[发明专利]用于快速计算飞行器高超声速粘性力的方法和装置

说明书

技术领域

本发明属于空气动力学技术领域，特别涉及一种用于快速计算飞行器高超声速粘性力的方法和装置。

背景技术

随着计算机运算速度的大幅提高和CFD（Computational Fluid Dynamics，计算流体动力学）方法的日趋完善，基于无粘Euler方程的CFD方法已经能够精确、迅速地完成无粘流场特性的计算。而基于粘性的完全Navier-Stokes方程CFD方法获得更高精度和粘性底层流动特性仍然需要付出很大的代价：繁杂的高质量网格生成、流场完全收敛的极大耗时等。因此在复杂飞行器外形初期选型设计中，流场特性的预测主要还是采用高效率并具有良好精度的无粘Euler方程CFD方法，而粘性力部分通常采用与无粘流场结果完全独立的工程经验修正方法计算，如等效平板层流Blassius近似方法和湍流Van Driest II方法等。这些方法计算效率高，工程应用于一定马赫数和雷诺数范围内具有较好的预测能力和准度，但是对于高超声速粘性流动的预测精度很差。国外在高超声速飞行设计中已经发展了参考温度法来进行粘性力的计算，但仍然以自由来流条件作为粘性层外的无粘流动参数，没有考虑复杂高超声速绕流对粘性层外缘流动参数的影响，因此准确性不高。

发明内容

为了解决现有技术的问题，本发明实施例提供了一种用于快速计算飞行器高超声速粘性力的方法和装置。所述技术方案如下：

一方面，提供了一种用于快速计算飞行器高超声速粘性力的方法，所述方法包括：

步骤S1，对无粘Euler方程采用计算流体动力学CFD方法获得所述飞行器高超声速的表面无粘流场物理参数，其中，所述表面无粘流场物理参数包括：表面的压力、表面的绝热温度和表面的速度；

步骤S2，获取所述飞行器高超声速的表面的所有表面单元的雷诺数；

步骤S3，根据所述表面无粘流场物理参数和所述表面的所有表面单元的雷诺数得到所述飞行器高超声速的粘性力。

在如上所述的方法中，优选，，所述步骤S2具体包括：

步骤S20，选取所述飞行器高超声速的表面单元，根据经过所述表面单元的表面流线得到所述表面单元与所述表面流线的出发点之间的流线长度；

步骤S21，根据所述表面单元的绝热温度、所述表面单元的速度和所述飞行器高超声速的表面温度得到粘性边界层内的参考温度；

步骤S22，根据所述粘性边界层内的参考温度得到所述粘性边界层内的粘性系数；

步骤S23，根据所述表面单元的压力和所述粘性边界层内的参考温度得到所述粘性边界层内的密度；

步骤S24，根据所述粘性边界层内的密度、粘性系数、所述表面单元的速度、所述流线长度得到所述表面单元的雷诺数；

循环执行步骤S21、步骤S22、步骤S23和步骤S24，得到所述飞行器高超声速的表面的所有表面单元的雷诺数。

在如上所述的方法中，优选，所述步骤S20中的经过所述表面单元的表面流线和所述表面流线的出发点均可由所述表面单元在空间直角坐标系中的坐标和所述表面单元的速度根据流线定义采用四阶显示龙格库塔方法求得。

在如上所述的方法中，优选，所述步骤S21具体包括：

根据得到粘性边界层内的参考温度；

所述步骤S22具体包括：

根据得到所述粘性边界层内的粘性系数；

所述步骤S23具体包括：

根据得到所述粘性边界层内的密度；

所述步骤S24具体包括：

根据得到所述表面单元的雷诺数；

其中，p_e、T_e和u_e分别为所述表面单元的压力、表面单元的绝热温度和表面单元的速度，T^*为所述参考温度，T_W为所述飞行器实际表面温度，Me为表面单元的流动马赫数，γ取值正数，为比热比，R取值正数，为气体常数；

μ^*为所述粘性系数，T₀＝288K，μ₀＝1.789×10^-5kg/(m·s)；

ρ^*为所述密度；

为所述表面单元的雷诺数，s为所述流线长度。

在如上所述的方法中，优选，所述步骤S3具体包括：

步骤S31，根据所述表面单元的雷诺数得到所述表面单元的粘性摩擦力系数；