[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

说明书

本发明公开了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，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；在自由边界状态下求解前机流场数据；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；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；以读入的过渡块网格数据为边界条件计算后机流场数据。本发明方法采用数量较少的计算网格进行数值模拟，同时前机模型扰流场结果可用于后机处于不同展向/流向位置，以及不同飞行姿态计算，避免了常规计算中前机模型的多次计算。

技术领域

本发明涉及计算流体力学领域，尤其涉及一种在多块网格中基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法。

背景技术

飞行编队是自然界中普遍存在的一种飞行方式。国外研究表明，鸟类采用编队飞行的方式能够节省11％-14％的能量，同时能够比单独时飞行更远的距离。与鸟类飞行情况类似，飞机飞行过程中在翼尖处也会出现一对反向旋转的尾涡，对后方一定区域内的气流形成上洗，合理利用这一上洗效应，可有效降低后方飞行器诱导阻力，从而达到较高的飞行效率。因此飞行编队在大飞机减阻、提高载重与续航能力等方面均具有广阔的应用前景。

对飞机尾涡的形成、发展、消散机理需要进行详细的研究，进而对编队参数进行合理的优化设计，是避免尾涡危害的同时、安全利用前机的尾涡的前提条件。借助CFD技术，可以定量衡量尾涡对后方飞行器气动特性的影响，定性分析尾涡的运动、延迟、多涡系相互诱导的不稳定性等复杂现象。与试验测试相比，CFD结果可以生动直观的查看尾涡发展与干扰的状态，分析流动现象，检验理论预测结果。以美国为首的西方国家对飞行器尾涡及编队飞行性能的预测都是以CFD准确模拟为先决条件的。

但多飞行器编队飞行计算网格量大，为保证粘性效应的准确计算，飞行器表面需要生成致密的附面层网格；尾涡发展及其与后方飞行器相互作用同样要求网格十分致密，以常规构型运输机为例，为保证计算精度，前后两飞行器编队需要的网格量在千万量级以上，若需要深入分析尾涡对后方飞行器稳定性影响，计算网格量更大。因此，在满足计算精度的同时，如何降低对计算资源的需求和提高计算效率是编队飞行数值模拟的关键。

ONERA/DLR开展的飞机尾涡研究结果表明，飞机尾涡产生、发展及消散的过程可划分为四个显著阶段，分别为近场尾涡区、近场尾涡延伸区、中场尾涡区和远场耗散区。其中，近场尾涡区一般在10倍机翼展长范围内，该区域层流现象明显，尾流存在时间长、旋转速度稳定，对尾随其后的飞机影响最大，飞行编队尾涡影响研究主要在该范围内进行。同时，在该距离下，后机对前机的影响变得可以忽略，利用这一解耦特性，可以将编队飞行问题划分为三个子问题：

1)在自由流中模拟前飞行器；

2)计算前飞行器的尾迹与涡传播特性；

3)在来流边界条件下模拟后飞行器在已知尾迹和涡下的流场。

根据这一思路，采用分区域计算方法，可以减小计算网格量；同时，针对不同的计算对象设置不同的边界条件和湍流模型，进而发展一种创新的基于尾涡传递的编队飞行计算方法，为最优飞行编队参数设置计算提供技术支持。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了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，为飞行器编队参数优化设计提供基础支持。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：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，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；

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；