[发明专利]三维机翼结冰后翼稍网格重构方法

说明书

技术领域

本发明涉及到三维机翼结冰计算中翼稍端面及以外区域的网格生成，尤其是冰层覆盖机翼表面之后，翼稍复杂边界上的网格重构方法。

背景技术

飞机穿越在含有过冷水滴的云层时，机翼前缘通常会发生结冰，造成飞机的飞行性能下降。结冰数值计算中，需要模拟冰一层层的增长过程，因此就涉及到机翼表面的网格重构问题，即每个时间步长后都必须重新调整网格，以适应加载冰层后的机翼复杂外形。国内外目前常规的网格生成方法将机翼翼稍端处理为钝头体或者流线体，但仅能生成未结冰机翼周围的网格。计算过程中机翼表面冰层外推后，翼稍端面前缘轮廓也变得曲折，此时常规方法将不能重构翼稍端面至远场区域的网格，因此将不能被结冰计算中所采用。

发明内容

本发明目的是针对现有技术存在的缺陷提供一种三维机翼结冰后翼稍网格重构方法。

本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：

本发明三维机翼结冰后翼稍网格重构方法如下：

首先构造一个虚拟曲面，所述虚拟曲面由翼稍端面外形沿着展向方向向外拉伸而成，虚拟曲面内接翼稍端面，外接远场平面；机翼表面和虚拟曲面为网格辅助曲面，网格辅助曲面将整个三维机翼的计算区域划分为两个子区域：辅助曲面外法向方向区域I和辅助曲面内部区域；辅助曲面外法向方向区域I的网格以辅助曲面内部区域为内表面，基于微分方程求解生成；虚拟曲面以内的网格区域，采用如下步骤重构：

(1)首先提取翼稍端面外形坐标，在翼稍端面外形上提取四个控制点A、B、C、D，其中控制点A、B位于机翼前缘，控制点C、D位于机翼尾缘；

(2)针对四个控制点及其两侧的线段，分别从控制点A、B、C、D向内引出四条线段，每条线段的方向取当地的角平分线，线段长度取为控制点距弦线的长度的25％，线段的末端点与控制点A、B、C、D对应分别为a、b、c、d；

(3)重复步骤(2)，分别确定端面翼型外形上除控制点以外的所有节点，内推之后的坐标，将这些坐标顺次相连即为O网格边界，此边界的四个控制点为a、b、c、d，它将翼稍端面分为两个区域：一个环形区和一个四边形区；

(4)环形区内的网格拓扑结构与壁面以外区域一致，基于求解微分方程生成，为分区II；内部区域采用对边坐标线性插值生成网格，为分区III；

(5)将步骤(4)中生成的网格对接，完成翼稍端面的网格划分；根据K索引数目，将翼稍端面网格拉伸至远场平面，完成区域II、III内的网格重构；

(6)将区域I、II、III内的网格对接，完成本时间步长上的网格重构；

(7)重复步骤(1)～(6)，完成下一时间步长的网格重构。每个结冰步长网格成功重构后，就可以继续计算流场、水滴撞击等后续工作，直到结冰时间达到指定的要求。

本发明可以将结冰计算推广到三维空间中，更加接近于飞机实际结冰情形。通过各个时间步长的网格重构，首次实现了三维结冰分步计算，同时保证了结冰计算精度和稳定性。

附图说明

图1.三维机翼网格分区图；

图2.O网格控制点a、b示意图；

图3.O网格控制点c、d示意图；

图4.机翼分区II、III网格图；

图5.机翼端面外远场网格图；

图6.机翼后缘分区II内网格分布图。

具体实施方式

下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明：

计算模型取NACA0012变截面机翼，整场计算区域如图1所示，相关边界包括法向压力远场边界、对称面边界、机翼壁面、虚拟曲面、机翼侧向远场边界。机翼表面及虚拟曲面以外区域为分区I，虚拟曲面内包含分区II、III。在机翼翼稍端面引入“O”网格创新思想，完成翼稍端面的网格划分，并将端面网格分布延伸至侧边远场边界，即图中的分区II、III。

提取翼稍端面外形坐标，并在此外形上合理提取四个控制点A、B、C、D，其中A、B位于机翼前缘，C、D为机翼尾缘两点，如图2、3所示；针对四个控制点及其两侧的线段，分别从控制点A、B、C、D向内引出四条线段，每条线段的方向取当地的角平分线，线段长度根据机翼几何参数确定，线段的末端点记为a、b、c、d；分别确定端面外形上其余所有节点内推之后的坐标，这些坐标的连线即为O网格边界。