CN115659480A

CN115659480A - 飞机参数化建模和自动优化集成设计***

Info

Publication number: CN115659480A
Application number: CN202210521112.6A
Authority: CN
Inventors: 邱徐文
Original assignee: Suzhou Taize Technology Co ltd
Current assignee: Suzhou Taize Technology Co ltd
Priority date: 2022-05-13
Filing date: 2022-05-13
Publication date: 2023-01-31

Abstract

本发明公开了飞机参数化建模和自动优化集成设计***，包括参数化模块、网格生成模块和三维流场仿真模块，所述网络生成模块和参数化模块通讯连接，所述三维流场仿真模块和网络生成模块通讯连接，所述参数化模块包括机身参数化、机翼参数化、垂尾参数化和进气道参数化。本发明属于几何参数化建模技术领域，具体是一种建模***针对飞机构型，开展参数化建模研究，开发通过较少参数来描述该构型几何特征的参数化软件，最复杂部件参数不多于10个，同时采用基于无粘欧拉法的仿真方法并集成非结构化网格生成技术，形成基于非结构化网格的快速仿真软件。

Description

飞机参数化建模和自动优化集成设计***

技术领域

本发明属于几何参数化建模技术领域，具体是指飞机参数化建模和自动优化集成设计***。

背景技术

当前对飞机的建模主要使用的是国外商用几何软件，如UG、CREO、 CATIA进行建模，无法实现有效的参数化。而其他的一些参数化建模工具往往使用较多的参数才能比较好的描述飞机几何外形，这给后期的优化带来很大的困难。此外，目前大多数同类软件都只能完成单一功能，没有***集成网格划分、CFD流场求解等功能模块，数据间的传时需要通过中间文件进行，这造成了大量的研发时间的耗费以及可能出现的数据传输失真。

发明内容

针对上述情况，为克服现有技术的缺陷，本发明提供了一种建模***针对飞机构型，开展参数化建模研究，开发通过较少参数来描述该构型几何特征的参数化软件，最复杂部件参数不多于10个，同时采用基于无粘欧拉法的仿真方法并集成非结构化网格生成技术，形成基于非结构化网格的快速仿真软件。

为了实现上述功能，本发明采取的技术方案如下：飞机参数化建模和自动优化集成设计***，包括参数化模块、网格生成模块和三维流场仿真模块，所述网络生成模块和参数化模块通讯连接，所述三维流场仿真模块和网络生成模块通讯连接，所述参数化模块包括机身参数化、机翼参数化、垂尾参数化和进气道参数化。

进一步地，所述参数化模块采用类别/形状函数转换法进行建模，在类别/ 形状函数转换法方法中，类别函数用来定义几何外形的种类，从而形成基本的几何外形，所有同类型几何外形都由这个基本外形派生出来。形状函数的作用是对类别函数所形成的基本外形进行修正，从而生成设计过程所需要的几何外形。

进一步地，所述机身参数化包括上截面类别函数、下截面类别函数、上截面形状函数、下截面形状函数、上脊线类别函数、下脊线类别函数、上脊线形状函数、下脊线形状函数、***轮廓类别函数和外轮廓形状函数。

其中，所述上截面类别函数为S_cu(η)＝0.5^2*NCu，所述下截面类别函数为 S_cl(η)＝0.5^2*NCl，所述上截面形状函数为C_cu(η)＝η^NCu(1-η)^NCu，所述下截面形状函数为C_cl(η)＝η^NCl(1-η)^NCl，所述上脊线类别函数为S_du(ψ)，所述下脊线类别函数为 S_dl(ψ)，所述上脊线形状函数为C_du(ψ)＝ψ^NDu(1-ψ)^NDu，所述下脊线形状函数为 C_dl(ψ)＝ψ^NDl(1-ψ)^NDl，所述***轮廓类别函数为S_do(ψ)，所述外轮廓形状函数为 C_do(ψ)＝ψ^NDo(1-ψ)^NDo。

进一步地，所述S_du(ψ)、S_dl(ψ)、S_do(ψ)可由公式

获得。

进一步地，所述机身参数化空间三维坐标为：

其中，机身长度为L，宽度为W，高度为H。

另外，所述机翼参数化、垂尾参数化和进气道参数化定义方法与机身参数化相同，其中的类别函数和形状函数的选取和上述机身的类似，不同之处在于给定的系数以及控制点b_i需要由用户自行给定或者通过导入外部三维模型的三维坐标计算。

进一步地，所述网格生成模块包括一种改进的波前法(AFM)曲面网格生成算法和体网格生成，该方法将根据曲面的表面形态特征，以正三角形单元为基础，基于波前法自动生成网格模型。预计能够避免AFM法的递归剖分引入的累积变形，也无须进行耗时的合法性检查，能够快速地生成较高质量的曲面网格，良好的体网格是在优异的面网格基础上生成的。针对三维问题，体网格常用的基本单元形式为非结构四面体，多用前沿推进法或Delaunay三角化方法产生。相对于边界层网格来说，体网格生成较为容易。但是，对于复杂角点，采用常规几何平均方法求得的法向往往会产生反转单元；边界层网格生成完成后，可能会在边界层网格外边界产生非常狭长的H角形单元，这给后续的四面体网格生成带来很大挑战。关于体网格的生成将使用改进的三角剖分 (Delaunay)法，以克服上述可能出现的问题。

其中，所述体网格通过几何自适应尺寸场的计算生成，所述几何自适应尺寸场计算的一般流程：对形体进行采样；识别形体的几何特征，并将其转换为采样点的尺寸定义；构建背景网格，将采样尺寸场映射到背景网格顶点上；光滑化尺寸场。背景网格主要有2种形式：一种是四(八)叉树，称之为半结构背景网格；一种则是H角形(四面体)网格，称之为非结构背景网格。利用 Delaunay三角化算法识别邻近特化则对应的Delaunay网格，可用作几何自适应尺寸场的背景网格；而用“波传播”算法识别邻近特征，自然可在源点定义完成后进一步细分初始的PR树，以此作为离散的尺寸场定义。步骤4主要通过修改定义在背景网格点上的尺寸值使得单元尺寸值在不同区域过渡合理。通过建立一个非线性优化模型来光滑化尺寸场，通过求解该模型不但可以得到在整个问题域尺寸值过渡合理的尺寸场，还可以最小化对初始尺寸值的改变。

进一步地，所述三维流场仿真模块使用求解非定常Euler方程获取流场计算结果，使用有限体积法进行数值求解。对于边界条件的处理将采用Jameson 提出的远场黎曼(Riemann)不变量无反射边界条件，物面采用无穿透条件。为了增加求解收敛稳定性，将采用自适应耗散模型进行求解，数值格式将使用四步龙格库塔(Runge-Kutta)显示时间推进格式。此外，为了增加求解器加速收敛，将使用当地时间步长、对残差进行光顺、增加焓阻尼等措施。

采用上述结构本发明取得的有益效果如下：

基于CST的参数化方案可以实现使用小于10个参数实现飞机参数化建模，为后续模型调整以及优化提供极大便利；

使用改进的面网格、体网格生成方案将改进传统网格生成方法缺陷造成的网格质量不高甚至出现网格负体积的情况；

基于无粘欧拉方程的流场求解算法能够快速获取流场气动数据并保证工程允许范围内的计算精度。此外，针对求解器稳定性和加速的技术措施能够好提升该模块性能；

良好的软件架构很好的将上述功能模块组合在成一个完成***，保证数据在个模块间无缝传递，避免的数据失真及碎片化使用，最终加速整个研发进程。

附图说明

图1为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的一种改进的波前法(AFM)曲面网格生成算法的示意图。

图2为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的面网格整理示意图；

图3为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的机翼参数化结果；

图4为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的垂尾参数化结果；

图5为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的进气道参数化结果；

图6为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的参数化模型；

图7为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的飞机体网格；

图8为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的非结构网格软件界面；

图9为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的机身侧视图；

图10为本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的机身俯视图；

图11本发明提出的飞机参数化建模和自动优化集成设计***的机身正视图。

附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-7所示，飞机参数化建模和自动优化集成设计***，包括参数化模块、网格生成模块和三维流场仿真模块，网络生成模块和参数化模块通讯连接，三维流场仿真模块和网络生成模块通讯连接，参数化模块包括机身参数化、机翼参数化、垂尾参数化和进气道参数化。

参数化模块采用类别/形状函数转换法进行建模，在类别/形状函数转换法方法中，类别函数用来定义几何外形的种类，从而形成基本的几何外形，所有同类型几何外形都由这个基本外形派生出来。形状函数的作用是对类别函数所形成的基本外形进行修正，从而生成设计过程所需要的几何外形。

机身参数化包括上截面类别函数、下截面类别函数、上截面形状函数、下截面形状函数、上脊线类别函数、下脊线类别函数、上脊线形状函数、下脊线形状函数、***轮廓类别函数和外轮廓形状函数。

上截面类别函数为S_cu(η)＝0.5^2*NCu，下截面类别函数为S_cl(η)＝0.5^2*NCl，上截面形状函数为C_cu(η)＝η^NCu(1-η)^NCu，下截面形状函数为C_cl(η)＝η^NCl(1-η)^NCl，上脊线类别函数为S_du(ψ)，下脊线类别函数为S_dl(ψ)，上脊线形状函数为 C_du(ψ)＝ψ^NDu(1-ψ)^NDu，下脊线形状函数为C_dl(ψ)＝ψ^NDl(1-ψ)^NDl，***轮廓类别函数为S_do(ψ)，外轮廓形状函数为C_do(ψ)＝ψ^NDo(1-ψ)^NDo。

S_du(ψ)、S_dl(ψ)、S_do(ψ)可由公式

获得。

机身参数化空间三维坐标为：

其中，机身长度为L，宽度为 W，高度为H。

如图9所示，定义上脊线形状函数为S_du(ψ)，类型函数定义为 C_du(ψ)＝ψ^NDu(1-ψ)^NDu，其中NDu取0.1；

如图9所示，定义下脊线形状函数为S_dl(ψ)，类型函数定义为 C_dl(ψ)＝ψ^NDl(1-ψ)^NDl，其中NDl取0.1；

如图10所示，定义***轮廓线形状函数为S_do(ψ)，类型函数定义为 C_do(ψ)＝ψ^NDo(1-ψ)^NDo，其中NDo取0.1

如图11所示，定义截面上半部分形状函数为S_cu(η)＝0.5^2*NCu，类型函数定义为C_cu(η)＝η^NCu(1-η)^NCu，其中NC_u＝NC_u(ψ)沿机身长度方向满足一定分布规律；

定义截面下半部分形状函数为S_cl(η)＝0.5^2*NCl，类型函数定义为 C_cl(η)＝η^NCl(1-η)^NCl，其中NC_l＝NC_l(ψ)沿机身长度方向满足一定分布规律；

若机身长度为L，宽度为W，高度为H，则机身空间三维坐标为：

x(ψ)＝ψ*L

对于上、下脊线以及外轮廓线可以使用6次伯恩施坦(Bernstein)多项式进行表示，5个控制点中第一个和最后一个可有飞机机身几何尺寸获得，其他 3个控制点的获取可以使用最小二乘法逼近外部导入的几何获得。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

以上对本发明及其实施方式进行了描述，这种描述没有限制性，附图中所示的也只是本发明的实施方式之一，实际的结构并不局限于此。总而言之如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本发明创造宗旨的情况下，不经创造性的设计出与该技术方案相似的结构方式及实施例，均应属于本发明的保护范围。

Claims

1.飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：包括参数化模块、网格生成模块和三维流场仿真模块，所述网络生成模块和参数化模块通讯连接，所述三维流场仿真模块和网络生成模块通讯连接，所述参数化模块包括机身参数化、机翼参数化、垂尾参数化和进气道参数化。

2.根据权利要求1所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述参数化模块采用类别/形状函数转换法进行建模，在类别/形状函数转换法方法中，类别函数用来定义几何外形的种类，从而形成基本的几何外形，所有同类型几何外形都由这个基本外形派生出来，形状函数的作用是对类别函数所形成的基本外形进行修正，从而生成设计过程所需要的几何外形。

3.根据权利要求2所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述机身参数化包括上截面类别函数、下截面类别函数、上截面形状函数、下截面形状函数、上脊线类别函数、下脊线类别函数、上脊线形状函数、下脊线形状函数、***轮廓类别函数和外轮廓形状函数。

4.根据权利要求3所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述上截面类别函数为S_cu(η)＝0.5^2*NCu，所述下截面类别函数为S_cl(η)＝0.5^2*NCl，所述上截面形状函数为C_cu(η)＝η^NCu(1-η)^NCu，所述下截面形状函数为C_cl(η)＝η^NCl(1-η)^NCl，所述上脊线类别函数为S_du(ψ)，所述下脊线类别函数为S_dl(ψ)，所述上脊线形状函数为C_du(ψ)＝ψ^NDu(1-ψ)^NDu，所述下脊线形状函数为C_dl(ψ)＝ψ^NDl(1-ψ)^NDl，所述***轮廓类别函数为S_do(ψ)，所述外轮廓形状函数为C_do(ψ)＝ψ^NDo(1-ψ)^NDo。

5.根据权利要求4所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述S_du(ψ)、S_dl(ψ)、S_do(ψ)可由公式

获得。

6.根据权利要求5所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述机身参数化空间三维坐标为：

x(ψ)＝ψ*L

z_u(ψ,η)＝[S_du(ψ)·C_du(ψ)]·[S_cu(η)·C_cu(η)]·H_u(ψ)

z_l(ψ,η)＝[S_dl(ψ)·C_dl(ψ)]·[S_cl(η)·C_cl(η)]·H_l(ψ)其中，机身长度为L，宽度为W，高度为H。

7.根据权利要求6所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述机翼参数化、垂尾参数化和进气道参数化定义方法与机身参数化相同。

8.根据权利要求7所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述网格生成模块包括一种改进的波前法曲面网格生成算法和体网格生成。

9.根据权利要求8所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述体网格通过几何自适应尺寸场的计算生成，所述几何自适应尺寸场计算的一般流程：对形体进行采样；识别形体的几何特征，并将其转换为采样点的尺寸定义。

10.根据权利要求9所述的飞机参数化建模和自动优化集成设计***，其特征在于：所述三维流场仿真模块使用求解非定常Euler方程获取流场计算结果，使用有限体积法进行数值求解。