[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

摘要

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。

主权项

1.一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，其特征在于：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：(1)三维湍流流动采用雷诺平均NS方程为主控方程，其无量纲形式为：式中，V为雅可比倒数；n_v为粘性开关参数，对于NS方程，n_v＝1；为守恒变量，为无粘对流通量，为粘性扩散通量；无量纲化时所引入的参数分别为密度ρ_∞，速度V_∞，压力P_∞和能量温度γ(γ‑1)T_∞，长度L，时间L/V_∞，粘性系数μ_∞；采用隐式离散与时间推进算法进行计算求解；(2)所需边界条件包括粘性物面无滑移条件和远场无扰动条件，其中：所述粘性物面无滑移边界条件形式为：所述远场无扰动边界条件为计算网格外边界所给定的边界条件，包括入口边界条件、出口边界条件，其形式如下：入口边界条件出口边界条件式中，V_n和a由黎曼不变量确定，下标e表示计算网格边界处的流场参数值；(3)湍流计算采用k‑ω湍流模型，其无量纲化的形式为：式中，各系数量值为：σk＝2.0,σω＝1.4,Ck1＝1.0,Ck2＝0.09,Cω1＝0.555,Cω2＝0.83,Cμ＝0.09；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；第四步、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；第五步、以读入的过渡块网格数据为边界条件，计算后机流场数据：采用RANS/LES混合计算模型计算尾涡发展以及与后机干扰效应，盒式滤波后的控制方程形式为：式中，为拉伸率张量，表达式为ν为分子粘性系数，ρ为流体密度，τ_ij为亚格子应力，所述亚格子应力的表达式为：式中，vP为涡粘系数，定义为：其中为变形率张量的大小，Δ＝(Δx·Δy·Δz)^1/3为过滤尺度，C_S＝10为Smagorinsky系数。