高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法
【專利摘要】高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法,對(duì)復(fù)雜多區(qū)網(wǎng)格進(jìn)行分段計(jì)算，每一個(gè)網(wǎng)格塊分配兩個(gè)文件，分別是流場信息存儲(chǔ)文件和緩存文件，分段計(jì)算中流場信息保存在緩存文件中，同時(shí)創(chuàng)建氣動(dòng)力積分文件。若分段計(jì)算成功，將緩存文件信息轉(zhuǎn)移至各塊所屬的流場信息存儲(chǔ)文件中，將當(dāng)前段氣動(dòng)力數(shù)據(jù)寫入氣動(dòng)力積分文件，并在分段信息傳遞文件中保存當(dāng)前段最后一個(gè)截面的流場信息，以便下一段讀取以啟動(dòng)計(jì)算；若分段計(jì)算失敗，丟棄緩存文件信息，調(diào)整計(jì)算參數(shù)，讀取上一段最后一個(gè)截面的流場信息，重啟當(dāng)前段的計(jì)算。尾部構(gòu)型改變時(shí)，可在構(gòu)型改變處設(shè)置分段線，分段線之前的計(jì)算結(jié)果可以被重復(fù)利用，無需重新計(jì)算，分段線之后的計(jì)算可根據(jù)構(gòu)型改變隨意調(diào)整網(wǎng)格。
【專利說明】
高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本發(fā)明涉及高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法。
【背景技術(shù)】
[0002]PNS或Euler方程空間推進(jìn)程序可用于高效快速獲得超聲速飛行器氣動(dòng)性能，是一種理想的飛行器設(shè)計(jì)初期快速評(píng)估工具。飛行器氣動(dòng)性能評(píng)估時(shí)，常常需要獲得大量不同舵偏下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，或者保持前體外形不變僅改變尾部氣動(dòng)布局時(shí)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)。如果能夠重復(fù)利用前體的流場數(shù)據(jù)，僅計(jì)算尾部外形改變部分的流場，將極大地提高多批次氣動(dòng)力預(yù)測的效率。PNS空間推進(jìn)方法從理論上可以滿足上述要求，但對(duì)復(fù)雜多塊網(wǎng)格適應(yīng)性較差，若不作特殊處理只能進(jìn)行圖1所示的多塊網(wǎng)格計(jì)算，不能方便的計(jì)算圖2所示網(wǎng)格?？臻g推進(jìn)方法在一個(gè)計(jì)算步內(nèi)只能得到一層流動(dòng)數(shù)據(jù)，不能獲得整塊網(wǎng)格的流場信息，這樣帶來的主要問題是，如果計(jì)算某一層數(shù)據(jù)時(shí)計(jì)算崩潰，哪怕崩潰層上游的數(shù)據(jù)是有效的也要重新從飛行器頭部開始計(jì)算，無端增加了計(jì)算量。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，解決了高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測問題。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法，步驟如下:
[0005](I)將高超聲速飛行器沿氣流流動(dòng)方向分成4段，其中，第I段包含飛行器頭部，且包含的區(qū)域應(yīng)盡可能小滿足分段處流動(dòng)為超聲速即可;第2段為不包含機(jī)翼或其他控制舵面，只包含飛行器機(jī)身;第4段為飛行器設(shè)計(jì)中可能會(huì)改變的部位和控制舵面，第3段為飛行器其他部分；
[0006](2)創(chuàng)建全流場所有網(wǎng)格的流場信息存儲(chǔ)文件Fi，i代表段號(hào)；創(chuàng)建氣動(dòng)力積分文件Fa;
[0007](3)對(duì)上述分段的飛行器進(jìn)行區(qū)域網(wǎng)格劃分，并采用PNS空間推進(jìn)技術(shù)進(jìn)行流場計(jì)算;假設(shè)當(dāng)前計(jì)算分段為Sk，其上游段為Sk-1，下游段為Sk+Ι，初始段無上游段;對(duì)每段均按照下述步驟進(jìn)行處理:
[0008](3.1)讀取Sk-1傳遞給Sk的分段信息傳遞文件T(k_l)的內(nèi)容，進(jìn)行計(jì)算初始化，初始段即第I段采用流場計(jì)算的初始參數(shù)值進(jìn)行計(jì)算初始化；
[0009](3.2)創(chuàng)建緩存文件Bi，開始計(jì)算;計(jì)算過程中的流場信息在緩存文件Bi中保存；若Sk計(jì)算完成，則將Bi信息轉(zhuǎn)移至對(duì)應(yīng)的流場信息存儲(chǔ)文件Fi中，將Sk最后一個(gè)截面流場信息寫入傳遞給Sk+Ι的分段信息傳遞文件T(k)中，最后保存當(dāng)前段氣動(dòng)力數(shù)據(jù)到Fa中；若Sk計(jì)算失敗，拋棄Bi內(nèi)容，檢查計(jì)算失敗的原因，若是網(wǎng)格因素，則調(diào)整網(wǎng)格，并返回第(3)步重新計(jì)算，若不是網(wǎng)格因素，則調(diào)整PNS空間推進(jìn)技術(shù)計(jì)算過程中影響計(jì)算穩(wěn)定性的計(jì)算參數(shù)，返回(3.1)重新計(jì)算本段;計(jì)算參數(shù)調(diào)整應(yīng)直到計(jì)算成功；(4)4段計(jì)算完成后，刪除緩存文件，從Fa中統(tǒng)計(jì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，得到最終結(jié)果。
[0010]當(dāng)對(duì)飛行器進(jìn)行構(gòu)型調(diào)整時(shí)，則所有小于4的分段不用計(jì)算直接使用計(jì)算結(jié)果即可，在保證第4段初始截面的面網(wǎng)格不變的前提下，調(diào)整或重新生成第4段網(wǎng)格，從(3.1)開始執(zhí)行，直至所有段計(jì)算完成。
[0011]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為:
[0012](I)本發(fā)明提出一種高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法。針對(duì)PNS空間推進(jìn)方法多塊網(wǎng)格計(jì)算重啟和變后體流動(dòng)計(jì)算問題，以分段計(jì)算作為基本解決途徑，通過緩存文件和前后段銜接處分段信息傳遞文件保存空間推進(jìn)計(jì)算的中間信息，采用分段氣動(dòng)力積分方式增加氣動(dòng)力數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)的靈活性，為PNS空間推進(jìn)程序在復(fù)雜構(gòu)型模擬中的應(yīng)用提供便利。
[0013](2)本發(fā)明飛行器的分段方式既考慮了飛行器結(jié)構(gòu)特征，又考慮了飛行過程中的流場特性，并且通過考慮空間復(fù)雜多區(qū)網(wǎng)格計(jì)算過程中的傳遞及網(wǎng)格拓?fù)潢P(guān)系，經(jīng)過大量的理論及仿真分析，得到適合高超聲速飛行器采用PNS空間推進(jìn)方式進(jìn)行流場計(jì)算的分段方式，該分段計(jì)算解決了 PNS空間推進(jìn)程序不能計(jì)算復(fù)雜多區(qū)網(wǎng)格的問題，提高了復(fù)雜外形計(jì)算的適應(yīng)性。
[0014](3)本發(fā)明緩存文件和分段銜接處分段信息傳遞文件的應(yīng)用可有效解決空間推進(jìn)程序計(jì)算崩潰必須從新計(jì)算的問題。
[0015](4)本發(fā)明避免飛行器后部構(gòu)型改變需重新計(jì)算的問題，有效利用了空間推進(jìn)程序流場下游信息不影響上游的特點(diǎn)，以最小的計(jì)算代價(jià)完成尾部構(gòu)型改變的計(jì)算。
【附圖說明】
[0016]圖1:空間推進(jìn)程序理想多塊網(wǎng)格示意圖；
[0017]圖2:復(fù)雜多塊網(wǎng)格示意圖；
[0018]圖3:復(fù)雜外形分段推進(jìn)示意圖
【具體實(shí)施方式】
[0019]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做詳細(xì)說明，高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法，步驟如下:
[0020](I)將高超聲速飛行器沿氣流流動(dòng)方向分成4段如圖3所示，其中，第I段包含飛行器頭部，且包含的區(qū)域應(yīng)盡可能小滿足分段處流動(dòng)為超聲速即可;第2段為不包含機(jī)翼或其他控制舵面，只包含飛行器機(jī)身;第4段為飛行器設(shè)計(jì)中可能會(huì)改變的部位和控制舵面，第3段為飛行器其他部分；
[0021 ] (2)創(chuàng)建全流場所有網(wǎng)格的流場信息存儲(chǔ)文件Fi，i代表段號(hào)；創(chuàng)建氣動(dòng)力積分文件Fa;
[0022](3)對(duì)上述分段的飛行器進(jìn)行區(qū)域網(wǎng)格劃分，并采用PNS空間推進(jìn)技術(shù)進(jìn)行流場計(jì)算;假設(shè)當(dāng)前計(jì)算分段為Sk，其上游段為Sk-1，下游段為Sk+Ι，初始段無上游段;對(duì)每段均按照下述步驟進(jìn)行處理:
[0023](3.1)讀取Sk-1傳遞給Sk的分段信息傳遞文件T(k_l)的內(nèi)容，進(jìn)行計(jì)算初始化，初始段即第I段采用流場計(jì)算的初始參數(shù)值進(jìn)行計(jì)算初始化；
[0024](3.2)創(chuàng)建緩存文件Bi，開始計(jì)算;計(jì)算過程中的流場信息在緩存文件Bi中保存；若Sk計(jì)算完成，則將Bi信息轉(zhuǎn)移至對(duì)應(yīng)的流場信息存儲(chǔ)文件Fi中，將Sk最后一個(gè)截面流場信息寫入傳遞給Sk+Ι的分段信息傳遞文件T(k)中，最后保存當(dāng)前段氣動(dòng)力數(shù)據(jù)到Fa中；若Sk計(jì)算失敗，拋棄Bi內(nèi)容，檢查計(jì)算失敗的原因，若是網(wǎng)格因素，則調(diào)整網(wǎng)格，并返回第(3)步重新計(jì)算，若不是網(wǎng)格因素，則調(diào)整空間格式、推進(jìn)步長等影響計(jì)算穩(wěn)定性的計(jì)算參數(shù)，返回(3.1)重新計(jì)算本段;計(jì)算參數(shù)調(diào)整應(yīng)直到計(jì)算成功；
[0025]例如，S2計(jì)算時(shí)，將創(chuàng)建B2緩存文件，從分段信息傳遞文件Tl中讀取初始流場數(shù)據(jù)。計(jì)算完成后，B2中的內(nèi)容將轉(zhuǎn)移至F2。
[0026](4)4段計(jì)算完成后，刪除緩存文件，從Fa中統(tǒng)計(jì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，得到最終結(jié)果。
[0027]當(dāng)對(duì)飛行器進(jìn)行構(gòu)型調(diào)整時(shí)，假設(shè)構(gòu)型調(diào)整部分位于第4段，則所有小于4的分段不用計(jì)算直接使用計(jì)算結(jié)果即可，對(duì)第4段按如下步驟處理。
[0028]在保證第4段初始截面的面網(wǎng)格不變的前提下，調(diào)整或重新生成第4段網(wǎng)格并替換掉原網(wǎng)格。在原氣動(dòng)力積分文件Fa中查找第4段氣動(dòng)力積分結(jié)果并刪除，按照步驟(3)重新計(jì)算第4段。
[0029]本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識(shí)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法，其特征在于步驟如下: (1)將高超聲速飛行器沿氣流流動(dòng)方向分成4段，其中，第I段包含飛行器頭部，且包含的區(qū)域應(yīng)盡可能小滿足分段處流動(dòng)為超聲速即可;第2段為不包含機(jī)翼或其他控制舵面，只包含飛行器機(jī)身;第4段為飛行器設(shè)計(jì)中可能會(huì)改變的部位和控制舵面，第3段為飛行器其他部分； (2)創(chuàng)建全流場所有網(wǎng)格的流場信息存儲(chǔ)文件Fi，i代表段號(hào);創(chuàng)建氣動(dòng)力積分文件Fa; (3)對(duì)上述分段的飛行器進(jìn)行區(qū)域網(wǎng)格劃分，并采用PNS空間推進(jìn)技術(shù)進(jìn)行流場計(jì)算；假設(shè)當(dāng)前計(jì)算分段為Sk，其上游段為Sk-1，下游段為Sk+Ι，初始段無上游段;對(duì)每段均按照下述步驟進(jìn)行處理: (3.1)讀取Sk-1傳遞給Sk的分段信息傳遞文件T(k-l)的內(nèi)容，進(jìn)行計(jì)算初始化，初始段即第I段采用流場計(jì)算的初始參數(shù)值進(jìn)行計(jì)算初始化； (3.2)創(chuàng)建緩存文件Bi，開始計(jì)算；計(jì)算過程中的流場信息在緩存文件Bi中保存；若Sk計(jì)算完成，則將Bi信息轉(zhuǎn)移至對(duì)應(yīng)的流場信息存儲(chǔ)文件Fi中，將Sk最后一個(gè)截面流場信息寫入傳遞給Sk+Ι的分段信息傳遞文件T(k)中，最后保存當(dāng)前段氣動(dòng)力數(shù)據(jù)到Fa中；若Sk計(jì)算失敗，拋棄Bi內(nèi)容，檢查計(jì)算失敗的原因，若是網(wǎng)格因素，則調(diào)整網(wǎng)格，并返回第(3)步重新計(jì)算，若不是網(wǎng)格因素，則調(diào)整PNS空間推進(jìn)技術(shù)計(jì)算過程中影響計(jì)算穩(wěn)定性的計(jì)算參數(shù)，返回(3.1)重新計(jì)算本段;計(jì)算參數(shù)調(diào)整應(yīng)直到計(jì)算成功；(4)4段計(jì)算完成后，刪除緩存文件，從Fa中統(tǒng)計(jì)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，得到最終結(jié)果。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器多批次氣動(dòng)數(shù)據(jù)快速預(yù)測方法，其特征在于:當(dāng)對(duì)飛行器進(jìn)行構(gòu)型調(diào)整時(shí)，則所有小于4的分段不用計(jì)算直接使用計(jì)算結(jié)果即可，在保證第4段初始截面的面網(wǎng)格不變的前提下，調(diào)整或重新生成第4段網(wǎng)格，從(3.1)開始執(zhí)行，直至所有段計(jì)算完成。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK106021665SQ201610306122
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月10日
【發(fā)明人】王利, 周偉江, 紀(jì)楚群
【申請人】中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院