[发明专利]耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法有效
申请号: | 201910206453.2 | 申请日: | 2019-03-19 |
公开(公告)号: | CN110162822B | 公开(公告)日: | 2020-12-25 |
发明(设计)人: | 刘燚;刘凯;操小龙;何海波 | 申请(专利权)人: | 北京机电工程研究所 |
主分类号: | G06F30/15 | 分类号: | G06F30/15;G06F30/28;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14 |
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地址: | 100074 *** | 国省代码: | 北京;11 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 耦合 结构 时域 快速 非定常 气动力 计算方法 | ||
1.一种耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法,其特征在于,所述时域快速非定常气动力计算方法包括:
步骤一,对飞行器的变形气动面进行网格划分;
步骤二,获取飞行器的结构模态信息并将所述结构模态信息插值到变形气动面的气动网格上,确定变形气动面的结构运动规律;
步骤三,根据所述变形气动面的气动网格大小、来流速度以及所述变形气动面的结构运动规律确定时域分析计算步长;
步骤四,基于全位势流理论,在所述变形气动面的各个气动网格上布置涡环,根据速度诱导公式求解飞行器的气动力影响系数矩阵,根据所述气动力影响系数矩阵以及法向物面边界条件计算获取当前时刻的涡环环量大小,根据当前时刻的涡环环量大小并利用非定常伯努利方程计算获取变形气动面网格上的气动力的大小和分布;
步骤五,保持后缘尾涡的环量不变,将所述后缘尾涡以当地流场速度运动一个时间步长的位移以形成下游尾涡流场;
步骤六,在所述下游尾涡流场的基础上,将下一时间步长下的结构模态信息插值到变形气动面网格上,重复步骤四和步骤五,直至完成时域内推进非定常气动力的求解。
2.根据权利要求1所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法,其特征在于,当前时刻的所述涡环环量Γ的大小可根据所述气动力影响系数矩阵A以及法向物面边界条件来获取,其中,A为机翼气动力影响系数矩阵,Γ为机翼附着涡环强度组成的列向量,V(t)=[U(t),V(t),W(t)],V(t)为包含机翼运动速度和非定常来流速度的速度,Vw为尾涡在机翼处引起的诱导速度,为机翼当地的法向量。
3.根据权利要求2所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法,其特征在于,变形气动面网格上的气动力可根据当前时刻的涡环环量大小并利用非定常伯努利方程来获取,其中,ρ为来流密度,τi为变形气动面网格i方向的切向量,τj为变形气动面网格j方向的切向量,Δcij为变形气动面列向第i个、展向第j个网格的弦长,Δbij为变形气动面列向第i个、展向第j个网格的展长,Γij为变形气动面列向第i个、展向第j个网格的涡环环量,Γi-1,j为变形气动面列向第i-1个、展向第j个网格的涡环环量,Γi,j-1为变形气动面列向第i个、展向第j-1个网格的涡环环量,Δpij为变形气动面列向第i个、展向第j个网格的气动力。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法,其特征在于,在所述步骤一中,所述变形气动面的弦向网格至少大于5,展向网格可根据网格单元长细比进行确定。
5.根据权利要求4所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法,其特征在于,在所述步骤二中,所述飞行器的结构模态信息包括刚体运动模态或弹性运动模态。
6.根据权利要求5所述的耦合结构模态的时域快速非定常气动力计算方法,其特征在于,所述变形气动面的结构运动规律包括简谐运动规律。
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