基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置

摘要

本发明涉及民用航空器仿真技术领域，更具体的说，涉及一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置。本方法包括以下步骤：步骤S1、建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库；步骤S2、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分、数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数；步骤S3、采用步骤S2的初始参数，对选定飞行器气动外形的飞行工况和飞机构型进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；步骤S4、对CFD计算结果进行后处理，建立生成飞行器气动模型数据库。本发明通过自动连接各商用/开源CFD仿真软件，高效建立飞行器气动模型数据库，适合飞行模拟机设计初期快速建立气动模型以评估飞行仿真效果。

权利要求

1.一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S1、建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库；

步骤S2、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分、数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数；

步骤S3、采用步骤S2的初始参数，对选定飞行器气动外形的飞行工况和飞机构型进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；

步骤S4、对CFD计算结果进行后处理，建立生成飞行器气动模型数据库；

其中，

所述步骤S1，进一步包括以下步骤：

步骤S11、根据飞行器的气动力/力矩系数，计算飞行器工况点和飞行器气动外形构型；

步骤S12、对飞行器各部分气动外形进行修补；

步骤S13、安装飞行器各气动外形部分，检查飞行器整机气动外形是否存在洞/面重叠问题，如果存在问题，则进入步骤S12，否则进入步骤S14；

步骤S14、按照指定命名方式存储飞行器气动外形数据，建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库；

所述步骤S3，进一步包括以下步骤：

步骤S31、导入选定构型的飞行器气动外形，根据计算流体域初始参数建立并划分计算流体域；

步骤S32、根据面网格、体网格的初始参数，生成非结构化网格；

步骤S33、判断网格质量是否满足要求，如果不满足要求，则进入步骤S32局部调整网格参数，如果满足要求，则保存网格并进入步骤S34；

步骤S34、导入步骤S33所得的网格，根据数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；

步骤S35、判断CFD计算结果是否收敛，如果不收敛，则进入步骤S34，重新调整数值求解器、湍流模型或边界条件参数，如果收敛，则保存CFD计算结果。

2.根据权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S12中的飞行器各部分气动外形，进一步包括：整机基础光洁构型气动外形；

高升力部件气动外形；

操纵面气动外形；

发动机气动外形；

起落架气动外形。

3.根据权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S14中按照指定命名方式存储飞行器气动外形数据，进一步包括：以飞行工况与飞机构型相结合的命名方式存储飞行器气动外形数据。

4.根据权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S2中根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分的初始参数，进一步包括以下步骤：步骤S211、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，建立计算流体域；

步骤S212、设置面网格、体网格和边界层网格参数；

步骤S213、生成非结构化网格；

步骤S214、判断网格质量是否满足要求，如果不满足要求，则进入步骤S212局部调整网格参数，如果满足要求，则保存网格文件并记录所述计算流体域和网格划分的参数作为初始参数。

5.根据权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S2中根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数，进一步包括以下步骤：步骤S221、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，设置数值求解器、湍流模型和边界条件参数；

步骤S222、迭代进行CFD计算，生成CFD计算结果；

步骤S223、将CFD计算结果与试验结果作对比，判断对比结果是否匹配，如果不匹配，则进入步骤S221，重新调整数值求解器、湍流模型或边界条件参数，如果匹配，则进入步骤S224；

步骤S224、保存CFD计算结果并记录所述数值求解器、湍流模型和边界条件参数作为初始参数。

6.根据权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S4，进一步包括：步骤S41、针对CFD计算结果，提取气动力系数；

步骤S42、设置重心参考点，计算气动力矩系数；

步骤S43、进入步骤S3计算下一个飞行工况，直至所有飞行工况和飞行构型计算完成；

步骤S44、分别保存飞行工况、飞机构型和相应的气动力系数、气动力矩系数结果，建立生成飞行器气动模型数据库。

7.根据权利要求6所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S43，进一步包括：步骤S431、判断下一个飞行工况是否需要更换网格文件，如果不需要更换则进入步骤S432，如果需要更换则进入步骤S433；

步骤S432、根据飞行工况更改边界条件参数，进入步骤S34；

步骤S433、根据飞行器构型更改气动外形，进入步骤S31。

8.根据权利要求4或权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述判断网格质量是否满足要求，进一步包括：判断网格质量参数是否大于等于预设阈值，如果网格质量参数大于等于预设阈值，则认为所述网格质量满足要求，否则认为所述网格质量不满足要求；

所述网格质量参数 ，对应的表达式为：

；

其中，V是四面体体积、Li是四面体各边的边长、Sj是三角形的面积，i为四面体的边数，j为三角形的个数。

9.根据权利要求1所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S35中判断CFD计算结果是否收敛，进一步包括：CFD计算结果满足以下收敛评价标准之中的至少2条，则认为CFD计算结果收敛；

其中，收敛评价标准包括：

‑4

均方根残差小于等于10 ；

进出口质量达到守恒；

监测飞机升力系数或阻力系数随迭代不再变化。

10.根据权利要求6所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S44，进一步包括：将气动力系数、气动力矩系数结果与试验结果作对比，对CFD计算结果进行修正；

根据修正后的CFD计算结果，建立飞行器气动模型数据库。

11.根据权利要求6所述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，其特征在于，所述步骤S44之后，进一步包括：对气动力系数和气动力矩系数进行拟合生成光顺曲线，并生成图像文件存入飞行器气动模型数据库。

12.一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置，包括：存储器，用于存储可由处理器执行的指令；

处理器，用于执行所述指令以实现如权利要求1‑11任一项所述的方法。

13.一种计算机存储介质，其上存储有计算机指令，其中当计算机指令被处理器执行时，执行如权利要求1‑11任一项所述的方法。

说明书

基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置

技术领域

[0001] 本发明涉及民用航空器仿真技术领域，更具体的说，涉及一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置。

背景技术

[0002] 飞行模拟机通过空气动力学模型（简称气动模型）计算飞机的气动力/力矩，而气动力/力矩的准确模拟涉及到模拟机的飞行品质和逼真度，也是模拟机通过质量认证的重要评价依据，可以说气动模型是飞行模拟机最重要的数学模型之一。

[0003] 飞行模拟机的气动模型包含数以百计的气动参数，而每个气动参数又牵涉着不同的影响变量，在建立气动模型数据库的过程中，需要工作量庞大的计算流体力学（CFD，Computational Fluid Dynamics）计算工作。

[0004] 利用传统的CFD技术建立气动模型数据库，不仅需要依靠工程师的经验、耗时较长，而且需要大量的人力与计算资源。

[0005] 工程师需要根据计算工况点修补气动外形数模，手动生成网格，手动导入数值求解器，评判计算结果是否收敛，然后提取数据，手动生成计算结果表格，这一过程不仅需要大量的人力资源，而且枯燥繁琐，导致大量的人力和时间成本都消耗在CFD计算的前处理和计算结果后处理过程中。

[0006] 另外，考虑到人为因素的影响，每个工程师的经验不同，导致计算结果误差不一致，这为后期修正气动参数结果带来了一定的困难。

[0007] 因此，如何快捷高效的利用CFD技术获得气动模型数据库，是飞行模拟机设计人员亟待解决的问题。

发明内容

[0008] 本发明的目的是提供一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置，解决现有技术建立飞行器气动模型数据库的自动化程度低，需要大量人力参与的问题。

[0009] 为了实现上述目的，本发明提供了一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，包括以下步骤：

[0010] 步骤S1、建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库；

[0011] 步骤S2、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分、数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数；

[0012] 步骤S3、采用步骤S2的初始参数，对选定飞行器气动外形的飞行工况和飞机构型进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；

[0013] 步骤S4、对CFD计算结果进行后处理，建立生成飞行器气动模型数据库。

[0014] 在一实施例中，所述步骤S1，进一步包括以下步骤：

[0015] 步骤S11、根据飞行器的气动力/力矩系数，计算飞行器工况点和飞行器气动外形构型；

[0016] 步骤S12、对飞行器各部分气动外形进行修补；

[0017] 步骤S13、安装飞行器各气动外形部分，检查飞行器整机气动外形是否存在洞/面重叠问题，如果存在问题，则进入步骤S12，否则进入步骤S14；

[0018] 步骤S14、按照指定命名方式存储飞行器气动外形数据，建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库。

[0019] 在一实施例中，所述步骤S12中的飞行器各部分气动外形，进一步包括：

[0020] 整机基础光洁构型气动外形；

[0021] 高升力部件气动外形；

[0022] 操纵面气动外形；

[0023] 发动机气动外形；

[0024] 起落架气动外形。

[0025] 在一实施例中，所述步骤S14中按照指定命名方式存储飞行器气动外形数据，进一步包括：

[0026] 以飞行工况与飞机构型相结合的命名方式存储飞行器气动外形数据。

[0027] 在一实施例中，所述步骤S2中根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分的初始参数，进一步包括以下步骤：

[0028] 步骤S211、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，建立计算流体域；

[0029] 步骤S212、设置面网格、体网格和边界层网格参数；

[0030] 步骤S213、生成非结构化网格；

[0031] 步骤S214、判断网格质量是否满足要求，如果不满足要求，则进入步骤S22局部调整网格参数，如果满足要求，则保存网格文件并记录所述计算流体域和网格划分的参数作为初始参数。

[0032] 在一实施例中，所述步骤S2中根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数，进一步包括以下步骤：

[0033] 步骤S221、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，设置数值求解器、湍流模型和边界条件参数；

[0034] 步骤S222、迭代进行CFD计算，生成CFD计算结果；

[0035] 步骤S223、将CFD计算结果与试验结果作对比，判断对比结果是否匹配，如果不匹配，则进入步骤S221，重新调整数值求解器、湍流模型或边界条件参数，如果匹配，则进入步骤S224；

[0036] 步骤S224、保存CFD计算结果并记录所述数值求解器、湍流模型和边界条件参数作为初始参数。

[0037] 在一实施例中，所述步骤S3，进一步包括以下步骤：

[0038] 步骤S31、导入选定构型的飞行器气动外形，根据计算流体域初始参数建立并划分计算流体域；

[0039] 步骤S32、根据面网格、体网格的初始参数，生成非结构化网格；

[0040] 步骤S33、判断网格质量是否满足要求，如果不满足要求，则进入步骤S32局部调整网格参数，如果满足要求，则保存网格并进入步骤S34；

[0041] 步骤S34、导入步骤S33所得的网格，根据数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；

[0042] 步骤S35、判断CFD计算结果是否收敛，如果不收敛，则进入步骤S34，重新调整数值求解器、湍流模型或边界条件参数，如果收敛，则保存CFD计算结果。

[0043] 在一实施例中，所述步骤S4，进一步包括：

[0044] 步骤S41、针对CFD计算结果，提取气动力系数；

[0045] 步骤S42、设置重心参考点，计算气动力矩系数；

[0046] 步骤S43、进入步骤S3计算下一个飞行工况，直至所有飞行工况和飞行构型计算完成；

[0047] 步骤S44、分别保存飞行工况、飞机构型和相应的气动力系数、气动力矩系数结果，建立生成飞行器气动模型数据库。

[0048] 在一实施例中，所述步骤S43，进一步包括：

[0049] 步骤S431、判断下一个飞行工况是否需要更换网格文件，如果不需要更换则进入步骤S432，如果需要更换则进入步骤S433；

[0050] 步骤S432、根据飞行工况更改边界条件参数，进入步骤S34；

[0051] 步骤S433、根据飞行器构型更改气动外形，进入步骤S31。

[0052] 在一实施例中，所述判断网格质量是否满足要求，进一步包括：

[0053] 判断网格质量参数是否大于等于预设阈值，如果网格质量参数大于等于预设阈值，则认为所述网格质量满足要求，否则认为所述网格质量不满足要求；

[0054] 所述网格质量参数 ，对应的表达式为：

[0055] ；

[0056] 其中，V是四面体体积、Li是四面体各边的边长、Sj是三角形的面积，i为四面体的边数，j为三角形的个数。

[0057] 在一实施例中，所述步骤S35中判断CFD计算结果是否收敛，进一步包括：

[0058] CFD计算结果满足以下收敛评价标准之中的至少2条，则认为CFD计算结果收敛；

[0059] 其中，收敛评价标准包括：

[0060] 均方根残差小于等于10‑4；

[0061] 进出口质量达到守恒；

[0062] 监测飞机升力系数或阻力系数随迭代不再变化。

[0063] 在一实施例中，所述步骤S44，进一步包括：

[0064] 将气动力系数、气动力矩系数结果与试验结果作对比，对CFD计算结果进行修正；

[0065] 根据修正后的CFD计算结果，建立飞行器气动模型数据库。

[0066] 在一实施例中，所述步骤S44之后，进一步包括：

[0067] 对气动力系数和气动力矩系数进行拟合生成光顺曲线，并生成图像文件存入飞行器气动模型数据库。

[0068] 为了实现上述目的，本发明提供了一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置，包括：

[0069] 存储器，用于存储可由处理器执行的指令；

[0070] 处理器，用于执行所述指令以实现如上述任一项所述的方法。

[0071] 为了实现上述目的，本发明提供了一种计算机存储介质，其上存储有计算机指令，其中当计算机指令被处理器执行时，执行如上述任一项所述的方法。

[0072] 本发明提供的一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置，通过自动连接各商用/开源CFD仿真软件，自动导入气动外形数模、生成网格、评判网格质量、进行CFD求解计算，评判计算结果是否收敛，计算结果后处理及修正，高效建立飞行器气动模型数据库，解决了传统飞行模拟机气动数学建模的过程中需要大量人力资源做重复与繁琐性工作的问题，计算速度快，求解效率高，适合飞行模拟机设计初期快速建立气动数学模型以评估飞行仿真效果。

附图说明

[0073] 本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：

[0074] 图1揭示了根据本发明一实施例的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法流程图；

[0075] 图2揭示了根据本发明一实施例的大型客机气动外形数据库建立流程图；

[0076] 图3揭示了根据本发明一实施例的计算流体域和网格划分的初始参数的确定方法流程图；

[0077] 图4揭示了根据本发明一实施例的数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数的确定方法流程图；

[0078] 图5揭示了根据本发明一实施例的迭代CFD计算方法流程图；

[0079] 图6揭示了根据本发明一实施例的CFD计算结果后处理流程图；

[0080] 图7揭示了根据本发明一实施例的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置的原理框图。

具体实施方式

[0081] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释发明，并不用于限定发明。

[0082] 本发明提出的一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置，通过对开源/商用CFD软件进行二次开发，自动高效地建立了飞行模拟机气动模型数据库，解决了CFD前处理及后处理过程中的繁琐及重复性工作的问题，也解决了人为因素导致的不同计算偏差问题。

[0083] 图1揭示了根据本发明一实施例的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法流程图，如图1所示，本发明提出的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，包括以下步骤：

[0084] 步骤S1、建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库；

[0085] 步骤S2、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分、数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数；

[0086] 步骤S3、采用步骤S2的初始参数，对选定飞行器气动外形的飞行工况和飞机构型进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；

[0087] 步骤S4、对CFD计算结果进行后处理，建立生成飞行器气动模型数据库。

[0088] 以飞行器为大型客机为例，本发明提出的一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法，首先根据飞行工况和飞机构型建立整机气动外形数据库，其次对大型客机基础光洁构型的气动外形进行网格划分和预计算得到计算流体域、网格划分、求解器、湍流模型和边界条件的初始参数，然后启动二次开发程序实现步骤S3和步骤S4，输入需要计算的飞行工况和大型客机构型参数，程序自动打开/关闭网格划分软件和CFD求解软件，导入指定气动外形，检查网格质量，判断计算是否收敛，保存计算数据，拟合气动特性曲线，最后生成气动模型数据库。

[0089] 下面以飞行器为大型客机为例，详细说明本发明的每一个步骤。

[0090] 步骤S1、建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库。

[0091] 图2揭示了根据本发明一实施例的大型客机气动外形数据库建立流程图，如图2所示，所述步骤S1，进一步包括以下步骤：

[0092] 步骤S11、根据飞行器的气动力/力矩系数，计算飞行器工况点和飞行器气动外形构型；

[0093] 整理需要计算的飞行工况和飞机构型。

[0094] 步骤S12、对飞行器各部分气动外形进行修补；

[0095] 对大型客机各部分气动外形进行修补；

[0096] 飞行器各部分气动外形包括整机基础光洁构型气动外形、高升力部件气动外形、操纵面气动外形、发动机气动外形、起落架气动外形。

[0097] 步骤S13、安装飞行器各气动外形部分，检查飞行器整机气动外形是否存在洞/面重叠问题，如果存在问题，则进入步骤S12，否则进入步骤S14；

[0098] 在本实施例中，根据飞机构型需要，对客机高升力部件、操纵面偏转或收放起落架形成整机气动外形，判断整机气动外形是否存在缝隙、面重叠问题。

[0099] 步骤S14、按照指定格式存储飞行器气动外形数据，建立飞行器不同构型的整机气动外形数据库。

[0100] 在本实施例中，按照飞行工况+飞机构型的方式命名飞行器气动外形数据文件，该命名方式有利于在步骤S3中搜索气动外形文件。

[0101] 以飞行工况与飞机构型相结合的命名方式，举例如下：

[0102] 全模/半模+马赫数+攻角+缝翼偏转+襟翼偏转+平尾偏转+升降舵偏转+垂尾偏转+方向舵偏转+起落架收放。

[0103] 大型客机的飞行器气动外形数据文件存入气动外形数据库文件夹，形成大型客机的气动外形数据库。

[0104] 建立大型客机整机气动外形数据库，适合程序直接调用不同构型整机气动外形数模。

[0105] 步骤S2、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分、数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数。

[0106] 利用大型客机基础光洁构型气动外形确定计算流体域、网格参数、数值求解器、湍流模型和边界条件初始参数，适合程序作初始仿真计算。

[0107] 图3揭示了根据本发明一实施例的计算流体域和网格划分的初始参数的确定方法流程图，如图3所示，所述步骤S2中根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定计算流体域、网格划分的初始参数，进一步包括以下步骤：

[0108] 步骤S211、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，建立计算流体域；

[0109] 步骤S212、设置面网格、体网格和边界层网格参数；

[0110] 步骤S213、生成非结构化网格；

[0111] 步骤S214、判断网格质量是否满足要求，如果不满足要求，则进入步骤S22局部调整网格参数，如果满足要求，则保存网格文件并记录所述计算流体域和网格划分的参数作为初始参数。

[0112] 如图3所示，首先利用商业/开源网格划分软件对整机光洁构型的气动外形建立计算流体域和网格划分，设置面网格、体网格和边界层网格参数，生成非结构化网格，检查网格质量是否满足要求，如果不满足，局部调整网格质量差区域的网格参数，如果满足，则保存该网格并记录计算流体域和网格参数作为步骤S3的初始参数。

[0113] 图4揭示了根据本发明一实施例的数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数的确定方法流程图，如图4所示，所述步骤S2中根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，确定数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数，进一步包括以下步骤：

[0114] 步骤S221、根据飞行器整机基础光洁构型气动外形，设置数值求解器、湍流模型和边界条件参数；

[0115] 步骤S222、迭代进行CFD计算，生成CFD计算结果；

[0116] 步骤S223、将CFD计算结果与试验结果作对比，判断对比结果是否匹配，如果不匹配，则进入步骤S221，重新调整数值求解器、湍流模型或边界条件参数，如果匹配，则进入步骤S224；

[0117] 步骤S224、保存CFD计算结果并记录所述数值求解器、湍流模型和边界条件参数作为初始参数。

[0118] 如图4所示，首先打开商业/开源CFD求解软件，导入整机基础光洁构型网格，设置数值求解器、湍流模型和边界条件参数，迭代循环计算，然后将计算结果与风洞试验/试飞数据等试验结果作对比，如果对比结果相互不匹配，重新调整求解器或湍流模型或边界条件参数，如果对比结果相互匹配，保存计算结果并记录求解器、湍流模型和边界条件参数作为步骤S3的初始参数。

[0119] 这里说明，CFD求解软件通常指商业化的CFD程序，具有良好的人机交互界面，能够使使用者无需精通CFD相关理论就能够解决实际问题。

[0120] 步骤S3、采用步骤S2的初始参数，对选定飞行器气动外形的飞行工况和飞机构型进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果。

[0121] 图5揭示了根据本发明一实施例的迭代CFD计算方法流程图，如图5所示，所述步骤S3，进一步包括以下步骤：

[0122] 步骤S31、导入选定构型的飞行器气动外形，根据计算流体域初始参数建立并划分计算流体域；

[0123] 如图5所示，输入大型客机计算飞行工况、飞机气动外形构型，计算流体域、网格划分、数值求解器、湍流模型和边界条件初始参数；打开商业/开源网格划分软件；导入选定构型的飞机气动外形模型，根据计算流体域初始参数建立计算流体域，并命名计算流体域各部分。

[0124] 步骤S32、根据面网格、体网格的初始参数，生成非结构化网格；

[0125] 如图5所示，根据初始面网格和体网格参数，自动生成非结构化网格。

[0126] 步骤S33、判断网格质量是否满足要求，如果不满足要求，则进入步骤S32局部调整网格参数，如果满足要求，则保存网格并进入步骤S34；

[0127] 如图5所示，对质量差的网格区域作局部参数修改；如果网格质量满足要求，则生成网格文件并关闭网格划分软件。

[0128] 步骤S34、导入步骤S33所得的网格，根据数值求解器、湍流模型和边界条件的初始参数进行迭代CFD计算，生成CFD计算结果；

[0129] 如图5所示，关闭网格划分软件并打开商用/开源CFD求解软件，导入步骤S33所得的网格，根据初始参数设置数值求解器、湍流模型和边界条件参数，并进行流场初始化，开始迭代循环计算。

[0130] 步骤S35、判断CFD计算结果是否收敛，如果不收敛，则进入步骤S34，重新调整数值求解器、湍流模型或边界条件参数，如果收敛，则保存CFD计算结果。

[0131] 如图5所示，评估CFD计算结果是否收敛，如果不收敛，回到步骤S34修改数值求解器、湍流模型或边界条件参数，并重新进行流场初始化。

[0132] 在本实施例的步骤S214和步骤S33中，自动判断网格质量是否满足要求，通过修改网格参数以提高网格质量，适合程序大规模生成计算网格。

[0133] 判断网格质量是否满足要求，进一步包括：

[0134] 判断网格质量参数是否大于等于预设阈值，如果网格质量参数大于等于预设阈值，则认为所述网格质量满足要求，否则认为所述网格质量不满足要求；

[0135] 所述网格质量参数 ，对应的表达式为：

[0136] ；

[0137] 其中，V是四面体体积、Li是四面体各边的边长、Sj是三角形的面积，i为四面体的边数，j为三角形的个数。

[0138] 在本实施例中，预设阈值为0.2。

[0139] 在本实施例的步骤S35中，自动判断迭代计算是否收敛，修改求解器或湍流模型或边界条件参数，适合程序作大规模CFD求解计算。

[0140] CFD计算结果满足以下收敛评价标准之中的至少2条，则认为CFD计算结果收敛；

[0141] 其中，收敛评价标准包括：

[0142] 均方根残差（RMS）小于等于10‑4；

[0143] 进出口质量达到守恒；

[0144] 监测飞机升力系数或阻力系数随迭代不再变化。

[0145] 步骤S4、对CFD计算结果进行后处理，建立生成飞行器气动模型数据库。

[0146] 自动对计算结果进行后处理、修正并按照规则生成气动模型数据库，适合飞行模拟机准确高效地建立气动模型数据库。

[0147] 图6揭示了根据本发明一实施例的CFD计算结果后处理流程图，如图5和图6所示，所述步骤S4，进一步包括：

[0148] 步骤S41、针对CFD计算结果，提取气动力系数；

[0149] 导入CFD计算结果文件，提取气动力系数，气动力系数包括升力系数Cl、阻力系数Cd和侧力系数Cy。

[0150] 步骤S42、设置重心参考点，计算气动力矩系数；

[0151] 设置重心参考点CG坐标，计算气动力矩系数，气动力矩系数包括俯仰力矩系数Cm、偏航力矩系数Cn和滚转力矩系数Cl。

[0152] 步骤S43、进入步骤S3计算下一个飞行工况，直至所有飞行工况和飞行构型计算完成；

[0153] 其中，所述步骤S43，进一步包括：

[0154] 步骤S431、判断下一个飞行工况是否需要更换网格文件，如果不需要则进入步骤S432，如果需要则进入步骤S433；

[0155] 步骤S432、根据飞行工况更改边界条件参数，进入步骤S34；

[0156] 步骤S433、根据飞行器构型更改气动外形，进入步骤S31。

[0157] 步骤S44、分别保存飞行工况、飞机构型和相应的气动力系数、气动力矩系数结果，建立生成飞行器气动模型数据库。

[0158] 完成所有输入的计算飞行工况和飞机构型，保存计算结果。

[0159] 在本实施例中，在EXCEL文件中分别按列保存飞行工况、飞机构型的CFD计算结果和相应的气动力系数、气动力矩系数结果。

[0160] 在本实施例中，CFD计算结果保存为EXCEL文件，在其他实施例中，可以保存为其他数据类文件，例如.dat文件。

[0161] 更进一步的，所述步骤S44，进一步包括：进入计算结果文件夹，对生成的EXCEL文件里的气动力系数、气动力矩系数结果与风洞试验/试飞数据等试验结果作对比，对CFD计算结果进行修正；

[0162] 将修正后的CFD计算结果保存在EXCEL文件，建立飞行器气动模型数据库。

[0163] 更进一步的，所述步骤S44之后，进一步包括：对气动力系数和气动力矩系数进行拟合生成光顺曲线，并生成图像文件存入飞行器气动模型数据库。

[0164] 在本实施例中，拟合方式为二次样条曲线拟合。

[0165] 样条曲线(Spline Curves)是指给定一组控制点而得到一条曲线，曲线的大致形状由这些点予以控制。样条曲线的次数，是由样条曲线数学定义中所取的基函数所决定的。

[0166] 在本实施例中，图像文件为.jpeg文件，在其他实施例中，可以为其他图像类文件，例如.TIF文件。

[0167] JPEG格式是最常用的图像文件格式，后缀名为.jpg或.jpeg。

[0168] 标签图像文件格式（Tag Image File Format，TIFF）是一种灵活的位图格式，主要用来存储包括照片和艺术图在内的图像，TIFF文件以.TIF为扩展名。

[0169] 尽管为使解释简单化将上述方法图示并描述为一系列动作，但是应理解并领会，这些方法不受动作的次序所限，因为根据一个或多个实施例，一些动作可按不同次序发生和/或与来自本文中图示和描述或本文中未图示和描述但本领域技术人员可以理解的其他动作并发地发生。

[0170] 图7揭示了根据本发明一实施例的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置的原理框图。基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置可包括内部通信总线501、处理器(processor)502、只读存储器(ROM)503、随机存取存储器(RAM)504、通信端口
505、以及硬盘507。内部通信总线501可以实现基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置组件间的数据通信。处理器502可以进行判断和发出提示。在一些实施例中，处理器
502可以由一个或多个处理器组成。

[0171] 通信端口505可以实现基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置与外部的输入/输出设备之间进行数据传输与通信。在一些实施例中，基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置可以通过通信端口505从网络发送和接收信息及数据。在一些实施例中，基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置可以通过输入/输出端506以有线的形式与外部的输入/输出设备之间进行数据传输与通信。

[0172] 基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立装置还可以包括不同形式的程序储存单元以及数据储存单元，例如硬盘507，只读存储器(ROM)503和随机存取存储器(RAM)504，能够存储计算机处理和/或通信使用的各种数据文件，以及处理器502所执行的可能的程序指令。处理器502执行这些指令以实现方法的主要部分。处理器502处理的结果通过通信端口505传给外部的输出设备，在输出设备的用户界面上显示。

[0173] 举例来说，上述的基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法的实施过程文件可以为计算机程序，保存在硬盘507中，并可记载到处理器502中执行，以实施本申请的方法。

[0174] 基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法的实施过程文件为计算机程序时，也可以存储在计算机可读存储介质中作为制品。例如，计算机可读存储介质可以包括但不限于磁存储设备(例如，硬盘、软盘、磁条)、光盘(例如，压缩盘(CD)、数字多功能盘(DVD))、智能卡和闪存设备(例如，电可擦除可编程只读存储器(EPROM)、卡、棒、键驱动)。此外，本文描述的各种存储介质能代表用于存储信息的一个或多个设备和/或其它机器可读介质。术语“机器可读介质”可以包括但不限于能存储、包含和/或承载代码和/或指令和/或数据的无线信道和各种其它介质(和/或存储介质)。

[0175] 本发明提供的一种基于CFD技术的飞行器气动模型数据库的建立方法及装置，通过自动连接各商用/开源CFD仿真软件，自动导入气动外形数模、生成网格、评判网格质量、进行CFD求解计算，评判计算结果是否收敛，计算结果后处理及修正，高效建立飞行器气动模型数据库，解决了传统飞行模拟机气动数学建模的过程中需要大量人力资源做重复与繁琐性工作的问题，适合飞行模拟机设计初期快速建立气动数学模型以评估飞行仿真效果。

[0176] 本领域技术人员将可理解，信息、信号和数据可使用各种不同技术和技艺中的任何技术和技艺来表示。例如，以上描述通篇引述的数据、指令、命令、信息、信号、位（比特）、码元、和码片可由电压、电流、电磁波、磁场或磁粒子、光场或光学粒子、或其任何组合来表示。

[0177] 本领域技术人员将进一步领会，结合本文中所公开的实施例来描述的各种解说性逻辑板块、模块、电路、和算法步骤可实现为电子硬件、计算机软件、或这两者的组合。为清楚地解说硬件与软件的这一可互换性，各种解说性组件、框、模块、电路、和步骤在上面是以其功能性的形式作一般化描述的。此类功能性是被实现为硬件还是软件取决于具体应用和施加于整体系统的设计约束。技术人员对于每种特定应用可用不同的方式来实现所描述的功能性，但这样的实现决策不应被解读成导致脱离了本发明的范围。

[0178] 结合本文所公开的实施例描述的各种解说性逻辑模块、和电路可用通用处理器、数字信号处理器（DSP）、专用集成电路（ASIC）、现场可编程门阵列（FPGA）或其它可编程逻辑器件、分立的门或晶体管逻辑、分立的硬件组件、或其设计成执行本文所描述功能的任何组合来实现或执行。通用处理器可以是微处理器，但在替换方案中，该处理器可以是任何常规的处理器、控制器、微控制器、或状态机。处理器还可以被实现为计算设备的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、与DSP核心协作的一个或多个微处理器、或任何其他此类配置。

[0179] 结合本文中公开的实施例描述的方法或算法的步骤可直接在硬件中、在由处理器执行的软件模块中、或在这两者的组合中体现。软件模块可驻留在RAM存储器、闪存、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器、寄存器、硬盘、可移动盘、CD‑ROM、或本领域中所知的任何其他形式的存储介质中。示例性存储介质耦合到处理器以使得该处理器能从/向该存储介质读取和写入信息。在替换方案中，存储介质可以被整合到处理器。处理器和存储介质可驻留在ASIC中。ASIC可驻留在用户终端中。在替换方案中，处理器和存储介质可作为分立组件驻留在用户终端中。

[0180] 在一个或多个示例性实施例中，所描述的功能可在硬件、软件、固件或其任何组合中实现。如果在软件中实现为计算机程序产品，则各功能可以作为一条或更多条指令或代码存储在计算机可读介质上或藉其进行传送。计算机可读介质包括计算机存储介质和通信介质两者，其包括促成计算机程序从一地向另一地转移的任何介质。存储介质可以是能被计算机访问的任何可用介质。作为示例而非限定，这样的计算机可读介质可包括RAM、ROM、EEPROM、CD‑ROM或其它光盘存储、磁盘存储或其它磁存储设备、或能被用来携带或存储指令或数据结构形式的合意程序代码且能被计算机访问的任何其它介质。任何连接也被正当地称为计算机可读介质。例如，如果软件是使用同轴电缆、光纤电缆、双绞线、数字订户线（DSL）、或诸如红外、无线电、以及微波之类的无线技术从web网站、服务器、或其它远程源传送而来，则该同轴电缆、光纤电缆、双绞线、DSL、或诸如红外、无线电、以及微波之类的无线技术就被包括在介质的定义之中。如本文中所使用的盘（disk）和碟（disc）包括压缩碟（CD）、激光碟、光碟、数字多用碟（DVD）、软盘和蓝光碟，其中盘（disk）往往以磁的方式再现数据，而碟（disc）用激光以光学方式再现数据。上述的组合也应被包括在计算机可读介质的范围内。

[0181] 如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

[0182] 上述实施例是提供给熟悉本领域内的人员来实现或使用本发明的，熟悉本领域的人员可在不脱离本发明的发明思想的情况下，对上述实施例做出种种修改或变化，因而本发明的保护范围并不被上述实施例所限，而应该是符合权利要求书提到的创新性特征的最大范围。