面元修正與網(wǎng)格預(yù)先自適應(yīng)計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種航空器結(jié)構(gòu)設(shè)計中升力面定常氣動載荷數(shù)值計算問題，提出了一 種面元修正與網(wǎng)格預(yù)先自適應(yīng)優(yōu)化算法技術(shù)，使在常規(guī)飛行狀態(tài)范圍內(nèi)所得氣動載荷分布 可達C抑(ComputationalFluidDynamics)數(shù)值精度，且在應(yīng)用于結(jié)構(gòu)靜氣彈重分析及優(yōu) 化設(shè)計時的計算效率遠高于CFD方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空器結(jié)構(gòu)靜氣動彈性約束下的數(shù)值優(yōu)化設(shè)計中，需要大量的氣動載荷與結(jié)構(gòu) 變形禪合數(shù)值計算，高精度高效率的靜氣動彈性禪合數(shù)值算法成為關(guān)鍵技術(shù)之一?，F(xiàn)代工 程分析中常采用兩種方法計算氣動載荷：一是基于完全空間網(wǎng)格數(shù)值計算的CFD方法，另 一是基于小擾動勢流方程的面元法。CFD方法計算精度高，與實驗結(jié)果吻合性好，得到了廣 泛的研究與應(yīng)用，但該方法計算量大，計算時間長，多用于航空器氣動布局的精細分析及氣 動特性研究。雖通過并行技術(shù)W及降階方法等能使CFD計算時間得到大幅縮減，但仍無法 滿足氣動彈性迭代優(yōu)化設(shè)計的效率需求；同時CFD計算結(jié)果難于高效率給出關(guān)于結(jié)構(gòu)變量 變化的設(shè)計敏度數(shù)據(jù)。在現(xiàn)代航空器結(jié)構(gòu)初步設(shè)計階段，工程中仍大量采用面元法計算氣 動載荷W提高計算效率。面元法幾何外形適應(yīng)性強，計算網(wǎng)格數(shù)量少，且氣動力影響系數(shù)矩 陣與結(jié)構(gòu)參數(shù)無關(guān)，是氣動載荷與彈性禪合設(shè)計的理想工程方法。但由于采用了線性速勢 理論，面元法無法計及厚度、黏性和激波等因素的影響，運些缺陷限制了其應(yīng)用范圍。近年 來，針對面元法的技術(shù)缺陷提出了多種修正方法，計算精度有了明顯改善。
[0003] 文獻1 "嚴德，楊超，萬志強.應(yīng)用氣動力修正技術(shù)的靜氣動彈性發(fā)散計算[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2007,33(10) ,1146-1149."利用高階面元法求解氣動彈性問題， 在一定程度上提高了面元法的精確性，但高階面元法增加了計算網(wǎng)格處理的復(fù)雜性，且仍 不能解決氣體流動分離等非線性問題。文獻2 "PC化enand化化Liu.Investigation onTransonicCorrectionMethodforUnsteadyAerodynamicsandAeroelastic Analyses[J].JournalofAircraft，2008, 45 巧），1890-1903."和文獻 3"A化鈍to Varello,ErasmoCarreral,LucianoDemasi.VortexLatticeMethodCoupledwith Advancedone-DimensionalStructuralModels[J].ASDJournal, 2011,2口），53-78.") 提出的模態(tài)修正面元法等亦可提高氣動載荷的計算精度，但若結(jié)構(gòu)參數(shù)變化時，需要反復(fù) 調(diào)用CFD計算數(shù)據(jù)，運仍然難于解決航空器結(jié)構(gòu)靜氣動彈性約束下數(shù)值優(yōu)化設(shè)計的計算效 率問題。文南犬 4 "Ji曰Himn，SunQin，LiuJie.Acorrectedpanelmethodforstatic ae;roelasticity[J].QiineseJComput陸ys,2014,31(l),21-26."提出的分段斜率修正面 元法進一步彌補了面元法無法考慮非線性因素的缺陷，但無法考慮面元網(wǎng)格對修正精度的 影響。
[0004]利用CFD進行氣動載荷計算時，網(wǎng)格劃分的優(yōu)劣是影響計算結(jié)果精度的關(guān)鍵因素 之一。劃分計算網(wǎng)格時，需要在復(fù)雜流場部位的翼尖、前后緣等位置進行加密處理。對于跨 音速等可能產(chǎn)生激波時的情況，更要采用動網(wǎng)格技術(shù)，捕捉激波位置，并在激波產(chǎn)生位置加 密網(wǎng)格，運些技術(shù)原理啟發(fā)著對面元網(wǎng)格分布進行自適應(yīng)優(yōu)化的必要性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為克服現(xiàn)代面元修正方法改善精度效果不佳的缺點，本發(fā)明提出了一種面元修正 與網(wǎng)格預(yù)先自適應(yīng)計算方法。
[0006] 步驟1，計算不同迎角下機翼部件原剛體氣動載荷數(shù)據(jù)。
[0007] 將機翼部件作為剛性幾何體劃分CFD計算的空間網(wǎng)格；所述的空間網(wǎng)格采用非結(jié) 構(gòu)網(wǎng)格；計算亞音速時機翼迎角在0°到20°之間的C抑數(shù)據(jù)，迎角間隔為r;提取機翼 物面網(wǎng)格節(jié)點上的壓力分布數(shù)據(jù)，得到各機翼物面網(wǎng)格節(jié)點上壓力分布，從而確定不同迎 角下機翼部件原剛體氣動載荷數(shù)據(jù)。
[0008] 在確定不同迎角下機翼部件原剛體氣動載荷數(shù)據(jù)時，翼面采用=角形單元劃分， 最小尺度為1mm。附面層用=棱柱網(wǎng)格劃分，共20層，附面層之外的空間網(wǎng)格采用四面體單 元。從附面層最內(nèi)層開始網(wǎng)格尺度W1.2倍的體積比率增長。CFD數(shù)據(jù)由FL肥NT計算，采 用禪合壓力基求解器?？諝饧僭O(shè)為理想氣體，溫度為300K，參考壓力為海平面大氣壓，端流 模型采用S-A模型，其余參數(shù)選擇默認設(shè)置。
[0009] 步驟2,計算變形剛體氣動載荷數(shù)據(jù)。
[0010] 在機翼升力曲線的非線性段選擇一個迎角aW，將步驟1中計算得到的該迎角時 的氣動載荷加載到機翼上，利用NASTRAN軟件計算得到翼尖的扭轉(zhuǎn)角。用CAD軟件重新幾 何造形W使翼尖扭轉(zhuǎn)相同的角度且使扭轉(zhuǎn)角從翼根到翼尖線性變化。再按照步驟1中的方 式重新劃分CFD計算網(wǎng)格并實施常規(guī)CFD數(shù)值計算，提取機翼變形后各翼面網(wǎng)格節(jié)點上的 壓力分布，得到機翼的變形剛體氣動載荷數(shù)據(jù)。
[0011] 步驟3,對升力面的弦平面進行面元網(wǎng)格參數(shù)初始化。
[0012] 采用通用的S次多項式插值法，通過展向S次曲線和弦向S次曲線分別對機翼展 向和弦向進行網(wǎng)格點布置。
[0013] 對所述展向=次曲線和弦向=次曲線分別進行歸一化；W給定的展向網(wǎng)格點數(shù)量 范圍、弦向網(wǎng)格點數(shù)量范圍和每條=次曲線兩端的斜率值作為約束條件，需初始化的變量 為弦向和展向的網(wǎng)格點數(shù)量。
[0014] 步驟4,用幾何算法對機翼弦平面進行面元網(wǎng)格劃分。
[0015] 根據(jù)給定的=次曲線參數(shù)及展向網(wǎng)格點數(shù)量和弦向網(wǎng)格點數(shù)量對機翼弦平面進 行面元網(wǎng)格節(jié)點布置。
[0016] 在對展向布置網(wǎng)格節(jié)點時，先對展向=次曲線的橫軸按照展向節(jié)點數(shù)量進行等距 劃分，此時橫軸上各點在S次曲線上對應(yīng)的縱坐標即表示此節(jié)點的展向比例位置，且橫軸 正方向代表從機翼翼根到翼尖的方向；在對弦向布置網(wǎng)格節(jié)點時，先對弦向=次曲線的橫 軸按照弦向節(jié)點數(shù)量進行等距劃分，此時橫軸上各點在=次曲線上對應(yīng)的縱坐標即表示此 節(jié)點的弦向比例位置，且橫軸正方向代表從機翼前緣到后緣的方向。
[0017] 對于弦向S次曲線，若需要在機翼前緣加密，則應(yīng)使曲線在化0)點的斜率值減 ??；對于展向S次曲線，若需要在翼尖加密，則應(yīng)使曲線在（1，1)點的斜率值減?。蝗粢?用均勻劃分形式，則只需要將（〇,〇)、（1，1)處的斜率值均設(shè)為1即可。
[0018] 步驟5,面元法計算氣動力矩陣。
[001引通過ZAERO軟件生成氣動力矩陣。具體是，將步驟4得到的網(wǎng)格分布輸入到ZAERO軟件，計算給定飛行狀態(tài)下的氣動力影響系數(shù)矩陣[AIC]。上述飛行狀態(tài)與步驟1中計算 CFD數(shù)據(jù)的飛行狀態(tài)一致。
[0020] 步驟6,采用分段斜率修正面元法對氣動載荷分布進行修正，獲得修正后的載荷分 布。
[0021] 利用步驟1得到的定常剛體CFD計算數(shù)據(jù)對面元法的氣動力影響系數(shù)矩陣[AIC] 實施修正，具體是采用公式（5)進行分段線化高精度面元修正：
[002引
《度）
[002引式中，n為迎角范圍劃分的子區(qū)間數(shù)目，[WTji為第i個迎角區(qū)間采用斜率修正法 得到的修正因子矩陣，[Cor]i為各面元在第i個迎角區(qū)間內(nèi)的下洗速度值占總下洗速度的 比例系數(shù)對角矩陣。
[0024] 步驟7,計算C抑數(shù)據(jù)與修正面元法結(jié)果的誤差范數(shù)，判斷是否達到收斂條件。。 若是，則得到最優(yōu)網(wǎng)格分布，迭代過程結(jié)束；反之采用自適應(yīng)模擬退火算法更新網(wǎng)格分布參 數(shù)，更新后轉(zhuǎn)至步驟4,重復(fù)步驟4~步驟6 ;在重復(fù)步驟4~步驟6的過程中不斷獲得新的 修正后的載荷分布。對得到的新的修正后的載荷分布通過本步驟計算C抑數(shù)據(jù)與修正面元 法結(jié)果的誤差范數(shù)，判斷是否達到收斂條件，直至滿足收斂條件。
[0025] 本發(fā)明得到的氣動載荷數(shù)據(jù)與C抑計算結(jié)果精度誤差在2%W內(nèi)，且有效延伸到 氣動載荷隨迎角變化的非線性段，有效提高了結(jié)構(gòu)剛度參數(shù)變化過程中的氣動載荷計算效 率。
[0026] 本發(fā)明的核屯、部分可描述如下：用多組不同迎角下的C抑氣動力載荷數(shù)據(jù)對低 階面元法進行分段線化修正，同時采用自適應(yīng)模擬退火算法對面元計算網(wǎng)格的分布進行優(yōu) 化，W有效提高在結(jié)構(gòu)變剛度情況下的氣動載荷計算精度和效率。
[0027] 本發(fā)明通過對面元網(wǎng)格的自適應(yīng)優(yōu)化大大提高了修正面元法的精度，彌補了傳統(tǒng) 修正面元法依賴于網(wǎng)格分布的缺點。優(yōu)化后的網(wǎng)格在應(yīng)用于修正面元法時不僅保持了面元 法計算效率高的優(yōu)點，還能保證機翼整體受力接近C抑數(shù)據(jù)的精度，有效提高氣動彈性優(yōu) 化迭代設(shè)計過程中的精度和效率。
【附圖說明】
[002引圖1是本發(fā)明的示意圖；
[0029] 圖2是S條典型的網(wǎng)格分布S次曲線；
[0030]圖3是機翼結(jié)構(gòu)的整體有限元模型，其中，（a)代表從機翼翼根到翼尖的展向方 向，化）代表從機翼前緣到后緣的弦向方向；
[0031] 圖4是機翼前梁、后梁和翼肋有限元模型；
[0032] 圖5是剛體機翼的CFD表面網(wǎng)格；
[0033]圖6是機翼翼尖扭轉(zhuǎn)前后的構(gòu)型，其中，6a是機翼翼