[發(fā)明專利]一種飛行器高空氣動(dòng)力曲線的獲得方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202210011901.5
• 申請(qǐng)日: 2022-01-06
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN114492230B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-08-09
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 江定武;王沛;李錦;郭勇顏;萬(wàn)釗;毛枚良
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所
• 主分類號(hào): G06F30/28
• 分類號(hào): G06F30/28;G06F30/15;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 成都云縱知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 51316
• 代理人: 熊曦;陳婉鵑

本發(fā)明公開(kāi)了一種飛行器高空氣動(dòng)力曲線的獲得方法，包括：將計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行編號(hào)獲得計(jì)算狀態(tài)的第一編號(hào)序列；基于計(jì)算資源確定進(jìn)行計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)數(shù)N1；從所述第一編號(hào)序列中取出N1個(gè)計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行迭代求解；對(duì)剩余未計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行編碼獲得計(jì)算狀態(tài)的第二編號(hào)序列；從所述第二編號(hào)序列中N1個(gè)計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行迭代求解；判斷是否有剩余未計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)，若有則返回繼續(xù)執(zhí)行計(jì)算步驟，若無(wú)則執(zhí)行后續(xù)步驟；將所有的計(jì)算狀態(tài)計(jì)算對(duì)應(yīng)得到的得到氣動(dòng)力系數(shù)匯總繪制不同高度的氣動(dòng)力變化曲線圖；本發(fā)明與采用來(lái)流條件做迭代初始條件相比，減少了迭代步數(shù)，節(jié)省了計(jì)算時(shí)間，能夠更加高效地獲得隨高度變化的氣動(dòng)力曲線。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器氣動(dòng)力特性數(shù)值模擬領(lǐng)域，具體地，涉及一種飛行器高空氣動(dòng)力曲線的獲得方法。

背景技術(shù)

在飛行器裝機(jī)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)建設(shè)以及許多工程應(yīng)用過(guò)程中，常常需要得到固定來(lái)流馬赫數(shù)、來(lái)流攻角、來(lái)流側(cè)滑角條件下的不同高度的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，并將其繪成一條曲線。

在高空條件(這里指70km以上)下，傳統(tǒng)的求解NS方程的方法失效。通常采用統(tǒng)一氣體動(dòng)理學(xué)方法進(jìn)行每個(gè)高度的模擬，以便獲得高空隨高度變化的氣動(dòng)力曲線。統(tǒng)一氣體動(dòng)理學(xué)方法是一種適用于全流域的數(shù)值模擬方法，在高空條件下具有模擬精度高的特點(diǎn)。但是這種方法不僅僅需要在物理空間進(jìn)行離散，還需要對(duì)速度空間進(jìn)行離散，因而計(jì)算量很大。一個(gè)統(tǒng)一氣體動(dòng)理學(xué)方法狀態(tài)的計(jì)算量大概是常規(guī)NS方程狀態(tài)計(jì)算量的10000倍左右，通常統(tǒng)一氣體動(dòng)理學(xué)方法數(shù)值模擬都是在高性能計(jì)算機(jī)集群上采用千核以上并行計(jì)算。要想得到一條高精度的隨高度變化的氣動(dòng)力曲線，需要十幾個(gè)甚至幾十個(gè)高度的計(jì)算結(jié)果，總的計(jì)算代價(jià)很高。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明目的是為了解決傳統(tǒng)方法計(jì)算代價(jià)高的技術(shù)問(wèn)題。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種飛行器高空氣動(dòng)力曲線的獲得方法，所述方法包括：

步驟1：針對(duì)飛行器的尺寸和形狀，固定來(lái)流條件中的飛行馬赫數(shù)、飛行器攻角和飛行器側(cè)滑角，基于需要模擬的高度范圍和高度間隔計(jì)算得到計(jì)算狀態(tài)總數(shù)N_T，每個(gè)計(jì)算狀態(tài)均包括以下參數(shù)：飛行器高度、飛行馬赫數(shù)、飛行器攻角和飛行器側(cè)滑角；將計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行編號(hào)，獲得計(jì)算狀態(tài)的第一編號(hào)序列為：1,2,3，…，N_T；

步驟2：基于計(jì)算資源確定進(jìn)行計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)數(shù)N1；

步驟3：從所述第一編號(hào)序列中取出N1個(gè)編號(hào)對(duì)應(yīng)的N1個(gè)計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行迭代求解，迭代求解的初始條件與來(lái)流條件一致，迭代求解收斂后得到N1個(gè)計(jì)算狀態(tài)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力系數(shù)；

步驟4：對(duì)剩余未計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行編碼，獲得計(jì)算狀態(tài)的第二編號(hào)序列為：1,2,3，…，N_{T_res}；N_{T_res}為N_T減去已完成計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)數(shù)目后剩余的未計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)數(shù)目；

步驟5：從所述第二編號(hào)序列中取出N1個(gè)編號(hào)對(duì)應(yīng)的N1個(gè)計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行迭代求解，假設(shè)當(dāng)前的計(jì)算狀態(tài)為計(jì)算狀態(tài)S1，在已完成計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)中選取與所述計(jì)算狀態(tài)S1高度最接近的計(jì)算狀態(tài)記為計(jì)算狀態(tài)S2，讀出所述計(jì)算狀態(tài)S2收斂的流場(chǎng)結(jié)果作為所述計(jì)算狀態(tài)S1迭代求解的初始條件，迭代求解收斂后得到N1個(gè)計(jì)算狀態(tài)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力系數(shù)；

步驟6：判斷是否有剩余未計(jì)算的計(jì)算狀態(tài)，若有則返回執(zhí)行步驟4，若無(wú)則執(zhí)行步驟7；

步驟7：將所有的計(jì)算狀態(tài)計(jì)算對(duì)應(yīng)得到的得到氣動(dòng)力系數(shù)進(jìn)行匯總獲得匯總結(jié)果，基于所述匯總結(jié)果繪制不同高度的氣動(dòng)力變化曲線圖。

本方法是一種在計(jì)算機(jī)集群上分批次進(jìn)行數(shù)值模擬，進(jìn)而得到高空條件下飛行器氣動(dòng)力曲線的高效方法。根據(jù)使用者可用的計(jì)算資源以及問(wèn)題規(guī)模的不同，該方法能夠不同程度地降低計(jì)算代價(jià)。

優(yōu)選的，所述計(jì)算狀態(tài)總數(shù)N_T的計(jì)算方式為：