[发明专利]基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速预示方法和系统

说明书

一种基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速预示方法，包括步骤如下：S1：截取飞行器头部网格，采用数值模拟方法获取飞行器头部的NS方程层流流场；S2：提取飞行器头部网格出口截面的流场信息，包括飞行器头部网格出口截面的点坐标及相应的流场速度在直角坐标系下的三个速度分量，出口截面的温度、压力；S3：将飞行器头部出口截面流场作为PNS接续计算的入口条件，进行PNS空间推进计算；S4：采用基于线性稳定性理论的esupgt;N/supgt;方法，对飞行器头部下游的PNS层流流场进行转捩预示。本发明能够对飞行器在不同弹道状态下的转捩特性进行快速准确地预示，在满足预示精度的前提下，提升飞行器的转捩预示效率，支撑弹道、气动力与热防护设计。

技术领域

本发明涉及一种高速边界层转捩快速预示方法和系统。

背景技术

飞行器随着飞行高度降低，来流雷诺数增大，飞行器表面必然经历边界层转捩。高速边界层由层流转变为湍流后，飞行器表面的摩擦阻力和热流急剧增加，这将对飞行器的气动力/热产生重要影响，进而影响着飞行器的飞行效率和飞行安全。准确快速预示边界层转捩，关系到飞行成败、影响飞行器设计全局的关键问题。基于线性稳定性理论的e^N方法对计算流场品质具有较高的要求，流场品质决定了转捩预示精度。然而，基于无粘假设的Euler方程数值方法难以满足流场的计算精度需求，求解完全Navier-Stokes(NS)方程数值方法则效率较低，制约了e^N转捩预示方法在工程中的应用。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：提出一种基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速高效的预示方法和系统，能够对飞行器在不同弹道状态下的转捩特性进行快速准确地预示，在满足预示精度的前提下，提升飞行器的转捩预示效率，支撑弹道、气动力与热防护设计。

本发明所采用的技术方案是：一种基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速预示方法，包括步骤如下：

S1：截取飞行器头部网格，采用数值模拟方法获取飞行器头部的NS方程层流流场；

S2：提取飞行器头部网格出口截面的流场信息，包括飞行器头部网格出口截面的点坐标及相应的流场速度在直角坐标系下的三个速度分量，出口截面的温度、压力；

S3：将飞行器头部出口截面流场作为PNS接续计算的入口条件，进行PNS空间推进计算；

S4：采用基于线性稳定性理论的e^N方法，对飞行器头部下游的PNS层流流场进行转捩预示。

S1中，在对飞行器头部进行截取时，截取距离沿流向方向需要保证头部出口速度达到超声速。

S2中，飞行器头部网格出口截面的流场信息的提取方法可采用如下两种方法中的任一种：

第一种方法为：编写程序读取飞行器头部的网格与流场信息，输出流向最大网格点处的空间流场。

第二种方法为：将飞行器头部NS层流流场结果导入Tecplot软件中，计算飞行器头部的相关物理量，相关物理量包括飞行器头部网格出口截面的点坐标及相应的流场速度在直角坐标系下的三个速度分量，出口截面的温度、压力；然后提取出口截面流场，最后输出出口截面流场信息。

一种基于PNS计算流场的高速边界层转捩快速预示系统，包括：

第一模块，截取飞行器头部网格，采用数值模拟方法获取飞行器头部的NS方程层流流场；

第二模块，提取飞行器头部网格出口截面的流场信息，包括飞行器头部网格出口截面的点坐标及相应的流场速度在直角坐标系下的三个速度分量，出口截面的温度、压力；

第三模块，将飞行器头部出口截面流场作为PNS接续计算的入口条件，进行PNS空间推进计算；