本发明涉及流固耦合仿真领域，具体地，涉及一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法及系统。
背景技术：
翼伞是一种双层结构的柔性矩形翼，上、下翼面用翼型的肋幅分隔成若干气室，其中，气室处于鼓包状态指气室中充满气体时的状态。冲压翼伞飞行过程通过拉偏后缘实现机动转弯和雀降等操纵动作，涉及到柔性织物结构与气动力的耦合作用过程。上翼面主要承受气动力，下翼面承受开伞冲击力，下翼面的局部破损不会引起整个翼伞气动性能的破坏。伞衣由透气量极低的抗撕锦丝绸制成，翼型前缘开口，在前进飞行中形成“冲压空气”，维持气室的内压以保持翼型。与传统降落伞相比，翼伞系统的最大优势在于可操纵性，操控机理和飞行动力学与控制的研究也是翼伞回收系统应用的关键技术和热点问题。
翼伞工作过程是典型的气动弹性问题，为非线性系统，且涉及到伞衣结构与气动压力的相互作用，其流固耦合过程的求解作为降落伞研究领域的难点问题一直备受人们关注。这主要因为：伞衣作为柔性织物，具有大变形结构的非线性力学行为；伞衣周围流场气动力分布复杂多变；伞衣与流场具有强耦合作用，不易于求解，开伞性能更难以准确预测。
目前国内外专门针对翼伞的流固耦合过程动力学机理还缺乏十分深入广泛的研究。主要基于传统降落伞的流固耦合研究基础，采用完全试验法、半试验半理论法和完全理论法三种手段进行研究。缺乏专门针对翼伞后缘偏转动态过程的三维仿真，对操纵过程的非定场流动现象和结构响应缺乏有效的仿真技术手段进行预测。
技术实现要素：
针对现有技术中缺乏对翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真的技术问题，本发明提供了一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法及系统。
为实现上述目的，本发明提供了一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，所述方法包括：
对翼伞结构进行几何建模，获得所述翼伞结构的三维几何外形，所述翼伞结构为展开状态，且所述翼伞结构的气室为鼓包状态；
对所述三维几何外形进行网格划分，获得网格划分结果，基于所述网格划分结果和伞衣织物的材料参数，获得所述翼伞结构的第一网格模型；
基于所述翼伞结构的几何参数，确定包裹所述第一网格模型的第一流体域的几何参数；
基于所述第一网格模型的壳单元网格尺寸，设置所述第一流体域边线网格点的第一特征参数，基于所述第一特征参数生成所述第一流体域的第二网格模型；
基于所述第一网格模型和所述第二网格模型生成流固耦合网格模型；
基于所述流固耦合网格模型、所述材料参数、所述第一流体域的边界条件、所述翼伞结构的约束参数、所述翼伞结构的载荷条件和流固耦合求解相关参数进行所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合仿真。
其中，本方法通过对翼伞结构进行几何建模，获得翼伞结构的第一网格模型，并生成第一流体域的第二网格模型，通过上述两个模型确定了流固耦合网格模型，然后将相应的参数和模型输入到仿真软件或设备中实现了冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真。
其中，材料参数为伞衣织物材料参数，包括织物材料密度、弹性模量和泊松比；第一流体域的边界条件包括：第一流体域的边界条件包括：入口处为来流速度边界、其余边界均设置为无反射边界条件；翼伞结构的约束为在翼伞前缘切口处的节点施加全约束；翼伞结构的载荷条件为：在翼伞结构的翼伞后缘位置施加下拉的载荷曲线；流固耦合求解相关参数包括：翼伞结构和第一流体域节点之间的接触罚函数刚度系数和求解时间，包括计算时间和质量缩放因子。
优选的，所述流固耦合仿真包括：
仿真第一阶段：仿真模拟所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合动力学性能，所述载荷条件为载荷曲线参数值为0；
仿真第二阶段：在所述翼伞结构的后缘部分施加偏转的载荷曲线进行后缘偏转状态的流固耦合动力学仿真，所述载荷条件为载荷曲线参数值大于0。
其中，本方法中的流固耦合仿真分为两个阶段，第一阶段主要是仿真模拟翼伞结构的周围气场与翼伞结构的流固耦合动力学性能，本阶段中并没有在翼伞结构的后缘部分施加偏转的载荷曲线，第一阶段完成仿真后进入仿真第二阶段，在翼伞结构的后缘部分施加偏转的载荷曲线进行后缘偏转状态的流固耦合动力学仿真，实现了冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真。
优选的，本方法中所述翼伞结构的动力学控制方程为：
其中，
优选的，翼伞伞衣结构为柔性织物材料，只能承受面内拉伸方向作用，厚度方向可以忽略，因此可采用二维单元进行有限元划分。为更准确模拟伞衣结构面内受力行为，本方法采用薄膜单元对所述三维几何外形进行网格划分，所述薄膜单元的本构方程为：
其中，
优选的，本方法中所述第一流体域的动力学方程为：
其中，
优选的，本方法中所述第一流体域的拉格朗日欧拉格式下控制方程为：
其中，
优选的，流固耦合仿真计算关键在于流体域与结构域单元之间的耦合信息传递方法，罚函数法是通过界面之间的相对运动距离和刚度系数来施加相互作用力的方式进行信息传递，最初应用于模拟接触碰撞行为，在此也可以有效的解决流固耦合仿真计算过程中流体和结构之间信息传递的问题。本方法基于罚函数法进行所述第一流体域中的流体域单元与所述翼伞结构中结构域单元之间节点力信息的传递计算。
优选的，当时间步长为
其中，
其中，
所述翼伞结构中结构域单元的节点与所述第一流体域中流体域单元的节点之间的耦合力为
其中，
在所述第一流体域中的流体域单元的主节点和所述翼伞结构中结构域单元的从节点施加平衡力
将所述第一流体域中流体域单元所受到的作用力通过形函数
其中，
优选的，本方法在所述翼伞结构的翼伞前缘切口处的节点施加全约束，在所述翼伞结构的翼伞后缘施加下拉载荷曲线。
本发明还提供了一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真系统，所述系统包括：
几何建模单元，用于对翼伞结构进行几何建模，获得所述翼伞结构的三维几何外形，所述翼伞结构为展开状态，且所述翼伞结构的气室为鼓包状态；
第一网格模型获得单元，用于对所述三维几何外形进行网格划分，获得网格划分结果，基于所述网格划分结果和伞衣织物的材料参数，获得所述翼伞结构的第一网格模型；
第一流体域几何参数确定单元，用于基于所述翼伞结构的几何参数，确定包裹所述第一网格模型的第一流体域的几何参数；
第二网格模型生成单元，用于基于所述第一网格模型的壳单元网格尺寸，设置所述第一流体域边线网格点的第一特征参数，基于所述第一特征参数生成所述第一流体域的第二网格模型；
流固耦合网格模型生成单元，用于基于所述第一网格模型和所述第二网格模型生成流固耦合网格模型；
流固耦合仿真单元，用于基于所述流固耦合网格模型、所述材料参数、所述第一流体域的边界条件、所述翼伞结构的约束参数、所述翼伞结构的载荷条件和流固耦合求解相关参数进行所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合仿真。
本发明还提供了一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真装置，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的步骤。
本发明还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的步骤。
本发明提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明实现了对翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真。
本发明基于瞬态非线性动力学方法对翼伞后缘偏转过程的流固耦合动力学行为进行数值仿真和理论分析。本发明采用基于sale算法的动网格技术手段和罚函数法对耦合场和界面进行建模，提高了仿真的计算效率。
本发明研究了翼伞气室充气过程后缘偏转状态的鼓包现象和流固耦合动力学仿真方法。可以对翼伞气室充气过程的流固耦合动力学行为进行预测，观察到流体和结构的三维变化过程。研究方法可以显著提高精确空投系统的机动性，并作为可靠的仿真工具用于翼伞精确空投系统的设计分析。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，并不构成对本发明实施例的限定；
图1为一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的流程示意图；
图2为本实施例中冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的简要示意图；
图3为冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真系统的组成示意图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在相互不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述范围内的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
应当理解，本文使用的“系统”、“装置”、“单元”和/或“模组”是用于区分不同级别的不同组件、元件、部件、部分或装配的一种方法。然而，如果其他词语可实现相同的目的，则可通过其他表达来替换所述词语。
如本说明书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它的步骤或元素。
本说明书中使用了流程图用来说明根据本说明书的实施例的系统所执行的操作。应当理解的是，前面或后面操作不一定按照顺序来精确地执行。相反，可以按照倒序或同时处理各个步骤。同时，也可以将其他操作添加到这些过程中，或从这些过程移除某一步或数步操作。
实施例一
请参考图1，图1为一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的流程示意图，本方法包括：
对翼伞结构进行几何建模，获得所述翼伞结构的三维几何外形，所述翼伞结构为展开状态，且所述翼伞结构的气室为鼓包状态；
对所述三维几何外形进行网格划分，获得网格划分结果，基于所述网格划分结果和伞衣织物的材料参数，获得所述翼伞结构的第一网格模型；
基于所述翼伞结构的几何参数，确定包裹所述第一网格模型的第一流体域的几何参数；
基于所述第一网格模型的壳单元网格尺寸，设置所述第一流体域边线网格点的第一特征参数，基于所述第一特征参数生成所述第一流体域的第二网格模型；
基于所述第一网格模型和所述第二网格模型生成流固耦合网格模型；
基于所述流固耦合网格模型、所述材料参数、所述第一流体域的边界条件、所述翼伞结构的约束参数、所述翼伞结构的载荷条件和流固耦合求解相关参数进行所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合仿真。
其中，流固耦合作用是指流体与固体之间的相互作用。
请参考图2，图2为本实施例中冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的简要示意图；
本方法针对翼伞气室初始状态为展开后充满鼓包的形式结构，进行建模和仿真计算，包括：
根据指定翼伞结构参数，开展翼型展开结构充满鼓包状态的几何建模，获得翼伞气室鼓包状态的三维几何外形；
利用壳单元对翼伞结构的三维几何外形进行网格划分，并输入伞衣织物材料参数，包括织物材料密度，弹性模量和泊松比，获得翼伞结构的有限元模型；应用壳单元可以模拟结构，该结构一个方向的尺度(厚度)远小于其它方向的尺度，并忽略沿厚度方向的应力；
考虑翼伞结构的几何尺寸参数，包括长、宽和高度方向的大小，按照等比例倍数增长的原则，确定完全包裹翼伞结构三维有限元模型的流体域几何参数，包括长度、宽度和高度方向的尺寸；因为展开的翼伞结构为展向扁平形状，流体域几何模型可以选择长方体；
结合翼伞结构有限元模型的壳单元网格尺寸，为了保证流体域单元和结构域单元之间信息传递的能量守恒，同时为避免因流体和结构单元之间尺寸差异过大而导致显式动力学积分过程可能出现的非物理特征“沙漏现象”而引起计算发散，流场网格与翼伞结构网格之间的单元尺寸应尽量接近1：1的原则，设置流体域边线（长、宽、高）上的网格点特征参数，用于生成流体域网格；
对划分好的翼伞结构和周围流场网格模型，设置流体域的边界条件，其中流体域边界条件包括：入口处为来流速度边界、其余边界均设置为无反射边界条件；翼伞结构域则需要设置约束和载荷条件：将翼伞前缘切口处的节点施加全约束，在翼伞后缘位置施加下拉的载荷曲线；
设置流固耦合控制参数，主要为翼伞结构节点和流场节点之间的接触罚函数刚度系数，设置求解时间控制，包括计算时间和质量缩放因子，由于采用显式动力学积分的方式进行计算仿真，质量缩放因子应根据单元尺寸和求解时间进行合理选择，避免出现求解发散现象；
将包含网格模型单元信息、材料信息、边界条件信息、载荷曲线信息、求解控制参数信息的输入参数文件导入非线性瞬态动力学分析软件开展仿真计算：首先仿真模拟无后缘下拉时气室充满鼓包状态下的流固耦合动力学性能，此时后缘的载荷曲线参数值为0；计算过程流场域则根据设定的流体域边线（长、宽、高）上的网格点特征参数以及六面体单元自动生成结构化的流体网格；充满鼓包状态的翼伞流固耦合仿真一段时间后，观察周围流场结构较稳定，不再随时间发生明显变化后，开始在后缘部分施加偏转的载荷曲线进行后缘偏转状态的流固耦合动力学仿真；
生成计算结果，并开展流固耦合动力学性能分析。
其中，本实施例中翼伞结构域的动力学控制方程为：
其中，
应用壳单元对翼伞结构进行网格划分，生成有限元模型的过程，需要考虑伞衣的结构动力学非线性特性，采用薄膜单元，本构方程为：
其中，
需要求解流体域的动力学方程为：
其中，
其中，流体速度为uf=v-w，v和w分别参考构型下的流体质点速度和材料网格点速度.如果v=w，公式为拉格朗日形式。
在翼伞的整个流固耦合仿真过程中，伞衣结构变形与伞衣周围流场的变化相互作用，在耦合计算过程中，关键是结构与流场单元之间耦合界面信息的传递，传递过程要保证能量守恒，通常有限元模型很难实现流体和结构网格的完全匹配。本发明基于欧拉-拉格朗日描述下的罚函数法进行流体与伞衣结构间节点力信息的传递，该方法允许非匹配的流体和结构网格。
假设流体为渗透性介质，采用显式动力学积分方法当时间步长为
其中，
其中，
其中
在所述第一流体域中的流体域单元的主节点和所述翼伞结构中结构域单元的从节点施加平衡力
将所述第一流体域中流体域单元所受到的作用力通过形函数
其中，
对于块单元
具体仿真过程如下；
通过有限元建模获得翼伞气室充满鼓包状态模型；
对鼓包状态的翼伞结构施加边界条件约束和后缘偏转载荷曲线；
设置流体域网格节点参数，用于自动生成网格；
置耦合求解相关参数，开展仿真计算；
根据仿真结果生成流场和结构场数据文件，分析流固耦合性能参数。
根据性能参数分析翼伞周围流场动力学特性和结构响应，指导翼伞回收系统设计和任务规划。
实施例二
在实施例一的基础上，本发明实施例二提供了一种翼伞偏转过程流固耦后缘仿真方法，本方法包括以下步骤：
根据特定翼伞几何参数进行参数化建模，生成翼伞结构模型，并划分有限元网格用于结构仿真计算；
开展充气过程流固耦合仿真，获得充满鼓包状态翼伞结构图；
导出翼伞结构图，用于后缘偏过程流固耦合仿真，并加载偏转载荷曲线；
获得翼伞后缘偏转过程流场特性速度矢量云图，以及获得翼伞结构响应的应力云图和表面压力云图；
根据仿真结果分析翼伞充气性能，查看翼伞鼓包的几何状态和结构应力分布；分析翼伞后缘偏转过程的流固耦合性能，查看翼伞周围的流体变化过程，分析涡流和流动分离现象的演化，评估翼伞结构表面的应力集中高风险易撕裂破坏区域。
实施例三
请参考图3，图3为冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真系统的组成示意图，本发明实施例三提供了一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真系统，所述系统包括：
几何建模单元，用于对翼伞结构进行几何建模，获得所述翼伞结构的三维几何外形，所述翼伞结构为展开状态，且所述翼伞结构的气室为鼓包状态；
第一网格模型获得单元，用于对所述三维几何外形进行网格划分，获得网格划分结果，基于所述网格划分结果和伞衣织物的材料参数，获得所述翼伞结构的第一网格模型；
第一流体域几何参数确定单元，用于基于所述翼伞结构的几何参数，确定包裹所述第一网格模型的第一流体域的几何参数；
第二网格模型生成单元，用于基于所述第一网格模型的壳单元网格尺寸，设置所述第一流体域边线网格点的第一特征参数，基于所述第一特征参数生成所述第一流体域的第二网格模型；
流固耦合网格模型生成单元，用于基于所述第一网格模型和所述第二网格模型生成流固耦合网格模型；
流固耦合仿真单元，用于基于所述流固耦合网格模型、所述材料参数、所述第一流体域的边界条件、所述翼伞结构的约束参数、所述翼伞结构的载荷条件和流固耦合求解相关参数进行所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合仿真。
实施例四
本发明实施例四提供了一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真装置，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的步骤。
其中，所述处理器可以是中央处理器（cpu，centralprocessingunit），还可以是其他通用处理器、数字信号处理器（digitalsignalprocessor）、专用集成电路（applicationspecificintegratedcircuit）、现成可编程门阵列（fieldprogrammablegatearray）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
所述存储器可用于存储所述计算机程序和/或模块，所述处理器通过运行或执行存储在所述存储器内的数据，实现发明中冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真装置的各种功能。所述存储器可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需的应用程序（比如声音播放功能、图像播放功能等）等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器、还可以包括非易失性存储器，例如硬盘、内存、插接式硬盘，智能存储卡，安全数字卡，闪存卡、至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他易失性固态存储器件。
实施例五
本发明实施例五提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法的步骤。
所述冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真装置如果以软件功能单元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介质中。基于这样的理解本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序可存储于一计算机可读存介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读取介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、u盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器、随机存储器、点载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减。
本发明已对基本概念做了描述，显然，对于本领域技术人员来说，上述详细披露仅仅作为示例，而并不构成对本说明书的限定。虽然此处并没有明确说明，本领域技术人员可能会对本说明书进行各种修改、改进和修正。该类修改、改进和修正在本说明书中被建议，所以该类修改、改进、修正仍属于本说明书示范实施例的精神和范围。
同时，本说明书使用了特定词语来描述本说明书的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本说明书至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一个替代性实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本说明书的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。
此外，本领域技术人员可以理解，本说明书的各方面可以通过若干具有可专利性的种类或情况进行说明和描述，包括任何新的和有用的工序、机器、产品或物质的组合，或对他们的任何新的和有用的改进。相应地，本说明书的各个方面可以完全由硬件执行、可以完全由软件(包括固件、常驻软件、微码等)执行、也可以由硬件和软件组合执行。以上硬件或软件均可被称为“数据块”、“模块”、“引擎”、“单元”、“组件”或“系统”。此外，本说明书的各方面可能表现为位于一个或多个计算机可读介质中的计算机产品，该产品包括计算机可读程序编码。
计算机存储介质可能包含一个内含有计算机程序编码的传播数据信号，例如在基带上或作为载波的一部分。该传播信号可能有多种表现形式，包括电磁形式、光形式等，或合适的组合形式。计算机存储介质可以是除计算机可读存储介质之外的任何计算机可读介质，该介质可以通过连接至一个指令执行系统、装置或设备以实现通讯、传播或传输供使用的程序。位于计算机存储介质上的程序编码可以通过任何合适的介质进行传播，包括无线电、电缆、光纤电缆、rf、或类似介质，或任何上述介质的组合。
本说明书各部分操作所需的计算机程序编码可以用任意一种或多种程序语言编写，包括面向对象编程语言如java、scala、smalltalk、eiffel、jade、emerald、c 、c#、vb.net、python等，常规程序化编程语言如c语言、visualbasic、fortran2003、perl、cobol2002、php、abap，动态编程语言如python、ruby和groovy，或其他编程语言等。该程序编码可以完全在用户计算机上运行、或作为独立的软件包在用户计算机上运行、或部分在用户计算机上运行部分在远程计算机运行、或完全在远程计算机或服务器上运行。在后种情况下，远程计算机可以通过任何网络形式与用户计算机连接，比如局域网(lan)或广域网(wan)，或连接至外部计算机(例如通过因特网)，或在云计算环境中，或作为服务使用如软件即服务(saas)。
此外，除非权利要求中明确说明，本说明书所述处理元素和序列的顺序、数字字母的使用、或其他名称的使用，并非用于限定本说明书流程和方法的顺序。尽管上述披露中通过各种示例讨论了一些目前认为有用的发明实施例，但应当理解的是，该类细节仅起到说明的目的，附加的权利要求并不仅限于披露的实施例，相反，权利要求旨在覆盖所有符合本说明书实施例实质和范围的修正和等价组合。例如，虽然以上所描述的系统组件可以通过硬件设备实现，但是也可以只通过软件的解决方案得以实现，如在现有的服务器或移动设备上安装所描述的系统。
同理，应当注意的是，为了简化本说明书披露的表述，从而帮助对一个或多个发明实施例的理解，前文对本说明书实施例的描述中，有时会将多种特征归并至一个实施例、附图或对其的描述中。但是，这种披露方法并不意味着本说明书对象所需要的特征比权利要求中提及的特征多。实际上，实施例的特征要少于上述披露的单个实施例的全部特征。
针对本说明书引用的每个专利、专利申请、专利申请公开物和其他材料，如文章、书籍、说明书、出版物、文档等，特此将其全部内容并入本说明书作为参考。与本说明书内容不一致或产生冲突的申请历史文件除外，对本说明书权利要求最广范围有限制的文件(当前或之后附加于本说明书中的)也除外。需要说明的是，如果本说明书附属材料中的描述、定义、和/或术语的使用与本说明书所述内容有不一致或冲突的地方，以本说明书的描述、定义和/或术语的使用为准。
最后，应当理解的是，本说明书中所述实施例仅用以说明本说明书实施例的原则。其他的变形也可能属于本说明书的范围。因此，作为示例而非限制，本说明书实施例的替代配置可视为与本说明书的教导一致。相应地，本说明书的实施例不仅限于本说明书明确介绍和描述的实施例。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。
1.一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，所述方法包括：
对翼伞结构进行几何建模，获得所述翼伞结构的三维几何外形，所述翼伞结构为展开状态，且所述翼伞结构的气室为鼓包状态；
对所述三维几何外形进行网格划分，获得网格划分结果，基于所述网格划分结果和伞衣织物的材料参数，获得所述翼伞结构的第一网格模型；
基于所述翼伞结构的几何参数，确定包裹所述第一网格模型的第一流体域的几何参数；
基于所述第一网格模型的壳单元网格尺寸，设置所述第一流体域边线网格点的第一特征参数，基于所述第一特征参数生成所述第一流体域的第二网格模型；
基于所述第一网格模型和所述第二网格模型生成流固耦合网格模型；
基于所述流固耦合网格模型、所述材料参数、所述第一流体域的边界条件、所述翼伞结构的约束参数、所述翼伞结构的载荷条件和流固耦合求解相关参数进行所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合仿真。
2.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，所述流固耦合仿真包括：
仿真第一阶段：仿真模拟所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合动力学性能，所述载荷条件为载荷曲线参数值为0；
仿真第二阶段：在所述翼伞结构的后缘部分施加偏转的载荷曲线进行后缘偏转状态的流固耦合动力学仿真，所述载荷条件为载荷曲线参数值大于0。
3.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，本方法中所述翼伞结构的动力学控制方程为：
其中，
4.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，本方法采用薄膜单元对所述三维几何外形进行网格划分，所述薄膜单元的本构方程为：
其中，
5.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，本方法中所述第一流体域的动力学方程为：
其中，
6.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，本方法中所述第一流体域的拉格朗日欧拉格式下控制方程为：
其中，
7.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，本方法基于罚函数法进行所述第一流体域中的流体域单元与所述翼伞结构中结构域单元之间节点力信息的传递计算。
8.根据权利要求7所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，当时间步长为
其中，
其中，
所述翼伞结构中结构域单元的节点与所述第一流体域中流体域单元的节点之间的耦合力为
其中，
在所述第一流体域中的流体域单元的主节点和所述翼伞结构中结构域单元的从节点施加平衡力
将所述第一流体域中流体域单元所受到的作用力通过形函数
其中，
9.根据权利要求1所述的冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真方法，其特征在于，本方法在所述翼伞结构的翼伞前缘切口处的节点施加全约束，在所述翼伞结构的翼伞后缘施加下拉载荷曲线。
10.一种冲压翼伞后缘偏转过程流固耦合仿真系统，其特征在于，所述系统包括：
几何建模单元，用于对翼伞结构进行几何建模，获得所述翼伞结构的三维几何外形，所述翼伞结构为展开状态，且所述翼伞结构的气室为鼓包状态；
第一网格模型获得单元，用于对所述三维几何外形进行网格划分，获得网格划分结果，基于所述网格划分结果和伞衣织物的材料参数，获得所述翼伞结构的第一网格模型；
第一流体域几何参数确定单元，用于基于所述翼伞结构的几何参数，确定包裹所述第一网格模型的第一流体域的几何参数；
第二网格模型生成单元，用于基于所述第一网格模型的壳单元网格尺寸，设置所述第一流体域边线网格点的第一特征参数，基于所述第一特征参数生成所述第一流体域的第二网格模型；
流固耦合网格模型生成单元，用于基于所述第一网格模型和所述第二网格模型生成流固耦合网格模型；
流固耦合仿真单元，用于基于所述流固耦合网格模型、所述材料参数、所述第一流体域的边界条件、所述翼伞结构的约束参数、所述翼伞结构的载荷条件和流固耦合求解相关参数进行所述翼伞结构的周围气场与所述翼伞结构的流固耦合仿真。
技术总结