[发明专利]基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天动力学领域，尤其是一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法。

背景技术

目前的数值研究主要集中在发动机喷口出口附近的流场，对尾喷导致的尾迹流的扩散特性研究的很少。国内有人数值研究了发动机喷管内外超声速流场，将喷管内外流场结合起来计算，但计算的区域较小；有人研究了火箭尾喷焰流场的形成过程，给出了流场的结构模型并做了分析计算，为红外辐射探测提供设计参考；有人研究了湍流脉动对尾喷流场的影响及对红外信号分析的影响；有人对发动机喷流红场进行了数值计算，分析了温度场红外辐射特性。总结来看，目前还没有出现对飞机尾喷流进行数值分析的研究成果公布，无法为为飞机发动机的优化设计及飞行安全提供分析结果辅助，无法解决尾喷流的远距离、大范围扩散特性无法掌握的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种通过对飞机尾喷口进行流体力学分析和数值模拟计算，分析得到飞机尾喷中主要的水汽、各气体成分、尾流速度和温度在大气中的扩散强度分布及扩散区域的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法。

为实现上述目的，本发明采用了以下技术方案：一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，该方法包括下列顺序的步骤：

（1）建立尾喷流多组份气流的流体力学方程，对尾喷流扩散区域进行网格划分和边界条件设定；

（2）根据计算面积大小，对上述方程采用Farve密度加权平均，在求出流场的压力和温度等分布后，计算出流体的密度，然后进入下一轮循环迭代；

（3）对发动机尾喷流参数输入进行三维区域模拟计算，建立多种飞机的工况算例，得到不同尾喷型号的飞机在多种大气参数、多种海拔高度下的尾喷流扩散模拟结果。

由上述技术方案可知，本发明采用计算流体力学，通过对飞机尾喷口进行流体力学分析和数值模拟计算，可以得到飞机尾喷流的水汽、各气体成分、尾流速度和温度在大气中的扩散强度分布及扩散区域，弥补了飞机尾喷流在远距离、大面积扩散数值分析方面的空白，为飞机尾喷口的优化设计及飞机飞行中前后机安全距离分析等提供数值分析依据，以保障航空航天类发动机的飞行安全，因此本发明具有很重要的工程意义。

附图说明

图1为飞机尾喷流示意图；

图2为计算区域进口截面网格图；

图3为剖面机身附近网格加密图；

图4为不同大气湍流时过机身轴线剖面速度大小分布图；

图5为湍流尺度为0.2m的尾喷流温度分布图；

图6为湍流尺度为1m时CO2浓度的剖面分布图；

图7为不同大气湍流时CO2浓度的截面分布图(x=2000m)。

具体实施方式

一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，该方法包括下列顺序的步骤：（1）建立尾喷流多组份气流的流体力学方程，对尾喷流扩散区域进行网格划分和边界条件设定；（2）根据计算面积大小，对上述方程采用Farve密度加权平均，在求出流场的压力和温度等分布后，计算出流体的密度，然后进入下一轮循环迭代；（3）对发动机尾喷流参数输入进行三维区域模拟计算，建立多种飞机的工况算例，得到不同尾喷型号的飞机在多种大气参数、多种海拔高度下的尾喷流扩散模拟结果。

飞机尾喷流在初始部分存在一个核心区，在此区域中气体仍保持在尾喷管喷口时所具有的特征，也称燃气锥。在燃气锥的周围存在一个层流和紊流的混合层，它逐渐蔓延入燃气锥，接着在展开的区域中气流完全成为紊流，尾喷流扩散后变得更宽，随着与尾喷管距离的拉长，喷流完全耗散在大气中，飞机尾喷流示意图如图1所示。

所述的建立尾喷流多组份气流的流体力学方程包括建立尾喷流的连续方程、动量方程、成分质量分数的方程和能量方程。

所述的连续方程为式（1）