[发明专利]面元修正与网格预先自适应计算方法

摘要

一种面元修正与网格预先自适应计算方法，用多组不同迎角下的CFD气动力载荷数据对低阶面元法进行分段线化修正，同时采用自适应模拟退火算法对面元计算网格的分布进行优化。通过对面元网格的自适应优化提高了修正面元法的精度，弥补了传统修正面元法依赖于网格分布的缺点。优化后的网格在应用于修正面元法时不仅保持了面元法计算效率高的优点，还能保证机翼整体受力接近CFD数据的精度，有效提高气动弹性优化迭代设计过程中的精度和效率。本发明得到的气动载荷数据与CFD计算结果精度误差在2％以内，且有效延伸到气动载荷随迎角变化的非线性段，提高了结构刚度参数变化过程中的气动载荷计算效率。

主权项

1.一种面元修正与网格预先自适应计算方法，其特征在于，步骤1，计算不同迎角下机翼部件原刚体气动载荷数据；将机翼部件作为刚性几何体划分CFD计算的空间网格；所述的空间网格采用非结构网格；计算亚音速时机翼迎角在0°到20°之间的CFD数据，迎角间隔为1°；提取机翼物面网格节点上的压力分布数据，得到各机翼物面网格节点上压力分布，从而确定不同迎角下机翼部件原刚体气动载荷数据；步骤2，计算变形刚体气动载荷数据；在机翼升力曲线的非线性段选择一个迎角αref，将步骤1中计算得到的该迎角时的气动载荷加载到机翼上，利用NASTRAN软件计算得到翼尖的扭转角；用CAD软件重新几何造形以使翼尖扭转相同的角度且使扭转角从翼根到翼尖线性变化；再按照步骤1中的方式重新划分CFD计算网格并实施常规CFD数值计算，提取机翼变形后各翼面网格节点上的压力分布，得到机翼的变形刚体气动载荷数据；步骤3，对升力面的弦平面进行面元网格参数初始化；采用通用的三次多项式插值法，通过展向三次曲线对机翼展向进行网格点布置；通过弦向三次曲线对机翼弦向进行网格点布置；对所述展向三次曲线和弦向三次曲线分别进行归一化；以给定的展向网格点数量范围、弦向网格点数量范围和每条三次曲线两端的斜率值作为约束条件，需初始化的变量为弦向和展向的网格点数量；步骤4，用几何算法对机翼弦平面进行面元网格分划；根据给定的三次曲线参数及展向网格点数量和弦向网格点数量对机翼弦平面进行面元网格节点布置；步骤5，面元法计算气动力矩阵；通过ZAERO软件生成气动力矩阵；具体是，将步骤4得到的网格分布输入到ZAERO软件，计算给定飞行状态下的气动力影响系数矩阵[AIC]；上述飞行状态与步骤1中计算CFD数据的飞行状态一致；步骤6，采用分段斜率修正面元法对气动载荷分布进行修正，获得修正后的载荷分布；利用步骤1得到的定常刚体CFD计算数据对面元法的气动力影响系数矩阵[AIC]实施修正，具体是采用公式(5)进行分段线化高精度面元修正：式中，n为迎角范围划分的子区间数目，[WT1]i为第i个迎角区间采用斜率修正法得到的修正因子矩阵，[Cor]i为各面元在第i个迎角区间内的下洗速度值占总下洗速度的比例系数对角矩阵；{W}为无量纲下洗列阵；{Cp}为各面元上的压差系数列阵；步骤7，计算CFD数据与修正面元法结果的误差范数，判断是否达到收敛条件；若是，则得到最优网格分布，迭代过程结束；反之采用自适应模拟退火算法更新网格分布参数，更新后转至步骤4，重复步骤4～步骤6；在重复步骤4～步骤6的过程中不断获得新的修正后的载荷分布；对得到的新的修正后的载荷分布通过本步骤计算CFD数据与修正面元法结果的误差范数，判断是否达到收敛条件，直至满足收敛条件。