[发明专利]一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法

权利要求书

1.一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，其特征在于：包括如下步骤：

第一步、根据飞行器模型表面外形数学模型分别生成前机、后机计算网格，所述前机、后机计算网格均包含拓扑结构相同的过渡块网格；

第二步、在自由边界状态下求解前机流场数据：

(1)三维湍流流动采用雷诺平均NS方程为主控方程，其无量纲形式为：

式中，V为雅可比倒数；n_v为粘性开关参数，对于NS方程，n_v＝1；为守恒变量，为无粘对流通量，为粘性扩散通量；无量纲化时所引入的参数分别为密度ρ_∞，速度V_∞，压力P_∞和能量温度γ(γ-1)T_∞，长度L，时间L/V_∞，粘性系数μ_∞；采用隐式离散与时间推进算法进行计算求解；

(2)所需边界条件包括粘性物面无滑移条件和远场无扰动条件，其中：

所述粘性物面无滑移边界条件形式为：

所述远场无扰动边界条件为计算网格外边界所给定的边界条件，包括入口边界条件、出口边界条件，其形式如下：

入口边界条件

出口边界条件

式中，V_n和a由黎曼不变量确定，下标e表示计算网格边界处的流场参数值；

(3)湍流计算采用k-ω湍流模型，其无量纲化的形式为：

式中，各系数量值为：σ_k＝2.0,σ_ω＝1.4,C_k1＝1.0,C_k2＝0.09,C_ω1＝0.555,C_ω2＝0.83,C_μ＝0.09；

第三步、在前机流场数据计算收敛后导出前机过渡块网格尾涡流场数据；

第四步、将导出的前机过渡块网格尾涡流场数据读入后机的过渡块网格中；

第五步、以读入的过渡块网格数据为边界条件，计算后机流场数据：

采用RANS/LES混合计算模型计算尾涡发展以及与后机干扰效应，盒式滤波后的控制方程形式为：

式中，为拉伸率张量，表达式为ν为分子粘性系数，ρ为流体密度，τ_ij为亚格子应力，

所述亚格子应力的表达式为：

式中，v_P为涡粘系数，定义为：

其中为变形率张量的大小，Δ＝(Δx·Δy·Δz)^1/3为过滤尺度，C_S＝10为Smagorinsky系数。

2.根据权利要求1所述的一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，其特征在于：第三步所述的导出前机过渡块网格尾涡流场数据的步骤包括：1)按计算网格拓扑顺序导出流场数据文件；2)按相同顺序导出湍流模型计算数据；3)配置控制文件。