[发明专利]一种改善高超声速气动热热流分布异常的计算方法和装置

说明书

本申请涉及一种改善高超声速气动热热流分布异常的计算方法、装置、计算机设备和存储介质。所述方法包括：初始化设置后对流场中的变量进行重构得到网格内部流场状态分布情况，利用黎曼解算器计算网格界面上的数值通量，其中，计算数值通量时，在不同的网格界面使用不同的数值格式计算。得到网格界面的数值通量之后，利用时间格式迭代得到下一步的流场信息，完成流场数据的更新。本发明基于网格方向进行混合计算，能够在稳定捕捉激波的基础上准确计算边界层，并且保证了头部附近热流分布的对称性。改善了高超声速气动热模拟中壁面热流分布异常的问题，避免了高超声速气动热数值模拟中的非物理解的出现。

技术领域

本申请涉及计算流体力学领域，特别是涉及一种改善高超声速气动热模拟中壁面热流分布异常的改善高超声速气动热热流分布异常的计算方法、装置、计算机设备和存储介质。

背景技术

高超声速气动热预测已经成为高超声速飞行器发展过程中的关键技术。目前气动热预测的方法主要有理论预测、工程试验、数值模拟三种，随着数值方法以及计算机技术的进步，计算流体力学取得了长足的发展，数值模拟越来越成为高超声速气动热预测的主要手段。

数值格式分为中心格式与迎风格式两种，近几十年来，迎风格式越来越受欢迎，迎风格式则认为流动处处“间断”，也就是把离散后的每一个网格界面视为间断问题进行求解。目前通用的迎风格式有FDS、FVS、AUSM等，不同的数值格式根据引入的耗散的大小可以分为低耗散格式与耗散性格式。低耗散格式(如HLLC格式、SLAU格式等)在计算过程中引入较少的数值耗散，对于计算边界层等黏性区域流动有着较好的优势，但是更容易引发激波不稳定问题。由激波不稳定导致的数值误差会传播到下游的边界层区域，进而使飞行器表面的气动热计算出现严重问题。耗散性格式(如HLL格式、Van Leer格式等)在计算过程中引入大量的数值耗散，能够稳定地解决激波不稳定问题，但是由于耗散较大，对边界层等黏性区域分辨率差，不能够准确识别并计算处边界层，因而不能正确计算飞行器表面热流分布。因此使用单一的数值格式对高超声速流场进行数值模拟面临着不能同时满足边界层计算与激波捕捉要求的问题，这是目前高超声速气动热数值模拟中的瓶颈问题。

目前，利用混合函数与区域分解混合的方法虽然能够在一定程度上实现激波捕捉稳定性与边界层计算准确性的统一，但是两种方法在实际应用中也存在比较大的局限性。两种方法在实际计算中都存在较难准确分辨激波等间断的问题，并且混合函数存在的自由参数问题进一步影响了这种方法在实际计算中的应用。此外虽然经过一定处理后的两种方法在一定程度上实现了流场的准确计算，但是在实际的热流计算中往往不能得到很好的应用。其中最突出的一个问题就是驻点附件热流分布不对称的问题：在驻点附近的热流呈现出较为严重的非物理分布的现象，热流分布不对称，甚至热流的最大值并不是在驻点处。这严重影响了混合格式在高超声速气动热数值模拟中的应用。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高高超声速气动热数值模拟方法适应性的改善高超声速气动热热流分布异常的计算方法、装置、计算机设备和存储介质。

一种改善高超声速气动热热流分布异常的计算方法，所述方法包括：

获取高超声速飞行器数值模拟的网格信息，得到网格边界的法向量，并进行流场信息的初始化，得到初始化流场信息；

根据所述网格信息和所述初始化流场信息进行流场信息重构，得到网格内部流场状态分布信息；所述网格内部流场状态分布信息包括网格内部的密度、压力、速度状态量；

通过计算所述网格边界速度梯度和所述网格边界法向量的点积，得到每个网格边界的点积结果，根据所述点积结果判断所述网格边界为第一网格边界或第二网格边界；所述第一网格边界平行于飞行器壁面，所述第二网格边界垂直于飞行器壁面；