[发明专利]超低轨飞行器气动力快速计算方法

权利要求书

1.一种超低轨飞行器气动力快速计算方法，其特征在于步骤如下:

1)根据飞行器的初始外形，建立超低轨飞行器的三维模型，并将表面网格离散为三角形单元；

2)使用投影法对表面单元进行筛选，分类为迎风单元及背风单元；所述的迎风单元指的是在来流矢量的方向上，没有被其他单元遮挡的三角单元；除了迎风单元之外的三角单元为所述的背风单元；

3)首先判断飞行器所处的区域流动特性，使用不同的工程算法进行气动力计算：

对于连续流区迎风单元的气动力采用修正牛顿法计算：

CP＝C_{P max}sin²δ

其中，γ为绝热气体指数，在量热完全气体的假设下γ为1.4，Ma为飞行器当前的飞行马赫数，C_p为求解压力系数，δ为来流与单元之间的夹角；

对于连续流区背风单元采用普朗特膨胀波理论进行计算：

C_P＝C_{P max}sin²δ

对于自由分子流区单元采用没有催化或化学反应的改进Maxwell碰撞模型进行计算：

其中，c_pi，c_τi分别为表面法向压力系数和切向压力系数，s为分子来流的速度比，Γ_i为有关的误差函数；

对于过渡流区，采用桥函数加权法进行计算，使用桥函数对连续流区与自由流区的结果进行加权，加权方式为：

C＝P_b(Kn_∞)·C_fm+(1-P_b(Kn_∞))·C_cont

其中，C代表加权后的压力系数，C_fm，C_ont分别代表在连续流区与过渡流区求解出的压力系数，P_b为桥函数，其含有一因变量Kn_∞，代表求解位置的来流努森数大小；

4)求得所有单元气动力大小之后，使用表面积分法对所有单元气动力分量进行积分，得到总气动力大小

其中，ρ，V分别表示自由来流的密度与速度，C_n，C_t分别为该单元的气动力法向系数与气动力切向系数，F为求得的气动力合力。