[發明專利]用于快速計算飛行器高超聲速粘性力的方法和裝置

在審

• 申請號: 201310718622.3
• 申請日: 2013-12-24
• 公開（公告）號: CN103617338A
• 公開（公告）日: 2014-03-05
• 發明（設計）人: 龔安龍;紀楚群;劉周
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京五洲洋和知識產權代理事務所(普通合伙) 11387
• 代理人: 劉春成;張向琨

技術領域

本發明屬于空氣動力學技術領域，特別涉及一種用于快速計算飛行器高超聲速粘性力的方法和裝置。

背景技術

隨著計算機運算速度的大幅提高和CFD（Computational?Fluid?Dynamics，計算流體動力學）方法的日趨完善，基于無粘Euler方程的CFD方法已經能夠精確、迅速地完成無粘流場特性的計算。而基于粘性的完全Navier-Stokes方程CFD方法獲得更高精度和粘性底層流動特性仍然需要付出很大的代價：繁雜的高質量網格生成、流場完全收斂的極大耗時等。因此在復雜飛行器外形初期選型設計中，流場特性的預測主要還是采用高效率并具有良好精度的無粘Euler方程CFD方法，而粘性力部分通常采用與無粘流場結果完全獨立的工程經驗修正方法計算，如等效平板層流Blassius近似方法和湍流Van?Driest?II方法等。這些方法計算效率高，工程應用于一定馬赫數和雷諾數范圍內具有較好的預測能力和準度，但是對于高超聲速粘性流動的預測精度很差。國外在高超聲速飛行設計中已經發展了參考溫度法來進行粘性力的計算，但仍然以自由來流條件作為粘性層外的無粘流動參數，沒有考慮復雜高超聲速繞流對粘性層外緣流動參數的影響，因此準確性不高。

發明內容

為了解決現有技術的問題，本發明實施例提供了一種用于快速計算飛行器高超聲速粘性力的方法和裝置。所述技術方案如下：

一方面，提供了一種用于快速計算飛行器高超聲速粘性力的方法，所述方法包括：

步驟S1，對無粘Euler方程采用計算流體動力學CFD方法獲得所述飛行器高超聲速的表面無粘流場物理參數，其中，所述表面無粘流場物理參數包括：表面的壓力、表面的絕熱溫度和表面的速度；

步驟S2，獲取所述飛行器高超聲速的表面的所有表面單元的雷諾數；

步驟S3，根據所述表面無粘流場物理參數和所述表面的所有表面單元的雷諾數得到所述飛行器高超聲速的粘性力。

在如上所述的方法中，優選，，所述步驟S2具體包括：

步驟S20，選取所述飛行器高超聲速的表面單元，根據經過所述表面單元的表面流線得到所述表面單元與所述表面流線的出發點之間的流線長度；

步驟S21，根據所述表面單元的絕熱溫度、所述表面單元的速度和所述飛行器高超聲速的表面溫度得到粘性邊界層內的參考溫度；

步驟S22，根據所述粘性邊界層內的參考溫度得到所述粘性邊界層內的粘性系數；

步驟S23，根據所述表面單元的壓力和所述粘性邊界層內的參考溫度得到所述粘性邊界層內的密度；

步驟S24，根據所述粘性邊界層內的密度、粘性系數、所述表面單元的速度、所述流線長度得到所述表面單元的雷諾數；

循環執行步驟S21、步驟S22、步驟S23和步驟S24，得到所述飛行器高超聲速的表面的所有表面單元的雷諾數。

在如上所述的方法中，優選，所述步驟S20中的經過所述表面單元的表面流線和所述表面流線的出發點均可由所述表面單元在空間直角坐標系中的坐標和所述表面單元的速度根據流線定義采用四階顯示龍格庫塔方法求得。

在如上所述的方法中，優選，所述步驟S21具體包括：

根據得到粘性邊界層內的參考溫度；

所述步驟S22具體包括：

根據得到所述粘性邊界層內的粘性系數；

所述步驟S23具體包括：

根據得到所述粘性邊界層內的密度；

所述步驟S24具體包括：

根據得到所述表面單元的雷諾數；

其中，p_e、T_e和u_e分別為所述表面單元的壓力、表面單元的絕熱溫度和表面單元的速度，T^*為所述參考溫度，T_W為所述飛行器實際表面溫度，Me為表面單元的流動馬赫數，γ取值正數，為比熱比，R取值正數，為氣體常數；

μ^*為所述粘性系數，T₀＝288K，μ₀＝1.789×10^-5kg/(m·s)；

ρ^*為所述密度；

為所述表面單元的雷諾數，s為所述流線長度。

在如上所述的方法中，優選，所述步驟S3具體包括：

步驟S31，根據所述表面單元的雷諾數得到所述表面單元的粘性摩擦力系數；