响应参数，进入第k+1步的仿真；以及
网格、流场及续算数据输出模块，包括完成N步的仿真后，输出网格、流场及续算数据；
其中，UAM为气动力模型，n为CFD/CSD/RBD耦合计算间隔数。
8.根据权利要求7所述的飞行仿真系统，其特征在于，所述系统还包括中间流场输出判断模块，判断当前步数k是否为Nf的整数倍，如果是，则输出当前的网格、流场及续算数据；其中，Nf为设置的流场输出保存的间隔步数。
9.根据权利要求8所述的飞行仿真系统，其特征在于，所述中间流场输出判断模块设置于所有的耦合计算模块之前或者之后。
10.一种计算机存储介质，其特征在于，存储有能够被处理器加载并执行权利要求1到7中任一方法的计算机程序。
CN201910970180.9A 2019-10-12 2019-10-12 弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质 Active CN110874501B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910970180.9A CN110874501B (zh) 2019-10-12 2019-10-12 弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910970180.9A CN110874501B (zh) 2019-10-12 2019-10-12 弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110874501A CN110874501A (zh) 2020-03-10
CN110874501B true CN110874501B (zh) 2021-08-31

Family

ID=69717776

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910970180.9A Active CN110874501B (zh) 2019-10-12 2019-10-12 弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110874501B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112800578B (zh) * 2020-12-25 2024-03-19 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种无人机飞行剖面快速高精度仿真方法
CN113723027A (zh) * 2021-09-06 2021-11-30 复旦大学 一种针对弹性飞机的静气动弹性计算方法
CN115840992B (zh) * 2023-02-20 2023-05-26 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种弹性飞行器飞行仿真方法、系统、计算机存储介质及终端

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102012953A (zh) * 2010-11-04 2011-04-13 西北工业大学 Cfd/csd耦合求解非线性气动弹性仿真方法
CN103077259A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 上海机电工程研究所 高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法
CN105808954A (zh) * 2016-03-11 2016-07-27 中国航天空气动力技术研究院 一种适用于cfd数值模拟的周期非定常流场的预测方法
WO2017069825A2 (en) * 2015-08-04 2017-04-27 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft structural fault-detection and isolation using virtual monitoring of loads

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105843073B (zh) * 2016-03-23 2018-08-17 北京航空航天大学 一种基于气动力不确定降阶的机翼结构气动弹性稳定性分析方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102012953A (zh) * 2010-11-04 2011-04-13 西北工业大学 Cfd/csd耦合求解非线性气动弹性仿真方法
CN103077259A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 上海机电工程研究所 高超声速导弹多场耦合动力学一体化仿真分析方法
WO2017069825A2 (en) * 2015-08-04 2017-04-27 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft structural fault-detection and isolation using virtual monitoring of loads
CN105808954A (zh) * 2016-03-11 2016-07-27 中国航天空气动力技术研究院 一种适用于cfd数值模拟的周期非定常流场的预测方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Complex Geometry Effects on Supersonic Cavity Flows;Katya M. Casper，etc;《32nd AIAA Applied Aerodynamics Conference》;20140620;P1-20 *
Coupled Multibody/Computational Fluid Dynamics Simulation of Maneuvering Flexible Aircraft;Luca Cavagna，etc;《JOURNAL OF AIRCRAFT》;20110228;第48卷(第1期);P93-106 *
The influence of the elastic vibration of the carrier to the aerodynamics of the external store in air-launch-to-orbit process;Lei Yang,etc;《Acta Astronautica》;20160810(第128期);P440-454 *
The interference aerodynamics caused by the wing elasticity during store separation;YangLei，YeZheng-yin;《Acta Astronautica》;20160108(第121期);P116-129 *
工程科技Ⅱ辑;许军;《中国博士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》;20170815(第8期);P26-46 *
飞机结构气动弹性分析与控制研究;胡海岩，等;《力学学报》;20160131;第48卷(第1期);P1-27 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110874501A (zh) 2020-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110874501B (zh) 弹性体飞行器飞行仿真方法、系统及计算机存储介质
CN110555229B (zh) 一种无网格固体力学仿真方法、电子设备及存储介质
CN112414668B (zh) 一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质
CN113537319B (zh) 一种针对类型化模型的风洞天平终身学习校准方法及系统
CN115221801B (zh) 基于动态近似建模的飞行器不确定性传播分析方法和装置
CN113673027A (zh) 一种基于代理模型的高超声速飞行器气动载荷优化设计方法
CN114297779A (zh) 一种飞行器气动力系数快速预测方法、系统及设备
CN115438598A (zh) 基于一般时间根方尺度的雷诺应力湍流模型的数值方法
CN110826208A (zh) 一种气动数值模拟加速收敛方法
CN103177165A (zh) 客车车身结构设计系统、客车侧翻仿真测试系统及方法
CN113656891B (zh) 液体火箭动特性建模分析方法及终端设备
Stricklin et al. Computation and solution procedures for non-linear analysis by combined finite element—finite difference methods
CN110096798B (zh) 一种多状态有限元模型修正的方法
CN106126823A (zh) 一种基于提高迭代法稳定性和收敛性的位移求解方法
CN110083946A (zh) 一种基于无约束优化模型的多状态模型修正的方法
CN114329315B (zh) 一种基于动模态分解技术的静气弹快速求解方法
CN112214843B (zh) 一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法及装置
CN115618501A (zh) 基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置
CN111177855B (zh) 一种全局气动弹性优化中的气动结构求解方法及系统
CN115470675A (zh) 一种重载压力容器裂纹扩展路径的预测方法及系统
Nguyen et al. Efficient framework for missile design and 6DoF simulation using multi-fidelity analysis and data fusion
CN111159946B (zh) 一种基于最小势能原理的非连续性问题分区求解方法
CN104809301A (zh) 一种反映非线性刚柔混合连接特性的时域子结构方法
Timme et al. Lyapunov inverse iteration for stability analysis using computational fluid dynamics
CN116401907A (zh) 风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及存储介质

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant