CN114996858B - 飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

Description

飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质

技术领域

本发明涉及仿真技术领域，尤其涉及一种飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质。

背景技术

借助计算流体动力学（ComputationalFluidDynamics，CFD）方法开展飞行器气动特性的仿真和预测研究已经成为飞行器研制的重要手段。在飞行器仿真过程中，气动和结构的相互耦合作用是有时必须要考虑，如飞行器的抖振、颤振等问题。

目前常用的仿真方法是分别生成对应的气动流场网格和结构有限元网格，前者在CFD软件中计算（如Fluent、CFD++、CFX等），后者在结构有限元分析软件中开展计算（如Nastran），两者信息通过流固边界发生交互。这种气动和结构相互作用仿真方式是松耦合的，需要人工完成不同工具间的数据传递（手动或编写接口程序），并且所用的网格通常是手动生成，自动化程度低、人力成本大。

发明内容

本发明意在提供一种飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质，以解决现有技术中存在的不足，本发明要解决的技术问题通过以下技术方案来实现。

第一个方面，本发明实施例提供一种飞行器仿真方法，所述方法包括：

获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；

将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；

根据初始笛卡尔网格和所述目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；

根据结构动力学方程和所述目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；

在所述目标时间段内，根据所述流动状态信息、所述结构应力和位移信息对所述初始笛卡尔网格进行更新。

可选地，所述目标气动参数至少包括来流速度、密度、压强和攻角中的一种或多种，所述目标结构参数至少包括质量、刚度、阻尼系数和固有频率中的一种或多种；

所述将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格，包括：

将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型中，确定模型表面离散网格；

根据所述模型表面离散网格，计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，其中，所述表面网格信息至少包括各网格单元对应的顶点坐标；

根据所述域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成所述初始笛卡尔网格。

可选地，所述根据所述域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成所述初始笛卡尔网格，包括：

根据所述计算域和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的均匀空间笛卡尔网格；

根据空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格坐标信息，计算各空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系；其中，所述空间笛卡尔网格至少包括与表面相交的笛卡尔网格，表面内部的笛卡尔网格或表面外部的笛卡尔网格；

对与表面相交的笛卡尔网格进行一次加密，将所述与表面相交的笛卡尔网格均匀分为预设数量的子单元，并确定各子单元相对表面的位置关系；

判断最密一层的笛卡尔网格是否达到设定的自适应加密次数；

若达到所述自适应加密次数，则生成所述初始笛卡尔网格。

可选地，所述根据初始笛卡尔网格和所述目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息，包括：

基于空间离散网格，以及所述目标气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流动状态信息。

可选地，所述根据结构动力学方程和所述目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息，包括：

根据所述流动状态信息，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷信息；

根据所述结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力信息；

计算结构的位移信息。

可选地，所述在所述目标时间段内，根据所述流动状态信息、所述结构应力和位移信息对所述初始笛卡尔网格进行更新，包括：

获取物面边界的位移信息，更新物面边界的位置；

根据所述位移结构的位移信息，计算对应的表面网格坐标信息；

重新生成结构的位移信息并对初始笛卡尔网格进行更新。

可选地，所述方法还包括：

若更新时间达到所述目标时间段，则停止更新，并输出仿真结果。

第二个方面，本发明实施例提供一种飞行器仿真装置，所述装置包括：

获取模块，用于获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；

输入模块，用于将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；

计算模块，用于根据初始笛卡尔网格和所述目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；

确定模块，用于根据结构动力学方程和所述目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；

仿真模块，用于在所述目标时间段内，根据所述流动状态信息、所述结构应力和位移信息对所述初始笛卡尔网格进行更新。

可选地，所述目标气动参数至少包括来流速度、密度、压强和攻角中的一种或多种，所述目标结构参数至少包括质量、刚度、阻尼系数和固有频率中的一种或多种；所述输入模块用于：

将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型中，确定模型表面离散网格；

根据所述模型表面离散网格，计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，其中，所述表面网格信息至少包括各网格单元对应的顶点坐标；

根据所述域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成所述初始笛卡尔网格。

可选地，所述输入模块用于：

根据所述计算域和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的均匀空间笛卡尔网格；

根据空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格坐标信息，计算各空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系；其中，所述空间笛卡尔网格至少包括与表面相交的笛卡尔网格，表面内部的笛卡尔网格或表面外部的笛卡尔网格；

对与表面相交的笛卡尔网格进行一次加密，将所述与表面相交的笛卡尔网格均匀分为预设数量的子单元，并确定各子单元相对表面的位置关系；

判断最密一层的笛卡尔网格是否达到设定的自适应加密次数；

若达到所述自适应加密次数，则生成所述初始笛卡尔网格。

可选地，所述计算模块用于：

基于空间离散网格，以及所述目标气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流动状态信息。

可选地，所述确定模块，用于：

根据所述流动状态信息，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷信息；

根据所述结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力信息；

计算结构的位移信息。

可选地，所述仿真模块，用于：

获取物面边界的位移信息，更新物面边界的位置；

根据所述位移结构的位移信息，计算对应的表面网格坐标信息；

重新生成结构的位移信息并对初始笛卡尔网格进行更新。

可选地，所述仿真模块还用于：

若更新时间达到所述目标时间段，则停止更新，并输出仿真结果。

第三个方面，本发明实施例提供一种终端设备，包括：至少一个处理器和存储器；

所述存储器存储计算机程序；所述至少一个处理器执行所述存储器存储的计算机程序，以实现第一个方面提供的飞行器仿真方法。

第四个方面，本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有计算机程序，所述计算机程序被执行时实现第一个方面提供的飞行器仿真方法。

本发明实施例包括以下优点：

本发明实施例提供的飞行器仿真方法、装置、终端设备和存储介质，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

附图说明

图1是本发明的一种飞行器仿真方法实施例的步骤流程图；

图2是本发明的又一种飞行器仿真方法实施例的步骤流程图；

图3是本发明的一种飞行器仿真装置实施例的结构框图；

图4是本发明的一种终端设备的结构示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

笛卡尔网格：又称直角网格，网格面或边与坐标平面或坐标轴平行，通常二维情况下是矩形网格，三维情况下为六面体网格，可以不用考虑物面形状直接生成，一般与几何模型的物面相交，具有自动化生成、便于自适应、网格质量较高的优势；

粘性流场：对流体通过求解粘性流动控制方程（Navier-Stokes方程）获得的流动状态；

本发明一实施例提供一种飞行器仿真方法，用于进行飞行器的仿真。本实施例的执行主体为飞行器仿真装置，设置在终端设备上，例如，终端设备至少包括平板终端和计算机终端等。

参照图1，示出了本发明的一种飞行器仿真方法实施例的步骤流程图，该方法具体可以包括如下步骤：

S101、获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；

具体地，目标气动参数至少包括来流速度、密度、压强和攻角中的一种或多种，目标结构参数至少包括质量、刚度、阻尼系数和固有频率中的一种或多种；

目标时间段可以根据需要进行设定，例如5s；

用户可以在终端设备上输入目标气动参数、目标结构参数和目标时间段，终端设备获取到目标气动参数、目标结构参数和目标时间段。

S102、将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；

具体地，终端设备获取飞行器模型，并将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型中，生成初始网格，即初始笛卡尔网格。

终端设备先生成模型表面离散网格；然后根据自适应笛卡尔网格生成参数 （计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数）和表面网格信息（各网格单元对应的顶点坐标），生成初始空间网格。

S103、根据空间网格和目标气动参数进行CFD流体动力学计算，得到当前时刻的流动状态信息；

具体地，终端设备分别进行气动数值和结构数值计算，可以根据初始笛卡尔网格和目标气动参数进行流体动力学计算，得到当前时刻的流动状态。

基于空间离散网格，以及来流参数（来流速度、密度、压强、攻角等），通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流场状态。

S104、根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；

具体地，终端设备根据流场计算结果，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷，基于该结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力场；计算结构的位移场，获取物面边界的位移情况，更新物面边界的位置。

S105、在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新。

具体地，终端设备判断计算目标时间段内时间步是否达到设定的目标要求。

若达到，则退出时间推进，输出计算结果，仿真结束；

若未达到，时间步增加1，重复步骤S101至S104直至达到目标。

本发明实施例提供的飞行器仿真方法，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

本发明又一实施例对上述实施例提供的飞行器仿真方法做进一步补充说明。

可选地，将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格，包括：

将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型中，确定模型表面离散网格；

根据模型表面离散网格，计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，其中，表面网格信息至少包括各网格单元对应的顶点坐标；

根据域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成初始笛卡尔网格。

可选地，根据域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成初始笛卡尔网格，包括：

根据计算域和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的均匀空间笛卡尔网格；

根据空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格坐标信息，计算各空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系；其中，空间笛卡尔网格至少包括与表面相交的笛卡尔网格，表面内部的笛卡尔网格或表面外部的笛卡尔网格；

对与表面相交的笛卡尔网格进行一次加密，将与表面相交的笛卡尔网格均匀分为预设数量的子单元，并确定各子单元相对表面的位置关系；

判断最密一层的笛卡尔网格是否达到设定的自适应加密次数；

若达到自适应加密次数，则生成初始笛卡尔网格。

可选地，根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息，包括：

基于空间离散网格，以及目标气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流动状态信息。

可选地，根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息，包括：

根据流动状态信息，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷信息；

根据结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力信息；

计算结构的位移信息。

可选地，在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，包括：

获取物面边界的位移信息，更新物面边界的位置；

根据位移结构的位移信息，计算对应的表面网格坐标信息；

重新生成结构的位移信息并对初始笛卡尔网格进行更新。

可选地，方法还包括：

若更新时间达到目标时间段，则停止更新，并输出仿真结果。

图2是本发明的又一种飞行器仿真方法实施例的步骤流程图，如图2所示，本发明实施例基于自适应笛卡尔网格技术，提供了一种自动化程度高、人工交互少的飞行器气动/结构耦合问题一体化仿真方法。如图2所示，包括如下步骤：

步骤101，导入飞行器模型，设置计算相关参数：

（1）设定气动参数（来流速度、密度、压强、攻角等）

（2）设定结构参数（质量、刚度、阻尼系数、固有频率等）

（3）设定目标时间步数

步骤102，初始网格生成：针对导入的飞行器模型生成自适应笛卡尔网格。

（a）生成模型表面离散网格

（b）根据自适应笛卡尔网格生成参数（计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数）和表面网格信息（各网格单元对应的顶点坐标），生成初始空间网格：

①首先，根据计算域和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的均匀空间笛卡尔网格；

②然后，根据空间笛卡尔网格点的坐标信息和表面网格坐标信息，计算各空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系，将空间笛卡尔网格分为三类：与表面相交的笛卡尔网格，表面内部的笛卡尔网格，表面外部的笛卡尔网格；

③之后，将与表面相交的笛卡尔网格进行一次加密，该网格单元会被均匀分为8个均匀的子单元，并按照②的方式计算确定各子单元相对表面的位置关系；

④判断最密一层的笛卡尔网格是否达到设定的自适应加密次数，若达到则网格生成完毕，若未达到，则重复②③④，直到达到设定的加密次数，确保空间网格在模型表面附近的网格尺寸达到模拟要求。

步骤103,气动数值计算：根据空间网格和气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态。

基于空间离散网格，以及来流参数（来流速度、密度、压强、攻角等），通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流场状态；

根据流场计算结果，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷

步骤104,结构数值计算：根据结构动力学方程和结构载荷计算结构的应力和位移。

基于步骤103得到的结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力场；

计算结构的位移场，获取物面边界的位移情况，更新物面边界的位置。

步骤105,网格更新：根据模型物面边界变化后的位置，实时更新网格。

基于步骤104中结构的位移场，计算对应的表面网格坐标信息，按照步骤102重新自动化生成结构位移或变形后对应的空间自适应笛卡尔网格

步骤106,时间步检查：判断计算时间步是否达设定的目标要求。

若达到，则退出时间推进，输出计算结果，仿真结束

若未达到，时间步增加1，重复步骤102至106直至达到目标。

本发明的技术点对应飞行器气动/结构耦合问题的CFD模拟技术，提供了一种网格自动化生成、一体化模拟的仿真方法，可以实现同一网格框架下气动粘性流场、结构应力场和位移场的一体化自动求解，可以减少飞行器气动/结构耦合问题模拟过程中人工生成网格和人工传递数据的时间，缩短仿真周期，并降低人力成本。

需要说明的是，对于方法实施例，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本发明实施例并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本发明实施例，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作并不一定是本发明实施例所必须的。

本发明实施例提供的飞行器仿真方法，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

本发明另一实施例提供一种飞行器仿真装置，用于执行上述实施例提供的飞行器仿真方法。

参照图3，示出了本发明的一种飞行器仿真装置实施例的结构框图，该装置具体可以包括如下模块：获取模块301、输入模块302、计算模块303、确定模块304和仿真模块305，其中：

获取模块301用于获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；

输入模块302用于将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；

计算模块303用于根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；

确定模块304用于根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；

仿真模块305用于在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新。

本发明实施例提供的飞行器仿真装置，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

本发明又一实施例对上述实施例提供的飞行器仿真装置做进一步补充说明。

可选地，目标气动参数至少包括来流速度、密度、压强和攻角中的一种或多种，目标结构参数至少包括质量、刚度、阻尼系数和固有频率中的一种或多种；输入模块用于：

将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型中，确定模型表面离散网格；

根据模型表面离散网格，计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，其中，表面网格信息至少包括各网格单元对应的顶点坐标；

根据域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成初始笛卡尔网格。

可选地，输入模块用于：

根据计算域和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的均匀空间笛卡尔网格；

根据空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格坐标信息，计算各空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系；其中，空间笛卡尔网格至少包括与表面相交的笛卡尔网格，表面内部的笛卡尔网格或表面外部的笛卡尔网格；

对与表面相交的笛卡尔网格进行一次加密，将与表面相交的笛卡尔网格均匀分为预设数量的子单元，并确定各子单元相对表面的位置关系；

判断最密一层的笛卡尔网格是否达到设定的自适应加密次数；

若达到自适应加密次数，则生成初始笛卡尔网格。

可选地，计算模块用于：

基于空间离散网格，以及目标气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流动状态信息。

可选地，确定模块，用于：

根据流动状态信息，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷信息；

根据结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力信息；

计算结构的位移信息。

可选地，仿真模块，用于：

获取物面边界的位移信息，更新物面边界的位置；

根据位移结构的位移信息，计算对应的表面网格坐标信息；

重新生成结构的位移信息并对初始笛卡尔网格进行更新。

可选地，仿真模块还用于：

若更新时间达到目标时间段，则停止更新，并输出仿真结果。

对于装置实施例而言，由于其与方法实施例基本相似，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。

本发明实施例提供的飞行器仿真装置，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

本发明再一实施例提供一种终端设备，用于执行上述实施例提供的飞行器仿真方法。

图4是本发明的一种终端设备的结构示意图，如图4所示，该终端设备包括：至少一个处理器401和存储器402；

存储器存储计算机程序；至少一个处理器执行存储器存储的计算机程序，以实现上述实施例提供的飞行器仿真方法。

本实施例提供的终端设备，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

本申请又一实施例提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有计算机程序，计算机程序被执行时实现上述任一实施例提供的飞行器仿真方法。

根据本实施例的计算机可读存储介质，通过获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；将目标气动参数和目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；根据空间网格和目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；根据结构动力学方程和目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息；在目标时间段内，根据流动状态信息、结构应力和位移信息对初始笛卡尔网格进行更新，本发明实施例借助自适应笛卡尔网格技术实现气动和结构两者网格的一体化生成，并在统一的网格下开展计算。本发明实施例使用的笛卡尔网格的能够自动生成，并且无需在不同的计算软件之间人工传递数据，自动化程度更高。

应该指出，上述详细说明都是示例性的，旨在对本申请提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语均具有与本申请所属技术领域的普通技术人员的通常理解所相同的含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式。此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的术语在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位，如旋转90度或处于其他方位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

在上面详细的说明中，参考了附图，附图形成本文的一部分。在附图中，类似的符号典型地确定类似的部件，除非上下文以其他方式指明。在详细的说明书、附图及权利要求书中所描述的图示说明的实施方案不意味是限制性的。在不脱离本文所呈现的主题的精神或范围下，其他实施方案可以被使用，并且可以作其他改变。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种飞行器仿真方法，其特征在于，所述方法包括：

获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；

将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；所述目标结构参数至少包括质量、刚度、阻尼系数和固有频率中的一种或多种；

根据初始笛卡尔网格和所述目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；

根据结构动力学方程和所述目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息，包括：根据所述流动状态信息，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷信息；

根据所述结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力信息；

计算结构的位移信息；

在所述目标时间段内，根据所述流动状态信息、所述结构应力和位移信息对所述初始笛卡尔网格进行更新，包括：

获取物面边界的位移信息，更新物面边界的位置；

根据位移结构的位移信息，计算对应的表面网格坐标信息；

重新生成结构的位移信息并对初始笛卡尔网格进行更新。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标气动参数至少包括来流速度、密度、压强和攻角中的一种或多种；

所述将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格，包括：

将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型中，确定模型表面离散网格；

根据所述模型表面离散网格，计算域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，其中，所述表面网格信息至少包括各网格单元对应的顶点坐标；

根据所述域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成所述初始笛卡尔网格。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述域尺寸和坐标、初始网格尺寸、自适应加密次数和表面网格信息，生成所述初始笛卡尔网格，包括：

根据所述计算域和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的均匀空间笛卡尔网格；

根据空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格坐标信息，计算各空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系；其中，所述空间笛卡尔网格至少包括与表面相交的笛卡尔网格，表面内部的笛卡尔网格或表面外部的笛卡尔网格；

对与表面相交的笛卡尔网格进行一次加密，将所述与表面相交的笛卡尔网格均匀分为预设数量的子单元，并确定各子单元相对表面的位置关系；

判断最密一层的笛卡尔网格是否达到设定的自适应加密次数；

若达到所述自适应加密次数，则生成所述初始笛卡尔网格。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据初始笛卡尔网格和所述目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息，包括：

基于空间离散网格，以及所述目标气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，收敛后得到当前时刻的流动状态信息。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若更新时间达到所述目标时间段，则停止更新，并输出仿真结果。

6.一种飞行器仿真装置，其特征在于，所述装置包括：

获取模块，用于获取目标气动参数、目标结构参数和目标时间段；

输入模块，用于将所述目标气动参数和所述目标结构参数输入到飞行器模型，生成初始笛卡尔网格；所述目标结构参数至少包括质量、刚度、阻尼系数和固有频率中的一种或多种；

计算模块，用于根据初始笛卡尔网格和所述目标气动参数进行CFD计算，得到当前时刻的流动状态信息；

确定模块，用于根据结构动力学方程和所述目标结构参数，确定结构应力信息和位移信息，包括：根据所述流动状态信息，在物面附近通过插值方法得到物面网格节点的气动力，获得结构载荷信息；

根据所述结构载荷信息，通过结构动力学方程计算得到结构应力信息；

计算结构的位移信息；

仿真模块，用于在所述目标时间段内，根据所述流动状态信息、所述结构应力和位移信息对所述初始笛卡尔网格进行更新，包括：

获取物面边界的位移信息，更新物面边界的位置；

根据位移结构的位移信息，计算对应的表面网格坐标信息；

重新生成结构的位移信息并对初始笛卡尔网格进行更新。

7.一种终端设备，其特征在于，包括：至少一个处理器和存储器；

所述存储器存储计算机程序；所述至少一个处理器执行所述存储器存储的计算机程序，以实现权利要求1-5中任一项所述的飞行器仿真方法。

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质中存储有计算机程序，所述计算机程序被执行时实现权利要求1-5中任一项所述的飞行器仿真方法。

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