一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法与流程

1.本发明涉及一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，属于气动预测技术领域。

背景技术：

2.喷流直接力控制技术可在高空补充气动舵面控制能力、快速改变飞行器的轨迹和姿态、并可用于实现飞行器的制动和分离等多种不同的控制目的。未来发展的新型高超声速飞行器为增强机动和突防能力、提高控制精度等，均面临对该项技术的迫切需求。
3.喷流与外流的干扰起的激波边界层干扰包含附面层分离、剪切流动、激波干扰、旋涡等复杂干扰流场结构，并且具有强烈的非定常效应。这一问题的复杂性给数值模拟带来了一定困难。
4.传统基于雷诺平均(rans)模型的计算方法一方面缺乏一个通用的有效模型，对于不同流动适用性较差，另一方面模型本身过大的湍流涡粘性使得非定常分离流动预测精度较差。高精度大涡模拟(les)、直接数值模拟(dns)方法所需计算量过大，对数值方法精度要求极高，并不适用于工程中常见的高雷诺数壁湍流计算。
5.以脱体涡模拟方法为代表rans/les混合方法结合了rans和les两者各自的优势，在边界层采用rans方程，在分离区采用大涡模拟(les)，在底部流动等分离流动问题上，已被证实有很高的可信度。但在喷流干扰问题上，脱体涡模拟方法应用较少，且少数的应用并未给出适用的网格划分准则。

技术实现要素：

6.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，具有预测精度高、能够捕获喷流干扰流场流动精细流动特征的特点。
7.本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
8.一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，包括：
9.建立飞行器模型；
10.采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场初场，并从所述干扰流场初场中提取飞行器模型表面及空间流线；
11.根据所述飞行器模型表面及空间流线，获得飞行器模型喷流表面及空间干扰范围；
12.根据所述飞行器模型喷流表面及空间干扰范围进行所述干扰范围内、外的网格划分，得到计算网格，其中网格划分满足：
13.所述干扰范围内、外的法向网格间距δy相同，且随层数增加法向网格间距δy逐渐增大；
14.所述干扰范围内的流向网格间距δx和周向网格间距δz的取值上限，均小于所述
干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz的取值上限；
15.对所述计算网格进行求解，获得喷流干扰流场。
16.在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述飞行器模型为平板喷流模型或旋成体喷流模型；通过对三维可压缩navier-stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场初场。
17.在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，通过对三维可压缩navier-stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场初场的方法包括：
18.(1)、三维可压缩navier-stokes方程为：
[0019][0020]
其中，为守恒变量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的无粘通量矢量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的粘性通量矢量；t为时间，x为坐标系流向，y为坐标系法向，z为坐标系周向；
[0021]
其中坐标系的定义为：采用三维笛卡尔直角坐标系，x轴沿模型流向，y轴沿法向，z轴沿周向，坐标原点o选取为飞行器模型前缘中点；
[0022]
(2)、求解所述三维可压缩navier-stokes方程，得到守恒变量即获得飞行器模型的喷流干扰流场初场。
[0023]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，采用des网格划分准则进行所述干扰范围内、外的网格划分，其中干扰范围内、外的法向网格间距δy的划分满足：
[0024]
壁面第一层网格间距δy为：
[0025][0026]
其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，y
+
为无量纲量；
[0027]
从壁面第二层开始，法向网格间距δy随层数按照双曲函数增加，增长率不大于1.3，即：
[0028][0029]
其中，i表示层数。
[0030]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述增长率为1.1～1.3。
[0031]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述干扰范围内流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0032][0033][0034]
其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，x
+
、z
+
为无量纲量。
[0035]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述干扰范围内的流向网格
间距δx和周向网格间距δz满足：
[0036][0037][0038]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0039][0040][0041]
其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，x
+
、z
+
为无量纲量。
[0042]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0043][0044][0045]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述网格划分还包括：
[0046]
在飞行器模型几何外形突变处、流场强间断处对法向网格间距δy，流向网格间距δx，周向网格间距δz进行加密，保证几何外形突变处、流场强间断处网格间距小于1mm且不少于10个网格点。
[0047]
在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，采用基于s-a湍流模型的脱体涡模型des对所述计算网格进行求解，获得喷流干扰流场。
[0048]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0049]
(1)、本发明设计了喷流表面及空间干扰范围内外的不同网格划分标准，得到计算网格，其中干扰范围内外的法向网格间距相同，且随层数增加法向网格间距逐渐增大，干扰范围内的流向网格间距和周向网格间距的取值上限，均小于干扰范围外的取值上限，通过特殊要求的网格划分，实现了采用较少网格量实施喷流干扰流场脱体涡模拟计算的效果。
[0050]
(2)、本发明相较于其它现有脱体涡模拟方法，给出了脱体涡模拟方法在喷流干扰流场的网格划分准则要求，具有预测精度高、能够捕获喷流干扰流场流动精细流动特征的特点。
[0051]
(3)、本发明基于脱体涡模拟方法预测喷流干扰流场，与采用大涡模拟(les)、直接数值模拟(dns)相比，计算量更小。
[0052]
(4)、本发明基于脱体涡模拟方法预测喷流干扰流场，与雷诺平均(rans)模型相比，预测精度更高.
附图说明
[0053]
图1为本发明实施例提供的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法的流程图；
[0054]
图2为本发明实施例提供的喷流干扰范围表面干扰范围示意图；
[0055]
图3为本发明实施例提供的预测结果与试验结果对比的示意图。
具体实施方式
[0056]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0057]
如图1所示为本发明实施例提供的高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法的流程图。本发明方法具体包括如下步骤：
[0058]
步骤一、建立飞行器模型；
[0059]
例如可以采catia等三维实体建模建立模型。一可选实施例中，建立的飞行器模型为平板喷流模型或旋成体喷流模型；
[0060]
步骤二、采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场初场，并从所述干扰流场初场中提取飞行器模型表面及空间流线；例如采用雷诺平均数值模拟方法获得喷流干扰流场初场，并从流场中提取表面及空间流线。雷诺平均数值模拟方法具体为针对平板喷流、旋成体喷流等典型模型，通过对三维可压缩navier-stokes方程进行求解。
[0061]
三维可压缩navier-stokes方程为
[0062][0063]
其中，为守恒变量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的无粘通量矢量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的粘性通量矢量；t为时间，x为坐标系流向，y为坐标系法向，z为坐标系周向；
[0064]
其中坐标系的定义为：采用三维笛卡尔直角坐标系，x轴沿模型流向，y轴沿法向，z轴沿周向，坐标原点o选取为飞行器模型前缘中点。
[0065]
求解所述三维可压缩navier-stokes方程，得到守恒变量
[0066][0067]
其中：ρ表示密度，u、v、w分别表示流向速度、法向速度和周向速度，e表示单位质量流体能量。
[0068]
一可选实施例中，可以通过商用流体仿真软件求解，时间离散格式可以采用lu-sgs，空间离散格式可以采用roe格式，湍流模型可以选用s-a模型。
[0069]
通过求解上述方程，可以获得喷流干扰流场表面及空间流线，并为脱体涡模拟计算提供初场。
[0070]
步骤三、根据所述飞行器模型表面及空间流线，获得飞行器模型喷流表面及空间
干扰范围。如图2所示为本发明实施例提供的喷流干扰范围表面干扰范围示意图。
[0071]
步骤四、根据所述飞行器模型喷流表面及空间干扰范围进行所述干扰范围内外的网格划分，得到计算网格，其中网格划分满足：
[0072]
所述干扰范围内外的法向网格间距δy相同，且随层数增加法向网格间距δy逐渐增大；
[0073]
所述干扰范围内的流向网格间距δx和周向网格间距δz的取值上限，均小于所述干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz的取值上限。
[0074]
一可选实施例中，具体为：
[0075]
采用des网格划分准则进行所述干扰范围内外的网格划分，其中干扰范围内外的法向网格间距δy的划分满足：
[0076]
壁面第一层网格间距δy为：
[0077][0078]
其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，y
+
为无量纲量；
[0079]
从壁面第二层开始，法向网格间距δy随层数按照双曲函数增加，增长率不大于1.3，即：
[0080][0081]
其中，i表示层数。
[0082]
增长率优选为1.1～1.3。
[0083]
干扰范围内流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0084][0085][0086]
其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，x
+
、z
+
为无量纲量。
[0087]
进一步，优选干扰范围内的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0088][0089][0090]
干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0091][0092][0093]
其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，x
+
、z
+
为无量纲量。
[0094]
进一步，优选干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：
[0095][0096][0097]
网格划分还包括：
[0098]
在飞行器模型几何外形突变处、流场强间断处对法向网格间距δy，流向网格间距δx，周向网格间距δz进行加密，保证几何外形突变处、流场强间断处网格间距小于1mm且不少于10个网格点。
[0099]
步骤五、采用基于s-a湍流模型的脱体涡模型(des)针对计算网格进行求解，获得喷流干扰流场。即在划分网格的基础上，采用des模型利用三维可压缩navier-stokes方程进行数值求解，得到每个网格点的守恒变量获得喷流干扰流场。
[0100]
其中，s-a湍流模型为：
[0101][0102]
方程右边分别为生成项，扩散项和破坏项
[0103]
具体各变量计算方式如下所示。
[0104][0105][0106]ft2
＝c
t3 exp(-c
t4
χ2)
[0107][0108]
g＝r+c
w2
(r
2-r),
[0109]
模型中各常数取值为
[0110]cb1
＝0.1355,c
b2
＝0.622
[0111]
κ＝0.41
[0112][0113]ct3
＝1.2,c
t4
＝0.5,c
v1
＝7.1
[0114]
s-a模型中d代表流场中空间点到壁面的最近距离。
[0115]
基于s-a模型des需对s-a湍流模型中的d进行修改：
[0116]
[0117]
其中为des模型采用的湍流长度，c
des
为模型常数，取为0.65，δ取为当地网格单元中心到临近六个单元中心的最大距离。
[0118]
实施例1
[0119]
本实施例中针对一种旋成体喷流干扰流场进行预测，来流马赫数为4.957，来流总压为2390000pa，来流总温为368k，喷管出口马赫数为3，喷流总压为5100000pa，喷流总温为293k。计算结果与试验结果进行了对比，从而验证了本发明用于计算喷流干扰流场的有效性。如图3所示为本发明实施例提供的预测结果与试验结果对比的示意图。
[0120]
本发明基于脱体涡模拟方法预测喷流干扰流场，与采用大涡模拟(les)、直接数值模拟(dns)相比，计算量小；与雷诺平均(rans)模型相比，预测精度较高；本发明相较于其它现有脱体涡模拟方法，给出了脱体涡模拟方法在喷流干扰流场的网格划分准则。
[0121]
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0122]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：

1.一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,包括：建立飞行器模型；采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场初场，并从所述干扰流场初场中提取飞行器模型表面及空间流线；根据所述飞行器模型表面及空间流线，获得飞行器模型喷流表面及空间干扰范围；根据所述飞行器模型喷流表面及空间干扰范围进行所述干扰范围内、外的网格划分，得到计算网格，其中网格划分满足：所述干扰范围内、外的法向网格间距δy相同，且随层数增加法向网格间距δy逐渐增大；所述干扰范围内的流向网格间距δx和周向网格间距δz的取值上限，均小于所述干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz的取值上限；对所述计算网格进行求解，获得喷流干扰流场。2.根据权利要求1所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,所述飞行器模型为平板喷流模型或旋成体喷流模型；通过对三维可压缩navier-stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场初场。3.根据权利要求2所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,通过对三维可压缩navier-stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场初场的方法包括：(1)、三维可压缩navier-stokes方程为：其中，为守恒变量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的无粘通量矢量，分别为坐标系x，y，z三个方向上的粘性通量矢量；t为时间，x为坐标系流向，y为坐标系法向，z为坐标系周向；其中坐标系的定义为：采用三维笛卡尔直角坐标系，x轴沿模型流向，y轴沿法向，z轴沿周向，坐标原点o选取为飞行器模型前缘中点；(2)、求解所述三维可压缩navier-stokes方程，得到守恒变量即获得飞行器模型的喷流干扰流场初场。4.根据权利要求1所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,采用des网格划分准则进行所述干扰范围内、外的网格划分，其中干扰范围内、外的法向网格间距δy的划分满足：壁面第一层网格间距δy为：其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，y
+
为无量纲量；从壁面第二层开始，法向网格间距δy随层数按照双曲函数增加，增长率不大于1.3，即：
其中，i表示层数。5.根据权利要求4所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,所述增长率为1.1～1.3。6.根据权利要求1所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,所述干扰范围内流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：干扰范围内流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，x
+
、z
+
为无量纲量。7.根据权利要求6所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,所述干扰范围内的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：干扰范围内的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：8.根据权利要求1所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,所述干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：其中：ρ为壁面密度，u
τ
为壁面摩擦速度，μ气流粘性系数，x
+
、z
+
为无量纲量。9.根据权利要求8所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,所述干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：干扰范围外的流向网格间距δx和周向网格间距δz满足：10.根据权利要求1所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于，所述网格划分还包括：在飞行器模型几何外形突变处、流场强间断处对法向网格间距δy，流向网格间距δx，周向网格间距δz进行加密，保证几何外形突变处、流场强间断处网格间距小于1mm且不少于10个网格点。11.根据权利要求1所述的用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，其特征在于,采
用基于s-a湍流模型的脱体涡模型des对所述计算网格进行求解，获得喷流干扰流场。

技术总结

本发明涉及一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，通过设计喷流表面及空间干扰范围内外的不同网格划分标准，得到计算网格，其中干扰范围内外的法向网格间距相同，且随层数增加法向网格间距逐渐增大，干扰范围内的流向网格间距和周向网格间距的取值上限，均小于干扰范围外的取值上限，通过特殊要求的网格划分，使得预测精度高、计算量小，能够捕获喷流干扰流场流动精细流动特征；本发明基于脱体涡模拟方法预测喷流干扰流场，与采用大涡模拟LES、直接数值模拟DNS相比，计算量更小；与雷诺平均RANS模型相比，预测精度更高。预测精度更高。预测精度更高。