[發明專利]高馬赫數條件下非定常激波干擾流場與氣動熱預示方法

在審

• 申請號: 202211448948.4
• 申請日: 2022-11-18
• 公開（公告）號: CN116305513A
• 公開（公告）日: 2023-06-23
• 發明（設計）人: 張旭輝;姚冉;王兆偉;楊旸;費王華;辜天來;秦云鵬;雷建長;黃育秋;張永;趙大海;崔智亮;周添;羅健;趙帥
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

本發明涉及一種內外流一體飛行器高馬赫數條件下非定常激波干擾流場與氣動熱預示方法。為解決內外流一體飛行器非定常流場與氣動熱準確預示問題，將非定常時間離散方法與低耗散的空間離散格式結合，形成數值仿真分析方法：1、采用延遲分離渦模擬(IDDES)方法對內外流一體飛行器干擾非定常流場特性進行數值模擬，獲得相比時均方法更高精度的流場參數結果；2、采用二階精度低耗散的通量分裂空間離散格式(LDFSS?M)對內外流一體飛行器氣動熱趨勢進行數值模擬，獲得相比ASUM+和Roe格式更準確的表面熱流分布趨勢。

技術領域

本發明涉及一種激波穩定氣動熱預測方法，屬于吸氣式組合動力飛行器氣動熱設計技術領域，主要用于改善現有數值仿真方法在局部激波干擾區的流場與氣動熱預測精準度。

背景技術

為滿足增升減阻需求，吸氣式組合動力飛行器多采用內外流一體設計，流場中存在各類復雜的激波/激波、激波/邊界層干擾，非定常流動特征顯著，非定常流動下導致壓力、溫度劇增，是飛行器熱防護系統面臨的最大載荷。

目前關于激波與激波、激波與邊界層之間的干擾流場與氣動熱預示研究，主要在NS方程的高精度離散格式、湍流模型等方面展開。針對弱激波干擾以及在邊界層反射后的波系分析已可以理論分析、雷諾平均的高階精度的數值方法完成，仿真結果也與風洞試驗結果較為一致。但是內外流一體飛行器的激波干擾是不穩定的，隨時間流場參數變化劇烈，非定常流場中包含壓力、溫度、密度等多種參數的脈動，使得干擾區域內熱載荷分布梯度很大，干擾區域流場參數和熱流很難預示準確。

發明內容

本發明的技術解決問題是：為解決內外流一體飛行器非定常流場與氣動熱準確預示問題，將非定常時間離散方法與低耗散的空間離散格式結合，形成內外流一體飛行器高馬赫數條件下非定常激波干擾流場與氣動熱預示方法。

本發明的技術方案是：一種內外流一體飛行器高馬赫數條件下非定常激波干擾流場與氣動熱預示方法，包括：

基于數值仿真有限體積法，搭建適用于非定常激波干擾預示的NS方程計算框架；

根據延遲分離渦模擬IDDES方法，通過求解尺度函數L_IDDES，劃分近壁面和遠離壁面區域，并確定兩個區域內NS方程計算框架的計算方法；

利用通量分裂空間離散格式LDFSS-M對NS方程計算框架進行空間離散，在空間離散過程中通過重新定義數值聲速的方式解決激波捕捉時激波附近數值粘性偏小，而在邊界層內數值粘性偏大的問題，實現激波捕獲；

利用完成上述離散的NS方程計算框架實現飛行器高馬赫數條件下非定常激波干擾流場與氣動熱預示。

優選的，通過仿真算例和風洞試驗結果對預示結果進行驗證，并在存在偏差時完成對預示過程的修正。

優選的，所述仿真算例包括NACA0012翼型和HYFLEX飛行器仿真算例，風洞試驗采用Ma6激波風洞。

優選的，所述NS方程計算框架為對NS方程采用三階精度的WENO重構方法進行處理，NS方程計算框架的時間離散格式采用三階TVD型Runge-Kutta格式。

優選的，采用非線性權重替換WENO重構方法中的光滑因子，以避免非光滑區域由于振蕩導致的精度降低；所述非線性權重計算公式如下：

上式中，γ_i，j為線性權重，ω_i，j為非線性權重，IS_i，j為光滑因子，ε為WENO重構方法中的為了防止分母為零引入的固定參數；i、j代表WENO重構方法中系數矩陣的行列。

優選的，用自適應函數替換固定參數ε，以提高極值點的精度；所述自適應函數ε是光滑因子的函數，表達式為：