CN117786843A - 气动特性分析方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提出一种气动特性分析方法、装置、电子设备及存储介质，属于数据处理领域。方法中，生成飞行器模型的组件网格和目标姿态对应的背景网格，且背景网格的下边界为地面的模拟结构，背景网络的内边界与下边界间的夹角和距离分别表征飞行器的姿态角和离地距离。将背景网格和组件网格组合，以使组合网格模拟飞行器在近地面飞行时的流场环境和姿态。进而，利用流场求解器进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。如此，无需通过风洞试验手段来分析近地面时的气动特性，能够降低分析成本，减少试验耗时。并且，在需要分析飞行器不同姿态时的气动特性时，仅需重新生成对应姿态的背景网格，无需重新生成组件网格。

Description

气动特性分析方法、装置、电子设备及存储介质

技术领域

本申请涉及数据处理领域，具体而言，涉及一种气动特性分析方法、装置、电子设备及存储介质。

背景技术

气动特性是流体动力特性的一种，是分析飞行器飞行性能的最主要依据。飞行器的气动特征主要包括作用在飞行器上的空气动力和空气动力力矩随飞行器几何外形、飞行在台、速度、大气密度等参数变化的规律。

近地面效应是飞行器起飞、降落、超低空飞行和超低空投放等飞行状态下，进行气动特性分析必须考虑的设计影响因素。传统的分析手段是通过风洞试验来获取飞行器的气动特性，然而这种方法成本高且耗时长。

发明内容

有鉴于此，本申请的目的在于提供一种气动特性分析方法、装置、电子设备及存储介质，其能够降低对飞行器近地面效应的气动特性进行分析的成本，并降低耗时。

为了实现上述目的，本申请实施例采用的技术方案如下：

第一方面，本申请实施例提供一种气动特性分析方法，所述方法包括：

建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于所述第一计算域，生成组件网格；

生成目标姿态对应的背景网格；其中，所述背景网格包括下边界和内边界，所述下边界为地面的模拟结构，所述内边界与所述组件网格的外边界一致，所述内边界与所述下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，所述内边界与所述下边界间的距离表征所述飞行器的离地距离；

将所述背景网格的内边界贴合于所述组件网格的外边界，并将所述背景网格与所述组件网格进行组合，得到组合网格；

将所述组合网格导入至预设的流场求解器，利用所述流场求解器进行流体数据模拟，并计算出所述组合网格对应的气动特性数据。

在一种可能的实施方式中，在所述计算出所述组合网格对应的气动特性数据的步骤之后，所述方法还包括：

判断是否还存在未分析的飞行器姿态；

若是，则重新生成所述飞行器姿态对应的背景网格，并执行所述将所述背景网格的内边界贴合于所述组件网格的外边界，并将所述背景网格与所述组件网格进行组合，得到组合网格的步骤。

在一种可能的实施方式中，所述建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于所述第一计算域，生成组件网格的步骤，包括：

将飞行器模型导入预设的网格生成器，并对所述飞行器模型进行部件划分；

构建包围所述飞行器模型的第一计算域；

基于设定的网格参数和体网格生成类型，利用所述网格生成器，生成所述飞行器模型的组件网格。

在一种可能的实施方式中，所述生成目标姿态对应的背景网格的步骤，包括：

将目标姿态对应的背景模型导入预设的网格生成器，并对所述背景网格进行部件划分；

构建包围所述背景模型的第二计算域；

基于设定的网格参数和体网格生成类型，利用所述网格生成器，生成所述背景模型的背景网格。

在一种可能的实施方式中，所述利用所述流场求解器进行流体数据模拟，并计算出所述组合网格对应的气动特性数据的步骤，包括：

对所述组合网格进行网格尺寸缩放，以使所述组合网格中组件网格的尺寸与所述飞行器的实际尺寸一致；

基于设定的流体数据和计算信息，进行所述组合网格的计算初始化；

利用所述流场求解器，对初始化后的组合网格进行求解，得到所述组合网格对应的气动特性数据。

在一种可能的实施方式中，所述基于设定的流体数据和计算信息，进行所述组合网格的计算初始化的步骤，包括：

以空气作为所述组合网格的流体属性，并设置流体参数，以确定流体环境；

获取计算信息，确定求解方法、湍流模型、计算参考值、收敛标准和迭代次数；

将所述第二计算域的远场边界设定为速度入口边界条件，并确定设定速度以及所述组合网格的坐标系上的各坐标轴的速度分量比例；

获取所述第二计算域与所述第一计算域的飞行器本体的设定物面边界条件；

构建所述组合网格的网格交界面边界条件，并以所述第一计算域的外边界和所述第二计算域的内边界作为一组交界面。

在一种可能的实施方式中，所述确定设定速度以及各坐标轴的速度分量比例的步骤，包括：

根据所述飞行器在所述目标姿态下的实际飞行条件，获取对应的设定速度以及各坐标轴的速度分量比例。

第二方面，本申请实施例提供一种气动特性分析装置，包括第一生成模块、第二生成模块、组合模块和计算模块；

所述第一生成模块，用于建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于所述第一计算域，生成组件网格；

所述第二生成模块，用于生成目标姿态对应的背景网格；其中，所述背景网格包括下边界和内边界，所述下边界为地面的模拟结构，所述内边界与所述组件网格的外边界一致，所述内边界与所述下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，所述内边界与所述下边界间的距离表征所述飞行器的离地距离；

所述组合模块，用于将所述背景网格的内边界贴合于所述组件网格的外边界，并将所述背景网格与所述组件网格进行组合，得到组合网格；

所述计算模块，用于将所述组合网格导入至预设的流场求解器，利用所述流场求解器进行流体数据模拟，并计算出所述组合网格对应的气动特性数据。

第三方面，本申请实施例提供一种电子设备，包括处理器和存储器，所述存储器存储有能够被所述处理器执行的机器可执行指令，所述处理器可执行所述机器可执行指令以实现如第一方面中任一种可能的实施方式所述的气动特性分析方法。

第四方面，本申请实施例提供一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如第一方面中任一种可能的实施方式所述的气动特性分析方法。

本申请实施例提供的气动特性分析方法、装置、电子设备及存储介质，方法中，建立包含飞行器模型的第一计算域，基于该第一计算域生成组件网格，并生成目标姿态对应的背景网格，且该背景网格的下边界为地面的模拟结构，该背景网络的内边界与下边界间的夹角和距离分别表征飞行器的姿态角和离地距离。将背景网格的内边界贴合于组件网格的外边界，并将背景网格和组件网格组合，得到组合网格，以使组合网格模拟飞行器在近地面飞行时的流场环境和姿态。进而，将组合网格导入预设的流场求解器，利用流场求解器进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。如此，通过模拟飞行器近地面的流场环境和流体数据的方式，来对飞行器近地面时的气动特性进行试验分析，无需通过风洞试验手段来分析近地面时的气动特性，能够极大地降低分析成本，减少试验耗时。

另外，在需要分析飞行器不同姿态时的近地面的气动特性时，仅需重新生成对应姿态的背景网格，无需重新生成组件网格，背景网格的网格单元数量远小于飞行器的组件网格的数量，生成方便且快捷，能够减少生成网格时的网格单元的计算量，有助于快速进行飞行器多姿态或多离地距离的气动特性分析，极大地减少了试验耗时。

为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1示出了本申请实施例提供的气动特性分析系统的结构示意图。

图2示出了本申请实施例提供的气动特性分析方法的流程示意图之一。

图3示出了本申请实施例提供的气动特性分析方法的流程示意图之二。

图4示出了图2和图3中步骤S11的部分子步骤的流程示意图。

图5示出了图2和图3中步骤S13的部分子步骤的流程示意图。

图6示出了图2和图3中步骤S17的部分子步骤的流程示意图。

图7示出了本申请实施例提供的气动特性分析装置的结构示意图。

图8示出了本申请实施例提供的电子设备的结构示意图。

附图标记说明：1000-气动特性分析系统；10-分析设备；20-客户终端；30-显示设备；40-气动特性分析装置；401-第一生成模块；402-第二生成模块；403-组合模块；404-计算模块；50-电子设备。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。

需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本申请实施例提供的气动特性分析方法，可以应用于图1所示的气动特性分析系统1000中，气动特性分析系统1000可以包括分析设备10、客户终端20和显示设备30，分析设备10可以通过有线或无线的方式与显示设备30通信连接。分析设备10上可以安装有CAE前处理应用，例如ICEMCFD和Ansys CFD。

CAE前处理应用可以包括网格生成器和流场求解器。

客户终端20，用于给分析设备10发送试验指令和试验数据，以指示分析设备10进行气动特性分析。

分析设备10，用于实现如本申请实施例提供的气动特性分析方法。

显示设备30，用于在分析设备10实现本申请实施例提供的气动特性分析方法的过程中，显示分析设备10送显的组件网格、背景网格和组合网格等。

客户终端20包括但不限于是：人计算机、笔记本电脑、平板电脑和移动终端等。分析设备10包括但不限于是：个人计算机、笔记本电脑、平板电脑、独立服务器和服务器集群等。显示设备30包括但不限于是：显示器和投影仪等。

在一种可能的实施方式中，提供了一种气动特性分析方法，参照图2，可以包括以下步骤。在本实施方式中，以该气动特性分析方法应用于图1中的分析设备10来举例说明。

S11，建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于第一计算域，生成组件网格。

S13，生成目标姿态对应的背景网格。

在本实施方式中，背景网格包括下边界、内边界和外边界，下边界为地面的模拟结构，内边界与组件网格的外边界一致，内边界与下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，内边界与下边界间的距离表征飞行器的离地距离。

S15，将背景网格的内边界贴合于组件网格的外边界，并将背景网格与组件网格进行组合，得到组合网格。

S17，将组合网格导入至预设的流场求解器，利用流场求解器进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。

可以理解为，客户终端20可以向分析设备10发起试验指令和试验数据，也可以是分析人员通过键盘或手机等向分析设备10输入试验指令和试验数据，其中，试验数据可以包括待分析的飞行器姿态。

分析设备10在接收到试验指令后，可以调用分析设备10上的CAE前处理应用来自动建立包含飞行器模型的第一计算域，也可以人工在分析设备10的CAE前处理应用上绘制包含飞行器模型的第一计算域。分析设备10基于该第一计算域，生成组件网格。需要说明的是，组件网格指的是飞行器本体网格。

同时，分析设备10可以依据试验指令中的待分析的飞行器姿态，调用分析设备10上的CAE前处理应用自动生成目标姿态对应的背景网格。进而，可以以背景网格的内边界贴合于组件网格的外边界的方式，即网格搭接的方式，将背景网格与组件网格进行组合，得到组合网格。

由于，背景网格的内边界与组件网格的外边界一致，因此，组件网格可以与背景网格完全贴合，且被容纳于背景网格内。由于背景网格的内边界与下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，背景网格的下边界与内边界的距离表征飞行器的离地距离。因此，组合后的组合网格实现对飞行器在近地面飞行时的姿态(包括迎角)和流场环境的模拟。

得到组合网格后，分析设备10可以将组合网格导入至预设的流场求解器，利用流场求解器，进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。其中，流场求解器可以是任一种CAE前处理应用的流场求解器，例如，可以是ICEMCFD的CFD求解器。

与传统的通过风洞试验手段来分析飞行器的气动特性的方式相比，上述气动特性分析方法中，通过模拟飞行器近地面的流场环境和流体数据的方式，来对飞行器近地面时的气动特性进行试验分析，无需通过风洞试验手段来分析近地面时的气动特性，能够极大地降低分析成本，减少试验耗时。

此外，上述气动特性分析方法中，在需要分析飞行器不同姿态时的近地面的气动特性时，仅需重新生成对应姿态的背景网格，无需重新生成组件网格，背景网格的网格单元数量远小于飞行器的组件网格的数量，生成方便且快捷，能够减少生成网格时的网格单元的计算量，有助于快速进行飞行器多姿态或多离地距离的气动特性分析，极大地减少了试验耗时。

传统思维中，当需要进行不同姿态角的飞行器的气动特性时，可以通过绕轴心旋转和移动组件网格，来使组件网格中的飞行器本体形成不同的迎角和高度来进行试验。然而，由于组件网格中包含的细节点多，导致网格单元的数量巨大，而在旋转移动过程中，需要分析设备10进行大量的计算，资源开销大且速度慢。

为了减少资源开销并提高分析效率，参照图3，在步骤S17之后还可以包括以下步骤。

S18，判断是否还存在未分析的飞行器姿态。若是，则执行步骤S19。

S19，重新生成该飞行器姿态对应的背景网格。并在S19之后返回执行步骤S15。

对于步骤S18，客户终端20在给分析设备10发送试验指令或者试验人员往分析设备10上输入试验指令时，试验指令中可以包括所有要进行分析的飞行器姿态。分析设备10接收到试验指令后，可以解析出所有待分析的飞行器姿态，并获取一个飞行器姿态作为目标姿态，来执行步骤S11至S17。在执行完一次S17之后，S18中可以判断当前的目标姿态是否为待分析的所有飞行器姿态中的最后一个，若不是，则表明还存在未分析的飞行器姿态。

此时，步骤S19中，可以重新生成下一个待分析的飞行器姿态对应的背景网格。并在之后执行步骤S15。

也可以是在S19中将目标姿态之后的下一个未分析的飞行器姿态作为目标姿态，并返回执行步骤S13。

如此，在需要对同一个飞行器的多个不同的飞行器姿态进行气动特性分析时(例如，对迎角为7°、40°和15°，离地距离为10米、30米时的飞行器的气动特性进行分析)，仅需重新生成对应的飞行器姿态的背景网格即可，无需再生成飞行器的组件网格。

飞行器的组件网格更为精细，故而组件网格的网格单元数量远大于背景网格的网格单元数量，仅重新生成背景网格时，远远降低了需要生成的网格单元数量，也降低了网格生成的复杂度。因此，能够极大地提升试验速度，进而提升试验效率。

在一种可能的实施方式中，参照图4，步骤S11可以实施为以下步骤。

S111，将飞行器模型导入预设的网格生成器，并对飞行器模型进行部件划分。

S112，构建包围飞行器模型的第一计算域。

S113，基于设定的网格参数和体网格生成类型，利用网格生成器，生成飞行器模型的组件网格。

需要说明的是，第一计算域需要与任一种姿态对应的背景网格的下边界间的距离至少要大于或等于预设距离，以避免第一计算域与模拟地面的背景网格下边界距离过近、接触或超出，而影响气动特性计算的准确度。其中，预设距离为预先根据安全距离设定的值。

可以理解为，试验人员可以先使用CAD软件(例如，AutoCAD，UG和CATIA等)绘制出精确度更高的飞行器的数字模型，即飞行器模型，并将飞行器模型的文件导入分析设备10，或者打包进试验指令中。分析设备10获取到飞行器模型的文件后，可以将飞行器模型导入预设的网格生成器(例如，可以是ICEMCFD的网格生成器)。

在其他实施方式中，也可以是试验人员在预设的网格生成器中绘制飞行器模型，还可以是预设的网格生成器按着设置参数自动绘制飞行器模型，在本实施方式中，不作具体限定。

飞行器模型导入预设的网格生成器之后，分析设备10可以自动识别出飞行器模型上的各个部件，并进行划分，也可以试验人员手动进行部件划分。在本实施方式中，部件划分是指将飞行器模型中的机翼、尾翼、起落架和机身等组成部件进行标识。

进而，可以按照预设参数，绘制包围飞行器模型的第一计算域，其中，第一计算域可以是球状的，也可以是长方体状的，还可以是不规则三维体状。同时，试验人员可以向分析设备10输入全局网格参数、局部面网格参数和体网格生成类型等，来进行网格参数和体网格生成类型的设定。也可以是在试验指令中直接指定全局网格参数、局部面网格参数和体网格生成类型。进而，启动网格生成器进行网格计算，即可生成组件网格。

需要说明的是，全局网格参数包括但不限于是：最大网格单元值和缩放因子，用于限制组件网格的最大网格单元。局部面网格参数包括但不限于是：物面上的网格单元尺寸以及线上的网格单元尺寸，用于指示组件网格的各个网格的大小。

在步骤S113之后，可以将组件网格导出为与流场求解器适配的格式的文件，以为后续求解做准备。

通过上述步骤S111至S113，直接基于预先用CAD软件绘制的飞行器模型生成组件网格，能够提高组件网格的准确度。

在一种可能的实施方式中，参照图5，步骤S13可以实施为以下步骤。

S131，将目标姿态对应的背景模型导入预设的网格生成器，并对所述背景网格进行部件划分。

S132，构建包围背景模型的第二计算域。

S133，基于设定的网格参数和体网格生成类型，利用网格生成器，生成背景模型的背景网格。

需要说明的是，第二计算域的内边界为第一计算域的外边界，即第二计算域不会包围第一计算域，以此，表面后续计算中第一计算域和第二计算域互相影响，而导致气动特性的计算值出现错误。

可以理解为，试验人员可以先使用CAD软件(例如，AutoCAD，UG和CATIA等)绘制出精确度更高的不同姿态角的背景的数字模型，即不同姿态角的背景模型，并将背景模型的文件导入分析设备10，或者打包进试验指令中。分析设备10获取到目标姿态对应的背景模型的文件后，可以将该背景模型导入预设的网格生成器(例如，可以是ICEMCFD的网格生成器)。

需要说明的是，背景网格是要模拟飞行器所在的流场环境和姿态角，因此，背景网格的下边界为水平面形状，背景网格的外边界为半球状。

在其他实施方式中，也可以是试验人员在预设的网格生成器中绘制背景模型，还可以是预设的网格生成器按照设置参数自动绘制背景模型，在本实施方式中，不作具体限定。

目标姿态对应的背景模型导入预设的网格生成器之后，分析设备10可以自动识别出背景模型上的各个部件，并进行划分，也可以试验人员手动进行部件划分。在本实施方式中，部件划分是指将背景模型中的内边界、下边界和外边界等组成部件进行标识。

进而，可以按照预设参数，绘制包围飞行器模型的第二计算域，其中，第二计算域可以是球状的，也可以是长方体状的，还可以是不规则三维体状。同时，试验人员可以向分析设备10输入全局网格参数、局部面网格参数和体网格生成类型等，来进行网格参数和体网格生成类型的设定。也可以是在试验指令中直接指定全局网格参数、局部面网格参数和体网格生成类型。进而，启动网格生成器进行网格计算，即可生成背景网格。

应当理解的是，不同面的局部面网格参数可以不同，也可以一致，具体的，依据实际场景和实际需求而作适应性调整。

通过上述步骤S131至S132，直接基于预先用CAD软件绘制的背景模型生成背景网格，能够提高背景网格的准确度。

在S17中，流场求解器可以是任一种流场求解器，在本实施方式中，不作具体限定。

在一种可能的实施方式中，流场求解器可以是IECMCFD应用的CFD求解器，且可以是采用CFD求解器的FLUENT计算进行求解。此时，步骤S17中，参照图6，进行流体数据模拟和计算气动特性数据的过程可以实施为以下步骤。

S171，对组合网格进行网格尺寸缩放，以使组合网格中组件网格的尺寸与飞行器的实际尺寸一致。

S172，基于设定的流体数据和计算信息，进行组合网格的计算初始化。

S173，利用流场求解器，对初始化后的组合网格进行求解，得到组合网格对应的气动特性数据。

对于步骤S171，将组合网格导入流场求解器中，在流场求解器中进行尺寸缩放，以保证求解时的组合网格与飞行器的实际飞行姿态一致。进行网格尺寸缩放包括但不限于是：将组合网格的尺寸单位调整为与飞行器的实际尺寸的尺寸单位一致，例如，若组合网格的尺寸单元为mm，实际尺寸的尺寸单元为m时，且组合网格中飞行器本体模型与实际飞行器的比例为1:N时，需要将组合网格的尺寸单元放大至m，并进行尺寸放大，使最终的组合网格中的飞行器本体的尺寸与实际飞行器的尺寸一致。

对于步骤S172，可以在流场求解器中进行以下步骤。

S172-1，以空气作为组合网格的流体属性，并设置流体参数，以确定流体环境。

其中，流体参数可以是默认参数，也可以实验人员手动设置。

S172-2，获取计算信息，确定求解方法、湍流模型、计算参考值、收敛标准和迭代次数。

其中，湍流模型可以为标准k-epsilon model，也可以为其它常用湍流模型。求解方法可以为基于压力基的定常求解方法，进一步的，可以是基于压力基的定常求解方法中的压力-速度耦合求解格式，还可以是其他任一项流场求解方法，本实施方式中，不作具体限定。计算参考值、收敛标准和迭代次数的具体指，可以依据实际场景和实际需求而作适应性调整。

S172-3，将第二计算域的远场边界设定为速度入口边界条件，并确定设定速度以及组合网格的坐标系上的各坐标轴的速度分量比例。

其中，设定速度以及各坐标轴的速度分量比例可以根据飞行器的实际飞行条件一致，即由实际飞行条件决定。即可以根据飞行器在目标姿态下的实际飞行条件，获取对应的设定速度以及各坐标轴的速度分量比例。

S172-4，获取第二计算域与第一计算域的飞行器本体的设定物面边界条件。

试验指令中的计算信息可以设定物面边界条件，例如，若试验指令中设定的是无滑移的物面边界条件，则S172-4中的设定物面边界条件为无滑移的物面边界条件，若试验指令中设定的是有滑移的物面边界条件，则S172-4中的设定物面边界条件为有滑移的物面边界条件。

S172-5，构建组合网格的网格交界面边界条件，并以第一计算域的外边界和第二计算域的内边界作为一组交界面。

通过S172-5，在流场求解器中再次申明并指示组合网格中的第一计算域的外边界和第二计算域的内边界作为一组交界面为一组交界面，来构建网格交界面边界条件。

应当理解的是，当使用不同的流场求解器时，其对应的计算初始化方式可以有所不同。

通过上述S172-1至S172-5，完成组合网格的计算初始化。

在完成组合网格的计算初始化后，启动流场求解器，即可得到组合网格对应的气动特性数据，即模拟飞行器的迎角和离地距离时的飞行器的气动特性数据。

本申请提供的气动特性分析方法，提供了一种飞行器近地面效应获取时无需采用风洞时延技术的气动特性的分析方法，能够减少风洞试验工作量，降低了工程研制成本，并提升了工程研制效率。

另外，本申请提供的气动特性分析方法适用于多种类型飞机平台的近地面气动特性分析，具有很好的通用性。

基于与上述气动特性分析方法相同的发明构思，在一种可能的实施方式中，还提供了一种气动特性分析装置40。参照图7，可以包括第一生成模块401、第二生成模块402、组合模块403和计算模块404。

第一生成模块401，用于建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于第一计算域，生成组件网格。

第二生成模块402，用于生成目标姿态对应的背景网格。

其中，背景网格包括下边界和内边界，下边界为地面的模拟结构，内边界与组件网格的外边界一致，内边界与下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，内边界与下边界间的距离表征飞行器的离地距离。

组合模块403，用于将背景网格的内边界贴合于组件网格的外边界，并将背景网格与组件网格进行组合，得到组合网格。

计算模块404，用于将组合网格导入至预设的流场求解器，利用流场求解器进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。

还可以包括判断模块，用于判断是否还存在未分析的飞行器姿态。若是，则第二生成模块402还用于重新生成飞行器姿态对应的背景网格。

上述气动特性分析装置40中，通过第一生成模块401、第二生成模块402、组合模块403和计算模块404的协同作用，通过模拟飞行器近地面的流场环境和流体数据的方式，来对飞行器近地面时的气动特性进行试验分析，无需通过风洞试验手段来分析近地面时的气动特性，能够极大地降低分析成本，减少试验耗时。

并且在上述气动特性分析装置40中，在需要分析飞行器不同姿态时的近地面的气动特性时，仅需重新生成对应姿态的背景网格，无需重新生成组件网格，背景网格的网格单元数量远小于飞行器的组件网格的数量，生成方便且快捷，能够减少生成网格时的网格单元的计算量，有助于快速进行飞行器多姿态或多离地距离的气动特性分析，极大地减少了试验耗时。

关于气动特性分析装置40的具体限定可以参见上文中对于气动特性分析方法的限定，在此不再赘述。上述气动特性分析装置40中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于电子设备50中的处理器中，也可以以软件形式存储于电子设备50的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。

在一种实施方式中，提供了一种电子设备50，其内部结构图可以如图8所示。该电子设备50包括通过系统总线连接的处理器、存储器、通信接口和输入装置。其中，该电子设备50的处理器用于提供计算和控制能力。该电子设备50的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该电子设备50的通信接口用于与外部的终端进行有线或无线方式的通信，无线方式可通过WIFI、运营商网络、近场通信(NFC)或其他技术实现。该计算机程序被处理器执行时实现如上述实施方式提供的气动特性分析方法。

图8中示出的结构，仅仅是与本发明方案相关的部分结构的框图，并不构成对本发明方案所应用于其上的电子设备50的限定，具体的电子设备50可以包括比图8中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。

在一种实施方式中，本发明提供的应用于被部署设备的气动特性分析装置40可以实现为一种计算机程序的形式，计算机程序可在如图8所示的电子设备50上运行。电子设备50的存储器中可存储组成该气动特性分析装置40的各个程序模块，比如，图7所示的第一生成模块401、第二生成模块402、组合模块403和计算模块404。各个程序模块构成的计算机程序使得处理器执行本说明书中描述的气动特性分析方法中的步骤。

例如，图8所示的电子设备50可以通过如图7所示的气动特性分析装置40中的第一生成模块401执行步骤S11。电子设备50可以通过第二生成模块402执行步骤S13。电子设备50可以通过组合模块403执行步骤S15。电子设备50可以通过计算模块404执行步骤S17。

在一种实施方式中，提供了一种电子设备50，包括：处理器和存储器，该存储器用于存储一个或多个程序；当一个或多个程序被处理器执行时，实现以下步骤：建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于第一计算域，生成组件网格；生成目标姿态对应的背景网格；将背景网格的内边界贴合于组件网格的外边界，并将背景网格与组件网格进行组合，得到组合网格；将组合网格导入至预设的流场求解器，利用流场求解器进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。

在一种实施方式中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现如下步骤：建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于第一计算域，生成组件网格；生成目标姿态对应的背景网格；将背景网格的内边界贴合于组件网格的外边界，并将背景网格与组件网格进行组合，得到组合网格；将组合网格导入至预设的流场求解器，利用流场求解器进行流体数据模拟，并计算出组合网格对应的气动特性数据。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本申请的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

另外，在本申请各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。

所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

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

Claims (10)

1.一种气动特性分析方法，其特征在于，所述方法包括：

建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于所述第一计算域，生成组件网格；

生成目标姿态对应的背景网格；其中，所述背景网格包括下边界和内边界，所述下边界为地面的模拟结构，所述内边界与所述组件网格的外边界一致，所述内边界与所述下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，所述内边界与所述下边界间的距离表征所述飞行器的离地距离；

将所述背景网格的内边界贴合于所述组件网格的外边界，并将所述背景网格与所述组件网格进行组合，得到组合网格；

将所述组合网格导入至预设的流场求解器，利用所述流场求解器进行流体数据模拟，并计算出所述组合网格对应的气动特性数据。

2.根据权利要求1所述的气动特性分析方法，其特征在于，在所述计算出所述组合网格对应的气动特性数据的步骤之后，所述方法还包括：

判断是否还存在未分析的飞行器姿态；

若是，则重新生成所述飞行器姿态对应的背景网格，并执行所述将所述背景网格的内边界贴合于所述组件网格的外边界，并将所述背景网格与所述组件网格进行组合，得到组合网格的步骤。

3.根据权利要求1或2所述的气动特性分析方法，其特征在于，所述建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于所述第一计算域，生成组件网格的步骤，包括：

将飞行器模型导入预设的网格生成器，并对所述飞行器模型进行部件划分；

构建包围所述飞行器模型的第一计算域；

基于设定的网格参数和体网格生成类型，利用所述网格生成器，生成所述飞行器模型的组件网格。

4.根据权利要求1或2所述的气动特性分析方法，其特征在于，所述生成目标姿态对应的背景网格的步骤，包括：

将目标姿态对应的背景模型导入预设的网格生成器，并对所述背景网格进行部件划分；

构建包围所述背景模型的第二计算域；

基于设定的网格参数和体网格生成类型，利用所述网格生成器，生成所述背景模型的背景网格。

5.根据权利要求4所述的气动特性分析方法，其特征在于，所述利用所述流场求解器进行流体数据模拟，并计算出所述组合网格对应的气动特性数据的步骤，包括：

对所述组合网格进行网格尺寸缩放，以使所述组合网格中组件网格的尺寸与所述飞行器的实际尺寸一致；

基于设定的流体数据和计算信息，进行所述组合网格的计算初始化；

利用所述流场求解器，对初始化后的组合网格进行求解，得到所述组合网格对应的气动特性数据。

6.根据权利要求5所述的气动特性分析方法，其特征在于，所述基于设定的流体数据和计算信息，进行所述组合网格的计算初始化的步骤，包括：

以空气作为所述组合网格的流体属性，并设置流体参数，以确定流体环境；

获取计算信息，确定求解方法、湍流模型、计算参考值、收敛标准和迭代次数；

将所述第二计算域的远场边界设定为速度入口边界条件，并确定设定速度以及所述组合网格的坐标系上的各坐标轴的速度分量比例；

获取所述第二计算域与所述第一计算域的飞行器本体的设定物面边界条件；

构建所述组合网格的网格交界面边界条件，并以所述第一计算域的外边界和所述第二计算域的内边界作为一组交界面。

7.根据权利要求6所述的气动特性分析方法，其特征在于，所述确定设定速度以及各坐标轴的速度分量比例的步骤，包括：

根据所述飞行器在所述目标姿态下的实际飞行条件，获取对应的设定速度以及各坐标轴的速度分量比例。

8.一种气动特性分析装置，其特征在于，包括第一生成模块、第二生成模块、组合模块和计算模块；

所述第一生成模块，用于建立包含飞行器模型的第一计算域，并基于所述第一计算域，生成组件网格；

所述第二生成模块，用于生成目标姿态对应的背景网格；其中，所述背景网格包括下边界和内边界，所述下边界为地面的模拟结构，所述内边界与所述组件网格的外边界一致，所述内边界与所述下边界间的夹角表征飞行器的姿态角，所述内边界与所述下边界间的距离表征所述飞行器的离地距离；

所述组合模块，用于将所述背景网格的内边界贴合于所述组件网格的外边界，并将所述背景网格与所述组件网格进行组合，得到组合网格；

所述计算模块，用于将所述组合网格导入至预设的流场求解器，利用所述流场求解器进行流体数据模拟，并计算出所述组合网格对应的气动特性数据。

9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器存储有能够被所述处理器执行的机器可执行指令，所述处理器可执行所述机器可执行指令以实现如权利要求1至7中任一项所述的气动特性分析方法。

10.一种存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7中任一项所述的气动特性分析方法。