CN113642267B - 一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，涉及气动热工程技术领域，其技术方案要点是：基于飞行器几何外形特征和表面无粘流场，结合表面线性向量场的雅克比矩阵判别式和几何外形的离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，且提取的附着线区域在飞行器特征前缘连续分布。本发明能够快速、自动化地提取连续分布的特征前缘附着线流动区域，在飞行工况变化时能够捕捉到附着线区域位置的变化，并且对不同类型飞行器的附着线区域捕捉适用性好；且本发明用于气动热环境工程计算中，可便捷地确定附着线区域的飞行器特征前缘后掠圆柱热流计算公式，提高工程方法对特征前缘气动热环境计算的准确性。

Description

一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法
技术领域
本发明涉及气动热工程技术领域，更具体地说，它涉及一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法。
背景技术
结合雷诺比拟和参考焓法的工程方法是气动热环境快速计算的重要手段。在气动加热过程中，高超声速飞行器驻点和前缘附着线区域的气动加热现象最为明显，附着线区域能否被快速、准确地提取，将直接影响气动热工程计算方法效率和可靠性。
附着线主要通过用户观察和特征检测两种方法获取。高超声速飞行器的特征前缘区域(如翼舵前缘、机翼边条、乘波体边缘、进气道溢流口等部位)在流场中存在激波、边界层干扰，流动现象非常复杂，采用“用户观察”的方法不能自动化、快速地获取附着线特征流动区域；此外，随着飞行工况(如攻角、侧滑角等)的改变，附着线区域的位置将会发生变化，因此，将飞行器特征前缘直接标定为附着线区域的方法也不可取。
在“特征检测”附着线提取方法中，“相平面法”和“平行向量法”被广泛使用。这种方法的基本思路是采用三角形网格离散飞行器表面，计算得到飞行器表面无粘流场后将每个三角形近似视为线性向量场，再根据三角形网格线性向量场雅可比矩阵的特征向量和判别式判断其是否为附着线网格。
上述的这种方法可以快速、自动化地探测附着线区域，便于集成在气动热预测程序中，但缺点是提取的附着线存在不连续的情况，导致工程方法计算出的飞行器前缘气动热环境不连续。因此，本发明旨在设计一种一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，以解决上述问题。
发明内容
本发明的目的是提出一种能够快速、自动化地提取飞行器特征前缘附着线区域的方法，有效解决现有方法提取的附着线区域存在不连续的问题，提高工程方法计算气动热环境的准确性。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，基于飞行器几何外形特征和表面无粘流场，结合表面线性向量场的雅克比矩阵判别式和几何外形的离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，且提取的附着线区域在飞行器特征前缘连续分布，具体包括以下步骤：
S1、将飞行器表面离散为非结构化三角形网格，使用三角形非结构网格定义飞行器的表面外模线，通过飞行器表面无粘流场参数获取表面线性向量场，并通过三角形面片计算飞行器表面的离散曲率；
S2、通过飞行器表面线性向量场构建雅克比矩阵，通过无粘CFD计算获得飞行器表面速度矢量场后，在表面三角形网格划分足够密集的前提下，将每个网格单元的速度矢量场近似视为线性速度矢量场；其中，在构建雅克比矩阵之前，将网格单元的节点坐标(X,Y,Z)从三维坐标系转化到二维平面直角坐标系(x,y)，再将节点速度矢量(U,V,W)投影到该二维平面直角坐标系平面(u,v)；对于非结构化三角形网格，基于局部表面法线来投影速度矢量，并根据投影后三角形网格内的速度矢量和坐标的关系，构建如下关系式：
式中，称为三角形网格单元线性向量场的雅克比矩阵；
S3、通过表面线性向量场雅克比矩阵的判别式初步判断可能的附着线区域对于投影后三角形网格的每个节点的坐标和速度，并将其代入公式中，求出每个三角形网格单元线性速度矢量场雅克比矩阵的判别式，对于判别式大于0的网格单元，则初步认定其为可能的附着线单元；
S4、结合飞行器表面离散曲率，对步骤S3中所述的可能的附着线单元进行筛选，获得最终的飞行器特征前缘的附着线区域；其中，对于表面三角形网格，采用Meyer的Voroni方法计算飞行器表面离散曲率，首先计算出平均曲率kH、高斯曲率kG，进而计算出飞行器表面的两个主曲率k1、k2和其对应的曲率半径r1和r2，其中，k1>k2；由平均曲率、高斯曲率求主曲率采用下式：
两个主曲率k1和k2对应的曲率半径r1和r2分别为k1和k2的倒数。
在本方案中，当来流工况改变后，本方案中的该算法能捕捉飞行器表面不同位置的附着线。
进一步地，步骤S4中对可能的附着线单元进行筛选的筛选准则为：设定一阈值λ，假如r1/r2＜λ，即认为该可能的附着线单元为真正的附着线单元，否则为假。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
1、本发明能够快速、自动化地提取连续分布的特征前缘附着线流动区域，在飞行工况变化时能够捕捉到附着线区域位置的变化，并且对不同类型飞行器的附着线区域捕捉适用性好；
2、本发明的方法用于气动热环境工程计算中，可便捷地确定附着线区域的飞行器特征前缘后掠圆柱热流计算公式，提高工程方法对特征前缘气动热环境计算的准确性；
3、本发明的方法提取的特征前缘区域是一类特殊的驻点，在飞行器大面积区域热流计算中可作为流线积分的起点，这也提高了大面积区域热流计算的准确性。
附图说明
图1是本发明实施例中的流程他；
图2是本发明实施例通过线性向量场雅克比矩阵初步判断的可能附着线单元示意图；
图3是本发明实施例中通过线性向量场雅克比矩阵初步判断的可能附着线单元示意图；
图4是本发明实施例中侧滑角分别为0°、40°时，在飞行器表面形成的不同附着线区域示意图；
图5是本发明实施例中不同侧滑角时飞行器表面附着线区域位置不同示意图。
具体实施方式
以下结合附图1-5对本发明作进一步详细说明。
实施例：一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，基于飞行器几何外形特征和表面无粘流场，结合表面线性向量场的雅克比矩阵判别式(“判别式法”)和几何外形的离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，且提取的附着线区域在飞行器特征前缘连续分布，如图1所示，具体包括以下步骤：
S1、将飞行器表面离散为非结构化三角形网格，使用三角形非结构网格定义飞行器的表面外模线，通过飞行器表面无粘流场参数获取表面线性向量场，并通过三角形面片计算飞行器表面的离散曲率；
S2、通过飞行器表面线性向量场构建雅克比矩阵，通过无粘CFD计算获得飞行器表面速度矢量场后，在表面三角形网格划分足够密集的前提下，将每个网格单元的速度矢量场近似视为线性速度矢量场；其中，在构建雅克比矩阵之前，将网格单元的节点坐标(X,Y,Z)从三维坐标系转化到二维平面直角坐标系(x,y)，再将节点速度矢量(U,V,W)投影到该二维平面直角坐标系平面(u,v)；对于非结构化三角形网格，基于局部表面法线来投影速度矢量，并根据投影后三角形网格内的速度矢量和坐标的关系，构建如下关系式：
式中，称为三角形网格单元线性向量场的雅克比矩阵；
S3、通过表面线性向量场雅克比矩阵的判别式初步判断可能的附着线区域对于投影后三角形网格的每个节点的坐标和速度，并将其代入公式中，求出每个三角形网格单元线性速度矢量场雅克比矩阵的判别式，对于判别式大于0的网格单元，则初步认定其为可能的附着线单元；如图2所示，图2为以类X-37B飞行器为例，通过线性向量场雅克比矩阵的判别式初步判断的可能附着线单元，图中三角形单元即为可能的飞行器特征前缘附着线单元；
S4、结合飞行器表面离散曲率，对步骤S3中所述的可能的附着线单元进行筛选，获得最终的飞行器特征前缘的附着线区域；其中，对于表面三角形网格，采用Meyer的Voroni方法计算飞行器表面离散曲率，首先计算出平均曲率kH、高斯曲率kG，进而计算出飞行器表面的两个主曲率k1、k2和其对应的曲率半径r1和r2，其中，k1>k2；由平均曲率、高斯曲率求主曲率采用下式：
两个主曲率k1和k2对应的曲率半径r1和r2分别为k1和k2的倒数。
其中，步骤S4中对可能的附着线单元进行筛选的筛选准则为：设定一阈值λ，假如r1/r2＜λ，即认为该可能的附着线单元为真正的附着线单元，否则为假。图3为筛选后最终飞行器表面附着线单元示意图，如图3所示，图中的网格单元即为附着线的网格单元。
在本实施例中，当来流工况改变后，本方案中的该算法能捕捉飞行器表面不同位置的附着线。从图4(b)中可以看出，当侧滑角为40°时，飞行器右侧机翼前缘已经不存在附着线区域。
本发明对不同类型飞行器的附着线捕捉也具有良好效果。如图5所示，对于一体化飞行器和乘波体飞行器，本发明也能快速、自动化捕捉到飞行器特征前缘的附着线区域，且捕捉到的附着线区域在飞行器表面连续分布。
本发明的一种飞行器前缘附着线区域自动化提取方法具有以下特点是：
a.能够快速、自动化地捕捉飞行器特征前缘的附着线区域；
b.捕捉到的附着线区域在飞行器表面连续分布；
c.飞行工况变化时，能够捕捉到附着线位置的变化；
d.对不同类型飞行器的附着线区域捕捉适用性好。
本发明的上述实施中，其结合飞行器表面线性向量场和几何外形离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，相对现有的附着线提取方法，本发明能够快速、自动化地提取连续分布的特征前缘附着线流动区域，在飞行工况变化时能够捕捉到附着线区域位置的变化，并且对不同类型飞行器的附着线区域捕捉适用性好；同时，用于气动热环境工程计算中，可便捷地确定附着线区域的飞行器特征前缘后掠圆柱热流计算公式，提高工程方法对特征前缘气动热环境计算的准确性；并且，本发明的方法提取的特征前缘区域是一类特殊的驻点，在飞行器大面积区域热流计算中可作为流线积分的起点，这也提高了大面积区域热流计算的准确性。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (2)

1.一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，基于飞行器几何外形特征和表面无粘流场，结合表面线性向量场的雅克比矩阵判别式和几何外形的离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，且提取的附着线区域在飞行器特征前缘连续分布，其特征是：具体包括以下步骤：
S1、将飞行器表面离散为非结构化三角形网格，使用三角形非结构网格定义飞行器的表面外模线，通过飞行器表面无粘流场参数获取表面线性向量场，并通过三角形面片计算飞行器表面的离散曲率；
S2、通过飞行器表面线性向量场构建雅克比矩阵，通过无粘CFD计算获得飞行器表面速度矢量场后，在表面三角形网格划分足够密集的前提下，将每个网格单元的速度矢量场近似视为线性速度矢量场；其中，在构建雅克比矩阵之前，将网格单元的节点坐标(X,Y,Z)从三维坐标系转化到二维平面直角坐标系(x,y)，再将节点速度矢量(U,V,W)投影到该二维平面直角坐标系平面(u,v)；对于非结构化三角形网格，基于局部表面法线来投影速度矢量，并根据投影后三角形网格内的速度矢量和坐标的关系，构建如下关系式：
式中，称为三角形网格单元线性向量场的雅克比矩阵；
S3、通过表面线性向量场雅克比矩阵的判别式初步判断可能的附着线区域对于投影后三角形网格的每个节点的坐标和速度，并将其代入公式中，求出每个三角形网格单元线性速度矢量场雅克比矩阵的判别式，对于判别式大于0的网格单元，则初步认定其为可能的附着线单元；
S4、结合飞行器表面离散曲率，对步骤S3中所述的可能的附着线单元进行筛选，获得最终的飞行器特征前缘的附着线区域；其中，对于表面三角形网格，采用Meyer的Voroni方法计算飞行器表面离散曲率，首先计算出平均曲率kH、高斯曲率kG，进而计算出飞行器表面的两个主曲率k1、k2和其对应的曲率半径r1和r2，其中，k1>k2；由平均曲率、高斯曲率求主曲率采用下式：
两个主曲率k1和k2对应的曲率半径r1和r2分别为k1和k2的倒数。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，其特征是：步骤S4中对可能的附着线单元进行筛选的筛选准则为：设定一阈值λ，假如r1/r2＜λ，即认为该可能的附着线单元为真正的附着线单元，否则为假。
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