CN112749447B - 一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，包括以下步骤：1)获取飞行器气动模型的参考源数据，将参考源数据沿飞行器的轴向分为相互重叠且长度相同的多个源数据区，并按顺序编号；2)将飞行器结构模型上的待求点沿飞行器的轴向分为多个首尾相连的待求点区，并按顺序编号；3)遍历所有待求点，根据待求点坐标获取该待求点所处的待求点区编号；4)根据待求点所在的待求点区编号找到对应的编号的源数据区，保证每个源数据区均包含对应的待求点区，进行待求点与对应数据区内的点进行载荷转换。与现有技术相比，本发明不需要人工分区，只需设置分段，在保证载荷转换精度不下降的前提下，可以节省96％的运算时间。

Description

一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法
技术领域
本发明涉及飞行器或船舶结构分析技术领域，尤其是涉及一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法。
背景技术
在进行飞行器、船舶等结构的分析时，需要将通过计算流体力学方法得出的分布流体压力载荷转换到三维的结构有限元模型节点上，这就是流固载荷传递问题，这一问题一般通过插值的方法完成流固载荷转换，即对于每个结构单元，查找最近的若干流体模型点，用流体点的压力插值得出结构单元的压力，实现载荷转换，另一种方法是力等效分配方法，即将一个气动点的载荷等效分配到附近若干个结构点上。
在以上两种方法中，都需要根据一种模型中某个点的位置在另一种模型中查找若干个临近的点，如果不采取针对性的算法，则需要遍历后者中所有的点。所以，当两个模型的点数都很多时，查找时间很长，会导致插值程序运行时间过长。
发明内容
本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法。
本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，包括以下步骤：
1)获取飞行器气动模型的参考源数据，将参考源数据沿飞行器的轴向分为相互重叠且长度相同的多个源数据区，并按顺序编号；
2)将飞行器结构模型上的待求点沿飞行器的轴向分为多个首尾相连的待求点区，并按顺序编号；
3)遍历所有待求点，根据待求点坐标获取该待求点所处的待求点区编号；
4)根据待求点所在的待求点区编号找到对应的编号的源数据区，保证每个源数据区均包含对应的待求点区，防止出现漏掉相邻点的情况，最后进行待求点与对应数据区内的点进行载荷转换。
所述的步骤1)中，相邻的两个源数据区各有一半的数据相互重复。
所述的步骤1)中，每个源数据区的轴向长度l为：
Figure GDA0002994831750000021
其中，L为飞行器的轴向长度，N为设定的源数据区总数，且N>2。
所述的步骤2)中，待求点区的数量与源数据区的数量相等。
所述的步骤2)中，在所有待求点区中，首区的长度shead和尾区的长度stail相等，中间各区的长度相等。
所述的首区的长度shead和尾区的长度stail均为
Figure GDA0002994831750000022
中间各区的长度均为
Figure GDA0002994831750000023
所述的步骤2)中，相同编号的源数据区的长度大于待求点区，且待求点区包含在源数据区内。
所述的步骤4)具体为：
获取每个待求点所在的待求点区编号对应的源数据区，在该源数据区查找与待求点距离最近的10个参考点的坐标和压力值，并进行插值计算。
所述的插值计算采用薄板样条法、反距离插值法和Kriging插值法。
所述的飞行器包括火箭、导弹、飞机以及航海器。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
本发明采用的分区匹配方法不需要人为设置每个区域的坐标，只需设置分段个数就可对整个区域自动识别并同时生成参考源数据区和待求点数据区，本方法使用方便，可有效地提高计算稳定性和载荷转换速度。
附图说明
图1为参考源数据分区的示意图；
图2为待求点数据分区的示意图；
图3为首段数据区匹配关系图；
图4为中部数据区匹配关系图；
图5为尾端数据区匹配关系图；
图6为转换前气动压力分布示意图；
图7为结构有限元网格示意图；
图8为载荷转换后结构模型上的受力分布图；
图9为直接转换后结构模型上的受力分布图。
图10为本发明的方法流程图。
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，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应属于本发明保护的范围。
如图10所示，本发明提供一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，用于实现飞行器或船舶的流体载荷转换到结构模型上，包括以下步骤：
1、参考源数据的分区
首先确定要分区的个数N，N的取值大于等于2，N越大则搜索越快，但是，N的取值也不能过大，不能使l长度内数据点少于插值所需的点数，飞行器的轴向长度为L，将参考源数据点平均分为N个区，则每个区长度l为：
Figure GDA0002994831750000031
相邻两个区之间有一半数据相互重复，如将轴向长4m插值点数据分为3段数据区，分别是[0,2]，[1,3]，[2,4]，如图1所示。
2、待求点数据的分区
根据分区的个数N与整体的轴向长度，分为N个区，各区之间无重复部分。首尾区长度为：
Figure GDA0002994831750000032
中间部分各区长度为：
Figure GDA0002994831750000033
如将轴向长4m插值点数据分为3个区，分别是[0,1.5]，[1.5,2.5]，[2.5,4]，如图2所示。
3、根据待求点坐标判断该点所处的分区
遍历待求点，将待求点的坐标与各区端点进行对比，判断其所属区间。
4、将待求点与对应数据区内的点进行载荷转换
根据待求点所在的待求点区编号可找到对应的源数据区，图3、4和5分别是轴向长4m分3个区后源数据区与待求点区的对应关系，可以看出，这样能够保证每段源数据区均可包含对应的待求点区，不会出现漏掉相邻点的情况，因此最后分区查找载荷转换结果与整段查找转换结果相同。
实施例
本实施例以一个火箭为例，火箭长度为29m，表面气动压力如图6所示，表面流体网格点共614209个，有限元模型中表面结构网格点共40780个，如图7所示，气动模型与结构模型的外表面一致，在此基础上进行气动压力向结构有限元网格的插值转换。
1、气动数据区分段
设置分区个数N＝29，气动压力数据为参考的源数据，每个数据区长度均为2m，分别是[0,2]，[1,3]，[2,4]…[26,28]，[27,29]。
2、结构点分区
结构上的压力为待求数据，所以结构点数据为待求点数据，所以将所有结构点也分为29个待求数据区，各区所覆盖的区间分别是[0,1.5]，[1.5,2.5]，[2.5,4]…[25.5,26.5]，[26.5,27.5]，[27.5,29]。
3、根据待求点坐标判断该点所处待求数据区
遍历各个待求数据点，将待求点的坐标与源数据区各端点进行对比，判断其所属区间。
4、将待求点与对应源数据区内的点进行载荷转换
根据每个待求点所在的待求点区编号找到对应的源数据区，在该源数据区查找与待求点距离最近的10个点的坐标和压力值，并进行插值计算。
结果表明，对于常用插值方法，如薄板样条法、反距离插值法、Kriging插值法等，采用分区查找的平均运行时间为5分钟，而不分区查找，运行时间为2小时。
图8和图9分别为使用和未使用该数据匹配方法进行气动压力载荷向结构节点载荷转换后的结构模型上的受力分布图。可以看出，使用该方法后的结果与整体查找的结果是相同的。
表1和表2分别为使用和未使用该数据匹配方法进行气动压力载荷向结构节点载荷转换后，两者整体合力、合力矩的误差对比，可见，使用该方法前后插值精度相同。
表1采用分区查找的样条插值结果
Fx/N Fy/N Mz/N·M
流体 44339.3 4171.3 50092.1
结构 43683.1 4161.8 49876.6
绝对误差 656.2 9.6 215.5
相对误差 1.48％ 0.23％ 0.43％
表2整体查找的样条插值结果
Fx/N Fy/N Mz/N·M
流体 44339.3 4171.3 50092.1
结构 43683.1 4161.8 49876.6
绝对误差 656.2 9.6 215.5
相对误差 1.48％ 0.23％ 0.43％
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，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发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)获取飞行器气动模型的参考源数据，将参考源数据沿飞行器的轴向分为相互重叠且长度相同的多个源数据区，并按顺序编号，相邻的两个源数据区各有一半的数据相互重复，每个源数据区的轴向长度l为：
Figure FDA0003695587860000011
其中，L为飞行器的轴向长度，N为设定的源数据区总数，且N>2；
2)将飞行器结构模型上的待求点沿飞行器的轴向分为多个首尾相连的待求点区，并按顺序编号，待求点区的数量与源数据区的数量相等，在所有待求点区中，首区的长度shead和尾区的长度stail相等，中间各区的长度相等，所述的首区的长度shead和尾区的长度stail均为
Figure FDA0003695587860000012
中间各区的长度均为
Figure FDA0003695587860000013
相同编号的源数据区的长度大于待求点区，且待求点区包含在源数据区内；
3)遍历所有待求点，根据待求点坐标获取该待求点所处的待求点区编号；
4)根据待求点所在的待求点区编号找到对应的编号的源数据区，保证每个源数据区均包含对应的待求点区，防止出现漏掉相邻点的情况，最后进行待求点与对应数据区内的点进行载荷转换。
2.根据权利要求1所述的一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，其特征在于，所述的步骤4)具体为：
获取每个待求点所在的待求点区编号对应的源数据区，在该源数据区查找与待求点距离最近的10个参考点的坐标和压力值，并进行插值计算。
3.根据权利要求2所述的一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，其特征在于，所述的插值计算采用薄板样条法、反距离插值法和Kriging插值法。
4.根据权利要求1所述的一种基于数据分区匹配的飞行器流固载荷转换方法，其特征在于，所述的飞行器包括火箭、导弹、飞机以及航海器。
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