[发明专利]一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法

说明书

本发明公开了一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，涉及气动热工程技术领域，其技术方案要点是：基于飞行器几何外形特征和表面无粘流场，结合表面线性向量场的雅克比矩阵判别式和几何外形的离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，且提取的附着线区域在飞行器特征前缘连续分布。本发明能够快速、自动化地提取连续分布的特征前缘附着线流动区域，在飞行工况变化时能够捕捉到附着线区域位置的变化，并且对不同类型飞行器的附着线区域捕捉适用性好；且本发明用于气动热环境工程计算中，可便捷地确定附着线区域的飞行器特征前缘后掠圆柱热流计算公式，提高工程方法对特征前缘气动热环境计算的准确性。

技术领域

本发明涉及气动热工程技术领域，更具体地说，它涉及一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法。

背景技术

结合雷诺比拟和参考焓法的工程方法是气动热环境快速计算的重要手段。在气动加热过程中，高超声速飞行器驻点和前缘附着线区域的气动加热现象最为明显，附着线区域能否被快速、准确地提取，将直接影响气动热工程计算方法效率和可靠性。

附着线主要通过用户观察和特征检测两种方法获取。高超声速飞行器的特征前缘区域(如翼舵前缘、机翼边条、乘波体边缘、进气道溢流口等部位)在流场中存在激波、边界层干扰，流动现象非常复杂，采用“用户观察”的方法不能自动化、快速地获取附着线特征流动区域；此外，随着飞行工况(如攻角、侧滑角等)的改变，附着线区域的位置将会发生变化，因此，将飞行器特征前缘直接标定为附着线区域的方法也不可取。

在“特征检测”附着线提取方法中，“相平面法”和“平行向量法”被广泛使用。这种方法的基本思路是采用三角形网格离散飞行器表面，计算得到飞行器表面无粘流场后将每个三角形近似视为线性向量场，再根据三角形网格线性向量场雅可比矩阵的特征向量和判别式判断其是否为附着线网格。

上述的这种方法可以快速、自动化地探测附着线区域，便于集成在气动热预测程序中，但缺点是提取的附着线存在不连续的情况，导致工程方法计算出的飞行器前缘气动热环境不连续。因此，本发明旨在设计一种一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是提出一种能够快速、自动化地提取飞行器特征前缘附着线区域的方法，有效解决现有方法提取的附着线区域存在不连续的问题，提高工程方法计算气动热环境的准确性。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种飞行器表面前缘附着线区域提取方法，基于飞行器几何外形特征和表面无粘流场，结合表面线性向量场的雅克比矩阵判别式和几何外形的离散曲率共同判断飞行器前缘附着流动区域，且提取的附着线区域在飞行器特征前缘连续分布，具体包括以下步骤：

S1、将飞行器表面离散为非结构化三角形网格，使用三角形非结构网格定义飞行器的表面外模线，通过飞行器表面无粘流场参数获取表面线性向量场，并通过三角形面片计算飞行器表面的离散曲率；

S2、通过飞行器表面线性向量场构建雅克比矩阵，通过无粘CFD计算获得飞行器表面速度矢量场后，在表面三角形网格划分足够密集的前提下，将每个网格单元的速度矢量场近似视为线性速度矢量场；其中，在构建雅克比矩阵之前，将网格单元的节点坐标(X,Y,Z)从三维坐标系转化到二维平面直角坐标系(x,y)，再将节点速度矢量(U,V,W)投影到该二维平面直角坐标系平面(u,v)；对于非结构化三角形网格，基于局部表面法线来投影速度矢量，并根据投影后三角形网格内的速度矢量和坐标的关系，构建如下关系式：

式中，称为三角形网格单元线性向量场的雅克比矩阵；

S3、通过表面线性向量场雅克比矩阵的判别式初步判断可能的附着线区域对于投影后三角形网格的每个节点的坐标和速度，并将其代入公式中，求出每个三角形网格单元线性速度矢量场雅克比矩阵的判别式，对于判别式大于0的网格单元，则初步认定其为可能的附着线单元；