一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统

摘要

本发明提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统，包括：建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符‑王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均‑大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。本发明可以成功应用于亚音速至高超音速的飞行器流动转捩的模拟，数值精度较高，结果可靠。

说明书

技术领域

本发明涉及高速高速飞行器技术领域，更具体地，涉及一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统。

背景技术

层流向湍流的转捩过程对于高速飞行器的设计具有重要影响。由于转捩区内的壁面摩擦与热传导系数会急剧增大，甚至高于完全湍流区中的值，延迟高速飞行器表面边界层流动转捩可使燃料消耗大大降低，也使热防护材料的选择更加灵活。

而在高速飞行器发动机的设计上却要促使转捩发生，若发动机进气道入口流动处于层流状态，则极易产生分离泡而影响气体捕获，严重时甚至会导致发动机无法启动，空气在燃烧室停留的时间仅为毫秒量级，湍流状态下的燃烧效率将相对层流时大大提高。

近年来，直接数值模拟(DNS)、大涡模拟(LES)以及扰动方程抛物化法(PSE)，在高速边界层转捩的数值模拟中扮演者愈发重要的角色。尽管如此，从工程实际出发，基于雷诺平均(RANS)的转捩-湍流模式方法任然最有效。

该刚发是以湍流模式理论为基础发展起来的，其中加入了经过模化的转捩过程信息。转捩模式计算周期短，近年来已成为研究热点。特别地，它可以很好地描述转捩后期的强非线性过程。目前提出的符-王转捩模式已成功应用于亚声速至高超声速边界层转捩模式。

传统的RANS方法能够较为准确地预测无分离的高速飞行器表面边界层流动。然而，真实高速飞行器的舵面缝隙、防热瓦缝隙以及发动机进气道和燃烧室等部位会出现具有明显非定常特性的分离流动，RANS模拟不能保证足够的精度。分离流动转捩预测的误差也会影响边界层流动转捩的预测精度。

受到计算机发展水平的限制，具有较高精度的LES方法无法应用于高速高速飞行器复杂流动的模拟。事实上，RANS更适合用于近壁区域的模拟，因为此时只需要对壁面垂直方向的网络进行加密而在壁面平行方向保持很粗的网络，从而可以大大减少总的网络数量。为了将RANS和LES的优点结合起来，雷诺平均-大涡模拟(RANS-LES)混合方法被提出并已成功用于各种复杂低速流动。

尽管如此，目前混合方法局限于完全湍流计算，无法应用于高速流动转捩过程的模拟。

发明内容

本发明提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统。

根据本发明的一个方面，提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法，包括：

建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；

获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；

根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

优选地，所述根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，具体包括：

根据所述全尺寸模型的外形参数，获取初始网格；

通过雷诺平均算法，对所述初始网格进行分区，所述初始网格的结构与所述分区对接；

对所述初始网格进行优化，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，所述最优网格适用于雷诺平均-大涡模拟混合方法的计算要求。

优选地，所述高速飞行器的来流参数包括：喷口的来流参数、喷口的来流马赫数、喷口的来流温度和喷口的来流攻角参数；所述高速飞行器的边界条件参数包括：所述高速飞行器的壁面温度、所述高速飞行器的壁面粗糙度和所述高速飞行器的进气道参数。

优选地，所述高速飞行器的转捩起始点为:所述高速飞行器下表面的间歇因子相对于层流区增长10％的位置，或，所述高速飞行器表面的摩擦系数相对于层流区增长10％的位置；所述高速飞行器的转捩区长度为转捩起始点至完全湍流区。

根据本发明的另一个方面，提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取系统，包括：

网格模块，用于建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；

来流边界模块，用于获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；

转捩模块，用于根据所述网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

优选地，所述网络模块具体包括：

初始网格单元，用于根据所述全尺寸模型的外形参数，获取初始网格；

分区单元，用于通过雷诺平均算法，对所述初始网格进行分区，所述初始网格的结构与所述分区对接；

优化单元，用于对所述初始网格进行优化，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，所述最优网格适用于雷诺平均-大涡模拟混合方法的计算要求。

优选地，所述高速飞行器的来流参数包括：喷口的来流参数、喷口的来流马赫数、喷口的来流温度和喷口的来流攻角参数；所述高速飞行器的边界条件参数包括：所述高速飞行器的壁面温度、所述高速飞行器的壁面粗糙度和所述高速飞行器的进气道参数。

优选地，所述高速飞行器的转捩起始点为:所述高速飞行器下表面的间歇因子相对于层流区增长10％的位置，或，所述高速飞行器表面的摩擦系数相对于层流区增长10％的位置；所述高速飞行器的转捩区长度为：转捩起始点至完全湍流区之间的距离。

根据本发明的再一方面，提出了一种用于获取高速飞行器流动转捩特性的电子设备，包括：

至少一个处理器；以及

与所述处理器通信连接的至少一个存储器，其中：

所述存储器存储有可被所述处理器执行的程序指令，所述处理器调用所述程序指令能够执行上述一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法。

根据本发明的又一方面，提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行上述一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法。

本发明提出一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统，根据高速飞行器的外形参数进行网格生成与分块，获取高速飞行器的飞行参数和边界条件参数，采用基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟高速飞行器表面边界层流动转捩，在采用雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟飞行器分离流动转捩，可以成功应用于亚音速至高超音速的飞行器流动转捩的模拟，数值精度较高，结果可靠。

附图说明

图1为本发明实施例一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法；

图2为本发明实施例中一种高速飞行器流动转捩特性的获取系统的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

图1为本发明实施例一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法，包括：

S1、建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；

具体地，数值计算结果的精确程度以及计算过程的效率，受网格质量的影响是非常大的。只有当网格的生成及求解流场的算法很好匹配时，才能得到成功而高效的计算结果。

S2、获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；

具体地，高速飞行器的来流参数包括：喷口的来流参数、喷口的来流马赫数、喷口的来流温度和喷口的来流攻角参数；高速飞行器的边界条件参数包括：高速飞行器的壁面温度、高速飞行器的壁面粗糙度和高速飞行器的进气道参数。当然根据实际需要，来流参数还可包括其它具体的参数，本发明实施例不做具体的限定。

S3、根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

具体地，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩。

数值计算基于非定常流场计算软件UNITS，该软件基于可压缩有限体积雷诺平均N-S方程，包括单方程S-A，两方程k-w，k-w-SST等多种常用湍流模式、符-王转捩模式以及基于多种湍流模式的雷诺平均-大涡模拟(RANS-LES)混合方法。对流项离散有基于三阶MUSCL、五阶WENO插值的Roe格式，基于六阶中心差分和五阶WENO的对称TVD格式，以及四阶中心格式，粘性项离散采用二阶中心差分。时间推进为带子迭代的二阶LU-SGS方法，包含进出口、远场、壁面和周期等多种边界条件，具备大规模并行计算的特点。

符-王转捩模式由关于间歇因子γ、脉动动能k及其单位耗散率ω的三个输运方程组成。在有效粘性系数(或者说雷诺应力)中将间歇因子γ作为湍流脉动部分和非湍流脉动部分的权重,以实现对转捩过程的模拟。并且,流场中γ开始增长的位置(对应于转捩的起始位置)由γ方程源项中的函数F_onset决定,而F_onset的值又取决于k(非湍流脉动部分)和平均流动的发展程度。该模式适用于亚音速至高超音速的飞行器表面边界层转捩的模拟。其主要特点是：

(1)、详细考虑了边界层转捩过程的物理机制，合理反映了对低速边界层转捩起主导作用的第一模态和对高超声速边界层转捩起主导作用的第二模态的影响。

(2)、在完全去湍流区，模式还原为通用流行的SST湍流模式。

(3)、基于雷诺平均方法，方便应用于现有的CFD软件，适用于大规模并行计算，可与雷诺平均-大涡模拟混合方法相结合，精细模拟复杂流动现象。

计算雷诺平均-大涡模拟混合方法为直接数值模拟方法，这种方法只需要在原始雷诺平均湍流模式基础上做很小的改动，定义和使用简单，对复杂外形的适应能力强，今年来得到了迅速的发展和广泛的应用。该方法通过网格尺度过滤，不同的计算区域采用不同的模型，其分界面通常是动态变化的，基本思想是在壁面附近用雷诺平均来模拟小尺度的湍流，分流区域采用类似Smagorinsky亚格力应力模型。

输出飞行器的转捩起始点和转捩区长度参数。

应用Tecplot后处理软件完成高速飞行器流动转捩特性的数值获取。

转捩起始点为高速飞行器下表面的间歇因子相对于层流区增长10％的位置，或者，高速飞行器表面的摩擦系数相对于层流区增长10％的位置，完全湍流区是指高速飞行器的下表面的间歇因子等于1或高速飞行器表面的摩擦系数达到最大值。由于本发明实施例采用雷诺平均-大涡模拟混合方法解析了下表面处的转捩出发单元附近的流动，从而捕捉到了高速飞行器的转捩特性。

在上述实施例的基础上，作为一较佳实施例中，根据全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，具体包括：

根据所述全尺寸模型的外形参数，获取初始网格；

通过雷诺平均算法，对所述初始网格进行分区，所述初始网格的结构与所述分区对接；

对所述初始网格进行优化，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，所述最优网格适用于雷诺平均-大涡模拟混合方法的计算要求。

首先根据高速飞行器的外形参数生成适用于雷诺平均计算的分区对接结构网格，也就是初始网格的结构要与分区对接，初始网格还具有以下特性：壁面网格在贴体的前提下尽量保证正交性，前体压缩面、进气道唇口、边界层内以及局部流程变化较大的区域进行网格加密并光滑过渡。

之后对局部计算的网格进行优化，优化后得到最优网格，最优网格能够满足雷诺平均-大涡模拟混合方法的计算要求。

本发明实施例提供了最优网格的具体获取方法，通过对初始网格进行分区、优化，使得最后得到的最优网格满足雷诺平均-大涡模拟混合方法的计算要求，为后面的利用基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟高速飞行器的表面边界层流动转捩和利用雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩提供了保障。

图2为本发明实施例中一种高速飞行器流动转捩特性的获取系统的结构示意图，如图2所示，该系统包括网格模块、来流边界模块和转捩模块。其中：

网格模块用于建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；

来流边界模块用于获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；

转捩模块用于根据所述网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

本系统实施例的具体执行过程与上述方法实施例的执行过程相同，详细过程请参考上述方法实施例的执行过程，在此不再赘述。

在上述实施例的基础上，优选地，所述网络模块具体包括：

初始网格单元，用于根据所述全尺寸模型的外形参数，获取初始网格；

分区单元，用于通过雷诺平均算法，对所述初始网格进行分区，所述初始网格的结构与所述分区对接；

优化单元，用于对所述初始网格进行优化，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，所述最优网格适用于雷诺平均-大涡模拟混合方法的计算要求。

在上述实施例的基础上，优选地，所述高速飞行器的来流参数包括：喷口的来流参数、喷口的来流马赫数、喷口的来流温度和喷口的来流攻角参数；所述高速飞行器的边界条件参数包括：所述高速飞行器的壁面温度、所述高速飞行器的壁面粗糙度和所述高速飞行器的进气道参数。

在上述实施例的基础上，优选地，所述高速飞行器的转捩起始点为:所述高速飞行器下表面的间歇因子相对于层流区增长10％的位置，或，所述高速飞行器表面的摩擦系数相对于层流区增长10％的位置；所述高速飞行器的转捩区长度为：转捩起始点至完全湍流区之间的距离。

本发明提出一种高速飞行器流动转捩特性的获取系统，根据高速飞行器的外形参数进行网格生成与分块，获取高速飞行器的飞行参数和边界条件参数，采用基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟高速飞行器表面边界层流动转捩，在采用雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟飞行器分离流动转捩，可以成功应用于亚音速至高超音速的飞行器流动转捩的模拟，数值精度较高，结果可靠。

本发明实施例公开一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括存储在非暂态计算机可读存储介质上的计算机程序，所述计算机程序包括程序指令，当所述程序指令被计算机执行时，计算机能够执行上述各方法实施例所提供的方法，例如包括：建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

本发明实施例提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行上述各方法实施例所提供的方法，例如包括：建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后，本发明的方法仅为较佳的实施方案，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。