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飛行器表面脈動壓力的確定方法

文檔序號:10624973閱讀:478來源:國知局
飛行器表面脈動壓力的確定方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種飛行器表面脈動壓力的確定方法,包括:對飛行器進行幾何建模并劃分單元,并計算表面脈動壓力;按照預(yù)設(shè)倍數(shù)對所述單元進行N次加密,并在每一次加密后計算表面脈動壓力,其中N為大于或等于1的整數(shù);檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預(yù)設(shè)范圍內(nèi);如果是,則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風(fēng)洞試驗結(jié)果進行比較,根據(jù)比較結(jié)果對模型進行局部加密,之后計算獲得脈動壓力基礎(chǔ)值;根據(jù)典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與所述脈動壓力基礎(chǔ)值建立脈動壓力修正曲線,獲得修正差值,根據(jù)所述修正差值計算得到對應(yīng)的飛行器表面脈動壓力結(jié)果值;該方法能夠有效提高飛行器表面脈動壓力測量的準確性和普適性。
【專利說明】
飛行器表面脈動壓力的確定方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及飛行器環(huán)境工程技術(shù)領(lǐng)域,尤其涉及一種飛行器表面脈動壓力的確定方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器在飛行過程中會受到表面脈動壓力的作用而產(chǎn)生振動,而飛行器振動是導(dǎo)致飛行器故障的主要因素,準確確定脈動壓力對于開展飛行器抗振動設(shè)計和試驗驗證,保證飛行安全具有重要意義。目前脈動壓力預(yù)測仍以經(jīng)驗公式為主,工程預(yù)測精度低,無法描述流場細節(jié),無法預(yù)測壓力隨時間的響應(yīng),主要用來預(yù)估脈動壓力的變化趨勢。脈動壓力的數(shù)值計算仍以雷諾平均法(RANS)為主,RANS方法可以用現(xiàn)有計算機資源實現(xiàn)高雷諾數(shù)復(fù)雜流動的數(shù)值模擬,但是雷諾平均法只能提供湍流的平均信息,且湍流模型沒有普適性,所以計算準確性較差,而另一種數(shù)值計算方法一一直接數(shù)值模擬,由于計算機資源的限制,主要用于湍流理論的研究,不適合用于工程應(yīng)用。對飛行器表面脈動壓力進行精細研究的風(fēng)洞試驗因本底噪聲較高,頭部區(qū)域難以測得有效數(shù)據(jù),同時,受試驗?zāi)芰蛟囼灣杀镜南拗疲L(fēng)洞試驗只能進行少數(shù)幾個角度、速度狀態(tài)的試驗,所能得到的狀態(tài)結(jié)果有限。因此,如何用較小的代價實現(xiàn)飛行器表面脈動壓力計算成為現(xiàn)在亟待需要解決的問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]在下文中給出關(guān)于本發(fā)明的簡要概述,以便提供關(guān)于本發(fā)明的某些方面的基本理解。應(yīng)當(dāng)理解,這個概述并不是關(guān)于本發(fā)明的窮舉性概述。它并不是意圖確定本發(fā)明的關(guān)鍵或重要部分,也不是意圖限定本發(fā)明的范圍。其目的僅僅是以簡化的形式給出某些概念,以此作為稍后論述的更詳細描述的前序。
[0004]為解決上述問題,本發(fā)明提出一種飛行器表面脈動壓力的確定方法,包括:
[0005]對飛行器進行幾何建模并劃分單元,并計算表面脈動壓力;
[0006]按照預(yù)設(shè)倍數(shù)對所述單元進行N次加密,并在每一次加密后計算表面脈動壓力,其中N為大于或等于I的整數(shù);
[0007]檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預(yù)設(shè)范圍內(nèi);
[0008]如果是,則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風(fēng)洞試驗結(jié)果進行比較,根據(jù)比較結(jié)果對模型進行局部加密,之后計算獲得脈動壓力基礎(chǔ)值;
[0009]根據(jù)典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與所述脈動壓力基礎(chǔ)值建立脈動壓力修正曲線,獲得修正差值,根據(jù)所述修正差值計算得到對應(yīng)的飛行器表面脈動壓力結(jié)果值。
[0010]本發(fā)明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法,能夠有效提高飛行器表面脈動壓力測量的準確性和普適性。
【附圖說明】
[0011]為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案,下面將對實施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹,顯而易見地,下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例,對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講,在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下,還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0012]圖1為本發(fā)明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法一種實施例的流程圖。
[0013]圖2為本發(fā)明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法中對飛行器進行幾何建模和單元劃分的示意圖。
[0014]圖3為本發(fā)明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法中對飛行器模型單元進行加密的示意圖。
[0015]圖4為為本發(fā)明提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法中脈動壓力修正曲線一種實施例的示意圖。
【具體實施方式】
[0016]下面參照附圖來說明本發(fā)明的實施例。在本發(fā)明的一個附圖或一種實施方式中描述的元素和特征可以與一個或者更多個其他附圖或?qū)嵤┓绞街惺境龅脑睾吞卣飨嘟Y(jié)合。應(yīng)當(dāng)注意,為了清楚目的,附圖和說明中省略了與本發(fā)明無關(guān)的、本領(lǐng)域普通技術(shù)人員已知的部件和處理的表示和描述。
[0017]參考圖1,本實施例提供一種飛行器表面脈動壓力的確定方法,包括:
[0018]步驟S101,對飛行器進行幾何建模并劃分單元,并計算表面脈動壓力;
[0019]步驟S102,按照預(yù)設(shè)倍數(shù)對所述單元進行N次加密,并在每一次加密后計算表面脈動壓力,其中N為大于或等于I的整數(shù);
[0020]步驟S103,檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預(yù)設(shè)范圍內(nèi);
[0021]步驟S104,如果是,則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風(fēng)洞試驗結(jié)果進行比較,根據(jù)比較結(jié)果對模型進行局部加密,之后計算獲得脈動壓力基礎(chǔ)值;
[0022]步驟S105,根據(jù)典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與所述脈動壓力基礎(chǔ)值建立脈動壓力修正曲線,獲得修正差值,根據(jù)所述修正差值計算得到對應(yīng)的飛行器表面脈動壓力結(jié)果值。
[0023]本實施例提供的飛行器表面脈動壓力的確定方法,能夠有效提高飛行器表面脈動壓力測量的準確性和普適性。
[0024]具體地,參考圖2,首先對行器進行幾何建模并劃分單元,并采用大渦模擬方法進行第一輪的脈動壓力計算。
[0025]通過大渦模擬方法計算脈動壓力是本領(lǐng)域的公知技術(shù),包括:計算亞格子粘性系數(shù);確定空間離散格式(迎風(fēng)面推薦AUSM類格式);確定時間推進方法(由于大渦數(shù)值模擬是非定常計算,為了保證計算的精度,常常采用的是雙時間法的LU-SGS。雙時間法在隱式時間離散的公式中加入偽時間項,并進行與單時間法相似的推導(dǎo));確定脈動壓力時間步長;計算脈動壓力。
[0026]參考圖3,之后在第一輪計算模型的基礎(chǔ)上,按照預(yù)設(shè)倍數(shù)為劃分的單元進行N次加密,N為大于或等于I的整數(shù),在每一次加密后均采用大渦模擬方法進行脈動壓力的計算,并將當(dāng)前得到的脈動壓力與上一次加密計算得到的脈動壓力進行比較,直到二者的差值收斂在預(yù)設(shè)范圍內(nèi),作為一種優(yōu)選的實施方式,預(yù)設(shè)倍數(shù)為2,預(yù)設(shè)范圍為15%。
[0027]當(dāng)二者的差值收斂在預(yù)設(shè)范圍內(nèi),則將當(dāng)次得到的脈動壓力與典型風(fēng)洞試驗結(jié)果進行比較,根據(jù)比較結(jié)果對模型進行局部加密,具體地,對比較結(jié)果誤差大于20%的局部進行加密,直到比較結(jié)果誤差小于20 %,并在模型幾何外形突變的地方和計算結(jié)果變化劇烈的地方進行加密。
[0028]局部加密之后再進行脈動壓力的計算,獲得脈動壓力基礎(chǔ)值。
[0029]進一步地,參考圖4,根據(jù)典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與脈動壓力基礎(chǔ)值建立脈動壓力修正曲線,獲得相應(yīng)的修正差值,該修正差值為所述典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與所述脈動壓力基礎(chǔ)值之間的差值,將該修正差值與脈動壓力基礎(chǔ)值進行疊加,即可以獲得飛行器表面脈動壓力結(jié)果值。
[0030]典型風(fēng)洞試驗是將飛行器放置在風(fēng)洞中,通過改變飛行器迎風(fēng)角度、空氣來流速度來模擬飛行器不同攻角、不同速度的飛行情況,并在飛行器表面安裝脈動壓力傳感器進行脈動壓力測量,從而獲得典型飛行狀態(tài)的脈動壓力值。
[0031]由于典型風(fēng)洞試驗對應(yīng)的狀態(tài)比較少,在對脈動壓力基礎(chǔ)值進行修正時,還需在典型風(fēng)洞試驗脈動壓力基礎(chǔ)上對其他速度狀態(tài)進行插值,得到其他速度狀態(tài)的脈動壓力修正差值。
[0032]雖然已經(jīng)詳細說明了本發(fā)明及其優(yōu)點,但是應(yīng)當(dāng)理解在不超出由所附的權(quán)利要求所限定的本發(fā)明的精神和范圍的情況下可以進行各種改變、替代和變換。而且,本申請的范圍不僅限于說明書所描述的過程、設(shè)備、手段、方法和步驟的具體實施例。本領(lǐng)域內(nèi)的普通技術(shù)人員從本發(fā)明的公開內(nèi)容將容易理解,根據(jù)本發(fā)明可以使用執(zhí)行與在此所述的相應(yīng)實施例基本相同的功能或者獲得與其基本相同的結(jié)果的、現(xiàn)有和將來要被開發(fā)的過程、設(shè)備、手段、方法或者步驟。因此,所附的權(quán)利要求旨在它們的范圍內(nèi)包括這樣的過程、設(shè)備、手段、方法或者步驟。
【主權(quán)項】
1.一種飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,包括:對飛行器進行幾何建模并劃分單元,并計算表面脈動壓力;按照預(yù)設(shè)倍數(shù)對所述單元進行N次加密,并在每一次加密后計算表面脈動壓力,其中N 為大于或等于1的整數(shù);檢測第N次加密后計算得到的脈動壓力與上一次計算得到的脈動壓力是否收斂在預(yù) 設(shè)范圍內(nèi);如果是,則將第N次加密后計算得到的脈動壓力與典型風(fēng)洞試驗結(jié)果進行比較,根據(jù) 比較結(jié)果對模型進行局部加密,之后計算獲得脈動壓力基礎(chǔ)值;根據(jù)典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與所述脈動壓力基礎(chǔ)值建立脈動壓力修正曲線,獲得修正差 值,根據(jù)所述修正差值計算得到對應(yīng)的飛行器表面脈動壓力結(jié)果值。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,采用大渦模 擬方法計算所述表面脈動壓力。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,所述預(yù)設(shè)倍 數(shù)為2,所述預(yù)設(shè)范圍為15%。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,根據(jù)比較結(jié) 果對模型進行局部加密,包括:對比較結(jié)果誤差大于20%的局部進行加密,直到比較結(jié)果誤差小于20%。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,根據(jù)比較結(jié) 果對模型進行局部加密之后,還包括:在所述模型幾何外形突變的地方進行加密;在計算結(jié)果變化劇烈的地方進行加密。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,所述修正差 值為所述典型風(fēng)洞試驗結(jié)果與所述脈動壓力基礎(chǔ)值之間的差值。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器表面脈動壓力的確定方法,其特征在于,所述飛行器 表面脈動壓力結(jié)果值為所述脈動壓力基礎(chǔ)值和所述修正差值的疊加。
【文檔編號】G06F17/50GK105989205SQ201510076087
【公開日】2016年10月5日
【申請日】2015年2月13日
【發(fā)明人】龐勇, 趙保平, 孫建亮, 高超
【申請人】北京機電工程研究所
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