[發明專利]大攻角非線性分離流氣動力修正方法

在審

• 申請號: 202211321606.6
• 申請日: 2022-10-26
• 公開（公告）號: CN115906686A
• 公開（公告）日: 2023-04-04
• 發明（設計）人: 呂計男;解海鷗;胡國暾;馬元宏;孫兵;萬爽;石偉;李小艷;張莽;劉杰平;張濤;張靜;李華光;榮華;鄭宏濤;樸忠杰;邱豐;石鑠;孟群智;程琳
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G06F30/28
• 分類號: G06F30/28;G06F30/15;G06F17/16;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

本發明公開了一種大攻角非線性分離流氣動力修正方法，包括采用DES方法得到零減縮頻率下飛行器表面壓力分布數據；對飛行器表面區域進行面元劃分，并基于各面元的幾何信息，采用偶極子格網法生成AIC矩陣AIC；根據AIC得到各面元的氣動力和力矩，利用各面元的氣動力和力矩生成零減縮頻率下全部面元的氣動力矩陣Asubgt;DLM,k＝0/subgt;；將采用DES方法得到的飛行器表面壓力分布數據插值到各面元上，得到全部面元的氣動力矩陣Asubgt;DES/subgt;；根據Asubgt;DLM,k＝0/subgt;和Asubgt;DES/subgt;，得到力矯正矩陣W；利用力矯正矩陣W對AIC矩陣AIC進行修正，得到修正氣動力影響系數矩陣AICsupgt;*/supgt;；采用修正氣動力影響系數矩陣AICsupgt;*/supgt;，進行氣動力修正和氣動彈性計算，完成大攻角非線性分離流氣動力修正。本發明能夠兼具CFD的計算精度和工程方法的計算效率。

技術領域

本發明屬于航空航天總體設計技術領域，涉及一種天地往返飛行器氣動彈性設計方法，特別涉及一種大攻角非線性分離流氣動力修正方法。

背景技術

可重復使用天地往返飛行器飛行過程中，經歷跨空域、跨速域飛行。在高超聲速大攻角飛行階段，由于流動分離，氣動力呈現明顯的非線性，對氣動彈性特性有較大影響。工程方法在此階段精準度差，需要進行修正，具體的說，氣動彈性分析需要氣動力作為輸入，并且需要兼顧計算精度與計算效率。超聲速大攻角減速飛行段，以活塞理論法為代表的面元工程氣動力模型常作為氣動彈性分析的氣動力模型使用。但是在大攻角飛行段，由于復雜的流動分離，氣動力表現為強非線性特征，工程方法在預測精準度上出現較大偏差；采用基于DES的數值計算方法可以精確描述超聲速大攻角飛行段由于流動分離引起的非線性特征，但是計算效率低，無法實現快速迭代的總體設計要求。

發明內容

本發明的目的在于克服上述缺陷，提供一種大攻角非線性分離流氣動力修正方法，解決了現有氣動力修正無法兼顧計算精度與計算效率的技術問題，本發明能夠兼具CFD的計算精度和工程方法的計算效率。

為實現上述發明目的，本發明提供如下技術方案：

一種大攻角非線性分離流氣動力修正方法，包括：

采用DES方法得到零減縮頻率下飛行器表面壓力分布數據；

對飛行器表面區域進行面元劃分，并確定各面元的幾何信息；

基于各面元的幾何信息，采用偶極子格網法生成氣動力影響系數矩陣AIC；

根據偶極子格網法生成的氣動力影響系數矩陣AIC，進而得到零減縮頻率下的氣動力影響系數矩陣A_DLM,k＝0；

采用基于RBF守恒型插值方法，將采用DES方法得到的飛行器表面壓力分布數據插值到各面元上，得到全部面元的氣動力影響系數矩陣A_DES；

根據A_DLM,k＝0和A_DES，得到力矯正矩陣W；

利用力矯正矩陣W對氣動力影響系數矩陣AIC進行修正，得到修正氣動力影響系數矩陣AIC^*；

采用修正氣動力影響系數矩陣AIC^*，進行氣動力修正。

進一步的，根據飛行器表面壓力分布數據對飛行器表面區域進行面元劃分，使各面元的壓力在來流方向和展向呈等間隔梯度變化。

進一步的，各面元的幾何信息包括面元的頂點、壓力點和下洗控制點的坐標。

進一步的，面元的壓力點為面元中剖面與面元1/4弦線的交點

面元的下洗控制點為面元中剖面與面元3/4弦線的交點。