[发明专利]一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统

说明书

本发明提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统，包括：建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符‑王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均‑大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。本发明可以成功应用于亚音速至高超音速的飞行器流动转捩的模拟，数值精度较高，结果可靠。

技术领域

本发明涉及高速高速飞行器技术领域，更具体地，涉及一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统。

背景技术

层流向湍流的转捩过程对于高速飞行器的设计具有重要影响。由于转捩区内的壁面摩擦与热传导系数会急剧增大，甚至高于完全湍流区中的值，延迟高速飞行器表面边界层流动转捩可使燃料消耗大大降低，也使热防护材料的选择更加灵活。

而在高速飞行器发动机的设计上却要促使转捩发生，若发动机进气道入口流动处于层流状态，则极易产生分离泡而影响气体捕获，严重时甚至会导致发动机无法启动，空气在燃烧室停留的时间仅为毫秒量级，湍流状态下的燃烧效率将相对层流时大大提高。

近年来，直接数值模拟(DNS)、大涡模拟(LES)以及扰动方程抛物化法(PSE)，在高速边界层转捩的数值模拟中扮演者愈发重要的角色。尽管如此，从工程实际出发，基于雷诺平均(RANS)的转捩-湍流模式方法任然最有效。

该刚发是以湍流模式理论为基础发展起来的，其中加入了经过模化的转捩过程信息。转捩模式计算周期短，近年来已成为研究热点。特别地，它可以很好地描述转捩后期的强非线性过程。目前提出的符-王转捩模式已成功应用于亚声速至高超声速边界层转捩模式。

传统的RANS方法能够较为准确地预测无分离的高速飞行器表面边界层流动。然而，真实高速飞行器的舵面缝隙、防热瓦缝隙以及发动机进气道和燃烧室等部位会出现具有明显非定常特性的分离流动，RANS模拟不能保证足够的精度。分离流动转捩预测的误差也会影响边界层流动转捩的预测精度。

受到计算机发展水平的限制，具有较高精度的LES方法无法应用于高速高速飞行器复杂流动的模拟。事实上，RANS更适合用于近壁区域的模拟，因为此时只需要对壁面垂直方向的网络进行加密而在壁面平行方向保持很粗的网络，从而可以大大减少总的网络数量。为了将RANS和LES的优点结合起来，雷诺平均-大涡模拟(RANS-LES)混合方法被提出并已成功用于各种复杂低速流动。

尽管如此，目前混合方法局限于完全湍流计算，无法应用于高速流动转捩过程的模拟。

发明内容

本发明提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法及系统。

根据本发明的一个方面，提供一种高速飞行器流动转捩特性的获取方法，包括：

建立所述高速飞行器的全尺寸模型，根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格；

获取所述高速飞行器的来流参数和所述高速飞行器的边界条件参数；

根据所述最优网格、所述来流参数和所述边界条件参数，通过基于雷诺平均的符-王转捩模式模拟所述高速飞行器的表面边界层流动转捩，并通过雷诺平均-大涡模拟混合方法模拟所述高速飞行器的分离流动转捩，获取所述高速飞行器的转捩起始点和所述高速飞行器的转捩区长度。

优选地，所述根据所述全尺寸模型的外形参数，获取所述全尺寸模型对应的最优网格，具体包括：

根据所述全尺寸模型的外形参数，获取初始网格；