[發(fā)明專利]一種高速飛行器流動轉(zhuǎn)捩特性的獲取方法及系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810002292.0
• 申請日: 2018-01-02
• 公開（公告）號: CN108197388B
• 公開（公告）日: 2019-04-05
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 符松;王亮;羅金玲;湯繼斌
• 申請（專利權(quán)）人: 清華大學(xué);北京空天技術(shù)研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京路浩知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11002
• 代理人: 王瑩;吳歡燕

本發(fā)明提供一種高速飛行器流動轉(zhuǎn)捩特性的獲取方法及系統(tǒng)，包括：建立所述高速飛行器的全尺寸模型，根據(jù)所述全尺寸模型的外形參數(shù)，獲取所述全尺寸模型對應(yīng)的最優(yōu)網(wǎng)格；獲取所述高速飛行器的來流參數(shù)和所述高速飛行器的邊界條件參數(shù)；根據(jù)所述最優(yōu)網(wǎng)格、所述來流參數(shù)和所述邊界條件參數(shù)，通過基于雷諾平均的符?王轉(zhuǎn)捩模式模擬所述高速飛行器的表面邊界層流動轉(zhuǎn)捩，并通過雷諾平均?大渦模擬混合方法模擬所述高速飛行器的分離流動轉(zhuǎn)捩，獲取所述高速飛行器的轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)和所述高速飛行器的轉(zhuǎn)捩區(qū)長度。本發(fā)明可以成功應(yīng)用于亞音速至高超音速的飛行器流動轉(zhuǎn)捩的模擬，數(shù)值精度較高，結(jié)果可靠。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及高速高速飛行器技術(shù)領(lǐng)域，更具體地，涉及一種高速飛行器流動轉(zhuǎn)捩特性的獲取方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)

層流向湍流的轉(zhuǎn)捩過程對于高速飛行器的設(shè)計具有重要影響。由于轉(zhuǎn)捩區(qū)內(nèi)的壁面摩擦與熱傳導(dǎo)系數(shù)會急劇增大，甚至高于完全湍流區(qū)中的值，延遲高速飛行器表面邊界層流動轉(zhuǎn)捩可使燃料消耗大大降低，也使熱防護(hù)材料的選擇更加靈活。

而在高速飛行器發(fā)動機(jī)的設(shè)計上卻要促使轉(zhuǎn)捩發(fā)生，若發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道入口流動處于層流狀態(tài)，則極易產(chǎn)生分離泡而影響氣體捕獲，嚴(yán)重時甚至?xí)?dǎo)致發(fā)動機(jī)無法啟動，空氣在燃燒室停留的時間僅為毫秒量級，湍流狀態(tài)下的燃燒效率將相對層流時大大提高。

近年來，直接數(shù)值模擬(DNS)、大渦模擬(LES)以及擾動方程拋物化法(PSE)，在高速邊界層轉(zhuǎn)捩的數(shù)值模擬中扮演者愈發(fā)重要的角色。盡管如此，從工程實(shí)際出發(fā)，基于雷諾平均(RANS)的轉(zhuǎn)捩-湍流模式方法任然最有效。

該剛發(fā)是以湍流模式理論為基礎(chǔ)發(fā)展起來的，其中加入了經(jīng)過模化的轉(zhuǎn)捩過程信息。轉(zhuǎn)捩模式計算周期短，近年來已成為研究熱點(diǎn)。特別地，它可以很好地描述轉(zhuǎn)捩后期的強(qiáng)非線性過程。目前提出的符-王轉(zhuǎn)捩模式已成功應(yīng)用于亞聲速至高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩模式。

傳統(tǒng)的RANS方法能夠較為準(zhǔn)確地預(yù)測無分離的高速飛行器表面邊界層流動。然而，真實(shí)高速飛行器的舵面縫隙、防熱瓦縫隙以及發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道和燃燒室等部位會出現(xiàn)具有明顯非定常特性的分離流動，RANS模擬不能保證足夠的精度。分離流動轉(zhuǎn)捩預(yù)測的誤差也會影響邊界層流動轉(zhuǎn)捩的預(yù)測精度。

受到計算機(jī)發(fā)展水平的限制，具有較高精度的LES方法無法應(yīng)用于高速高速飛行器復(fù)雜流動的模擬。事實(shí)上，RANS更適合用于近壁區(qū)域的模擬，因?yàn)榇藭r只需要對壁面垂直方向的網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行加密而在壁面平行方向保持很粗的網(wǎng)絡(luò)，從而可以大大減少總的網(wǎng)絡(luò)數(shù)量。為了將RANS和LES的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合起來，雷諾平均-大渦模擬(RANS-LES)混合方法被提出并已成功用于各種復(fù)雜低速流動。

盡管如此，目前混合方法局限于完全湍流計算，無法應(yīng)用于高速流動轉(zhuǎn)捩過程的模擬。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提供一種克服上述問題或者至少部分地解決上述問題的一種高速飛行器流動轉(zhuǎn)捩特性的獲取方法及系統(tǒng)。

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種高速飛行器流動轉(zhuǎn)捩特性的獲取方法，包括：

建立所述高速飛行器的全尺寸模型，根據(jù)所述全尺寸模型的外形參數(shù)，獲取所述全尺寸模型對應(yīng)的最優(yōu)網(wǎng)格；

獲取所述高速飛行器的來流參數(shù)和所述高速飛行器的邊界條件參數(shù)；

根據(jù)所述最優(yōu)網(wǎng)格、所述來流參數(shù)和所述邊界條件參數(shù)，通過基于雷諾平均的符-王轉(zhuǎn)捩模式模擬所述高速飛行器的表面邊界層流動轉(zhuǎn)捩，并通過雷諾平均-大渦模擬混合方法模擬所述高速飛行器的分離流動轉(zhuǎn)捩，獲取所述高速飛行器的轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)和所述高速飛行器的轉(zhuǎn)捩區(qū)長度。

優(yōu)選地，所述根據(jù)所述全尺寸模型的外形參數(shù)，獲取所述全尺寸模型對應(yīng)的最優(yōu)網(wǎng)格，具體包括：

根據(jù)所述全尺寸模型的外形參數(shù)，獲取初始網(wǎng)格；