專利名稱：一種柔性翼微型飛行器的流固耦合數(shù)值仿真方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種計算機輔助分析工具領域的方法，具體是一種柔性翼微型飛行器的流固 耦合數(shù)值仿真方法。
背景技術：
微型飛行器(MAV， Micro Air Vehicle)具有體積小、隱蔽性好、重量輕、成本低、攜帶 方便等特點，在軍事和民用領域都有十分廣闊的應用前景。通常微型飛行器按翼型的特點可 以分為剛性翼MAV和柔性翼MAV。其中，柔性翼MAV的設計是基于仿生學原理，結構上 采取碳骨架和薄膜蒙皮組合的方式，碳骨架起到定型和支撐的作用，保證柔性翼MAV具有 一定剛度和翼型；薄膜蒙皮具有很好的彈性，可以靈活地改變形狀，同時特殊材料制成地薄 膜蒙皮還可以集成上MAV的控制系統(tǒng)，可以簡化MAV的幾何模型。隨著計算機及其他相關 學科的發(fā)展，數(shù)值模擬方法因具有成本低、速度快、周期短的顯著特點，逐漸成為研究飛行 器十分重要的手段。由于柔性翼MAV在氣流影響下會發(fā)生被動變形，柔性翼的變形改變了周圍的氣流流場， 同時，氣流流場的變化又進一步改變了柔性翼的變形。所以柔性翼MAV的數(shù)值模擬必須要 考慮氣流與結構之間的耦合作用。但是當前對于氣流與結構之間的耦合作用在常規(guī)的MAV 數(shù)值模擬仿真中大多被忽略或很少考慮，使得在柔性翼MAV的數(shù)值模擬仿真存在一些不正 確的因素，導致較大的誤差。發(fā)明內容本發(fā)明的目的在于彌補現(xiàn)有柔性MAV的數(shù)值模擬仿真的不足，提供一種流固耦合的數(shù) 值模擬仿真方法，使其能夠反映柔性翼MAV在流場中的真實情況。本發(fā)明的特征在于所述模擬方法首先進行結構、流場分析，通過基于壓力、形變載荷 迭代的間接流固耦合算法，實現(xiàn)對柔性MAV的三維數(shù)值模擬仿真。這種柔性翼微型飛行器 的流固耦合數(shù)值仿真方法包含四個模塊，如圖1所示，分別為一、結構-流場實體建模及基本假定模塊這個模塊主要是建立柔性翼MAV的三維實體模型及周圍流場的三維模型，為其他模塊提供基本模型完成模擬仿真。包含的步驟如下步驟1.1建立柔性翼MAV的三維實體模型。根據(jù)柔性MAV的實際尺寸，通過鼠標、鍵 盤等輸入設備，運用Solidworks三維造型軟件來手動建立它的模型，考慮到模型棱角邊線對 計算精度的影響很大，因此對三維模型進行了適當?shù)恼{整。原本薄膜是附于碳骨架上，修改 后的模型結構變?yōu)樘脊羌芮度氡∧ぶ?，這樣可減小碳骨架尖銳的邊線、尖角在數(shù)值計算中帶 來的不良影響，同時對流場的影響也很小，建立的三維模型保存為mav.sat格式。歩驟1.2對柔性翼MAV模型進行網(wǎng)格劃分。將步驟1.1得到的mav.sat格式的MAV三 維模型，導入ANSYS軟件中，按照由線到面、由面到體的順序通過鼠標、鍵盤等輸入設備 來對三維模型劃分四面體網(wǎng)格，達到連續(xù)系統(tǒng)離散化的目的，得到MAV機翼結構的網(wǎng)格模 型，如圖2所示，保存為mav.db格式文件。歩驟1.3建立流場的三維模型?；跍p小計算區(qū)域和提高計算精度的原則，通過鼠標、 鍵盤等輸入設備，運用Solidworks三維造型軟件來手動建立一個六面體模型，使其一個端面 與機翼對稱面共面，使得六面體模型外面的流場基本不受到MAV飛行的影響。此六面體減 去柔性翼的實體模型，得到的就是柔性MAV流場的三維模型，如圖3所示，保存為fluid.sat 格式。步驟1.4對流場的模型進行網(wǎng)格劃分。將步驟1.3得到的sat格式的流場的三維模型，導 入ANSYS軟件中，按照由線到面、由面到體的順序通過鼠標、鍵盤等輸入設備來對三維模 型劃分四面體網(wǎng)格，達到離散化的目的，得到流場的網(wǎng)格模型，保存為fluid.db格式文件。步驟1.5對MAV及流場做基本假定(1) 流體以氣體為研究對象，氣體是有粘性，不可壓的。(2) 固體假定為理想彈性體，具有小變形特性。(3) 在流固接觸面上任意時刻都滿足無滑移條件。 二、 k-s湍流模型流場分析模塊自然界中的大部分流動現(xiàn)象屬于湍流流態(tài)，處理湍流數(shù)值計算時工程上通常采用^-s模式來處理湍流模型。^-s模式是求解兩個湍流標量A和s的輸運方程。/t方程表示湍動能輸 運方程，s方程表示湍動能的耗散率的輸運方程。這個模塊主要是運用ANSYS公司的CFX軟件來運算，CFX引進了各種公認的湍流模 型，包含k-s湍流模型。按照以下步驟進行運算求解步驟2.1首先手動設置柔性翼表面設為流固耦合面，在流固耦合邊界的流體邊界上施加流固耦合標簽FSI,然后在流體場區(qū)域施加必要的邊界條件，設置初始化來流速度，將入口 邊界條件設定為速度入口邊界條件，定義流動入口邊界的速度為來流速度，出口邊界條件設 定為壓力出口邊界條件，定義流動出口的靜壓值為標準大氣壓，同時根據(jù)實際情況給出MAV 的飛行速度和迎角，導入流場網(wǎng)格模型fluid.db，經(jīng)過CFX軟件模塊的運算可以得到流場流 固耦合面的分布壓力，并將運算結果自動傳遞給結構-流場耦合接口模塊。步驟2.2在后續(xù)的計算中，CFX軟件會自動讀取MAV的飛行速度、迎角、流場的網(wǎng)格 模型及結構-流場耦合接口模塊的流場網(wǎng)格變形文件，得到流場流固耦合面的分布壓力。三、 線彈性結構分析模塊這個模塊主要是運用ANSYS軟件的求解Solution模塊，通過讀取MAV翼面分布的壓力 和機翼結構的網(wǎng)格模型，得到機翼結構網(wǎng)格的位移及速度的輸出。包括以下步驟步驟3.1首先手動設置柔性翼表面設為流固耦合面，在流固耦合邊界的固體邊界上施加 流固耦合標簽FSI，并設置MAV的材料屬性。步驟3.2在后續(xù)計算中，ANSYS軟件的Solution模塊會自動讀取來自結構-流場耦合接 口模塊中的MAV翼面的壓力分布，以及結構-流場實體建模及基本假定模塊中步驟1.2得到 的機翼結構的網(wǎng)格模型，即mav.db文件，循環(huán)計算得到機翼結構網(wǎng)格的位移和速度。四、 結構-流場耦合接口模塊經(jīng)過檢索現(xiàn)有的文獻記錄，解決流固耦合的方法按照解算模式來劃分，主要有兩類一 類是直接耦合法，把結構計算方程與流場計算方程聯(lián)立起來，直接進行方程組的解算；另一 類是間接耦合法，對結構方程、流場方程分別解算，然后通過壓力、形變載荷傳遞來實現(xiàn)兩 者的迭代耦合。考慮到直接耦合法解算復雜方程組需要耗費很長的時間，而間接耦合法能夠借助已有的 流固耦合軟件，節(jié)省時間，故采用基于壓力、形變載荷迭代的間接流固耦合法對柔性翼MAV 進行三維數(shù)值模擬仿真。具體來說，就是采用ANSYS公司的ANSYS軟件、CFX軟件和MFX 軟件。該模塊中，MFX軟件通過自動讀取ANSYS導出的機翼結構網(wǎng)格的位移，可以得到流場 網(wǎng)格的變形，并將其傳遞給CFX軟件，作為k-s湍流模型流場分析模塊的輸入條件；MFX軟 件通過自動讀取CFX軟件中流場的分布壓力，得到MAV翼面的分布壓力，并傳遞給ANSYS 軟件，作為線彈性結構分析模塊的輸入條件。 有益效果這種柔性翼微型飛行器的流固耦合數(shù)值仿真方法的優(yōu)點在于(1) 基于流固耦合，充分考慮柔性MAV在空中飛行的受力狀態(tài)，考慮流體、固體之間的相互影響，相比純流場分析，更接近實際的物理情況；(2) 采用間接耦合法，對流場控制方程選用有限體積進行離散求解，對結構方程選用有限元 方法進行求解，然后通過壓力、形變載荷的傳遞來實現(xiàn)兩者的耦合。間接耦合法相比直 接耦合法，能夠借助已有的流固耦合軟件，減少底層代碼的開發(fā)，加快了研發(fā)進程；(3) 可以進行柔性翼MAV的3D分析，相對于2D,充分考慮到微型飛行器柔性翼的翼展低展 弦比(即翼展比翼弦)機翼的特點，而展弦比與誘導阻力的產(chǎn)生及升力系數(shù)大小有關， 故柔性翼MAV的3D分析結果比2D分析更準確。


圖l.本發(fā)明的結構框架圖；圖2.柔性翼結構的網(wǎng)格劃分；圖3.流場的網(wǎng)格劃分；圖4.柔性翼MAV的間接流固耦合的實現(xiàn)流程5.柔性翼二維截面速度等高線圖；圖6.柔性翼上翼面的壓力分布圖；圖7.柔性翼下翼面的壓力分布圖；圖8.柔性翼結構的變形；圖9.柔性翼結構的應力分布。
具體實施方式
為更好地理解本發(fā)明的技術方案，將以上算法應用于巡航速度為10m/s，迎角為6度的柔 性翼MAV的分析，作進一歩描述。步驟1建立柔性翼MAV的三維實體模型。根據(jù)柔性MAV的實際尺寸，通過鼠標、鍵 盤等輸入設備，運用Solidworks三維造型軟件來手動建立它的模型，建立的三維模型保存為 mav.sat格式。歩驟2對柔性翼MAV模型進行網(wǎng)格劃分。將步驟1得到的sat格式的MAV三維模型， 導入ANSYS軟件中，按照由線到面、由面到體的順序通過鼠標、鍵盤等輸入設備來對三維 模型劃分四面體網(wǎng)格，達到連續(xù)系統(tǒng)離散化的目的，得到MAV機翼結構的網(wǎng)格模型，保存 為mav.db格式文件。步驟3建立流場的三維模型?；跍p小計算區(qū)域和提高計算精度的原則，通過鼠標、鍵盤等輸入設備，運用Solidworks三維造型軟件來手動建立一個六面體模型，使其一個端面與 機翼對稱面共面，使得六面體模型外面的流場基本不受到MAV飛行的影響。此六面體減去 柔性翼的實體模型，得到的就是柔性MAV流場的三維模型，保存為fluid,sat格式。步驟4對流場的模型進行網(wǎng)格劃分。將步驟3得到的sat格式的流場的三維模型，導入 ANSYS軟件中，按照由線到面、由面到體的順序通過鼠標、鍵盤等輸入設備來對三維模型劃 分四面體網(wǎng)格，達到離散化的目的，得到流場的網(wǎng)格模型，保存為fluid.db格式文件。歩驟5柔性翼MAV和流場初始條件的設置。在CFX軟件中手動設置柔性翼表面設為流 固耦合面，在流固耦合邊界的流體邊界上施加流固耦合標簽FSI，然后在流體場區(qū)域設置初 始化來流速度，將入口邊界條件設定為速度入口邊界條件，定義流動入口邊界的速度為來流 速度，出口邊界條件設定為壓力出口邊界條件，定義流動出口的靜壓值為標準大氣壓，同時 根據(jù)實際情況給出MAV的飛行速度和角度。在ANSYS軟件中設置柔性翼表面設為流固耦合 面，在流固耦合邊界的固體邊界上施加流固耦合標簽FSI，并設置MAV的材料屬性。歩驟6在ANSYS軟件和CFX軟件中都設定總時間/0、時間步長Z 、收斂準則和迭代次數(shù)。步驟7運用CFX軟件對柔性翼MAV周圍的流場進行求解，自動讀取MAV的飛行速度、 迎角、流場的網(wǎng)格模型及流場變形文件，得到流場流固耦合面的分布壓力，將其傳遞給MFX 軟件，得到柔性翼MAV翼面的分布壓力。歩驟8 ANSYS軟件的求解Solution模塊自動讀取翼面的分布壓力數(shù)據(jù)，進行結構分析， 計算出柔性翼MAV的結構變形，即MAV網(wǎng)格的位移和速度，所得的MAV網(wǎng)格的位移和速 度通過MFX軟件轉化為流場的結構變形數(shù)據(jù)。歩驟9 CFX軟件根據(jù)流場的結構變形數(shù)據(jù)調整流場的網(wǎng)格，開始新一輪的流場計算。歩驟10 ANSYS軟件和CFX軟件各自判斷迭代的壓力、形變載荷是否收斂，收斂則結束 耦合計算，不收斂則繼續(xù)步驟7 。得到的計算結果Tst文件和.res文件可以用來分析流場的壓 力分布情況、柔性翼的變形與應力分析情況。圖6所示為柔性翼上翼面的壓力分布圖。從圖中可以看出，上翼面前半部分具有明顯的負 壓區(qū)，這是升力產(chǎn)生的主要原因。圖7所不為柔性翼下翼面的壓力分布圖，明顯的大片區(qū)域 是正壓區(qū)域。上翼面前半部分前緣附近有小范圍的正壓區(qū)域，下翼面靠近前緣、后緣部分均 有小范圍負壓，這提供了有效的俯仰力矩，阻止機翼"抬頭"。這一現(xiàn)象也解釋了柔性翼MAV 比剛性翼MAV在大迎角下更容易保持其穩(wěn)定性。圖8所示為柔性翼在流場中的結構變形情況。從圖中可以看出，機翼前緣附近結構變形相對較小，而后緣附近的結構變形相對較大， 一方面和結構的彈性模量相關，另一方面，后緣 附近的變形幅度是前面機翼形變結果的一個累加，所以相對較大。從機翼變形趨勢上看，柔 性翼在氣流的影響下，向著翼型弧度更小的趨勢變化，它試圖以減小弧度來減小受到的阻力作用。由此可以看出，柔性翼MAV的柔性結構能有效改善機翼的阻力特性。圖9所示為柔性翼結構的應力分布情況。從圖中可以看出，柔性翼幾乎所有的應力都由碳 骨架來承受，這是由碳骨架和薄膜蒙皮的剛度所決定的。同時，應力主要集中在機翼的前半 部分，這是由于機翼前半部分碳結構較多，剛度大、形變小，所以承受的應力比較大。
權利要求
1. 一種柔性翼微型飛行器的流固耦合數(shù)值仿真方法，其特征在于，該方法是在計算機中依次按以下步驟實現(xiàn)的步驟1.在計算機中設定以下模塊結構-流場實體建模及基本假定模塊、k-ε湍流模型流場分析模塊、線彈性結構分析模塊以及結構-流場耦合接口模塊；步驟2.用結構-流場實體建模及基本假定模塊建立柔性翼MAV及周圍流場的三維實體模型，其步驟依次如下步驟2.1在基本假定模塊中建立以下假定流體以氣體為研究對象；固體是理想彈性體；在流固接觸面上任意時刻都是無滑移條件的；步驟2.2輸入柔性翼的實際尺寸，用所述模塊中的Solidworks三維造型軟件手動建立一個碳骨架嵌入薄膜中的三維柔性翼模型，以mav.sat格式文件保存；步驟2.3把步驟2.2得到的mav.sat格式的三維模型，導入ANSYS軟件中，按照由線到面、由面到體的順序用輸入設備手動對所述三維柔性翼模型劃分成四面體網(wǎng)格，得到柔性翼的網(wǎng)格模型，以mav.db格式文件保存；步驟2.4建立流場的三維模型步驟2.4.1通過輸入設備運用所述Solidworks三維造型軟件手動建立一個六面體模型，使其一個端面與柔性翼的一個對稱面共面；步驟2.4.2從所述六面體模型中減去步驟2.2所述的柔性翼實體模型得到柔性翼流場的三維模型，以fluid.sat格式文件保存；步驟2.5把步驟2.4得到的流場的三維模型導入所述ANSYS軟件中，按照由線到面、由面到體的順序通過輸入設備對所述流場三維模型劃分四面體網(wǎng)格，得到流場的網(wǎng)格模型，以fluid.db格式文件保存。步驟3.用k-ε湍流模型流場分析模塊計算流場流固耦合面的分布壓力，k為湍動能輸運方程，ε為湍動能的耗散率的輸運方程；步驟3.1手動設置柔性翼表面設為流固耦合面，在流固耦合邊界的流體邊界上施加流固耦合標簽FSI，然后在流體場區(qū)域施加必要的邊界條件初始化來流速度，所述來流速度指流動入口邊界的來流速度；入口邊界條件為速度入口邊界條件；出口邊界條件為壓力出口邊界條件，流動出口的靜壓值為標準大氣壓；步驟3.2根據(jù)實際情況給出柔性翼的飛行速度和迎角，導入所述的流場網(wǎng)格模型fluid.db，經(jīng)過CFX軟件模塊的運算流場流固耦合面的分布壓力，把運算結果輸入到結構-流場耦合接口模塊；步驟3.3 CFX軟件自動讀取柔性翼的飛行速度、迎角、所述流場的網(wǎng)格模型及所述結構-流場耦合接口模塊的流場網(wǎng)格變形文件，得到流場流固耦合面的分布壓力并輸入到結構-流場耦合借口模塊；步驟4.用線彈性結構分析模塊計算柔性翼結構網(wǎng)格的位移及速度步驟4.1手動設置柔性翼表面設為流固耦合面，在流固耦合邊界的固體邊界上施加流固耦合標簽FSI，設置柔性翼的材料屬性參數(shù)；步驟4.2所述ANSYS軟件的Solution模塊自動讀取來自結構-流場耦合接口模塊中的柔性翼的壓力分布，以及所述mav.db文件，循環(huán)計算得到柔性翼結構網(wǎng)格的位移和速度；所述k-ε湍流模型流場分析模塊的輸入條件來自結構-流場耦合接口模塊的輸出，該結構-流場耦合接口模塊中的MFX軟件自動讀取步驟4種由ANSYS軟件導出的柔性翼結構網(wǎng)格的位移，從中得到流場網(wǎng)格的變形，并傳遞給所述結構-流場耦合接口模塊中的CFX軟件，作為k-ε湍流模型流場分析模塊的輸入條件輸出；所述線彈性結構分析模塊的輸入條件來自所述結構-流場耦合接口模塊中的MFX軟件，該MFX軟件自動讀取k-ε湍流模型流場分析模塊中CFX軟件導出的流場分布壓力，從而得到柔性翼翼面的分布壓力，并傳遞給所述結構-流場耦合接口模塊ANSYS軟件，作為線彈性結構分析模塊的輸入條件輸出。
全文摘要
本發(fā)明屬于柔性翼微型飛行器輔助設計技術領域，其特征在于，在計算機中設定以下模塊結構-流場實體建模及基本假定模塊，設定柔性翼及其周圍流場的三維模型；k-ε湍流模型流場分析模塊，以獲取在不同飛行條件下流場的流固耦合面的分布壓力；線彈性結構分析模塊，得到柔性翼結構網(wǎng)格的位移和速度；結構-流場耦合接口模塊，從已得到的柔性翼結構網(wǎng)格的位移中，獲取流場網(wǎng)格的變形，以作為k-ε湍流模型流場分析模塊的輸入條件輸出，根據(jù)流場的分布壓力，得到柔性翼翼面的分布壓力，以作為線彈性結構分析提供的輸入條件輸出。本發(fā)明具有保證比二維分析更為準確的同時又可提高仿真計算的效率的優(yōu)點。
文檔編號G06T17/00GK101236573SQ200710099599
公開日2008年8月6日 申請日期2007年5月25日 優(yōu)先權日2007年5月25日
發(fā)明者張曉琴, 凌 田, 蓮 薛 申請人:清華大學