基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法与流程

本发明涉及空气动力学、数值计算和飞行器设计领域，具体涉及基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法。

背景技术：

1、本节中的陈述仅提供与本公开相关的背景信息，并且可能不构成现有技术。

2、随着计算机技术和高性能计算机的不断发展，利用高性能计算机的飞行器流场数值仿真技术，越来越受到人们的广泛重视。尤其是在高超声速领域，由于地面试验条件和测试手段很难实现某些复杂高超工况的有效模拟及准确测量，因此常常依赖飞行器流场的数值模拟分析。

3、飞行器流场的数值模拟，一般是通过迭代求解流动控制方程组实现，属于考虑初、边值的大型非线性数学物理方程组迭代求解问题。飞行器流场数值迭代求解的边界条件，一般由实际物理问题给出。例如，飞行器流场的来流条件，可由飞行器飞行高度、速度、姿态等给出；飞行器流场的物面条件，由飞行器表面状态给出。

4、飞行器流场迭代求解的初始条件（即飞行器的初始流场），其给定方法众多，最常见的有：均匀赋值法和近似工况流场复用。均匀赋值法，即初始流场各微元的流场参数均为给定的初始值，该给定值既可以是来流条件，也可以人为设定。均匀赋值法主要优点在于易于实现，缺点在于当流场参数梯度变化较大时，其均匀设定与物理实际差异较大。近似工况流场复用是指采用已有的近似工况（旧工况）的流场结果，作为新工况数值迭代模拟的初场。近似工况流场复用优点在于考虑了飞行器流场结构的相似律，可在一定程度上加速流场计算；缺点在于近似工况流场的获取相对困难，普适性相对较差。飞行器初始流场不同的给定方法，会在一定程度上影响数值迭代计算的稳定性和收敛性。

5、在高超声速领域，飞行器流场中常常存在强激波间断、激波与激波干扰、激波与边界层干扰、高温化学反应、热力学激发、表面催化/氧化/烧蚀/辐射等复杂流动结构或物理现象，流场参数变化梯度极大，给高超数值模拟稳定性和收敛性带来挑战。采用常规的均匀赋值法，很容易在激波或壁面等流场剧烈变化区域发散，数值迭代计算的稳定性和收敛性较差。而采用近似工况流场复用，由于高超流动结构复杂、物理模型众多，近似工况流场需要依赖其它近似工况的数值模拟，获取开销相对较大，流场复用相对困难，部分应用受到限制。

6、因此仍有必要构建更为普适、高效的飞行器初始流场生成方法。

技术实现思路

1、本发明的目的在于：针对现有技术中存在的问题，提供了基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，该方法在来流基础流场的基础上，构建飞行器头部激波流动区、表面边界层流动区、分离流动区和高温流动区，经钝化联接处理后形成一体化的初始流场，完成数值模拟；充分考虑了高超声速飞行器流场不同区域的流动特征、数值迭代收敛性原理，通用性强，稳定性好，能在一定程度上提升效率；从而解决了上述问题。

2、本发明的技术方案如下：

3、基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，包括：

4、步骤s1：建立来流基础流场；

5、步骤s2：在来流基础流场的基础上，构建多个流动区；

6、步骤s3：将多个流动区，经钝化联接处理后形成一体化的初始流场；

7、步骤s4：基于初始流场，完成数值模拟。

8、进一步地，所述步骤s1，包括：

9、选取高超飞行器的来流条件作为流场的参考量，以此参考量建立来流基础流场。

10、进一步地，所述步骤s2，包括：

11、步骤s21：构建飞行器头部激波流动区；

12、步骤s22：构建飞行器表面边界层流动区；

13、步骤s23：构建分离流动区；

14、步骤s24：构建高温流动区。

15、进一步地，所述步骤s21，包括：

16、基于来流基础流场，预估激波位置，基于高超正/斜激波关系，构建飞行器头部激波流场。

17、进一步地，所述步骤s22，包括：

18、预估边界层厚度，基于边界层理论，构建飞行器边界层流场。

19、进一步地，所述步骤s23，包括：

20、预估流动分离区域，依据分离区速度特征，重新设置该区域的气流速度分布。

21、进一步地，所述步骤s24，包括：

22、基于高温判据，结合各种高温气体模型，确定高温区域气体参数。

23、进一步地，所述步骤s3，包括：

24、钝化处理不同流动区的对接区域，减小流场变量空间变化的梯度，形成一体化的初始流场。

25、进一步地，所述步骤s4，包括：

26、基于初始流场，完成高超飞行器流场数值模拟，从而得到新工况飞行器的各项气动数据。

27、与现有的技术相比本发明的有益效果是：

28、本发明通过激波位置预估、高超正/斜激波关系构建近似的激波初始流场，缩短反复迭代的计算开销，可在一定程度上加快数值迭代收敛的速度；

29、本发明基于边界层的参数分布规律，设定边界层速度与温度分布，避免了气体速度在极小区域内的非物理“跳变”，增强了数值稳定性；

30、本发明基于分离流动特征设定低速区，避免了速度差异过大形成负压，提升了数值模拟稳定性；

31、本发明基于高温效应作用的温度区间，可自由设定不同种类高温效应的影响区域，使初场尽可能地接近真实的高超高温流动，提升了物理保真度；

32、本发明所提方法普适性好，适用的流体包括但不限于地球大气、火星气体、高温燃气或热解气体等；适用的气体模型包括但不限于完全气体模型、平衡气体模型、高温化学非平衡气体模型、热力学非平衡气体模型、热化学非平衡气体模型；适用的网格包括但不限于一维/二维/三维的结构网格、非结构网格、笛卡尔网格以及混合网格等；

33、尽管本发明是依据高超声速飞行器流场特征而构建，但在亚声速、跨声速、超声速飞行器的流场中，也存在来流基础流场、边界层、分离区等流动特征，其分布规律相似，因此本发明不仅适用于高超声速飞行器，而且适用于亚声速、跨声速、超声速等飞行器。

技术特征：

1.基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s1，包括：

3.根据权利要求1所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s2，包括：

4.根据权利要求3所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s21，包括：

5.根据权利要求3所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s22，包括：

6.根据权利要求3所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s23，包括：

7.根据权利要求3所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s24，包括：

8.根据权利要求3所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s3，包括：

9.根据权利要求1所述的基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，其特征在于，所述步骤s4，包括：

技术总结
本发明公开了基于流动特征的高超飞行器初始流场生成方法，涉及空气动力学、数值计算和飞行器设计领域，包括：在来流基础流场的基础上，构建飞行器头部激波流动区、表面边界层流动区、分离流动区和高温流动区，经钝化联接处理后形成一体化的初始流场，完成数值模拟；本发明，充分考虑了高超声速飞行器流场不同区域的流动特征、数值迭代收敛性原理，通用性强，稳定性好，能在一定程度上提升效率。

技术研发人员：丁明松,江涛,武文军,陈坚强,梅杰,李鹏,何琨,张凡,于新童,黄发霖
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/24