[发明专利]一种采用高超声速流场温度修正转捩模型的方法

说明书

本发明涉及一种采用高超声速流场温度修正转捩模型的方法，该修正方法包括：确定测试模型与流场输入条件，求解NS方程和待修正的γ‑Resubgt;θ/subgt;转捩模型，得到预测的流场参数；计算参考温度和边界层外缘温度的比值，得到温度修正因子；对待修正的γ‑Resubgt;θ/subgt;转捩模型中转捩临界动量厚度雷诺数进行修正，得到修正后的γ‑Resubgt;θ/subgt;转捩模型；求解NS方程和修正后的γ‑Resubgt;θ/subgt;转捩模型，得到修正后的流场参数；判断修正后的流场参数是否收敛；若收敛，则停止计算完成修正，否则返回进行迭代计算。本发明可解决原始γ‑Resubgt;θ/subgt;转捩模型在用于高超声速边界层转捩预测时，转捩区长度预测精度偏低的问题。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器设计技术领域，尤其涉及一种采用高超声速流场温度修正转捩模型的方法、飞行器转捩预测方法、计算机设备及计算机可读存储介质。

背景技术

转捩起始位置和转捩区长度预测的精准度，直接决定高超声速飞行器气动外形设计的先进性，以及发动机进气道启动的可靠性。当前，结合转捩模式理论的雷诺平均方法被广泛应用于实际高超声速飞行器工程设计应用中，其中比较典型的代表就是γ-Re_θ转捩模型，能够有效预测流场参数。但是，现有技术中的γ-Re_θ转捩模型是根据低速边界层转捩机理发展而来，用于高超声速边界层转捩预测分析中常常会出现转捩区长度相较于真实转捩过程偏长的问题，预测精度偏低。

发明内容

本发明的目的是针对上述至少一部分不足之处，提供一种针对高超声速流场的转捩模型修正技术，以解决现有技术中转捩区预测结果偏长的问题。

为了实现上述目的，本发明提供了一种采用高超声速流场温度修正转捩模型的方法，包括如下步骤：

S1、确定测试模型与流场输入条件，求解NS方程和待修正的γ-Re_θ转捩模型，得到预测的流场参数；

S2、根据输入条件和预测的流场参数，计算参考温度和边界层外缘温度的比值；

S3、基于参考温度和边界层外缘温度的比值，得到温度修正因子；

S4、基于温度修正因子，对待修正的γ-Re_θ转捩模型中转捩临界动量厚度雷诺数进行修正，得到修正后的γ-Re_θ转捩模型；

S5、求解NS方程和修正后的γ-Re_θ转捩模型，得到修正后的流场参数；

S6、将步骤S5得到的修正后的流场参数与步骤S1得到的预测的流场参数进行比较，判断NS方程和修正后的γ-Re_θ转捩模型是否计算收敛；若收敛，则停止计算完成修正，否则以修正后的流场参数作为预测的流场参数，返回步骤S2进行迭代计算。

可选地，所述步骤S2中，计算参考温度T*和边界层外缘温度T_e的比值，采用如下公式：

其中，T_w表示壁面温度，T_e表示边界层外缘温度，T_s代表来流总温，γ为比热比，M_e表示边界层外缘马赫数。

可选地，所述边界层外缘马赫数M_e的数值通过如下方式确定：

若所述测试模型结构单一且流场中无激波干扰，则根据流场输入条件获取来流马赫数M_∞，将来流马赫数M_∞的数值赋值给边界层外缘马赫数M_e；

否则，根据预测的流场参数，采取边界层搜寻操作，查找边界层外缘马赫数M_e的数值。