[发明专利]一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法

说明书

本发明涉及一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，通过设计喷流表面及空间干扰范围内外的不同网格划分标准，得到计算网格，其中干扰范围内外的法向网格间距相同，且随层数增加法向网格间距逐渐增大，干扰范围内的流向网格间距和周向网格间距的取值上限，均小于干扰范围外的取值上限，通过特殊要求的网格划分，使得预测精度高、计算量小，能够捕获喷流干扰流场流动精细流动特征；本发明基于脱体涡模拟方法预测喷流干扰流场，与采用大涡模拟LES、直接数值模拟DNS相比，计算量更小；与雷诺平均RANS模型相比，预测精度更高。

技术领域

本发明涉及一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，属于气动预测技术领域。

背景技术

喷流直接力控制技术可在高空补充气动舵面控制能力、快速改变飞行器的轨迹和姿态、并可用于实现飞行器的制动和分离等多种不同的控制目的。未来发展的新型高超声速飞行器为增强机动和突防能力、提高控制精度等，均面临对该项技术的迫切需求。

喷流与外流的干扰起的激波边界层干扰包含附面层分离、剪切流动、激波干扰、旋涡等复杂干扰流场结构，并且具有强烈的非定常效应。这一问题的复杂性给数值模拟带来了一定困难。

传统基于雷诺平均(RANS)模型的计算方法一方面缺乏一个通用的有效模型，对于不同流动适用性较差，另一方面模型本身过大的湍流涡粘性使得非定常分离流动预测精度较差。高精度大涡模拟(LES)、直接数值模拟(DNS)方法所需计算量过大，对数值方法精度要求极高，并不适用于工程中常见的高雷诺数壁湍流计算。

以脱体涡模拟方法为代表RANS/LES混合方法结合了RANS和LES两者各自的优势，在边界层采用RANS方程，在分离区采用大涡模拟(LES)，在底部流动等分离流动问题上，已被证实有很高的可信度。但在喷流干扰问题上，脱体涡模拟方法应用较少，且少数的应用并未给出适用的网格划分准则。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，具有预测精度高、能够捕获喷流干扰流场流动精细流动特征的特点。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法，包括：

建立飞行器模型；

采用数值模拟方法获得飞行器模型的喷流干扰流场初场，并从所述干扰流场初场中提取飞行器模型表面及空间流线；

根据所述飞行器模型表面及空间流线，获得飞行器模型喷流表面及空间干扰范围；

根据所述飞行器模型喷流表面及空间干扰范围进行所述干扰范围内、外的网格划分，得到计算网格，其中网格划分满足：

所述干扰范围内、外的法向网格间距Δy相同，且随层数增加法向网格间距Δy逐渐增大；

所述干扰范围内的流向网格间距Δx和周向网格间距Δz的取值上限，均小于所述干扰范围外的流向网格间距Δx和周向网格间距Δz的取值上限；

对所述计算网格进行求解，获得喷流干扰流场。

在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，所述飞行器模型为平板喷流模型或旋成体喷流模型；通过对三维可压缩Navier-Stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场初场。

在上述用于高速喷流干扰流场的脱体涡模拟方法中，通过对三维可压缩Navier-Stokes方程求解，获得飞行器模型的喷流干扰流场初场的方法包括：

(1)、三维可压缩Navier-Stokes方程为：