[发明专利]一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法

权利要求书

1.一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：针对数值模拟计算所需的机翼构型，通过风洞试验得到机翼构型表面的离散吸气分布数据，利用离散吸气分布数据解算得到用于数值模拟的连续吸气分布边界条件；

步骤2：基于步骤1中的机翼构型，在输入本步骤的转捩位置的基础上进行流场数值模拟，得到在当前转捩位置下的边界层信息；其中初始转捩位置采用预先设定值；

步骤3：基于步骤2得到的边界层信息以及步骤1得到的连续吸气分布边界条件，利用线性稳定性理论计算转捩放大因子N值，并基于e^N转捩预测方法，计算转捩位置；

其中所述e^N转捩预测方法中，在RANS求解器与e^N转捩预测模块耦合过程中引入间歇因子光顺方法；

在进行转捩位置计算包括边界层剖面信息计算、稳定性分析以及从流动不稳定起始点x₀到转捩点x_t的增长率的积分N_factor；边界层信息由基于锥形流假设的边界层理论得到；稳定性理论将小的正弦扰动引入到Navier-Stokes方程中；扰动量表示为：

其中，x,y,z代表笛卡尔坐标系下的三个正交方向，x为流向，y在物面法向，z为展向，ω为扰动频率，α和β分别表x和y方向的扰动波数，在平行流假设下，振幅仅与壁面法向坐标z相关；

基于线性假设，可忽略二阶以上扰动项，同时基于平行流假设，得到三维可压缩线性稳定性方程：

其中代表和矩阵A，B，C由时均量和扰动波数α、β决定；采用Rayleigh商法求解稳定性方程，获得复数特征值ω＝ω_r+iω_i；其中，ω_i＜0表示扰动衰减，ω_i＞0表示扰动放大，ω_i＝0表示扰动幅值随时间不发生改变，形成中性曲线；基于Gaster变换，时间模式下的扰动放大率ω_i转换为空间模式下的扰动放大率α_i，进一步，对进行α_i积分以获得放大因子N：

其中，x₀为扰动开始的位置，x_t为层流-湍流转捩点；当某一位置的N值达到转捩阈值时，认为发生转捩；在进行转捩位置计算时，通过改变层流边界层的条件来模拟吸气；

步骤4：对比步骤3计算得到的转捩位置与步骤2中输入的转捩位置之差，如果差值未达到收敛条件，则将步骤3计算得到的转捩位置输入步骤2，并返回步骤2，直至转捩位置差值达到收敛条件，从而得到预测的转捩位置。

2.根据权利要求1所述一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，其特征在于：所述机翼构型采用混合层流控制。

3.根据权利要求1所述一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，其特征在于：初始转捩位置选择为25％弦长位置。

4.根据权利要求1所述一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，其特征在于：步骤2中通过流场数值模拟得到的边界层信息为压力分布。

5.根据权利要求1所述一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，其特征在于：步骤1中，所述连续吸气分布边界条件为：

y→∞，

y＝0，

其中y在物面法向上距机翼壁面的距离，分别为x,y,z三个方向的速度，v_s为机翼表面的面吸气速度。

6.根据权利要求5所述一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，其特征在于：机翼表面的面吸气速度v_s根据公式

v_s＝v_hσ

确定，其中v_h是风洞试验中机翼表面吸气孔的孔吸气速度形成的矩阵，为孔隙率，d为吸气孔直径，S₁为相邻的四个孔形成的表面积。