CN115618501B - 基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置，包括：根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类标准工况模型；采用两种数值仿真方法分别对两类标准工况模型进行CFD数值仿真，得到亚音速和跨声速段的仿真气动特性；利用历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；通过修正系数对两类标准工况模型进行修正，得到仿真模型；通过仿真模型对目标构型进行CFD数值仿真，得到目标构型的仿真气动特性数据；本发明具有能够基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的方式获取亚跨音速段的气动特性的有益效果，适用于飞行器气动特性仿真和预示领域。

Description

基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置

技术领域

本申请涉及飞行器气动特性仿真和预示的技术领域，具体涉及基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置。

背景技术

运载火箭气动特性随着自由来流参数的变化会发生明显改变，在传统设计方法中，风洞试验获取运载火箭气动特性的可靠手段，虽然数值仿真方法在论证阶段常被用于获取火箭初步的气动特性，但由于其结果与风洞试验数据往往有着明显差异，因此在后续设计阶段中无法作为可信数据使用。

载火箭全箭气动特性的数值仿真预示结果通常采用计算力体力学（CFD）软件迭代求解N-S方程获得；通常为了更快的获得仿真结果，仿真过程中：

首先，仿真模型的一般是非结构网格；其次，对所有工况都采用统一的数值方法有助于实现自动化，减少程序调试的时间；最后，得到的数值仿真结果在无参考情况下考虑一定的数据偏差即可用于论证。

通过这样的数值仿真方法得到的气动数据在定性上可以反映该构型的一些特点，但具体数值上的偏差往往是未知的，因此在后续阶段使用中需要进行修正。

在两项前提条件下，数值仿真与风洞试验得到的气动特性数据差异更为显著；

第一项为：单芯级无助推构型火箭，由于火箭为圆柱体构型，当来流与箭体形成夹角时会产生圆柱体扰流，而圆柱体扰流涉及湍流粘性及非定常流动等特性，其气动特性难以通过仿真获取准确值；

第二项为：跨音速工况，跨音速工况通常指代马赫数为0.8到1.2范围内的飞行工况，由于此时自由来流处于临界状态，气流受箭体外形影响导致了局部流速变化差异，从而使全箭气动特性具有明显变化并难以通过仿真预示。

液体运载火箭的最大动压区往往出现在跨音速工况下，通过数值方法取代风洞试验准确的预示跨音速工况下的气动特性将有助于火箭的载荷设计同时降低研制成本。

本申请中，为了获取CFD数值仿真计算结果与风洞试验结果的偏差，针对多个型号多种构型进行了比对分析；分析结果表示：四助推双面对称结构，双助推双面对称结构和无助推无尾翼轴对称结构三种构型的法向力系数偏差与压心系数偏差依次增大，偏差最大值集中在亚跨音速段。

由此可见，当前亟需发展出一种基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的预示方法给出亚跨音速段的气动特性数据。

发明内容

针对相关技术中存在的不足，本发明所要解决的技术问题在于：提供基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置，能够基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的方式获取亚跨音速段的气动特性。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，包括：

S10，根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类工况，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法；

S20，采用两种数值仿真方法分别对火箭构型A、火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；

S30，利用火箭构型A的历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；

S40，通过修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据；

其中，火箭构型A、火箭构型B在外形上具有相似性。

优选地，所述步骤S20、步骤S30中，CFD数值仿真时，模型网格采用结构网格。

优选地，所述步骤S20中，数值仿真方法的建立，包括：

S201，获取已开展过亚跨超风洞试验的算例，得到算例状态；

S202，给定与算例状态相对应的结构、远场边界条件，选择湍流模型并设置定常计算模式，作为仿真条件。

所述步骤S20中，CFD数值仿真时，得到仿真气动特性的条件为：

S203，当残差曲线达到收敛标准或残差曲线及气动特性曲线出现稳定平直线或稳定的周期性震荡曲线时确定仿真结果收敛，认定多个周期内的气动特性数据平均值为仿真气动特性。

优选地，所述步骤S10中，两类工况分别为：亚音速工况和超音速工况；

亚音速工况对应的数值仿真方法中的基本参数包括：计算模式、激活能量方程、激活压缩性影响、残差收敛标准、离散型方程为二阶迎风格式和亚音速湍流模型；

超音速工况对应的数值仿真方法中的基本参数包括：计算模式、激活能量方程、激活压缩性影响、残差收敛标准、离散型方程为一阶迎风格式和超音速湍流模型。

优选地，所述亚音速湍流模型为kω-sst模型，超音速湍流模型为kω-sst模型；

优选地，所述步骤S30，利用火箭构型A的历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；具体包括：

以亚跨超风洞试验各工况下得到的全箭气动特性为基准，对火箭构型A得到的仿真气动特性数据进行修正，获取修正系数，以使仿真气动特性数据与风洞试验数据吻合。

本发明还提供了基于数据融合修正的亚跨气动特性获取系统，包括：

设置模块，用于根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类工况，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法；

仿真模块，采用两种数值仿真方法分别对火箭构型A、火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；

修正系数获取模块，用于利用火箭构型A的历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；

修正模块，用于通过修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据。

本发明还提供了基于数据融合修正的亚跨气动特性获取装置，包括：

存储器，用于存储计算机程序；

控制器，用于在执行所述计算机程序时实现如上所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法。

本发明的有益技术效果在于：

1、本发明中，根据物理机理和控制方程的数学特性将工况分类，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法，通过两种数值仿真方法分别对火箭构型A、火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；随后，结合风洞试验结果对两套输入条件给出的火箭构型A的仿真气动特性进行修正并给出修正系数，最终修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据，预示精度高，实用性极强。

2、本发明中，进行CFD仿真时，模型网格使用结构网格，有助于缓解网格造成的求解误差，减轻数值耗散现象，同时有助于求解器收敛，加快收敛速度。

附图说明

图1是本发明实施例提供的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法的流程示意图；

图2是本发明实施例中仿真时网络结构的示意图；

图3是本发明实施例中通过结构网格仿真得到的卡门锥构型压力云图；

图4是本发明实施例中通过结构网格仿真得到的双锥构型压力云图；

图5是本发明实施例提供的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取系统的结构示意图；

图中：

10为设置模块，20为仿真模块，30为修正系数获取模块，40为修正模块,50为预示模块。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。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。

如图1所示，基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，包括：

S10，根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类工况，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法；

S20，采用两种数值仿真方法分别对火箭构型A、火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；

S30，利用火箭构型A的历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；

S40，通过修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据；

其中，火箭构型A、火箭构型B在外形上具有相似性；

如：整体构型采用单芯级带尾翼构型,两种构型部分结构外形存在差异时可通过本发明提供的方法该技术修正。

本实施例中，根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数具有明显区别从而将仿真工况划分为两类工况；亚音速工况下，来流沿正锥流速增加，压力减小，沿倒锥流速减小，压力增加，压力具有向流场上游传递的能力；超音速工况下，来流沿正锥流速减小，压力增加，沿倒锥流速增加，压力减小，压力不具备向流场上游传递的能力，为应对差别，对两类工况分别采用不同的数值仿真方法进行仿真。

所述步骤S10中，两类工况分别为：亚音速工况和超音速工况；

亚音速工况对应的数值仿真方法中的基本参数包括：计算模式、激活能量方程、激活压缩性影响、残差收敛标准、离散型方程为二阶迎风格式和亚音速湍流模型；

超音速工况对应的数值仿真方法中的基本参数包括：计算模式、激活能量方程、激活压缩性影响、残差收敛标准、离散型方程为一阶迎风格式和超音速湍流模型。

进一步地，所述亚音速湍流模型为kω-sst模型，超音速湍流模型为kω-sst模型。

本发明中，根据物理机理和控制方程的数学特性将工况分类，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法，通过两种数值仿真方法分别对火箭构型A、火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；随后，结合风洞试验结果对两套输入条件给出的火箭构型A的仿真气动特性进行修正并给出修正系数，最终修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据，预示精度高，实用性极强。

实施例二

如图2至图4所示，在实施例一的基础上，基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，所述步骤S20、步骤S30中，CFD数值仿真时，模型网格采用结构网格。

由于自由来流与箭体碰撞后主要沿箭体流动，同时结构网格和边界层内网格衔接正交性更强，因此，使用结构网格有助于缓解网格造成的求解误差，减轻数值耗散现象，同时有助于求解器收敛；

具体地，本实施例中，箭体壁面在网格划分软件中通过wall形式表现；流体域远场，通过pressure-far-field形式表现。

实施例三

在实施例一的基础上，基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，所述所述步骤S20中，数值仿真方法的建立，包括：

S201，获取已开展过亚跨超风洞试验的算例，得到算例状态；

S202，给定与算例状态相对应的结构、远场边界条件，选择湍流模型并设置定常计算模式，作为仿真条件。

具体地，步骤S20中，CFD数值仿真时，得到仿真气动特性的条件为：

S203，当残差曲线达到收敛标准或残差曲线及气动特性曲线出现稳定平直线或稳定的周期性震荡曲线时确定仿真结果收敛，认定多个周期内的气动特性数据平均值为仿真气动特性。

进一步地，所述步骤S30，利用火箭构型A的历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；具体包括：

以亚跨超风洞试验各工况下得到的全箭气动特性为基准，对火箭构型A得到的仿真气动特性数据进行修正，获取修正系数，以使仿真气动特性数据与风洞试验数据吻合。

本实施例中，修正过程中尽量保证修正系数随马赫数平稳变化，最终得到相应工况下对应的修正系数。

在具体实现时，可利用火箭构型A的风洞试验数据对火箭构型A的CFD仿真结果进行修正，得到修正系数后，将修正系数代入到火箭构型B的CFD数值仿真结果进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据。

本发明还提供了基于数据融合修正的亚跨气动特性获取系统。

如图5所示，基于数据融合修正的亚跨气动特性获取系统，包括：

设置模块10，用于根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类工况，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法；

仿真模块20，采用两种数值仿真方法分别对火箭构型A、火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；

修正系数获取模块30，用于利用火箭构型A的历史风洞试验数据对CFD数值仿真得到的仿真气动特性数据进行修正，得到修正系数；

修正模块40，用于通过修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据。

本发明还提供了一种存储设备，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如上述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法。

所述存储设备可为一计算机可读存储介质，可以包括：ROM、RAM、磁盘或光盘等。

本发明还提供了基于数据融合修正的亚跨气动特性获取装置。

基于数据融合修正的亚跨气动特性获取装置，包括：

存储器，用于存储计算机程序；

控制器，用于在执行所述计算机程序时实现如上所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法。

所述装置可以是各种终端设备，例如：台式电脑、手提电脑等，具体可以通过软件和/或硬件来实现。

通过本发明提供的方法，结合仿真与风洞结果得到的气动特性已保证某型号任务在不做风洞试验的情况下首飞成功。

综上，基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法、系统及装置，能够基于理论分析、CFD定常数值模拟仿真和风洞试验数据修正相结合的方式获取亚跨音速段的气动特性，具有预示精度高，有效降低成本的优点，实用性极强。

在本发明的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

可以理解的是，上述方法、装置及系统中的相关特征可以相互参考。另外，上述实施例中的“第一”、“第二”等是用于区分各实施例，而并不代表各实施例的优劣。

所述领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统和模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在此提供的算法和显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其他设备固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使用。根据上面的描述，构造这类装置所要求的结构是显而易见的。此外，本发明也不针对任何特定的编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现在此描述的本发明的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为了披露本发明的最佳实施方式。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的系统和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的系统实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个模块或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (6)

1.基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，其特征在于：包括：

S10，根据流场在亚音速与超音速状态下物性参数的不同，设置两类工况，两类工况分别设置有对应的数值仿真方法；所述步骤S10中，两类工况分别为：亚音速工况和超音速工况；

亚音速工况对应的数值仿真方法中的参数包括：计算模式、激活能量方程、激活压缩性影响、残差收敛标准、离散型方程为二阶迎风格式和亚音速湍流模型；

超音速工况对应的数值仿真方法中的参数包括：计算模式、激活能量方程、激活压缩性影响、残差收敛标准、离散型方程为一阶迎风格式和超音速湍流模型；

S20，采用两种数值仿真方法分别对火箭构型A进行CFD数值仿真，采用两种数值仿真方法分别对火箭构型B进行CFD数值仿真，得到两类火箭构型分别对应的仿真气动特性；

S30，以亚跨超风洞试验各工况下得到的全箭气动特性为基准，对火箭构型A得到的仿真气动特性数据进行修正，获取修正系数，以使仿真气动特性数据与风洞试验数据吻合；

S40，通过修正系数对火箭构型B的仿真气动特性进行修正，得到火箭构型B的修正后的数据仿真预示气动特性数据；

其中，火箭构型A、火箭构型B在外形上具有相似性；火箭构型A、火箭构型B在整体构型采用单芯级带尾翼构型，两种构型部分结构外形存在差异。

2.根据权利要求1所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，其特征在于：所述步骤S20、步骤S30中，CFD数值仿真时，模型网格采用结构网格。

3.根据权利要求1所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，其特征在于：所述步骤S20中，数值仿真方法的建立，包括：

S201，获取已开展过亚跨超风洞试验的算例，得到算例状态；

S202，给定与算例状态相对应的结构、远场边界条件，选择湍流模型并设置定常计算模式，作为仿真条件。

4.根据权利要求1所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，所述步骤S20中，CFD数值仿真时，得到仿真气动特性的条件为：

S203，当残差曲线达到收敛标准或残差曲线及气动特性曲线出现稳定平直线或稳定的周期性震荡曲线时确定仿真结果收敛，确定多个周期内的气动特性数据平均值为仿真气动特性。

5.根据权利要求1所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法，其特征在于：所述亚音速湍流模型为kω-sst模型，超音速湍流模型为kω-sst模型。

6.基于数据融合修正的亚跨气动特性获取装置，其特征在于：包括：

存储器，用于存储计算机程序；

控制器，用于在执行所述计算机程序时实现如权利要求1至5之一所述的基于数据融合修正的亚跨气动特性获取方法。

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