本申請(qǐng)涉及數(shù)據(jù)處理，特別是涉及一種基于四面體網(wǎng)格二次邊界層生成的飛行器仿真設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，計(jì)算流體力學(xué)（computational?fluid?dynamics,cfd）技術(shù)的不斷完善，使其在飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)過程中得到了廣泛應(yīng)用。它通過計(jì)算機(jī)對(duì)實(shí)際問題進(jìn)行數(shù)值模擬求解，從而降低實(shí)際的生產(chǎn)成本。在飛行器氣動(dòng)外形的數(shù)值模擬中，網(wǎng)格生成是前處理過程的一部分，該過程將幾何模型和計(jì)算域離散為網(wǎng)格單元。對(duì)于三維模型，通常將其離散為四面體單元或六面體單元，并根據(jù)網(wǎng)格單元的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。邊界層是指流體在物體表面附近流動(dòng)速度等物理量梯度變化較大的薄層區(qū)域,在高雷諾數(shù)的飛行器流體仿真中，飛行器表面處存在邊界層，需要生成各向異性的邊界層網(wǎng)格以捕捉該區(qū)域的流動(dòng)特征。然后，將包含邊界層的整體網(wǎng)格導(dǎo)出為cfd數(shù)值計(jì)算軟件所需的網(wǎng)格文件格式，根據(jù)數(shù)值計(jì)算軟件的計(jì)算結(jié)果，得到當(dāng)前外形的飛行器中該區(qū)域的各向異性物理現(xiàn)象，進(jìn)而為飛行器的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

2、由于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的生成過程需要具有一定工程經(jīng)驗(yàn)的人員手動(dòng)的生成，因此不適合復(fù)雜飛行器外形的生成，相比之下，非結(jié)構(gòu)化的四面體網(wǎng)格自動(dòng)生成技術(shù)非常成熟，而在邊界層區(qū)域和其它區(qū)域內(nèi)，僅生成四面體網(wǎng)格會(huì)導(dǎo)致后續(xù)數(shù)值求解內(nèi)存需求大并且效率低。相反，先在邊界層區(qū)域內(nèi)生成正交性較好的棱柱單元，再在其它區(qū)域內(nèi)生成四面體單元，使用混合網(wǎng)格的方式對(duì)復(fù)雜的飛行器外形進(jìn)行粘性流動(dòng)計(jì)算可以更好提高數(shù)值求解精度和計(jì)算效率。因此邊界層區(qū)域內(nèi)自動(dòng)可靠的網(wǎng)格生成技術(shù)是飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)過程中的關(guān)鍵問題。

3、飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的優(yōu)化依賴于數(shù)值仿真的計(jì)算結(jié)果，而穩(wěn)定可靠的邊界層網(wǎng)格生成技術(shù)又是數(shù)值仿真計(jì)算效率和精度的重要保證，現(xiàn)有的網(wǎng)格生成技術(shù)通常使用前沿層推進(jìn)法（advancing?layer?method）來生成滿足粘性流動(dòng)計(jì)算的混合網(wǎng)格，即按照先根據(jù)面網(wǎng)格一層層生成邊界層網(wǎng)格，再基于邊界層網(wǎng)格生成內(nèi)部非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格。這種傳統(tǒng)方法在生成邊界層網(wǎng)格的過程中，需要在每層邊界層網(wǎng)格生成時(shí)進(jìn)行相交檢測，以避免相交網(wǎng)格單元的產(chǎn)生，對(duì)于復(fù)雜的大型幾何模型出現(xiàn)的復(fù)雜幾何特征，往往會(huì)導(dǎo)致相交檢測非常耗時(shí)并且生成的網(wǎng)格單元質(zhì)量也難以保證。并且在數(shù)值模擬計(jì)算后如果需要對(duì)邊界層的相關(guān)參數(shù)作出調(diào)整時(shí)，該方法需要對(duì)整個(gè)網(wǎng)格重新進(jìn)行生成，這進(jìn)一步增加網(wǎng)格生成的整體用時(shí)且魯棒性較差，從而限制飛行器氣動(dòng)外仿真驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)的周期。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、基于此，有必要針對(duì)上述技術(shù)問題，提供一種能夠提高魯棒性，縮短并優(yōu)化飛行器氣動(dòng)外形的仿真設(shè)計(jì)周期的基于四面體網(wǎng)格二次邊界層生成的飛行器仿真設(shè)計(jì)方法。

2、一種基于四面體網(wǎng)格二次邊界層生成的飛行器仿真設(shè)計(jì)方法，所述方法包括：

3、設(shè)計(jì)飛行器幾何形狀，根據(jù)設(shè)計(jì)參數(shù)生成并輸出飛行器幾何模型文件；讀入飛行器幾何模型文件，并以飛行器為中心建立遠(yuǎn)場包圍盒并利用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù)生成外流場的四面體網(wǎng)格；

4、定義用于邊界層網(wǎng)格生成的參數(shù)，在指定曲面的三角形網(wǎng)格與四面體網(wǎng)格之間生成指定層數(shù)、首層高度與生長率的帶有邊界層的整體網(wǎng)格；

5、將帶有邊界層的整體網(wǎng)格導(dǎo)出為通用的cgns格式網(wǎng)格文件進(jìn)行存儲(chǔ)，利用通用的cfd仿真軟件導(dǎo)入cgns格式網(wǎng)格文件進(jìn)行求解計(jì)算，獲得該飛行器外形中粘性流動(dòng)在邊界層附近的數(shù)值結(jié)果；

6、根據(jù)數(shù)值結(jié)果分析當(dāng)前飛行器外形中在邊界層區(qū)域附近所存在的物理現(xiàn)象，當(dāng)該飛行器外形達(dá)到要求的氣動(dòng)性能指標(biāo)，則輸出最終飛行器幾何形狀，當(dāng)該飛行器外形未達(dá)到要求的氣動(dòng)性能指標(biāo)則重新設(shè)計(jì)飛行器的幾何外形。

7、上述基于四面體網(wǎng)格二次邊界層生成的飛行器仿真設(shè)計(jì)方法，本申請(qǐng)通過在導(dǎo)入飛行器幾何模型后，利用成熟的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù)生成四面體網(wǎng)格，在此網(wǎng)格基礎(chǔ)上自動(dòng)的進(jìn)行高質(zhì)量的邊界層網(wǎng)格生成以得到含有邊界層網(wǎng)格的整體網(wǎng)格，再對(duì)其進(jìn)行cfd數(shù)值計(jì)算獲取邊界層附近粘性流動(dòng)現(xiàn)象并反饋結(jié)果，形成完整的飛行器仿真驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)方案。本申請(qǐng)基于四面體網(wǎng)格的邊界層二次生成方法，無需按照先生成邊界層網(wǎng)格再生成內(nèi)部體網(wǎng)格的方式進(jìn)行生成，采取在已有四面體網(wǎng)格上對(duì)邊界區(qū)域的單元進(jìn)行調(diào)整的方式二次生成含有邊界層的網(wǎng)格。該方法實(shí)現(xiàn)了四面體網(wǎng)格和邊界層網(wǎng)格的解耦生成，對(duì)于復(fù)雜飛行器氣動(dòng)外形的魯棒性更強(qiáng)，生成的邊界層網(wǎng)格質(zhì)量更好，并且在改變邊界層參數(shù)來研究數(shù)值解時(shí)的網(wǎng)格生成效率高，是一種更優(yōu)化的飛行器仿真驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)方法，同時(shí)使用四面體網(wǎng)格作為初始網(wǎng)格的一個(gè)優(yōu)點(diǎn)是無需進(jìn)行耗時(shí)的邊界層單元相交檢測，并且可以通過預(yù)先求解歐拉方程來檢查網(wǎng)格的有效性，然后使用邊界層網(wǎng)格生成混合網(wǎng)格以進(jìn)行粘性流動(dòng)計(jì)算數(shù)值模擬，當(dāng)通過改變邊界層參數(shù)來研究數(shù)值解時(shí)，本申請(qǐng)無需對(duì)整個(gè)模型重新生成網(wǎng)格，只需在邊界層區(qū)域重新生成網(wǎng)格，從而避免了在復(fù)雜飛行器模型時(shí)網(wǎng)格生成的不穩(wěn)定性并減少了飛行器仿真驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)周期。

技術(shù)特征：

1.一種基于四面體網(wǎng)格二次邊界層生成的飛行器仿真設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述方法包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，在指定曲面的三角形網(wǎng)格與所述四面體網(wǎng)格之間生成指定層數(shù)、首層高度與生長率的帶有邊界層的整體網(wǎng)格，包括：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述計(jì)算生成邊界層的頂點(diǎn)生長方向，包括：

4.根據(jù)權(quán)利要求1至3任意一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，基于待生成的棱柱單元質(zhì)量對(duì)頂點(diǎn)生長方向進(jìn)行光順，當(dāng)前頂點(diǎn)生長方向光順后的具體位置，包括：

5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，基于生長方向移動(dòng)的方向計(jì)算四面體網(wǎng)格的網(wǎng)格單元的坍縮值，根據(jù)每一個(gè)網(wǎng)格單元的坍縮值，建立四面體網(wǎng)格單元的優(yōu)先隊(duì)列，包括：

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，計(jì)算三角單元的坍縮值的過程包括：

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，所述待生長頂點(diǎn)移動(dòng)后三角形的法向?yàn)?/p>

8.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，對(duì)優(yōu)先隊(duì)列中坍縮值不符合要求的四面體網(wǎng)格單元進(jìn)行處理，包括：

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，所述二三交換包括首先找出包含需要交換面三個(gè)頂點(diǎn)的兩個(gè)四面體，得到交換前兩個(gè)四面體中的坍縮值的最小值再計(jì)算交換后三個(gè)四面體中的坍縮值的最小值，若則完成網(wǎng)格單元的二三交換，反之則返回交換失??；所述殼變換包括首先找出包含需要變換邊的所有四面體單元，并計(jì)算周圍四面體中的坍縮值的最小值，計(jì)算在每一個(gè)裙點(diǎn)進(jìn)行殼變換后四面體中坍縮值的最小值，再從中找出值所在的裙點(diǎn)，如果則對(duì)裙點(diǎn)完成網(wǎng)格單元的殼變換，并對(duì)殼變換成功后的結(jié)構(gòu)中所有連接邊和裙邊進(jìn)行一次殼變換，所有連接面進(jìn)行一次二三交換；若則說明殼變換失敗；所述點(diǎn)坍塌包括首先判斷待坍塌頂點(diǎn)周圍是否存在能夠坍塌的候選頂點(diǎn)，若存在算出待坍塌頂點(diǎn)坍塌到每一個(gè)候選頂點(diǎn)后周圍四面體單元中坍縮值的最小值，再從每個(gè)候選頂點(diǎn)的最小坍縮值中找出最大值所在的候選頂點(diǎn)作為實(shí)際的坍塌頂點(diǎn)并完成網(wǎng)格單元的坍塌，若周圍不存在坍塌的候選頂點(diǎn)則返回點(diǎn)坍塌失敗。

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其特征在于，所述判斷待坍塌頂點(diǎn)周圍是否存在能夠坍塌的候選頂點(diǎn)方式包括計(jì)算每一個(gè)殼頂點(diǎn)對(duì)于其它每一個(gè)殼三角的可見性，若存在殼頂點(diǎn)對(duì)于其它每一個(gè)殼三角都可見，即，其中為當(dāng)前殼三角的法線，為當(dāng)前殼三角中的任意頂點(diǎn)到殼頂點(diǎn)形成向量，則殼頂點(diǎn)為候選頂點(diǎn)；若不存在這樣的殼頂點(diǎn)，則對(duì)與當(dāng)前待坍塌頂點(diǎn)相連的每條邊進(jìn)行殼變換，存在變換成功的邊則對(duì)變化后的周圍四面體結(jié)構(gòu)再次進(jìn)行判斷，若都失敗則再對(duì)殼三角進(jìn)行二三交換，存在交換成功的殼三角則對(duì)變換后的周圍四面體結(jié)構(gòu)再次進(jìn)行判斷，若都交換失敗則說明當(dāng)前待坍塌頂點(diǎn)周圍不存在能夠坍塌的候選頂點(diǎn)。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)涉及一種基于四面體網(wǎng)格二次邊界層生成的飛行器仿真設(shè)計(jì)方法。所述方法包括：讀入飛行器幾何模型文件，并以飛行器為中心建立遠(yuǎn)場包圍盒并利用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù)生成外流場的四面體網(wǎng)格；在指定曲面的三角形網(wǎng)格與四面體網(wǎng)格之間生成指定層數(shù)、首層高度與生長率的帶有邊界層的整體網(wǎng)格；將帶有邊界層的整體網(wǎng)格導(dǎo)出為通用的cgns格式網(wǎng)格文件進(jìn)行存儲(chǔ)并求解計(jì)算，獲得該飛行器外形中粘性流動(dòng)在邊界層附近的數(shù)值結(jié)果；根據(jù)數(shù)值結(jié)果分析當(dāng)前飛行器外形中在邊界層區(qū)域附近所存在的物理現(xiàn)象，當(dāng)該飛行器外形達(dá)到要求的氣動(dòng)性能指標(biāo)，則輸出最終飛行器幾何形狀。采用本方法能夠提高魯棒性，縮短并優(yōu)化飛行器氣動(dòng)外形的仿真設(shè)計(jì)周期。

技術(shù)研發(fā)人員：高翔,孫中,龔春葉,張翔,徐傳福,劉杰
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國人民解放軍國防科技大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9