本公開(kāi)涉及航空，特別涉及一種氣動(dòng)特性修正方法、裝置、存儲(chǔ)介質(zhì)及電子設(shè)備。

背景技術(shù)：

1、在航空工業(yè)中，飛行器在飛行過(guò)程中因受到復(fù)雜外力的影響，其結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生細(xì)微但至關(guān)重要的變形，這種變形會(huì)直接導(dǎo)致氣動(dòng)特性的顯著變化，從而影響到飛行性能和安全性。因此，在氣動(dòng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)中，需要預(yù)先評(píng)估并計(jì)算這種變形對(duì)氣動(dòng)特性的影響，這一評(píng)估值被稱為靜氣動(dòng)彈性修正量，簡(jiǎn)稱“靜氣彈修正量”。它旨在為飛行器提供一個(gè)精確的參考，以便對(duì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)進(jìn)行必要的修正和優(yōu)化。

2、要獲得準(zhǔn)確的靜氣彈修正量，需要深入探究飛行器變形前后的氣動(dòng)力分布和具體的變形量。這一過(guò)程中，我們主要依賴三種技術(shù)手段：風(fēng)洞試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)。

3、其中，風(fēng)洞試驗(yàn)以其高精度和可靠性著稱，被認(rèn)為是獲取靜氣彈修正量最為準(zhǔn)確的方法。然而，這種方法需要投入大量的人力、物力和時(shí)間，包括設(shè)計(jì)并制造精確的彈性試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，以及在風(fēng)洞中進(jìn)行反復(fù)測(cè)試。這導(dǎo)致風(fēng)洞試驗(yàn)的周期長(zhǎng)、成本高，難以適應(yīng)快速迭代的設(shè)計(jì)需求。

4、飛行試驗(yàn)是直接在真實(shí)飛行器上進(jìn)行，通過(guò)在關(guān)鍵部位貼附應(yīng)變片來(lái)監(jiān)測(cè)飛行中的變形情況。盡管這種方法能夠直接反映實(shí)際飛行中的變形數(shù)據(jù)，但由于飛行環(huán)境的復(fù)雜性和多變性，氣動(dòng)載荷的測(cè)量和計(jì)算變得尤為困難，難以保證數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

5、數(shù)值仿真則是通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)和結(jié)構(gòu)力學(xué)軟件，模擬飛行器在各種條件下的變形和氣動(dòng)性能，從而計(jì)算出靜氣彈修正量。目前相關(guān)技術(shù)中的數(shù)值仿真方法雖然能夠在設(shè)計(jì)階段就及時(shí)發(fā)現(xiàn)潛在問(wèn)題，但存在誤差大，氣動(dòng)力的獲取準(zhǔn)確度較低的問(wèn)題，且迭代耗時(shí)巨大。

6、綜上，相關(guān)技術(shù)中確定靜氣彈修正量的技術(shù)手段存在周期長(zhǎng)、成本高以及誤差大的問(wèn)題，進(jìn)而導(dǎo)致對(duì)飛行器進(jìn)行氣動(dòng)特性修正的效率低下、準(zhǔn)確度較低，難以滿足現(xiàn)役飛行器研制的要求，無(wú)法保障飛行器的飛行性能和安全性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本公開(kāi)的主要目的是提供一種氣動(dòng)特性修正方法、裝置、存儲(chǔ)介質(zhì)及電子設(shè)備，旨在解決現(xiàn)有技術(shù)中氣動(dòng)特性修正效率低下、準(zhǔn)確度較低的技術(shù)問(wèn)題。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本公開(kāi)提出一種氣動(dòng)特性修正方法，包括：

3、獲取飛行器結(jié)構(gòu)的外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)用于表征所述飛行器結(jié)構(gòu)在不同工況下所受到的氣動(dòng)力；

4、基于構(gòu)建好的結(jié)構(gòu)有限元模型，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的彈性氣動(dòng)力和剛性氣動(dòng)力之間的氣動(dòng)力差量；

5、根據(jù)所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)和所述氣動(dòng)力差量，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的靜氣彈修正量；

6、根據(jù)所述靜氣彈修正量對(duì)所述飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性的修正。

7、可選地，所述根據(jù)所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)和所述氣動(dòng)力差量，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的靜氣彈修正量，包括：

8、將所述氣動(dòng)力差量疊加在所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)上，得到目標(biāo)有粘氣動(dòng)力；

9、將所述目標(biāo)有粘氣動(dòng)力插值到所述結(jié)構(gòu)有限元模型的結(jié)構(gòu)有限元節(jié)點(diǎn)上，得到目標(biāo)結(jié)構(gòu)有限元模型；

10、基于所述目標(biāo)結(jié)構(gòu)有限元模型，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的目標(biāo)彈性氣動(dòng)力，并確定所述目標(biāo)彈性氣動(dòng)力和彈性氣動(dòng)力之間的氣動(dòng)力差量；

11、根據(jù)所述氣動(dòng)力差量，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的靜氣彈修正量。

12、可選地，在所述將所述氣動(dòng)力差量疊加在所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)上，得到目標(biāo)氣動(dòng)力之前，還包括：

13、確定所述氣動(dòng)力差量不滿足預(yù)設(shè)的收斂條件。

14、可選地，所述基于構(gòu)建好的結(jié)構(gòu)有限元模型，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的彈性氣動(dòng)力和剛性氣動(dòng)力之間的氣動(dòng)力差量，包括：

15、調(diào)用所述nastran軟件進(jìn)行計(jì)算，得到所述彈性氣動(dòng)力和所述剛性氣動(dòng)力；

16、根據(jù)所述彈性氣動(dòng)力和所述剛性氣動(dòng)力進(jìn)行差量計(jì)算，得到所述氣動(dòng)力差量。

17、可選地，所述調(diào)用所述nastran軟件進(jìn)行計(jì)算，得到所述彈性氣動(dòng)力和所述剛性氣動(dòng)力，包括：

18、基于所述結(jié)構(gòu)有限元模型，調(diào)用所述nastran軟件進(jìn)行變形計(jì)算，得到所述飛行器結(jié)構(gòu)受到氣動(dòng)力作用后的變形量；

19、根據(jù)所述變形量，確定所述彈性氣動(dòng)力；

20、基于所述結(jié)構(gòu)有限元模型，調(diào)用所述nastran軟件進(jìn)行配平計(jì)算，得到所述剛性氣動(dòng)力。

21、可選地，所述基于所述結(jié)構(gòu)有限元模型，調(diào)用所述nastran軟件進(jìn)行配平計(jì)算，得到所述剛性氣動(dòng)力，包括：

22、根據(jù)所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的初始剛性氣動(dòng)力；

23、將所述初始剛性氣動(dòng)力作為載荷施加到所述結(jié)構(gòu)有限元模型上，得到所述初始剛性氣動(dòng)力對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)有限元模型；

24、基于所述初始剛性氣動(dòng)力對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)有限元模型，調(diào)用所述nastran軟件根據(jù)預(yù)設(shè)的配平條件進(jìn)行配平計(jì)算，得到所述飛行器結(jié)構(gòu)在配平狀態(tài)下的剛性氣動(dòng)力數(shù)據(jù)；

25、根據(jù)所述配平狀態(tài)下的剛性氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，確定所述剛性氣動(dòng)力。

26、可選地，所述結(jié)構(gòu)有限元模型是通過(guò)以下方式構(gòu)建的：

27、建立所述飛行器結(jié)構(gòu)的初始結(jié)構(gòu)有限元模型；

28、將所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)以節(jié)點(diǎn)力的形式插值到所述初始結(jié)構(gòu)有限元模型的結(jié)構(gòu)有限元節(jié)點(diǎn)上，得到所述結(jié)構(gòu)有限元模型。

29、此外，為實(shí)現(xiàn)上述目的，本公開(kāi)還提供一種氣動(dòng)特性修正裝置，所述氣動(dòng)特性修正裝置包括：

30、獲取模塊，用于獲取飛行器結(jié)構(gòu)的外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)用于表征所述飛行器結(jié)構(gòu)在不同工況下所受到的氣動(dòng)力；

31、第一確定模塊，用于基于構(gòu)建好的結(jié)構(gòu)有限元模型，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的彈性氣動(dòng)力和剛性氣動(dòng)力之間的氣動(dòng)力差量；

32、第二確定模塊，用于根據(jù)所述外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)和所述氣動(dòng)力差量，確定所述飛行器結(jié)構(gòu)的靜氣彈修正量；

33、修正模塊，用于根據(jù)所述靜氣彈修正量對(duì)所述飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性的修正。

34、此外，為實(shí)現(xiàn)上述目的，本公開(kāi)還提供一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)上存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，處理器執(zhí)行所述計(jì)算機(jī)程序，實(shí)現(xiàn)上述的方法。

35、此外，為實(shí)現(xiàn)上述目的，本公開(kāi)還提供一種電子設(shè)備，該電子設(shè)備包括存儲(chǔ)器和處理器，所述存儲(chǔ)器中存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，所述處理器執(zhí)行所述計(jì)算機(jī)程序，實(shí)現(xiàn)上述的方法。

36、此外，為實(shí)現(xiàn)上述目的，本公開(kāi)還提供一種計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品，所述計(jì)算機(jī)程序產(chǎn)品在被處理器運(yùn)行時(shí)，實(shí)現(xiàn)上述的方法。

37、本公開(kāi)實(shí)施例提出的技術(shù)方案，通過(guò)獲取飛行器結(jié)構(gòu)的外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，其中，外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)用于表征飛行器結(jié)構(gòu)在不同工況下所受到的氣動(dòng)力，然后基于構(gòu)建好的結(jié)構(gòu)有限元模型，確定飛行器結(jié)構(gòu)的彈性氣動(dòng)力和剛性氣動(dòng)力之間的氣動(dòng)力差量，再根據(jù)外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)和氣動(dòng)力差量，確定飛行器結(jié)構(gòu)的靜氣彈修正量，最后根據(jù)靜氣彈修正量對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性的修正。如此，通過(guò)引入外部有粘的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，可以彌補(bǔ)無(wú)粘假設(shè)帶來(lái)的誤差，基于彈性氣動(dòng)力和剛性氣動(dòng)力之間的氣動(dòng)力差量，以及外部有粘氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，可以實(shí)現(xiàn)靜氣彈修正量的快速計(jì)算與獲取，不僅能夠顯著提升靜氣彈修正量的準(zhǔn)確度，進(jìn)而提高對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性修正的準(zhǔn)確度，還能大幅縮短計(jì)算時(shí)間，滿足現(xiàn)役飛行器研制的要求。另外，根據(jù)計(jì)算與獲取到的靜氣彈修正量對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性的修正，進(jìn)一步保障了飛行器的飛行性能和安全性。