CN117272523A - 飞行器稳定性参数的确定方法、装置、终端设备和介质 - Google Patents

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CN117272523A CN202311561101.1A CN202311561101A CN117272523A CN 117272523 A CN117272523 A CN 117272523A CN 202311561101 A CN202311561101 A CN 202311561101A CN 117272523 A CN117272523 A CN 117272523A
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齐龙
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Abstract

本申请公开了一种飞行器稳定性参数的确定方法、装置、终端设备和介质，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。

Description

飞行器稳定性参数的确定方法、装置、终端设备和介质
技术领域
本申请属于流体力学技术领域，尤其涉及一种飞行器稳定性参数的确定方法、装置、终端设备和介质。
背景技术
目前，通常借助计算流体动力学（ComputationalFluidDynamics，CFD）方法开展飞行器动态稳定性参数预测具有独特的优势，相对周期短、成本低、参数设置方便，已经成为飞行器研制的重要手段。
目前常用的CFD方法开展稳定性参数辨识多采用结构、非结构网格进行流场计算以及获取气动力数据，通常仍然需要人工手动生成或干预网格生成，还存在自动化程度不高、人力成本较高的问题。
发明内容
本发明意在提供一种飞行器稳定性参数的确定方法、装置、终端设备和介质，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稳定性参数的确定方法，所述方法包括：
根据飞行器模型，生成表面离散网格；
根据预设网格生成参数和所述表面离散网格，确定与所述飞行器模型对应的目标空间网格；
根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；
根据所述目标空间网格、气动参数和所述飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；
根据所述非定常流场数据、所述气动力数据和所述气动力参数公式，计算所述飞行器模型的稳定性参数。
可选地，所述气动参数至少包括来流速度、密度、压强、攻角中的一种或多种，所述飞行器运动参数至少包括：初始攻角、振幅、减缩频率、质心位置中的一种或多种。
可选地，所述根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式，包括：
基于动态气动力模型进行泰勒级数展开，将线性项的系数确定为稳定性导数，其中，所述稳定性导数至少包括中心攻角处的静导数参数和中心攻角处的动导数参数；
根据振荡幅值、振荡频率和减缩频率，确定飞行器的气动力参数公式。
可选地，所述根据所述目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据，包括：
根据初始空间网格和所述气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，得到当前时刻的定常流场状态；
计算定常气动力数据，其中，所述定常气动力数据至少包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数和法向力系数中的一种或多种；
采用双时间步方法，对飞行器运动过程中的表面离散网格进行更新；
根据当前时刻的表面离散网格，确定下一时刻的表面离散网格。
可选地，所述根据所述非定常流场数据、所述气动力数据和所述气动力参数公式，计算所述飞行器模型的稳定性参数，包括：
根据所述非定常流场数据，确定气动力矩的时间历程；
根据所述气动力参数公式，计算迟滞环，并根据数值积分方法，确定中心攻角处的静导数和动导数。
可选地，所述预设网格生成参数至少包括计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸；
所述根据预设网格生成参数和所述表面离散网格，确定与所述飞行器模型对应的目标空间网格，包括：
根据所述计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的初始空间笛卡尔网格；
根据所述初始空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和所述表面网格的坐标信息，计算各个所述初始空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系，所述初始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和表面外部的笛卡尔网格；
对所述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分为预设数量的网格子单元；
确定所述网格子单元与所述表面网格的相对位置关系；
循环对每次加密后得到的网格子单元进行判断；
若加密次数达到所述预先设定的加密次数，且所述空间笛卡尔网格与所述表面网格的尺寸满足预设条件，则将最后一次加密后得到的网格子单元确定为所述目标空间网格。
第二个方面，本发明实施例提供一种飞行器稳定性参数的确定装置，所述装置包括：
生成模块，用于根据飞行器模型，生成表面离散网格；
第一确定模块，用于根据预设网格生成参数和所述表面离散网格，确定与所述飞行器模型对应的目标空间网格；
第二确定模块，用于根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；
第三确定模块，用于根据所述目标空间网格、气动参数和所述飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；
计算模块，用于根据所述非定常流场数据、所述气动力数据和所述气动力参数公式，计算所述飞行器模型的稳定性参数。
可选地，所述气动参数至少包括来流速度、密度、压强、攻角中的一种或多种，所述飞行器运动参数至少包括：初始攻角、振幅、减缩频率、质心位置中的一种或多种。
可选地，所述第二确定模块，用于：
基于动态气动力模型进行泰勒级数展开，将线性项的系数确定为稳定性导数，其中，所述稳定性导数至少包括中心攻角处的静导数参数和中心攻角处的动导数参数；
根据振荡幅值、振荡频率和减缩频率，确定飞行器的气动力参数公式。
可选地，所述第三确定模块用于：
根据所述初始空间网格和所述气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，得到当前时刻的定常流场状态；
计算定常气动力数据，其中，所述定常气动力数据至少包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数和法向力系数中的一种或多种；
采用双时间步方法，对飞行器运动过程中的表面离散网格进行更新；
根据当前时刻的表面离散网格，确定下一时刻的表面离散网格。
可选地，所述计算模块用于：
根据所述非定常流场数据，确定气动力矩的时间历程；
根据所述气动力参数公式，计算迟滞环，并根据数值积分方法，确定中心攻角处的静导数和动导数。
可选地，所述预设网格生成参数至少包括计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸；
所述生成模块用于：
根据所述计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的初始空间笛卡尔网格；
根据所述初始空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和所述表面网格的坐标信息，计算各个所述初始空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系，所述初始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和表面外部的笛卡尔网格；
对所述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分为预设数量的网格子单元；
确定所述网格子单元与所述表面网格的相对位置关系；
循环对每次加密后得到的网格子单元进行判断；
若加密次数达到所述预先设定的加密次数，且所述空间笛卡尔网格与所述表面网格的尺寸满足预设条件，则将最后一次加密后得到的网格子单元确定为所述目标空间网格。
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稳定性参数的确定方法。
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稳定性参数的确定方法。
本发明实施例包括以下优点：
本发明实施例提供的飞行器稳定性参数的确定方法、装置、终端设备和介质，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请一实施例中一种飞行器稳定性参数的确定方法的流程图；
图2为本申请一实施例中又一种飞行器稳定性参数的确定方法的流程图；
图3是本发明的一种飞行器稳定性参数的确定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
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合具体实施例及相应的附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本发明一实施例提供一种飞行器稳定性参数的确定方法，用于计算飞行器稳定性参数。本实施例的执行主体为飞行器稳定性参数的确定装置，设置在终端设备上，例如，终端设备至少包括计算机终端等。
参照图1，示出了本发明的一种飞行器稳定性参数的确定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、根据飞行器模型，生成表面离散网格；
S102、根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；
具体地，终端设备导入飞行器模型，生成模型表面离散网格，并根据预设网格生成参数和表面离散网格，生成与飞行器模型对应的目标笛卡尔网格即目标空间网格。其中，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。
S103、根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；
其中，气动参数至少包括来流速度、密度、压强、攻角中的一种或多种，飞行器运动参数至少包括：初始攻角、振幅、减缩频率、质心位置中的一种或多种。
气动力模型至少包括动态俯仰力矩模型；
具体地，终端设备对动态俯仰力矩模型进行泰勒级数展开，获取线性项系数，并建立飞行器运动公式，根据飞行器运动公式和线性项系数，确定气动力参数公式。
S104、根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；
具体的，终端设备基于空间离散网格，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定常流场状态。计算获取定常气动力数据（升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数、法向力系数等）；在定常流场基础上，进行非定常流场计算，得到非定常流场数据和气动力数据。
S105、根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数。
具体的，终端设备在获取非定常流场数据后，获取气动力矩的时间历程，计算获取迟滞环，并通过数值积分方法完成中心攻角处的静导数和动导数的参数辨识，根据计算得到的静倒数和动导数，输出参数辨识结果。
本发明实施例将自适应笛卡尔网格技术作为飞行器稳定性参数辨识CFD计算中提供网格生成的技术方法，可以自动化生成空间网格，无需人工干预网格生成，提高飞行器稳定性参数辨识问题仿真过程的自动化程度，降低人力成本。
本发明实施例提供的飞行器稳定性参数的确定方法，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
本发明又一实施例对上述实施例提供的飞行器稳定性参数的确定方法做进一步补充说明。
可选地，根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式，包括：
基于动态气动力模型进行泰勒级数展开，将线性项的系数确定为稳定性导数，其中，稳定性导数至少包括中心攻角处的静导数参数和中心攻角处的动导数参数；
根据振荡幅值、振荡频率和减缩频率，确定飞行器的气动力参数公式。
可选地，根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据，包括：
根据初始空间网格和气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，得到当前时刻的定常流场状态；
计算定常气动力数据，其中，定常气动力数据至少包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数和法向力系数中的一种或多种；
采用双时间步方法，对飞行器运动过程中的表面离散网格进行更新；
根据当前时刻的表面离散网格，确定下一时刻的表面离散网格。
可选地，根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，包括：
根据非定常流场数据，确定气动力矩的时间历程；
根据气动力参数公式，计算迟滞环，并根据数值积分方法，确定中心攻角处的静导数和动导数。
可选地，预设网格生成参数至少包括计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸；
根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格，包括：
根据计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的初始空间笛卡尔网格；
根据初始空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格的坐标信息，计算各个初始空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系，初始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和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分为预设数量的网格子单元；
确定网格子单元与表面网格的相对位置关系；
按照上述方式，循环对每次加密后得到的网格子单元进行判断；
若加密次数达到预先设定的加密次数，且空间笛卡尔网格与表面网格的尺寸满足预设条件，则将最后一次加密后得到的网格子单元确定为目标空间网格。
图2为本申请一实施例中又一种飞行器稳定性参数的确定方法的流程图，如图2所示，该飞行器稳定性参数的确定方法包括：
步骤101，导入飞行器模型，生成表面离散网格；
步骤102，设置计算气动和飞行器运动相关参数：
（1）设定气动参数（来流速度、密度、压强、攻角等）
（2）设定飞行器运动参数（初始攻角、振幅、减缩频率、质心位置等）
步骤103，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）设置自适应笛卡尔网格生成参数。
（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104，动态气动力参数公式构建：根据飞行器运动参数和气动力模型，获取稳定性参数。
以单自由度俯仰运动为例，基于动态气动力模型开展动导数参数辨识，将动态气动力进行Taylor级数展开，保留线性部分，线性项的系数即为稳定性导数。例如，采用动态俯仰力矩模型，在中心攻角处展开如下：
；
其中，就是/>处的俯仰静导数，/>就是俯仰动导数
建立飞行器运动公式，以单自由度俯仰振动为例，公式为：，式中，/>表示振荡幅值，/>表示振荡频率，k表示减缩频率。
通过对Cm在处Taylor展开，得到中心攻角处的静导数/>和动导数/>参数：
步骤105,气动数值计算：根据空间网格和气动参数、运动参数等进行CFD计算，得到流动状态和气动力数据。
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定常流场状态。
计算获取定常气动力数据（升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数、法向力系数等）；
在定常流场基础上，进行非定常流场计算（通常采用双时间步方法，根据103（b）中飞行器运动中的表面网格的对应变化，按照步骤102实时更新网格，并根据前一时刻的网格和计算状态进行下一时刻的推进更新）。
步骤106,稳定性参数辨识：根据非定常流场计算结果和气动力数据，计算稳定性参数。
完成105步骤的非定常流场计算后，获取气动力矩的时间历程；
计算获取迟滞环，并通过数值积分方法完成中心攻角处的静导数和动导数的参数辨识：
;
;
步骤107,输出结果：根据计算得到的静倒数和动导数，输出参数辨识结果。
本申请实施例对应飞行器稳定性参数辨识的CFD模拟技术，提供了一种网格自动化生成的仿真方法，可以避免在采用传统结构和非结构网格时需要较多人工干预的问题,提高整个仿真流程的自动化程度，能够减少飞行器稳定性参数计算过程中人工生成网格的时间，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稳定性参数的确定方法，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
本发明另一实施例提供一种飞行器稳定性参数的确定装置，用于执行上述实施例提供的飞行器稳定性参数的确定方法。
参照图3，示出了本发明的一种飞行器稳定性参数的确定装置实施例的结构框图，该装置具体可以包括如下模块：生成模块301、第一确定模块302、第二确定模块303、第三确定模块304和计算模块305，其中：
生成模块301用于根据飞行器模型，生成表面离散网格；
第一确定模块302用于根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；
第二确定模块303用于根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；
第三确定模块304用于根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；
计算模块305用于根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数。
本发明实施例提供的飞行器稳定性参数的确定装置，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
本发明又一实施例对上述实施例提供的飞行器稳定性参数的确定装置做进一步补充说明。
可选地，气动参数至少包括来流速度、密度、压强、攻角中的一种或多种，飞行器运动参数至少包括：初始攻角、振幅、减缩频率、质心位置中的一种或多种。
可选地，第二确定模块，用于：
基于动态气动力模型进行泰勒级数展开，将线性项的系数确定为稳定性导数，其中，稳定性导数至少包括中心攻角处的静导数参数和中心攻角处的动导数参数；
根据振荡幅值、振荡频率和减缩频率，确定飞行器的气动力参数公式。
可选地，第三确定模块用于：
根据初始空间网格和气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，得到当前时刻的定常流场状态；
计算定常气动力数据，其中，定常气动力数据至少包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数和法向力系数中的一种或多种；
采用双时间步方法，对飞行器运动过程中的表面离散网格进行更新；
根据当前时刻的表面离散网格，确定下一时刻的表面离散网格。
可选地，计算模块用于：
根据非定常流场数据，确定气动力矩的时间历程；
根据气动力参数公式，计算迟滞环，并根据数值积分方法，确定中心攻角处的静导数和动导数。
可选地，预设网格生成参数至少包括计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸；
生成模块用于：
根据计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的初始空间笛卡尔网格；
根据初始空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和表面网格的坐标信息，计算各个初始空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系，初始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和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分为预设数量的网格子单元；
确定网格子单元与表面网格的相对位置关系；
按照上述方式，循环对每次加密后得到的网格子单元进行判断；
若加密次数达到预先设定的加密次数，且空间笛卡尔网格与表面网格的尺寸满足预设条件，则将最后一次加密后得到的网格子单元确定为目标空间网格。
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稳定性参数的确定装置，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
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稳定性参数的确定方法。
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稳定性参数的确定方法。
本实施例提供的终端设备，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
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稳定性参数的确定方法。
根据本实施例的计算机可读存储介质，通过根据飞行器模型，生成表面离散网格；根据预设网格生成参数和表面离散网格，确定与飞行器模型对应的目标空间网格；根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；根据目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；根据非定常流场数据、气动力数据和气动力参数公式，计算飞行器模型的稳定性参数，本申请实施例通过笛卡尔网格技术实现，在自适应生成的笛卡尔网格上进行非定常流场的计算，再提取用于稳定性参数辨识的气动力数据，由于笛卡尔网格可完全自动化生成，使得该方法具有自动化程度相对传统方法更高、人工干预更少的优点。
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 (10)

1.一种飞行器稳定性参数的确定方法，其特征在于，所述方法包括：
根据飞行器模型，生成表面离散网格；
根据预设网格生成参数和所述表面离散网格，确定与所述飞行器模型对应的目标空间网格；
根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；
根据所述目标空间网格、气动参数和所述飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；
根据所述非定常流场数据、所述气动力数据和所述气动力参数公式，计算所述飞行器模型的稳定性参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述气动参数至少包括来流速度、密度、压强、攻角中的一种或多种，所述飞行器运动参数至少包括：初始攻角、振幅、减缩频率、质心位置中的一种或多种。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式，包括：
基于动态气动力模型进行泰勒级数展开，将线性项的系数确定为稳定性导数，其中，所述稳定性导数至少包括中心攻角处的静导数参数和中心攻角处的动导数参数；
根据振荡幅值、振荡频率和减缩频率，确定飞行器的气动力参数公式。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标空间网格、气动参数和飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据，包括：
根据初始空间网格和所述气动参数，通过求解Navier-Stokes方程或Euler方程，进行CFD数值计算，得到当前时刻的定常流场状态；
计算定常气动力数据，其中，所述定常气动力数据至少包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、轴向力系数和法向力系数中的一种或多种；
采用双时间步方法，对飞行器运动过程中的表面离散网格进行更新；
根据当前时刻的表面离散网格，确定下一时刻的表面离散网格。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据所述非定常流场数据、所述气动力数据和所述气动力参数公式，计算所述飞行器模型的稳定性参数，包括：
根据所述非定常流场数据，确定气动力矩的时间历程；
根据所述气动力参数公式，计算迟滞环，并根据数值积分方法，确定中心攻角处的静导数和动导数。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设网格生成参数至少包括计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸；
所述根据预设网格生成参数和所述表面离散网格，确定与所述飞行器模型对应的目标空间网格，包括：
根据所述计算域尺寸、坐标和初始网格尺寸，生成填充整个计算域的初始空间笛卡尔网格；
根据所述初始空间笛卡尔网格的网格点的坐标信息和所述表面网格的坐标信息，计算各个所述初始空间笛卡尔网格和表面网格的相对位置关系，所述初始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和表面外部的笛卡尔网格；
对所述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分为预设数量的网格子单元；
确定所述网格子单元与所述表面网格的相对位置关系；
循环对每次加密后得到的网格子单元进行判断；
若加密次数达到预先设定的加密次数，且所述空间笛卡尔网格与所述表面网格的尺寸满足预设条件，则将最后一次加密后得到的网格子单元确定为所述目标空间网格。
7.一种飞行器稳定性参数的确定装置，其特征在于，所述装置包括：
生成模块，用于根据飞行器模型，生成表面离散网格；
第一确定模块，用于根据预设网格生成参数和所述表面离散网格，确定与所述飞行器模型对应的目标空间网格；
第二确定模块，用于根据飞行器运动参数和气动力模型，确定气动力参数公式；
第三确定模块，用于根据所述目标空间网格、气动参数和所述飞行器运动参数，确定非定常流场数据和气动力数据；
计算模块，用于根据所述非定常流场数据、所述气动力数据和所述气动力参数公式，计算所述飞行器模型的稳定性参数。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述第二确定模块，用于：
基于动态气动力模型进行泰勒级数展开，将线性项的系数确定为稳定性导数，其中，所述稳定性导数至少包括中心攻角处的静导数参数和中心攻角处的动导数参数；
根据振荡幅值、振荡频率和减缩频率，确定飞行器的气动力参数公式。
9.一种终端设备，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1-6中任一项所述的飞行器稳定性参数的确定方法。
10.一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1-6中任一项所述的飞行器稳定性参数的确定方法。
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