(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202111480735.5 (22)申请日 2021.12.0 6 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114139285 A (43)申请公布日 2022.03.04 (73)专利权人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 张良　余亚鋆　杨小鹏　丛可冉　 马东立　杨穆清　 (74)专利代理 机构 北京永创新实专利事务所 11121 专利代理师 周长琪 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/23(2020.01)G06F 30/28(2020.01) G06F 17/11(2006.01) G06T 17/20(2006.01) G06F 119/14(2020.01) (56)对比文件 CN 10123 6573 A,20 08.08.06 WO 201708410 6 A1,2017.0 5.26 王强等.考虑转捩的跨声速气冷涡轮叶片 气 热耦合计算. 《航空动力学报》 .20 09,第24卷(第 12期),270 3-2710. 审查员 孟圆 (54)发明名称 一种柔性蒙皮机翼低雷诺数流固耦合分析 方法 (57)摘要 本发明公开一种柔性蒙皮机翼低雷诺数流 固耦合分析方法， 包括基于γ ‑Reθ湍流模型的 流体力学计算模块， 基于M3D3三角形膜单元和N ‑ R迭代法的固体力学计算模块， 以及基于几何重 构法的流固耦合分析模块。 达到的技术效果为： 能够对低雷诺数条件下的柔性蒙皮机翼气动力 进行高精度计算； 能够对低雷诺数流动特有的层 流分离、 转捩、 再附位置进行较高精度预测； 能够 对四边固支的预张拉蒙皮薄膜变形量进行高精 度分析； 能够实现流体计算模块与固体计算模块 信息的自动交换； 采用几何重构法实现计算迭 代， 以此代替动网格构建过程； 该分析方法可广 泛应用于1 ×105～5×105雷诺数范围内的柔性 蒙皮机翼流固耦合分析， 且对升阻系数、 变形量 的预测误差不高于 5％。 权利要求书3页 说明书7页 附图4页 CN 114139285 B 2022.06.14 CN 114139285 B 1.一种柔性蒙皮机翼低雷诺数流固耦合分析方法， 其特征在于： 按照 流体计算 ‑固体计 算‑流体计算‑固体计算‑……的方式循环参与分析， 完成迭代分析； 所述流体计算具体步骤为： 1)结构化网格生成 建立机翼参数化模型， 记录并存储划分网格边界、 设置边线对应、 调整节点分布、 生成 结构化网格的过程； 在整个柔性蒙皮机翼流固耦合分析过程中， 不断将参数变更后的机翼 参数化模型输入到结构化网格生成模块中， 通过读取存 储的文件， 自动生成结构化网格； 2)数值仿真 201、 流场构建 记录并存储流场关键参数， 在记录过程中进行流场关键参数设置； 每次进行流体力学 计算时， 自动读取存 储文件并进行流畅关键参数设置， 从而完成流场构建； 202、 初始压力分布 首次进行流体力学计算时， 自动将流场的初始压力加载到结构化网格节点上， 从而完 成初始压力分布， 完成本轮流体力学计算后， 将收敛得到的压力分布结果保存； 后续每次启 动流体力学模块， 完成流场构建后， 读取上一轮流体力学计算模块输出的压力分布结果， 将 其中记录的压力分布作为本轮 计算的初始压力分布； 203、 γ‑Reθ模型计算 采用求解N ‑S方程的方法开展机翼数值计算， 湍流模型为γ ‑Reθ转捩模型， 每一轮流体 力学计算过程中， 每次求解 都会使机翼表面所有网格的压力值发生一次改变， 将机翼上、 下 表面所有网格的压力分别求和， 得到ΣPup和ΣPdown， 两者相减得到机翼上下表 面压力差ΣP ＝ΣPdown－ΣPup； 当ΣP不再发生长周期变化， 而仅存在短周期震荡时， 则认为满足收敛条 件， 本轮流体力学计算结束； 当结构化网格节点的压力差不满足收敛判 据时， 认为压力分布 仍存在长周期变化， 则继续采用上述方程进行迭代计算， 直至满足收敛判据为止； 3)载荷提取 保留流体计算后500步迭代对应的压力分布结果， 将其中的压力分布提取后进行时均 化处理； 随后将时均化后的压力 分布转化为固体计算模块能够识别的分布式载荷， 并存储 备用； 所述固体 计算由固体力学计算模块完成， 具体步骤如下： 1)有限元网格生成 利用标准化的机翼模型， 记录并存储节点数量设置、 网格类型选择、 有限元网格生成的 过程， 其中有限元网格 类型为M3D3三角形膜单 元； 2)有限元仿真 201、 参数设置 记录并存储有限元关键参数， 在记录过程中进行有限元关键参数设置； 每次进行固体 力学计算时， 自动读取存 储的文件并完成有限元关键参数设置； 202、 网格与载荷提取 读取生成的有限元网格， 以及流体计算时生成的分布式载荷， 提取网格与 载荷信息， 用 于后续迭代计算； 203、 N‑R迭代法计算权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 114139285 B 2采用N‑R迭代法进行有限元计算， 将机翼蒙皮离散为个体单元， 建立力与位移的关系， 再将单元封装为正体， 求解整体变形； 每一轮固体力学计算过程中， 都会采用上述方程进 行 数十步迭代计算， 每次计算都会使有限元网格节点坐标值发生一次改变， 当相邻两次迭代 计算得到的各节点坐标值相差很小时， 认为满足收敛条件， 本轮固体力学计算结束； 当节 点 坐标值不满足收敛判据时， 认为迭代计算还未收敛， 继续采用上述方程进 行迭代计算， 直至 满足收敛判据为止； 若计算发散， 则系统报错， 由人工介入进行程序调整； 3)坐标值 提取 提取迭代收敛后网格节点坐标值与上一轮固体力学计算得到的网格节点坐标相减得 到差值； 同时将收敛后的网格节点 坐标值保存备用； 所述流固耦合分析 具体步骤为： 将机翼初始几何外形输入流体力学计算模块， 然后将流体计算模块输出的压力分布输 入固体力学计算模块， 然后提取本轮固体力学计算模块输出 的网格节点坐标值， 并与上一 轮固体力学计算得到的节点坐标值对比， 当两者差别足够小时， 认为迭代收敛， 本轮流固耦 合分析结束， 输出流固耦合分析结果， 包括网格压力分布与网格节 点坐标； 当不满足收敛判 据时， 构建截面线族和引导线族， 进 而进行几何重构， 开启下一轮流体力学计算； 所述构建截面线族和引导线族， 进而进行几何重构， 开启下一轮流体力学计算的具体 方式为： a、 构建截面线族和引导线族 将前后两轮固体力学计算得到的节点坐标位移量Δaij输入到Catia软件， 构建截面线 族和引导线族： 在蒙皮曲面Γ上选择上一轮固体力学计算模块中的有限元网格节点作为构 造点， 坐标为aij， 构造点坐标与节点坐标位移量相加， 得到新构造点； 随后将这些构造点连 接， 形成变形后蒙皮曲面Γ ’的截面线族f(a)和引导线族g(a)； 截面线族 f(a)和引导线族g (a)分别表述 为： 式中， 下标i,j分别为展向、 弦向网格节点的序号； b、 外形重构法 利用Catia软件以截面线族f(a)和引导线族g(a)为构造线， 生成本轮流固耦合分析得 到的变形后的机翼几何外形， 并将其输入给流体力学计算模块， 开展下一轮的流固耦合分 析。 2.如权利要求1所述一种柔性蒙皮机翼低雷诺数流固耦合分析方法， 其特征在于： γ ‑ Reθ转捩模型核心是两项输运方程： 关于当地转捩雷诺数Reθ的方程和关于间歇因子γ的方权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 114139285 B 3