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CN114218672A - 跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置 - Google Patents

跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置 Download PDF

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CN114218672A
CN114218672A CN202111520865.7A CN202111520865A CN114218672A CN 114218672 A CN114218672 A CN 114218672A CN 202111520865 A CN202111520865 A CN 202111520865A CN 114218672 A CN114218672 A CN 114218672A
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CN
China
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flow field
supersonic
structural
attack
wing
Prior art date
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Application number
CN202111520865.7A
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郑冠男
黄杰
李齐
黄程德
杨国伟
聂雪媛
赵奥博
吕召阳
严炳蜚
金贻秋
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Institute of Mechanics of CAS
Original Assignee
Institute of Mechanics of CAS
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Publication date
Application filed by Institute of Mechanics of CAS filed Critical Institute of Mechanics of CAS
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Abstract

本申请实施例提供一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置，所述方法包括：获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；根据所述第二传递后的参数对流体网格进行调整，以得到调整后的流体网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。

Description

跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置
技术领域
本申请涉及数据处理技术领域，具体涉及一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置。
背景技术
跨超声速飞行中，由非定常流动不稳定所引起的振动，形成跨超声速抖振现象。跨超声速抖振具有复杂的非定常、非线性特性，其引起的脉动载荷容易造成结构疲劳，从而引发飞行事故，极大地制约了飞行器的飞行包线。因而跨超声速抖振成为飞行器研发领域的难点和热点。跨超声速抖振的研究内容主要是：抖振的机理研究，抖振边界的判定，抖振载荷分析和抖振抑制等。由于跨超声速抖振的复杂性，早期的研究工作主要依赖风洞试验，且随着现代试验测量技术的不断进步和完善，试验研究方法在揭示抖振机理等领域起到了重要的作用。同时，随着计算流体力学和计算机技术的发展，数值模拟方法在抖振研究中得到了广泛的应用，且相对于风洞试验，数值模拟方法的成本微乎其微，因而，数值方法正逐步成为跨超声速抖振研究的主要手段。
抖振最早是由Humphreys[1]于1951年的试验中发现的，而数值方法应用于抖振研究主要集中在近二十年。Brunet[2]和Grossi[3]等采用Zone-DES方法模拟了CAT3D翼身组合体的抖振流动，并成功捕捉到了大部分的失稳区和分离区。Sartor和Timme[4-5]开展的研究表明，URANS结合适当的湍流模型也能合理的复现抖振的主要流动特征，并指出S-A模型和剪切应力输运k-w模型预测较准确。Ohmichi[6]、Kenway[7]和Ishida[8]等也基于URANS方法开展了CRM机翼的抖振仿真，对抖振机理进行了探讨。国内蔻家庆[9]通过本征正交分解和动态模态分解对OTA15A翼型的跨声速抖振进行了分析。高传强[10]通过URANS和动态模态分解方法研究了CRM等典型机翼的抖振流动特性和主要失稳模态。
目前研究存在的主要问题：目前的研究认为抖振问题的流过耦合特性较弱，气动载荷和结构运动无关，因此都是基于刚体模型进行的研究，导致了获取的抖振响应的准确性较低。
发明内容
本申请实施例提供一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置，能够提升抖振响应获取时的准确性。
本申请实施例的第一方面提供了一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法，所述方法包括：
获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；
根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；
将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；
根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；
将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；
根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
结合第一方面，在一个可能的实现方式中，所述根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷，包括：
通过数值方法求解如下公式，确定所述非定常气动载荷：
Figure BDA0003407510810000021
其中Q＝[ρ，ρu，ρv，ρw，e]T是守恒流动变量，ρ是密度，u，v，w分别为x，y，z方向的速度分量，e为总能。Fc(Q)是对流通量，Fv(Q)是粘性通量，
Figure BDA0003407510810000022
代表单元体积的Ω边界
Figure BDA0003407510810000023
的外法向单位矢量。
结合第一方面，在一个可能的实现方式中，所述根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，以确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息，包括：
所述位移信息包括广义位移，通过数值方法求解如下公式，确定结构网格点的位移信息：
Figure BDA0003407510810000031
Figure BDA0003407510810000032
Figure BDA0003407510810000033
其中，{q(t)}为广义位移，w(x，y，z；t)为真实位移，{F(t)}为广义的气动力，Δfi(x，y，z；t)为真实载荷矢量，
Figure BDA0003407510810000034
为结构模态。[M]、[D]、[K]分别为结构的广义质量、阻尼和刚度矩阵。
结合第一方面，在一个可能的实现方式中，所述将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数，包括：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
结合第一方面，在一个可能的实现方式中，所述将结构网格点的位移传递至流场网格点，以得到第二传递后的参数，包括：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将结构网格点的位移传递至流场网格点，以得到第二传递后的参数。
本申请实施例的第二方面提供了一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取装置，所述装置包括：
获取单元，用于获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；
第一确定单元，用于根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；
第一传递单元，用于将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；
第二确定单元，用于根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；
第二传递单元，用于将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；
第三确定单元，用于根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
结合第二方面，在一个可能的实现方式中，所述第一确定单元用于：
通过数值方法求解如下公式，确定所述非定常气动载荷：
Figure BDA0003407510810000041
其中Q＝[ρ，ρu，ρv，ρw，e]T是守恒流动变量，ρ是密度，u，v，w分别为x，y，z方向的速度分量，e为总能。Fc(Q)是对流通量，Fv(Q)是粘性通量，
Figure BDA0003407510810000042
代表单元体积的Ω边界
Figure BDA0003407510810000043
的外法向单位矢量。
结合第二方面，在一个可能的实现方式中，第二确定单元用于：
所述位移信息包括广义位移，通过数值方法求解如下公式，确定结构网格点的位移信息：
Figure BDA0003407510810000044
Figure BDA0003407510810000045
Figure BDA0003407510810000046
其中，{q(t)}为广义位移，w(x，y，z；t)为真实位移，{F(t)}为广义的气动力，Δfi(x，y，z；t)为真实载荷矢量，
Figure BDA0003407510810000047
为结构模态。[M]、[D]、[K]分别为结构的广义质量、阻尼和刚度矩阵。
结合第二方面，在一个可能的实现方式中，所述第一传递单元用于：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
结合第二方面，在一个可能的实现方式中，所述第二传递单元用于：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将结构网格点的位移传递至流场网格点，以得到第二传递后的参数。
本申请实施例的第三方面提供一种终端，包括处理器、输入设备、输出设备和存储器，所述处理器、输入设备、输出设备和存储器相互连接，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述计算机程序包括程序指令，所述处理器被配置用于调用所述程序指令，执行如本申请实施例第一方面中的步骤指令。
本申请实施例的第四方面提供了一种计算机可读存储介质，其中，上述计算机可读存储介质存储用于电子数据交换的计算机程序，其中，上述计算机程序使得计算机执行如本申请实施例第一方面中所描述的部分或全部步骤。
本申请实施例的第五方面提供了一种计算机程序产品，其中，上述计算机程序产品包括存储了计算机程序的非瞬时性计算机可读存储介质，上述计算机程序可操作来使计算机执行如本申请实施例第一方面中所描述的部分或全部步骤。该计算机程序产品可以为一个软件安装包。
实施本申请实施例，至少具有如下有益效果：
通过获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数，根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷，将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数，根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息，将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数，根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1A为本申请中用于计算气动载荷所用的CFD方法中的节点中心型有限控制体示意图；
图1B为本申请实施例提供了一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法的流程示意图；
图2为本申请中用于计算跨超声速抖振的流程图；
图3为本申请中用于抖振计算的着陆巡视器基本外形参数；
图4为本申请中配平翼在着陆巡视器上展开状态的安装示意图；
图5为本申请用于抖振计算的CFD网格示意图；
图6为本申请中配平翼后加密区网格；
图7至图11为本申请中用于抖振计算模型的前五阶模态及响应的固有频率；
图12为马赫数1.2时抖振响应分析中翼尖位移曲线；
图13为马赫数1.5时抖振响应分析中翼尖位移曲线；
图14为马赫数2.0时抖振响应分析中翼尖位移曲线；
图15为马赫数2.5时抖振响应分析中翼尖位移曲线；
图16为马赫数3.0时抖振响应分析中翼尖位移曲线
图17为本申请实施例提供的一种终端的结构示意图；
图18为本申请实施例提供了一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。
在本申请中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本申请所描述的实施例可以与其它实施例相结合。
本申请实施例中抖振响应分析中的非定常气动力采用基于混合网格的NAVIER-STOKES方程求解器，湍流采用基于RANS方法的k-w sst模型。控制方程在非结构网格上基于节点中心型有限体积法进行离散，控制体如图1A所示，空间离散格式采用HLLE格式。时间推进格式选择使用LU-SGS隐式方法。空间离散和时间推进精度均达到二阶精度。
请参阅图1B，图1B为本申请实施例提供了一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法的流程示意图。如图1B所示，
101、获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数。
所述初始条件参数包括速度分布、压强分布、温度分布等，所述边界条件参数包括边界面类型和数值赋值等。
102、根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷。
根据计算流体力学来确定出非定常气动载荷。其中，初始条件参数只用于首个物理时间步。
103、将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
可以通过插值矩阵，基于力和力矩守恒的原则，来将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
104、根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息。
可以根据结构网格点的结构模态等参量，来确定出位移信息。
105、将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数。
可以参照前述步骤103中传递的方法，以得到第二传递后的参数，此处不再赘述。
106、根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格。
基于调整后的流场网格再次重复步骤102-106的运算，直至确定出满足要求的广义位移时间曲线，从而得到跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
本申请在确定抖振响应时，(1)更加关注涡的形成和涡的发展传递过程，所以抖振不但需要较高的边界层网格，还需要在飞行器附近较大空间内的网格同样保持较高的质量；(2)抖振响应的计算中的时间步长的选取和总的迭代步数，既要考虑流场本身大涡和小涡的频域特性，还要考虑结构本身的频域特性，所以需要更小的时间步长和更多的时间推进步数，也就决定了更大的总计算量；(3)抖振计算时需要关注结构在整个时间历程里的动态载荷情况以及响应情况。
本示例中，通过获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数，根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷，将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数，根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息，将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数，根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应，从而提升了抖振响应确定时的准确性。
在一个可能的实现方式中，所述根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷的方法，包括：
通过数值方法求解如下公式，确定所述非定常气动载荷：
Figure BDA0003407510810000081
其中Q＝[ρ,ρu,ρv,ρw,e]T是守恒流动变量，ρ是密度，u，v，w分别为x，y，z方向的速度分量，e为总能。Fc(Q)是对流通量，Fv(Q)是粘性通量，
Figure BDA0003407510810000082
代表单元体积的Ω边界
Figure BDA0003407510810000083
的外法向单位矢量。
在一个可能的实现方式中，一种可能的述根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，以确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息的方法包括：
通过数值方法求解如下公式，确定结构网格点的位移信息：
Figure BDA0003407510810000084
Figure BDA0003407510810000085
Figure BDA0003407510810000086
其中，{q(t)}为广义位移，w(x，y，z；t)为真实位移，{F(t)}为广义的气动力，Δfi(x，y，z；t)为真实载荷矢量，
Figure BDA0003407510810000091
为结构模态。[M]、[D]、[K]分别为结构的广义质量、阻尼和刚度矩阵。
在一个可能的实现方式中，一种可能的将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数的方法，包括：
A1、获取插值矩阵；
A2、根据所述插值矩阵将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
在一个可能的实现方式中，一种可能的将结构网格点的位移传递至结构网格点，以得到第二传递后的参数的方法，包括：
B1、获取插值矩阵；
B2、根据所述插值矩阵将结构网格点的位移传递至结构网格点，以得到第二传递后的参数。
其中，插值矩阵可以通过经验值或历史数据确定。
可以通过如下公式所示的方法，将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数：
Figure BDA0003407510810000092
Figure BDA0003407510810000093
其中，设
Figure BDA0003407510810000094
为结构网格点上的力，
Figure BDA0003407510810000095
为引起的结构点位移，
Figure BDA0003407510810000096
为气动网格点上的载荷,
Figure BDA0003407510810000097
为引起的流场网格点位移。
在一个具体的实施例中，本申请实施例还提供一种具体的抖振响应获取方法，具体如下：
本申请实例中采用了基于紧耦合技术的CFD-CSD分析方法，分析历程如图2所示，具体步骤如下：
(a)将初始流场输入计算流体力学求解器；
(b)采用计算流体力学求解器(CFD)得出非定常气动载荷，区别去颤振需要更高质量的CFD网格，同时需要采用DES脱体涡模型模拟湍流；
(c)将流体网格的气动载荷通过数据交换方法传递到结构网格点；
(d)求解结构动力学方程(CSD)计算结构点的位移，输出结构位移，区别于颤振，抖振需要整个时间历程的动态载荷来确定动态响应；
(e)结构点位移通过数据交换方法传递到流体网格节点；
(f)对气动计算域网格进行重整；
(g)返回b)直至满足计算要求退出。
上述过程是求解抖振过程的一个时间步，区别于颤振，抖振的时间步长更小。
本申请实施例以图1、图所示的火星着陆器及安装在其上的展开状态的配平翼模型进行抖振响应的计算，CFD网格采用Gridgen生成的混合网格，着陆巡视器物面为三角形单元，配平翼物面为四面形单元，如图所示。边界层设置20层网格，首层网格厚度为0.03，如图所示，着陆巡视器的边界层内为三棱柱单元，配平翼边界层内为六面体单元。边界层与远场间填充四面体单元，并通过金字塔单元过渡。配平翼后流场区域建立加密区进行加密，如图所示。总网格量约为1200万。
本申请实例采用模态叠加法计算抖振响应，弹性结构为配平翼，并选择前五阶模态作为抖振响应分析的结构输入，包括两个一弯模态、一扭模态、二弯模态和二扭模态，如图至图所示，其中，图7示出了第一阶模态，面内一弯，25.22Hz；图8示出了第二阶模态，面外一弯，28.44Hz；图9示出了第三阶模态，一阶扭转，84.74Hz；图10示出了第四阶模态，面外二弯，123.69Hz；图11示出了第五阶模态，二阶扭转，199.89Hz；
本申请实例所进行的抖振响应分析针对真实的飞行状态，包括五个超声速飞行工况，包括马赫数1.2、1.5、2.0、2.5、3.0，每个马赫数条件下分别包括三个飞行攻角状态，包括-10°、0°、10°，具体飞行参数在表1、
表2中列出。
表1进入弹道状态及相应大气参数
马赫数 速度(m/s) 密度(kg/m3) 压力(Pa) 温度(K) 动压(Pa)
1.2 277.973 8.47E-03 352.225 217.212 327.16
1.5 347.466 7.25E-03 301.468 217.212 437.54
2.0 463.567 5.31E-03 221.062 217.212 570.33
2.5 575.088 3.93E-03 161.039 213.991 649.22
3.0 686.212 3.19E-03 129.184 211.587 749.89
表2真实弹道计算状态
研究内容 马赫数 攻角α(°)
抖振响应分析 1.2、1.5、2.0、2.5、3.0 -10、0、+10
本申请实例的抖振响应分析方法用于装有配平翼的火星着陆器抖振问题，并对上述各飞行工况进行抖振分析，并获得了各工况下翼尖位移曲线，如图至图所示，其中，图12示出了马赫1.2，翼尖位移；图13示出了马赫1.5，翼尖位移；图14示出了马赫2.0，翼尖位移；图15示出了马赫2.5，翼尖位移；图16示出了马赫3.0，翼尖位移。
对于所研究的五个马赫数，-10°与10°之间的变形大小比例约为1.5。抖振计算采用ERA方法对气动阻尼进行辨识；对于衰减的响应，ERA方法可以辨识出正的气动阻尼，而对于负气动阻尼情况，如果仿真时间足够长，可以得到极限环振荡(LCO)。
与上述实施例一致的，请参阅图4，图4为本申请实施例提供的一种终端的结构示意图，如图所示，包括处理器、输入设备、输出设备和存储器，处理器、输入设备、输出设备和存储器相互连接，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述计算机程序包括程序指令，所述处理器被配置用于调用所述程序指令，上述程序包括用于执行以下步骤的指令；
获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；
根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；
将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；
根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；
将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；
根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
上述主要从方法侧执行过程的角度对本申请实施例的方案进行了介绍。可以理解的是，终端为了实现上述功能，其包含了执行各个功能相应的硬件结构和/或软件模块。本领域技术人员应该很容易意识到，结合本文中所提供的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，本申请能够以硬件或硬件和计算机软件的结合形式来实现。某个功能究竟以硬件还是计算机软件驱动硬件的方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本申请的范围。
本申请实施例可以根据上述方法示例对终端进行功能单元的划分，例如，可以对应各个功能划分各个功能单元，也可以将两个或两个以上的功能集成在一个处理单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。需要说明的是，本申请实施例中对单元的划分是示意性的，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式。
与上述一致的，请参阅图18，图18为本申请实施例提供了一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取装置的结构示意图。如图18所示，所述装置包括：
获取单元301，用于获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；
第一确定单元302，用于根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；
第一传递单元303，用于将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；
第二确定单元304，用于根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；
第二传递单元305，用于将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；
第三确定单元306，用于根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
一个可能的实现方式中，所述第一确定单元302用于：
通过数值方法求解如下公式，确定所述非定常气动载荷：
Figure BDA0003407510810000131
其中，其中Q＝[ρ,ρu,ρv,ρw,e]T是守恒流动变量，ρ是密度，u，v，w分别为x，y，z方向的速度分量，e为总能。Fc(Q)是对流通量，Fv(Q)是粘性通量，
Figure BDA0003407510810000132
代表单元体积的Ω边界
Figure BDA0003407510810000133
的外法向单位矢量。
在一个可能的实现方式中，第二确定单元304用于：
所述位移信息包括广义位移，通过数值方法求解如下公式，确定结构网格点的位移信息：
Figure BDA0003407510810000134
Figure BDA0003407510810000135
Figure BDA0003407510810000136
其中，{q(t)}为广义位移，w(x，y，z；t)为真实位移，{F(t)}为广义的气动力，Δfi(x，y，z；t)为真实载荷矢量，
Figure BDA0003407510810000137
为结构模态。[M]、[D]、[K]分别为结构的广义质量、阻尼和刚度矩阵。
在一个可能的实现方式中，所述第一传递单元303用于：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
在一个可能的实现方式中，所述第一传递单元305用于：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将结构网格点的位移信息至流场网格点，以得到第二传递后的参数。
本申请实施例还提供一种计算机存储介质，其中，该计算机存储介质存储用于电子数据交换的计算机程序，该计算机程序使得计算机执行如上述方法实施例中记载的任何一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获方法的部分或全部步骤。
本申请实施例还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括存储了计算机程序的非瞬时性计算机可读存储介质，该计算机程序使得计算机执行如上述方法实施例中记载的任何一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获方法的部分或全部步骤。
需要说明的是，对于前述的各方法实施例，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本申请并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本申请，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作和模块并不一定是本申请所必须的。
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置，可通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在申请明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件程序模块的形式实现。
所述集成的单元如果以软件程序模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：U盘、只读存储器(read-only memory，ROM)、随机存取存储器(random access memory，RAM)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储器中，存储器可以包括：闪存盘、只读存储器、随机存取器、磁盘或光盘等。
以上对本申请实施例进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (10)

1.一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法，其特征在于，所述方法包括：
获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；
根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；
将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；
根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；
将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；
根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，根据所述流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷，包括：
通过数值方法求解如下公式，确定所述非定常气动载荷：
Figure FDA0003407510800000011
其中Q＝[ρ，ρu，ρv，ρw，e]T是守恒流动变量，ρ是密度，u，v，w分别为x，y，z方向的速度分量，e为总能。Fc(Q)是对流通量，Fv(Q)是粘性通量，
Figure FDA0003407510800000012
代表单元体积的Ω边界
Figure FDA0003407510800000013
的外法向单位矢量。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，以确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息，包括：
所述位移信息包括广义位移，通过数值方法求解如下公式，确定结构网格点的位移信息：
Figure FDA0003407510800000014
Figure FDA0003407510800000015
Figure FDA0003407510800000021
其中，{q(t)}为广义位移，w(x，y，z；t)为真实位移，{F(t)}为广义的气动力，Δfi(x，y，z；t)为真实载荷矢量，
Figure FDA0003407510800000022
为结构模态。[M]、[D]、[K]分别为结构的广义质量、阻尼和刚度矩阵。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数，包括：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述将结构网格点的位移传递至流场网格点，以得到第二传递后的参数，包括：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将结构网格点的位移传递至流场网格点，以得到第二传递后的参数。
6.一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取装置，其特征在于，所述装置包括：
获取单元，用于获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；
第一确定单元，用于根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；
第一传递单元，用于将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；
第二确定单元，用于根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；
第二传递单元，用于将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；
第三确定单元，用于根据所述第二传递后的参数对流场网格进行调整，以得到调整后的流场网格，以及根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述第一确定单元用于：
通过数值方法求解如下公式，确定所述非定常气动载荷：
Figure FDA0003407510800000031
其中Q＝[ρ,ρu,ρv,ρw,e]T是守恒流动变量，ρ是密度，u,v,w分别为x,y,z方向的速度分量，e为总能。Fc(Q)是对流通量，Fv(Q)是粘性通量，
Figure FDA0003407510800000032
代表单元体积的Ω边界
Figure FDA0003407510800000033
的外法向单位矢量。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，第二确定单元用于：
所述位移信息包括广义位移，通过数值方法求解如下公式，确定结构网格点的位移信息：
Figure FDA0003407510800000034
Figure FDA0003407510800000035
Figure FDA0003407510800000036
其中，{q(t)}为广义位移，w(x,y,z;t)为真实位移，{F(t)}为广义的气动力，Δfi(x，y，z；t)为真实载荷矢量，
Figure FDA0003407510800000037
为结构模态。[M]、[D]、[K]分别为结构的广义质量、阻尼和刚度矩阵。
9.根据权利要求8所述的装置，其特征在于，所述第一传递单元用于：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数。
10.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述第二传递单元用于：
获取插值矩阵；
根据所述插值矩阵将结构网格点的位移传递至流场网格点，以得到第二传递后的参数。
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