CN112414668A - 一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质 - Google Patents

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CN112414668A CN202011211238.0A CN202011211238A CN112414668A CN 112414668 A CN112414668 A CN 112414668A CN 202011211238 A CN202011211238 A CN 202011211238A CN 112414668 A CN112414668 A CN 112414668A
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Abstract

本发明公开了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。该方法包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。上述方法根据机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性有限元模型，多次迭代求解获得的机翼试验模型气动力差量，进而得到修正后的机翼试验模型气动力。

Description

一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质
技术领域
本发明实施例涉及航空风洞试验技术，尤其涉及一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。
背景技术
为了在高亚音速条件下飞行，现代民用客机均采用后掠机翼。后掠机翼的特点是，在气动力的作用下会产生弯扭组合变形。这种变形会引起机翼气动力变化，这一变化反过来又进一步改变了机翼变形量，直至机翼结构达到一种静平衡状态。这种结构与气动力耦合作用的现象被称为静气动弹性效应。在民用客机的风洞试验中，试验模型的后掠机翼在气动力作用下也会产生静气弹变形。这种变形所引起的模型机翼气动力变化量被认为是试验偏差，须进行修正。
现有技术可以包括：基于风洞测力试验模型，建立计算流体力学(ComputationalFluid Dynamics，CFD)模型、偶极子模型以及结构有限元模型；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布；根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型，建立气动/结构耦合计算模型；将所述全机压力分布加载到所述气动/结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量；根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。
现有技术中，在对试验偏差进行修正过程中，流体力学分析和有限元分析只进行了一次气动载荷数据传递，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差。
发明内容
本发明提供一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质，以实现对风洞试验中的实验数据进行修正。
第一方面，本发明实施例提供了一种风洞试验数据静气弹修正方法，该方法包括：
基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
第二方面，本发明实施例还提供了一种风洞试验数据静气弹修正装置，该装置包括：第一执行模块、数值分析模块和第二执行模块，其中，
第一执行模块，用于基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
数值分析模块，用于对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
第二执行模块，用于若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
第三方面，本发明实施例还提供了一种风洞试验数据静气弹修正设备，该设备包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序；
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现如第一方面所述的风洞试验数据静气弹修正方法。
第四方面，本发明实施例还提供了一种包含计算机可执行指令的存储介质，所述计算机可执行指令在由计算机处理器执行时用于执行如第一方面所述的风洞试验数据静气弹修正方法。
本发明通过基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。解决现有技术在对试验偏差进行修正过程中，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差的问题，实现了对风洞试验中的实验数据的修正。
附图说明
图1为本发明实施例一提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图；
图2为本发明实施例二提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图；
图3为本发明实施例二提供的一种风洞试验数据静气弹修正方法的实例流程图；
图4为本发明实施例三提供的一种风洞试验数据静气弹修正装置的结构示意图；
图5为本发明实施例四提供的一种风洞试验数据静气弹修正设备的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明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本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
在更加详细地讨论示例性实施例之前应当提到的是，一些示例性实施例被描述成作为流程图描绘的处理或方法。虽然流程图将各项操作(或步骤)描述成顺序的处理，但是其中的许多操作可以被并行地、并发地或者同时实施。此外，各项操作的顺序可以被重新安排。当其操作完成时所述处理可以被终止，但是还可以具有未包括在附图中的附加步骤。所述处理可以对应于方法、函数、规程、子例程、子程序等等。此外，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
为了解决风洞试验数据静气弹修正的问题，一般结合计算流体力学方法和结构有限元分析方法进行分析计算。
在计算流体力学方面，常用的方法包括基于位势流的面元法、基于欧拉(Euler)方程的数值模拟方法和基于雷诺平均(Navier-Stokes，RANS)方程的数值模拟方法。面元法的计算量最小，但是非常依赖使用者的工程经验，精度较差；基于Euler方程的数值模拟方法使用边界层修正方法可以减少数值计算量，但耗时仍比面元法长，精度一般；基于RANS方程的数值模拟方法需要求解湍流模型方程，计算量最大，精度最好。
在结构有限元分析方面，在对机翼试验模型机翼进行有限元建模时，传统方法是采用线性小变形梁单元模型或者三维实体单元模型。线性梁单元只能近似模拟模型机翼的刚度特性，对线弹性小变形求解精度能够接受，但是对非线性大变形则无能为力。三维实体单元能够较好地模拟模型机翼的刚度特性，但针对复杂结构的三维网格划分难度很大，同时有限元计算量成指数级别增长。由于风洞机翼试验模型需要在机翼结构内部预先安装测力测压装置，内部结构非常复杂，因此三维实体单元无法满足工程应用结构建模需求。
实施例一
图1为本发明实施例一提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图，本实施例可适用于民用客机的风洞试验中，试验模型的后掠机翼在气动力作用下产生静气弹变形的情况，该方法具体包括如下步骤：
步骤110、基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
流体力学数值仿真软件的输出文件包含气动载荷数据和三维结构化流体网格信息，三维结构化流体网格包括网格每个节点的x,y,z坐标和i,j,k坐标等信息。所以，进行流体力学数值模拟得到输出文件，可以得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
其中，机翼试验模型三维结构化流体网格可以通过商用网格生成软件生成。具体地，将机翼试验模型的数模导入商用网格生成软件，然后进行网格分块，布置流体空间网格节点，生成机翼试验模型三维结构化流体网格，并按照所使用的计算流体力学软件格式输出机翼试验模型三维结构化流体网格，机翼试验模型三维结构化流体网格可以用于计算流体力学数值模拟。
气动载荷可以通过结构气动外形通过流体力学计算得到分布载荷，分布载荷主要形式为模型外型面上各流体网格节点的压力系数分布。
当然，气动载荷数据还可以包括其他气动力数据，例如，气动力数值等。
步骤120、对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值。
对当前几何非线性结构有限元模型进行有限元分析，可以得到当前机翼翼稍位移。当然，对上一几何非线性结构有限元模型进行有限元分析，可以得到上一机翼翼稍位移。进而可以得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值。
其中，机翼翼稍位移可以包括机翼翼稍的变形量。
为了进行结构有限元数值分析，模型表面流体网格节点上的载荷可以按照预设规则分配到几何非线性结构有限元模型的有限元节点上。预设规则可以包括基于径向基函数把气动载荷插值到有限元节点上。
几何非线性结构有限元模型可以预测机翼弯曲、扭转和拉伸耦合的真实变形，以及截面的翘曲变形，其模型保真度接近完整的三维实体结构有限元模型，而计算效率远远高于三维实体结构有限元模型，可以较好地平衡几何非线性结构模型的计算准确性和计算成本。
步骤130、若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
当前机翼翼稍位于与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，表明差值在允许的误差范围内，则可以继续根据气动力差量和机翼试验模型的最终变形量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
其中，预设差值可以设定为10-6米，当然，在实际应用中，预设值可以根据具体情况进行设置。预设值的修改，可以控制耦合迭代计算的步数，有利于降低数值分析的计算量，有利于改善耦合数值计算的精度。进而可以较好地平衡建模精度和数值分析计算量之间的关系，获得精度较高的风洞试验数据静气弹修正结果。
本实施例的技术方案，通过基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据，对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值，若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。解决现有技术在对试验偏差进行修正过程中，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差的问题，实现了对风洞试验中的实验数据的修正。
实施例二
图2为本发明实施例二提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图，本实施例是在上述实施例的基础上进行具体化。如图2所示，本发明实施例二提供了一种风洞试验数据静气弹修正方法，包括如下步骤：
步骤210、基于机翼试验模型的数字模型，生成机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性结构有限元模型。
机翼试验模型的数字模型为加工机翼时所使用的数字模型，完全反映了机翼试验模型的内部结构特征，根据机翼试验模型的数字模型可以用于构建机翼试验模型的三维结构化流体网格和机翼试验模型的几何非线性结构有限元模型。
其中，机翼试验模型三维结构化流体网格可以用于计算流体力学数值模拟的，机翼试验模型的几何非线性结构有限元模型可以用于对虚拟静力加载数值进行数值分析。
可以沿着机翼展向选定不少于40个截面，进而建立几何非线性结构有限元模型。当然，截面数目的选定也可以根据实际情况进行调整。
具体生成机翼试验模型三维结构化流体网格的步骤已经在实施例一中进行说明，在此不再赘述。
步骤220、根据静力加载实验数据和虚拟静力加载数据的比对结果，修正和标定几何非线性结构有限元模型的刚度。
在建立机翼试验模型几何非线性结构有限元模型的同时可以对机翼试验模型进行静力加载试验，得到静力加载实验数据。比对根据机翼试验模型的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元分析得到的虚拟静力加载数值和根据静力加载试验得到的静力加载实验数据之间的差异，根据差异对几何非线性结构有限元模型的有限元进刚度进行修正和标定，进而得到高精度的有限元模型。
其中，静力加载试验可以用于观察和研究飞行器结构或构件在静载荷作用下的强度、刚度以及应力、变形分布情况，是验证飞行器结构强度和静力分析正确性的重要手段。
步骤230、基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
一种实施方式中，步骤230具体包括：
基于机翼试验模型三维结构化流体网格，提取机翼试验模型表面的二维网格。
具体地，商用网格生成软件可以基于机翼试验模型三维结构化流体网格输出机翼试验模型表面的二维网格。二维网格可以用于气动载荷数据的提取的传递，当然，二维网格还可以用于有限元模型变形数据的提取和传递。
在进行流体力学数值模拟后，基于二维网格，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
具体地，计算流体力学软件，可以用于设定流场边界条件，设置雷诺平均应力湍流模型，对机翼试验模型基于RANS方程进行高精度计算流体力学数值模拟，得到三维流场结果。进而提取机翼试验模型表面的气动载荷分布情况。
基于RANS方程计算流体力学数值模拟提高了三维流场计算结果的精度，进一步提高在跨音速状态下机翼所受到的气动载荷的计算精度。
步骤240、对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值。
一种实施方式中，步骤240具体包括：
基于径向基函数，将气动载荷数据插值到几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上。
具体地，将气动载荷数据插值到几何非线性结构有限元模型后，可以进行有限元计算，进而进行数值分析。其中，径向基函数可以包括多维空间中的曲面拟合问题，基于径向基函数学习可以在多维空间中寻找一个能够最佳匹配训练数据的曲面，然后用前述训练的曲面来处理新的数据。
根据几何非线性结构有限元模型，开展机翼试验模型数值分析，获得当前机翼翼稍位移。
具体地，基于几何非线性结构有限元模型和当前气动力数据，进而开展机翼试验模型数值分析，得到当前机翼翼稍位移。
机翼试验模型数值分析可以包括对机翼试验模型真实变形的有限元分析。
计算得到当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值。
在得到当前机翼翼稍位移的基础上，计算当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移之间的差值。
步骤250、若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值大于预设差值，则根据当前机翼翼稍位移，生成当前机翼试验模型三维结构化流体网格，并继续执行基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
具体地，预设差值可以包括10-6米。若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值大于预设差值，表明不满足机翼变形差量判据。所以可以继续迭代计算，并且气动载荷数据和有限元模型变形数据实现了自动化传递，进而驱动三维结构化流体网格和几何非线性结构有限元模型的自动化变形，提高了整个迭代的计算效率。
步骤260、若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
比较当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值与预设差值，满足预设的机翼变形差量判据之后，对气动力差量进行计算，进而修正机翼试验模型的气动力。
一种实施方式中，基于具体获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力，具体包括：
基于第一次流体力学数值模拟得到的初始气动力和最后一次流体力学数值模拟得到的末位气动力，得到气动力差值。
具体地，整个迭代计算过程中，第一次流体力学数值模拟得到的初始气动力和最后一次流体力学数值模拟得到的末位气动力的差值，即为气动力差值。气动力差值可以用于对气动力的修正。
根据机翼试验模型变形量和气动力差值，得到修正后的机翼试验模型气动力。
根据风洞试验所获得的气动力减去上述气动力差值，得到修正后的机翼试验模型气动力。
本实施例的技术方案，通过基于机翼试验模型的数字模型，生成机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性结构有限元模型，根据静力加载实验数据和虚拟静力加载数据的比对结果，修正和标定几何非线性结构有限元模型的刚度，基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据，对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值，若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力，若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值大于预设差值，则根据当前机翼翼稍位移，生成当前机翼试验模型三维结构化流体网格，并继续执行基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。解决现有技术在对试验偏差进行修正过程中，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差的问题，实现了对风洞试验中的实验数据的修正。
图3为本发明实施例二提供的一种风洞试验数据静气弹修正方法的实例流程图，示例性的给出了其中一种。如图3所示，
步骤310、开展民用客机模型的风洞试验，获取模型的机翼在试验过程中的气动力、气动载荷和变形等数据，进而生成机翼模型三维结构化流体网格和机翼模型几何非线性有限元模型。
其中，在生成机翼模型几何非线性有限元模型之前，还可以包括对机翼模型高精度几何非线性结构的建模和对其进行刚度标定。
步骤320、根据机翼试验模型三维结构化流体网格提取机翼模型表面的二维网格，进而提取到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
步骤330、基于RANS方程进行高精度计算流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷分布情况。
基于RANS方程的计算流体力学数值模拟提高了三维流场计算结果的精度，进一步提高在跨音速状态下机翼所受到的气动载荷的计算精度。
步骤340、将气动载荷数据插值到几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上。
具体地，可以基于径向基函数将气动载荷数据插值到几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上。
步骤350、对机翼模型进行高精度有限元分析，得到当前机翼翼稍位移。
步骤360、计算当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移之前的差值，并且根据预设条件判断其是否收敛。
预设条件可以包括当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值。
收敛条件可以包括预设差值可以设置为10-6米。
步骤370、若不收敛，则继续执行步骤330；否则，根据气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
根据预设条件，循环判断当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值是否收敛，收敛之后退出循环，整个耦合迭代计算流程实现了自动化，气动载荷数据和有限元模型变形数据自动化传递，并驱动三维结构化流体网格和有限元结构网格的自动化变形，提高了整个迭代的计算效率。
实施例三
图4为本发明实施例三提供的一种风洞试验数据静气弹修正装置的结构示意图，该装置可以用于风洞试验中试验模型的后掠机翼在气动力作用下产生静气弹变形，进而需要试验风洞试验数据静气弹修正的情况，便于减少风洞试验数据静气弹修正的偏差。该装置可以通过软件和/或硬件实现。
如图4所示，该装置包括：第一执行模块410、数值分析模块420和第二执行模块430，其中，
第一执行模块410，用于基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
数值分析模块420，用于对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
第二执行模块430，用于若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
本发明实施例所提供的技术方案，基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。解决现有技术在对试验偏差进行修正过程中，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差的问题，实现了对风洞试验中的实验数据的修正。
在上述实施例的基础上，第一执行模块410，具体用于：
基于机翼试验模型三维结构化流体网格，提取机翼试验模型表面的二维网格；
在进行流体力学数值模拟后，基于二维网格，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
在上述实施例的基础上，数值分析模块420，具体用于：
基于径向函数，将气动载荷数据插值到几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上；
根据几何非线性结构有限元模型，开展机翼试验模型数值分析，获得当前机翼翼稍位移；
计算得到当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值。
在上述实施例的基础上，第二执行模块430，具体用于：
基于第一次流体力学数值模拟得到的初始气动力和最后一次流体力学数值模拟得到的末位气动力，得到气动力差值；
根据机翼试验模型变形量和气动力差值，得到修正后的机翼试验模型气动力。
在上述实施例的基础上，该装置还包括：
生成模块，用于基于机翼试验模型的数字模型，生成机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性结构有限元模型。
一种实施方式中，生成几何非线性结构有限元模型之后，还包括：
根据静力加载实验数据和虚拟静力加载数据的比对结果，修正和标定几何非线性结构有限元模型的刚度。
在上述实施例的基础上，该装置还包括：
第三执行模块，用于若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值大于预设差值，则根据当前机翼翼稍位移，生成当前机翼试验模型三维结构化流体网格，并继续执行基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
本发明实施例所提供的风洞试验数据静气弹修正装置可执行本发明任意实施例所提供的风洞试验数据静气弹修正方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。
实施例四
图5为本发明实施例四提供的一种风洞试验数据静气弹修正设备的结构示意图，如图5所示，该风洞试验数据静气弹修正设备包括处理器510和存储器520；风洞试验数据静气弹修正设备中处理器510的数量可以是一个或多个，图5中以一个处理器520为例；风洞试验数据静气弹修正设备中的处理器510和存储器520可以通过总线或其他方式连接，图5中以通过总线连接为例。
存储器520作为一种计算机可读存储介质，可用于存储软件程序、计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的风洞试验数据静气弹修正方法对应的模块(例如，风洞试验数据静气弹修正装置中的第一执行模块410、数值分析模块420和第二执行模块430)。处理器510通过运行存储在存储器520中的软件程序、指令以及模块，从而执行风洞试验数据静气弹修正设备的各种功能应用以及数据处理，即实现上述的风洞试验数据静气弹修正方法。
存储器520可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需的应用程序；存储数据区可存储根据终端的使用所创建的数据等。此外，存储器520可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非易失性固态存储器件。在一些实例中，存储器520可进一步包括相对于处理器510远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至风洞试验数据静气弹修正设备。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
实施例五
本发明实施例五还提供一种包含计算机可执行指令的存储介质，所述计算机可执行指令在由计算机处理器执行时用于执行一种风洞试验数据静气弹修正方法，该方法包括：
基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
对负载有气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
当然,本发明实施例所提供的一种包含计算机可执行指令的存储介质,其计算机可执行指令不限于如上所述的方法操作,还可以执行本发明任意实施例所提供的风洞试验数据静气弹修正方法中的相关操作.
通过以上关于实施方式的描述，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，本发明可借助软件及必需的通用硬件来实现，当然也可以通过硬件实现，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如计算机的软盘、只读存储器(Read-Only Memory,ROM)、随机存取存储器(RandomAccess Memory,RAM)、闪存(FLASH)、硬盘或光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述的方法。
值得注意的是，上述搜索装置的实施例中，所包括的各个单元和模块只是按照功能逻辑进行划分的，但并不局限于上述的划分，只要能够实现相应的功能即可；另外，各功能单元的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明的保护范围。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (10)

1.一种风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，包括：
基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
2.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据，包括：
基于机翼试验模型三维结构化流体网格，提取机翼试验模型表面的二维网格；
在进行流体力学数值模拟后，基于所述二维网格，提取机翼试验模型表面的气动载荷数据。
3.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值，包括：
基于径向基函数，将所述气动载荷数据插值到所述几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上；
根据所述几何非线性结构有限元模型，开展机翼试验模型结构有限元数值分析，获得当前机翼翼稍位移；
计算得到当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值。
4.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力，包括：
基于第一次流体力学数值模拟得到的初始气动力和最后一次流体力学数值模拟得到的最终气动力，得到气动力差值；
根据机翼试验模型变形量和气动力差值，得到修正后的机翼试验模型气动力。
5.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据之前，还包括：
基于机翼试验模型的数字模型，生成机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性结构有限元模型。
6.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值之后，还包括：
若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值大于预设差值，则根据所述当前机翼翼稍位移，生成当前机翼试验模型三维结构化流体网格，并继续执行基于所述机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据。
7.根据权利要求5所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，生成几何非线性结构有限元模型之后，还包括：
根据静力加载实验数据和虚拟静力加载数据的比对结果，修正和标定所述几何非线性结构有限元模型的刚度。
8.一种风洞试验数据静气弹修正装置，其特征在于，包括：第一执行模块、数值分析模块和第二执行模块，其中，
第一执行模块，用于基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
数值分析模块，用于对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
第二执行模块，用于若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
9.一种风洞试验数据静气弹修正设备，其特征在于，所述设备包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序，
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现如权利要求1-7中任一所述的风洞试验数据静气弹修正方法。
10.一种包含计算机可执行指令的存储介质，所述计算机可执行指令在由计算机处理器执行时用于执行如权利要求1-7中任一所述的风洞试验数据静气弹修正方法。
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