CN104298805A - 高超声速飞行器cfd气动建模方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天领域的飞行器建模领域，为提出适用于高超声速飞行器的基于CFD的气动建模方法，为实验代价昂贵的气动建模提供可行的思路，推进高超声速飞行器的分析及设计进程，为新型高超声速飞行器模型的发展提供全面可靠的建模方法，节约开发成本，具有很好的应用前景与经济价值。为此，本发明采取的技术方案是，高超声速飞行器CFD气动建模方法，由三部分构成，即：进行数值建模与网格划分德前处理部分、进行计算求解的求解器部分、进行结果分析的后处理部分；前处理包括几何模型的建立和计算网格的划分两个小部分。本发明主要应用于航空航天飞行装备的设计制造。

Description

高超声速飞行器CFD气动建模方法

技术领域

本发明涉及航空航天领域的飞行器建模问题。主要涉及高超声速飞行器气动数据的计算。具体讲，涉及高超声速飞行器CFD气动建模方法。

技术背景

高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍声速的飞机、有翼或无翼飞行器。飞行器结构设计、材料特性、力学特性、高速空气流体对机体的影响都不同于弹体飞行器或传统的飞行器。描述高超声速飞行器的运动规律对控制器设计具有重要作用，因此需要在建模过程中全面考虑高超声速流体特性、发动机特性、结构弹性特性、气动/推进/结构耦合特性、执行机构特性等。

针对高超声速飞行器，通常的建模手段有飞行试验、风洞试验和计算机仿真。而前两种科研条件要求严格，并且经费数额巨大，因此计算机仿真研究在飞行器建模方面发挥了十分重要的作用。

计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics，简称CFD)是通过计算机数值计算和图像显示，对流场进行分析、计算、预测。CFD是把原来在时间域及空间域上连续的物理量的场，如速度场和压力场，用一系列有限个离散点上的变量值的集合来代替。CFD的数值模拟，能深刻揭示物理现象产生的机理，为实验提供指导，节省实验所需的人力、物力和时间，并对实验结果的整理和规律的得出起到很好的指导作用。目前，计算流体动力学(CFD)已经有了比较成熟的发展，并且在航空航天领域有了非常出色的应用。

CFD计算具有以下优点:

第一，成本低。在大多数实际应用中，计算机运算的成本要比相应的实验研究的成本低几个数量级。随着所研究的物理对象变得愈来愈大、以及愈来愈复杂，这个因素的重要性还会不断的增长。第二，速度快。计算机的模拟能以极其惊人的速度进行。设计者可以在很短的时间内研究多种不同的方案，并从中选出最佳的设计，而相应的实验研究将需要很长的时间。第三，资料完备。计算机求解可以得到详尽而又完备的资料，它能够提供在整个计算域内所有的有关变量。第四，具有模拟真实条件的能力。对于计算机模拟而言，不论是具有很大或很小尺寸的物体、处理很低或很高的温度、控制有毒或易燃的物体，都可以很容易地模拟真实的条件。第五，具有模拟理想条件的能力。在研究某种现象时，人们希望把注意力集中在几个基本参数上而设法消除所有无关的因素，在模拟计算中可以很容易的限定一些条件，达到理想化的条件。

通过对现有技术的检索，并未发现类似专利。特别是针对复杂的高超声速飞行器，缺乏合适的气动数据计算方法，无法得到真实可信的气动模型。

发明内容

为了克服现有技术的不足，提出适用于高超声速飞行器的基于CFD的气动建模方法，为实验代价昂贵的气动建模提供可行的思路，推进高超声速飞行器的分析及设计进程，为新型高超声速飞行器模型的发展提供全面可靠的建模方法，节约开发成本，具有很好的应用前景与经济价值。为此，本发明采取的技术方案是，高超声速飞行器CFD气动建模方法，由三部分构成，即：进行数值建模与网格划分德前处理部分、进行计算求解的求解器部分、进行结果分析的后处理部分；前处理包括几何模型的建立和计算网格的划分两个小部分：针对高超声速飞行器几何外形，采用GAMBIT软件对其按照点、线、面的顺序一步一步绘制，在定下坐标原点之后，依据飞行器尺寸将飞行器各顶点坐标确定，接下来将飞行器顶点用线连接起来，将同一个平面内的直线选中确定为相应平面，则完成几何模型建立工作；对于计算网格的划分，采取的策略是：首先将计算区域进行分块处理，获得若干个子模块，然后在这些模块上采用结构的四边形网格，最后整合成一个完整的计算域；在确定了网格拓扑结构之后，采用由下至上的策略来控制网格的疏密，即从线网格开始，再到面网格；划分网格之后，从正交性和网格单元的长宽比两个指标检查所画网格的质量；最后对各个表面设定边界条件，生成网格文件，即完成了前处理的所有工作。

求解器是采用FLUENT软件，具体为：首先将网格文件导入FLUENT软件中，对网格质量进行进一步检查，确保建模和计算域中的单位尺度一致并设置基本求解器；接下来进行模型的设置，包括开启能量方程、选择湍流模型以及选择组分反应模型；然后进行参数设置，包括流体物质、边界条件和参考值的设置；在将需要求解的方程和边界条件都设置完毕之后，进行求解器的选择，设置离散格式和欠松弛因子并设置监视器；最后完成计算初始化和迭代求解计算，得到高超声速飞行器在不用飞行条件下的压力、温度、速度云图和气动系数数据。

后处理是针对CFD实验获得的压力云图和实验数据曲线图来分析飞行器的气动特性；通过不同攻角和升降舵偏转角条件下的压力云图分析攻角和升降舵偏转角对流场的影响；最后根据具体的气动系数实验结果，分别从气动系统本身的特性赫和气动系统对发动机的耦合特性两方面进行分析。

与已有技术相比，本发明的技术特点与效果：

通过对两列TAE图像传感器输出图像进行自动修补，得到连续的、单像素宽的目标边界信息。

附图说明

附图1CFD工作流程图

附图2飞行器几何外形示意图

附图3分块的飞行器几何结构

附图4线网格划分示意图

附图5面网格划分示意图

附图6计算域面网格

附图7 Fluent设置流程图

附图8升力系数收敛图

附图9零攻角、零舵偏压力云图

附图10升力系数随攻角和马赫数的变化关系曲线

附图11阻力系数随攻角和油门开度的变化关系曲线

具体实施方式

本发明可以为气动数据的计算提供新途径，并为后续的模型应用和控制器设计提供依据，从而能够为高超声速飞行器的安全使用提供保证。

随着高超声速飞行技术的研究深入，多种建模方法得到了不同程度的发展，但是，由于飞行试验的代价极其昂贵，不可靠的数学模型给系统设计带来了潜在的使用风险，因此急需一个可靠的建模方法保证所建立的高超声速飞行器模型是准确有效的。本发明的主要目的就是提供一套完整的基于CFD的高超声速飞行器气动建模方法。首先给出高超声速飞行器纵向结构点、线、面的建模方法，然后介绍采用结构网格对模型进行网格划分的方法，在给出边界条件及求解器的设置方法后，给出详细的求解计算过程，包括高超声速飞行器升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数等的收敛曲线，高超声速飞行器表面及整个流场的温度、压力、速度云图，最后能够得到完整的高超声速飞行器纵向气动数据。本发明将为实验代价昂贵的气动建模提供可行的思路，推进高超声速飞行器的分析及设计进程，为新型高超声速飞行器模型的发展提供全面可靠的建模方法，节约开发成本，具有很好的应用前景与经济价值。

本发明以计算机仿真为主要研究手段，针对高超声速飞行器建模问题，提出基于计算流体动力学(CFD)的纵向气动数据建模方法，并通过CFD软件进行了实验验证，得到了高超声速飞行器纵向模型的气动数据。

本发明提出的基于CFD的高超声速飞行器气动建模方法由三部分构成，即：数值建模与网格划分(前处理)、计算求解(求解器)和结果分析(后处理)。

本发明提出的CFD前处理包括几何模型的建立和计算网格的划分两个小部分。针对高超声速飞行器几何外形，采用GAMBIT软件对其按照点、线、面的顺序一步一步绘制。在定下坐标原点之后，依据飞行器尺寸将飞行器各顶点坐标确定，接下来将飞行器顶点用线连接起来，将同一个平面内的直线选中确定为相应平面，则完成几何模型建立工作。对于计算网格的划分，采取的策略是：首先将计算区域进行分块处理，获得若干个子模块，然后在这些模块上采用结构的四边形网格，最后整合成一个完整的计算域。在确定了网格拓扑结构之后，采用由下至上的策略来控制网格的疏密，即从线网格开始，再到面网格。划分网格之后，从正交性和网格单元的长宽比两个指标检查所画网格的质量；最后对各个表面设定边界条件，生成网格文件，即完成了前处理的所有工作。

本发明采用CFD求解器是FLUENT软件。首先将网格文件导入FLUENT软件中，对网格质量进行进一步检查，确保建模和计算域中的单位尺度一致并设置基本求解器。接下来进行模型的设置，包括开启能量方程、选择湍流模型以及选择组分反应模型。然后进行参数设置，包括流体物质、边界条件和参考值的设置。在将需要求解的方程和边界条件都设置完毕之后，进行求解器的选择，设置离散格式和欠松弛因子并设置监视器。最后完成计算初始化和迭代求解计算，得到高超声速飞行器在不用飞行条件下的压力、温度、速度云图和气动系数数据。

本发明提出的CFD后处理是针对CFD实验获得的压力云图和实验数据曲线图来分析飞行器的气动特性。飞行器表面的流场特性主要与飞行器攻角、升降舵偏转角相关，攻角和升降舵偏转角的改变将直接影响流场变化，因此，本发明通过不同攻角和升降舵偏转角条件下的压力云图分析攻角和升降舵偏转角对流场的影响。最后根据具体的气动系数实验结果，分别从气动系统本身的特性赫和气动系统对发动机的耦合特性两方面进行分析。

借助于计算机虚拟仿真，对本发明所提方法进行了仿真实验，结果证明了所提基于CFD的高超声速飞行器气动建模方法可以用于高超声速飞行器的气动数据计算，可以给出定性的气动特性分析和定量的气动实验数据。

以美国加州州立大学给出的CSULA-GHV高超声速飞行器刚体纵向模型为例，应用本发明提出的基于CFD的高超声速飞行器气动建模方法，对其进行了气动建模并成功获得气动数据。首先，以该飞行器模型外形和尺寸为依据，建立高超声速飞行器纵向模型的几何模型；在将包含飞行器及外流场在内的整个区域分为11个计算域，分别采用结构网格进行网格划分；在检查网格质量并进行求解软件相关设置后，开始迭代计算过程，最终得到高超声速飞行器在不同条件下的压力、温度、速度云图和气动系数数据。

从得到的压力云图可以对比不同攻角或者不同升降舵偏转角下飞行器各表面所受压力变化情况，与经过激波膨胀波理论分析得到的理论上的结论是一致的。根据得到的气动数据，分别从气动系统本身的特性、气动系统对发动机的耦合特性两方面进行分析。首先分析了攻角、升降舵偏转角和马赫数对升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的影响，接下来分析了发动机对升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的影响，与公开文献中通过风洞实验所获得的纵向气动数据对比后发现，在气动系数的变化趋势上，与本发明所建立的模型基本吻合。

社会效益及经济效益：此项发明对高超声速飞行器的研究具有十分重要的推动意义。本发明提出了有效的高超声速飞行器气动建模方法，不仅为高超声速飞行器建模提供了新思路，也避免了进行风洞试验所消耗的巨大经费，能够获得可靠的高超声速飞行器气动数据，为后续模型分析及控制器设计提供了保障。高超声速飞行器作为未来潜在的载人和运输工具，促进其相关技术的发展加快研究进程，将具有较高的经济价值。

下面结合附图对本发明作进一步详述。

参见图1，利用CFD进行高超声速飞行器气动数据建模的整个工作流程包括三个部分，即CFD前处理、CFD求解器和CFD后处理。在CFD前处理阶段，针对不同飞行器外形及尺寸建立几何模型，并划分计算区域；在分块的计算区域中分别划分计算网格，生成后续计算所需的节点；最终生成网格文件。在CFD求解器阶段，根据实际飞行器运行高度等条件，建立流体模型和控制方程(包括开启能量方程)；确立计算的初始条件，并设置边界条件；通过设置求解器参数，将控制方程和边界条件离散化；给定控制参数，进行计算初始化，最后进行控制方程的求解计算。在CFD后处理阶段，主要是获得收敛的解，输出计算结果，并根据得到的云图和气动数据分析高超声速飞行器的气动特性。

参见图2，本发明以美国加州州立大学提出的CSULA-GHV高超声速飞行器模型为例，具体的构型及尺寸也是完全参考此机型的几何外形，飞行器的上表面设计为水平面，下表面分别由前体斜面、带有恒定面积的超燃冲压发动机平面和后体斜面组成。前体斜面起到了压缩道的作用，压缩来流使其进入发动机。后体斜面起到了扩张喷管的作用。使用GAMBIT软件进行二维几何建模，过程按照点、线、面的顺序依次完成。对于航空翼型的CFD仿真，计算边界要选取足够大，才能保证计算的准确性，一般选取翼展长度的20倍左右作为边界的半径，本发明所选取的半径为600米。

参见图3，本发明选择网格拓扑结构需要考虑三个方面的问题：①所采用的飞行器纵向几何结构相对来说比较复杂，细长的尖锐外形，有别于传统的翼型。②对于这种绕流问题，计算区域是多连域，即计算区域边界线内含有非计算区域，发动机和机体又是独立分开的，因此造成计算区域中有两个独立的非计算区域。基于以上原因，本发明采取的策略是，首先将计算区域进行分块处理，获得若干个子模块，然后在这些模块上采用结构的四边形网格，最后整合成一个完整的计算域。将复杂的外形分解成若干的部分，可以提高整体网格的质量，在飞行器壁面周围、发动机等重要部位进行加密处理提高计算精度，在计算域外围流场变化不大的地方尽量减少网格的数量。分别按照前体部分、发动机部分、后体部分将飞行器整合为一个类矩形的结构，将飞行器附近的计算区域划分为3块。再分别将这个类矩形的四个边与最外面的正方形计算域连接为计算域。

参见图4，在各边界上布置网格节点，考虑节点的增长比例、方向，长宽比。首先在飞行器的外围表面上需要布置密一些的点，跟飞行器外围表面直接相连的子模块网格划分的都会比较密。然后设定从飞行器近壁面到外围计算域的线网格按照一定的比例增长，控制从里至外划分的网格由密至疏。最后剩下的是外围计算域线网格，为了保持均匀，外围边界线网格的大小同延伸出来的线的末端相一致。由于采用结构四边形网格，要求子模块对边上的线网格区间个数要相等才能划分面网格。

参见图5，四边形结构网格划分方法所适用的模型形状，在划分的时候对顶点类型及网格节点数是有要求的，面上的边数要大于或等于4，并且顶点要求为4个节点类型，其他为边类型，对应边的网格节点数必须相等。为了在飞行器下表面的子模块划分结构四边形网格，在飞行器下表面的点中，将发动机下表面的点类型均设置成边类型，而四个角处的点设置为节点类型。修改好点的类型，应用面网格划分工具生成四边形结构网格。由于有了线网格的控制，面网格的生成不需要输入其他参数，直接靠线网格来控制面网格的疏密，这也是采用结构网格由下至上划分网格的优点。

参见图6，将每个小计算域的面网格划分完成后得到整个计算域的面网格，然后检查网格质量。判断网格的质量有两个标准：第一是正交性，第二是网格单元的长宽比。由于本发明所研究的几何构型是棱角比较分明的类矩形，采用结构网格最大程度的保证了网格的正交性，基本上90％的网格单元的偏斜率都在0.1以下。但这也造成了在计算域的边缘，网格的长宽比会非常大，最大的网格单元长宽比数量级达到了100，不过在后续FLUENT的计算中，这样的网格满足要求。网格的质量符合要求之后，在导出网格之前需要进行边界条件设置。在本发明中，针对高超声速飞行器的空气动力学进行模拟，设置如下的边界条件：最外面一层设置为压力远场，机身设置为壁面，发动机上壁面设置为质量流量入口。最后导出.mesh文件，准备导入FLUENT进行计算。

参见图7，在将.mesh文件导入FLUENT软件之后进入CFD求解器阶段，需要对FLUENT进行逐项设置。

首先对网格进行检查，FLUENT会统计出网格中的最大网格体积、最小网格体积等信息，确保不会出现负网格，否则需要重新进行网格的划分，；检查计算域的尺度范围和单位，GAMBIT中建模的单位是毫米，而FLUENT中的默认单位是米，需保证二者的单位一致；设置基本的求解器，本发明选择压力基求解器进行求解。

然后设置模型，在FLUENT中设置模型，意味着选择特定的控制方程进行求解，并对方程中的具体参数进行设置。对于模拟推进系统燃烧的时候，涉及到化学反应，所以需要开启能量方程。高超声速飞行器在真实飞行中气流必然会产生粘性效应，为了更加真实的反映流体的状态，本发明在模型设置中选择湍流模型和有限速率模型，将反应方式设置为氢气与空气混合反应。

接下来依次设置流体物质、边界条件和参考值。设置最外面边界为压力远场，设置流体物质为理想气体。通过设置压力远场边界的风速和风向，来模拟不同马赫数和不同攻角下飞行器的气动特性。对于空气的流动方向，分别在横向和纵向分量中设置攻角的余弦和正弦值。将飞行器的上表面、前体下表面、后体下表面和发动机表面均设置为默认的壁面；发动机燃料出口设置为质量入口，物质设置为氢气，通过不同的氢气流量来控制发动机的油门。设置用于计算升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的参考值，密度选择为压力远场边界处的密度值，速度选择为压力远场处的自由流的速度。

进行了以上设置之后，相当于根据本发明的高超声速飞行器建模问题，将FLUENT需要求解的方程和边界条件都设置完毕，接下来需要确定采用何种求解器以及采用何种工作模式来进行求解。本发明选择耦合式求解器，耦合式求解器是同时求解连续方程、动量方程、能量方程及组分输运方程的耦合方程组，然后再逐一地求解湍流等标量方程。

最后，进行监视器的设置。在求解过程中，通过设置监视器检查所关心的物理量的变化过程。本发明所关心的是作用在飞行器上的力和力矩，分别设置残差、阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数的迭代监视器。阻力设置与来流的方向一致，升力设置与来流的方向垂直向上，俯仰力矩的设置同阻力和升力设置类似，力矩参考中心设置为飞行器的重心。

参见图8，在计算求解之前，需要提供给FLUENT对流场的解的初始猜测值，给方程的迭代计算赋初值，通常对于初值较准确的估计会得到较好的收敛情况，压力远场边界处的值是比较稳定的，因此从压力远场的边界处开始初始化进行计算。在迭代数中输入2000，本发明仿真时迭代少则500次、多则1200次，所监测的值基本达到稳定，此时认为收敛，以升力系数迭代变化曲线收敛图为例。用REPORT功能将飞行器的力和力矩系数导出，用于进一步分析。

参见图9，此图为零攻角零舵偏时的压力云图。飞行器表面的流场特性主要与飞行器攻角、升降舵偏转角相关，攻角和舵偏的改变将直接影响流场变化。当攻角为零时，由于飞行器上表面的倾角设计为零，所以上表面没有产生激波，是自由流。在飞行器的前体下表面，可以清晰看到产生了一道激波。并通过颜色可以看出，经过激波，气流的压强增大。发动机的前缘将激波完全捕获，没有发生溢出现象。在发动机内部，气流所产生的压强达到了最大值。除了压力云图，还可以得到飞行器表面及整个流场的速度云图和温度云图，在此不一一赘述。

飞行器在不同的攻角、升降舵偏转角、马赫数的飞行条件下，机体表面所产生的流场情况不同，使得机体的受力和力矩发生改变。通过绘制不同升降舵偏转角的飞行器模型并在求解器设置中给定不同的攻角可以进行不同条件下的仿真，得到不同的压力云图、速度云图和温度云图，在此也不一一赘述。

通过压力云图可以定性的分析飞行器在不同飞行器条件下，由本身的构型所带来的独特的气动特性。为了使结论更加清楚，下面根据具体的气动系数实验结果，分别从气动系统本身的特性、气动系统对发动机的耦合特性两方面进行分析。由于数据和图过多，在此不一一列举，分别以升力系数随攻角和马赫数的变化关系曲线为例说明气动系统本身的特性，以阻力系数随攻角和油门开度的变化关系曲线为例说明气动系统对发动机的耦合特性。

参见图10，是升力系数随攻角和马赫数的变化关系曲线。从图中可以看出，升力系数相对于攻角是线性增加的关系。当攻角为负时，升力系数基本为负值。当攻角为正时，升力系数基本为正值。因为当攻角的正负发生变化时，机体垂直于气流方向的受力方向发生了变化。由于飞行器的构型，当机体与来流角度越大，机体所受到的与气流垂直方向的力越大，因此随着攻角绝对值的增大，或者说飞行器偏离设计飞行角度(零攻角附近)越大，升力系数的绝对值越大。

参见图11，是阻力系数随攻角和油门开度的变化关系曲线。从图中可以看出，当发动机油门加大时，阻力系数是逐渐减小的。这是由于尾喷造成飞行器后部气流的变化，使得气流在飞行器轴向产生与阻力方向相反的力，因此飞行器的阻力系数有所减小。另外，发动机油门的大小只改变气动系数的整体大小，而并不改变气动系数本身随着攻角以及升降舵偏角的变化关系，气动系统本身的特性与飞行器的几何构型是紧密相关的。

本发明旨在通过CFD建模得到气动数据，并得到力和力矩系数与状态量(如攻角、马赫数等)的变化关系，以图10和图11为例进行说明，其他变化关系曲线不再一一赘述。

Claims (3)

1.一种高超声速飞行器CFD气动建模方法，包括如下步骤：由三部分构成，即：进行数值建模与网格划分德前处理部分、进行计算求解的求解器部分、进行结果分析的后处理部分；前处理包括几何模型的建立和计算网格的划分两个小部分：针对高超声速飞行器几何外形，采用GAMBIT软件对其按照点、线、面的顺序一步一步绘制，在定下坐标原点之后，依据飞行器尺寸将飞行器各顶点坐标确定，接下来将飞行器顶点用线连接起来，将同一个平面内的直线选中确定为相应平面，则完成几何模型建立工作；对于计算网格的划分，采取的策略是：首先将计算区域进行分块处理，获得若干个子模块，然后在这些模块上采用结构的四边形网格，最后整合成一个完整的计算域；在确定了网格拓扑结构之后，采用由下至上的策略来控制网格的疏密，即从线网格开始，再到面网格；划分网格之后，从正交性和网格单元的长宽比两个指标检查所画网格的质量；最后对各个表面设定边界条件，生成网格文件，即完成了前处理的所有工作。

2.如权利要求1所述的高超声速飞行器CFD气动建模方法，其特征是，求解器是采用FLUENT软件，具体为：首先将网格文件导入FLUENT软件中，对网格质量进行进一步检查，确保建模和计算域中的单位尺度一致并设置基本求解器；接下来进行模型的设置，包括开启能量方程、选择湍流模型以及选择组分反应模型；然后进行参数设置，包括流体物质、边界条件和参考值的设置；在将需要求解的方程和边界条件都设置完毕之后，进行求解器的选择，设置离散格式和欠松弛因子并设置监视器；最后完成计算初始化和迭代求解计算，得到高超声速飞行器在不用飞行条件下的压力、温度、速度云图和气动系数数据。

3.如权利要求1所述的高超声速飞行器CFD气动建模方法，其特征是，后处理是针对CFD实验获得的压力云图和实验数据曲线图来分析飞行器的气动特性；通过不同攻角和升降舵偏转角条件下的压力云图分析攻角和升降舵偏转角对流场的影响；最后根据具体的气动系数实验结果，分别从气动系统本身的特性赫和气动系统对发动机的耦合特性两方面进行分析。