CN104615812A - 一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法 - Google Patents

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一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法：首先根据来流条件和高超声速返回舱大底半径计算驻点热流和参考热流，并确定返回舱物面法向第一层网格高度；其次在返回舱几何母线上布置网格点；采用双曲方法生成内层网格；最后利用前距、后距和网格高度生成外层网格的外边界，并采用椭圆方法生成外层网格，本发明给出了具体的网格生成流程和网格生成过程中关键参数的取值范围，实现了返回舱外形气动热预测高质量网格的定量化生成技术，可最大程度降低人为因素的影响，充分保证返回舱外形气动热预测的数值模拟精度。

Description

一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法
技术领域
本发明涉及一种气动热数值计算网格生成方法，特别是一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，属于高超声速气动热数值模拟技术领域。
背景技术
随着载人航天、探月工程及深空探测的进一步发展，返回舱的防热设计逐渐成为核心关键技术。由于返回舱存在高钝度大底及小曲率拐角，传统的基于边界层理论的工程快速预测方法难以准确给出气动热环境结果，数值模拟技术是解决这一问题的重要手段。而由于高超声速及高钝度特征，数值模拟技术在解决此类问题中也存在较大不确定性，其中计算网格是核心制约因素。如何在已有数值模拟技术框架下，构建适当的计算网格以满足热环境计算精度要求是解决返回舱防热设计的关键技术。
目前的数值模拟技术一般将三维问题分解为一维问题进行求解，这种近似解法对计算网格有着较高的要求，尤其对于高超声速流动和钝体流动情况更为严重，而目前尚无标准的网格生成方法解决此类问题。
发明内容
本发明解决的问题是：基于成熟的数值模拟技术框架，克服现有技术的不足，提出了一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，给出了具体的网格生成流程和网格生成过程中关键参数的取值范围，实现了返回舱外形气动热预测高质量网格的定量化生成技术，优点是可最大程度降低人为因素的影响，充分保证返回舱外形气动热预测的数值模拟精度。
本发明的技术解决方案是：一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，所述高超声速返回舱包括大底、拐角、舱体和底部，返回舱为轴对称结构，且关于任意过对称轴的平面对称，任意过对称轴的平面与返回舱外轮廓交线的一半为几何母线，几何母线包括大底曲线、拐角曲线、倒锥曲线和底部曲线，拐角曲线与大底曲线相切于前切点，与倒锥曲线相切于后切点，步骤如下：
(1)根据来流条件和高超声速返回舱大底半径计算驻点热流，所述来流条件包括高超声速返回舱的飞行高度和飞行速度，所述高超声速返回舱大底半径为大底球冠形结构所对应球形结构的半径；
(2)利用步骤(1)中计算得到的驻点热流计算参考热流，并确定返回舱物面法向第一层网格高度；
(3)在返回舱几何母线上布置网格点；
(4)基于步骤(2)确定的返回舱物面法向第一层网格高度和步骤(3)中的几何母线网格点分布，采用双曲方法生成内层网格；
(5)利用前距、后距和网格高度生成外层网格的外边界，外边界上的网格点在外边界上等距分布，外边界上的网格数与几何母线网格点数相同，所述前距为外边界左端距返回舱大底几何驻点的距离，后距为外边界右端距返回舱底部的距离，网格高度为外边界上端距返回舱对称轴的距离；
(6)采用椭圆方法生成步骤(4)中确定的内层网格外边界与步骤(5)中确定的外层网格外边界之间的外层网格。
所述步骤(1)中根据来流条件和高超声速返回舱大底半径计算驻点热流，具体采用Fay-Riddle公式。
所述步骤(2)中利用步骤(1)中计算得到的驻点热流计算参考热流，具体为：参考热流为驻点热流的1.5～2倍。
所述步骤(2)中确定返回舱物面法向第一层网格高度，采用基于参考热流的法向网格准则。
所述步骤(3)中在返回舱几何母线上布置网格点，具体为：在拐角曲线上布置网格点数10～15个，大底曲线布置网格点20～30个，倒锥曲线上的网格点30～40个，底部曲线上的网格点15～20个。
所述拐角曲线上的各网格点等距分布。
所述大底曲线上网格点的分布具体为：网格点按双曲正切分布；在前切点处，大底曲线上距拐角曲线最近的网格点与拐角曲线上距大底曲线最近的网格点之间间距与拐角曲线上的网格点间距相等；大底曲线上沿背离前切点方向上的网格尺度增长因子小于1.2；所述网格尺度增长因子为特定方向上任意两对相邻网格点中，较大的相邻网格点间距与较小的相邻网格点间距的比值。
所述步骤(4)中双曲推进时网格尺度增长因子为1.1～1.3，双曲推进步数为70～80。
所述步骤(5)中前距/大底高度的取值范围为：0.3～0.4，后距/大底高度的取值范围为：1～1.5，网格高度/大底高度的取值范围为：2～3。
所述步骤(6)中椭圆方法中外层网格法向网格点数为40-50，网格尺度增长因子小于1.1。
本发明与现有技术相比的优点：
(1)本发明采用基于参考热流的物面法向网格准则和基于双曲推进的网格生成技术可有效保证热边界层的分辨率，而将参考热流与驻点热流建立合理的关联一方面使参考热流便于计算，另一方面可保证返回舱整体具有良好的粘性分辨率；
(2)本发明利用前距、后距和网格高度的具体取值参数对外边界进行精细化定制，可有效保证返回舱大底前部强激波与网格的匹配特性，进而保证大底低速无粘流动区域的流动分辨率；
(3)本发明在生成内层网格和外层网格时，对各部分的网格点数、网格间距和增长因子分别进行了取值范围的设定，这些取值范围是在大量实验的基础上得出的，在保证计算精度的条件下，可充分提高计算效率。
附图说明：
图1为返回舱几何母线示意图；
图2为返回舱外形网格拓扑示意图；
图3为本发明中的流程图；
图4为几何母线网格点分布示意图；
图5为内层网格生成示意图；
图6为外层网格外边界生成示意图；
图7为外层网格生成示意图；
图8为返回舱流场压力云图；
图9为返回舱迎风线热流分布曲线。
具体实施方式
返回舱包括大底、拐角、舱体和底部，大底为球冠形结构，舱体为倒锥形中空结构，大底和舱体开口较大的端面通过拐角连接，底部为圆板结构，底部与舱体开口较小的端面固定连接，底部圆板结构的直径与舱体开口较小的端面的直径相同；
返回舱为轴对称结构，且关于任意过对称轴的平面对称，任意过对称轴的平面与返回舱外轮廓的交线的一半为几何母线，几何母线主要包括大底曲线、拐角曲线、倒锥曲线和底部曲线，所述大底曲线、拐角曲线、倒锥曲线和底部曲线分别为任意过对称轴的平面与大底、拐角、舱体和底部外轮廓的交线的一半。其中大底曲线和拐角曲线一般为圆弧，倒锥曲线和底部曲线一般为直线段。拐角曲线与大底曲线相切于前切点，与倒锥曲线相切于后切点，具体几何描述见图1。
返回舱网格包括内层网格和外层网格。内层网格为保证边界层分辨率而生成，其内边界为返回舱几何母线，外边界位于边界层之外。外层网格为保证激波匹配特性而生成，其内边界为内层网格的外边界，外边界需要与实际流动的激波形状相匹配。外边界可由前距、后距和网格高度三组尺寸确定。其中，前距为外边界左端距返回舱大底几何驻点的距离，后距为外边界右端距返回舱底部的距离，网格高度为外边界上端距返回舱对称轴的距离。具体网格描述见图2。
图3给出了网格生成的流程图，下面结合附图予以详细说明：
(1)计算驻点热流。根据来流条件和高超声速返回舱大底半径采用Fay-Riddle公式(具体参见“Theory of Stagnation Point Heat Transfer inDissociated Air”,Journal of the Aeronautical Sciences,1958,25(2):73-85)计算驻点热流，所述来流条件包括高超声速返回舱的飞行高度和飞行速度，所述高超声速返回舱大底半径为大底球冠形结构所对应球形结构的半径。
(2)计算物面法向第一层网格高度。利用步骤(1)中计算得到的驻点热流计算参考热流，并采用基于参考热流的法向网格准则(具体参见“高超声速气动热数值模拟法向网格准则研究“,力学与实践,2014,36(6):722-727)确定返回舱物面法向第一层网格高度；所述参考热流取为驻点热流的1.5～2倍。
(3)在返回舱几何母线上布置网格点，具体为：在拐角曲线上布置网格点数10～15个，各网格点在拐角曲线上等距分布；大底曲线布置网格点20～30个，大底曲线上网格点的分布要求为：网格点按双曲正切分布(具体参见"OnOne-Dimensional Stretching Functions for Finite-Difference Calculations",NASA CR 3313,1980)；在前切点处，大底曲线上距拐角曲线最近的网格点与拐角曲线上距大底曲线最近的网格点之间间距与拐角曲线上的网格点间距相等；大底曲线上沿背离前切点方向上的网格尺度增长因子小于1.2，其他曲线网格分布满足光滑要求即可，不做特殊要求。生成的返回舱几何母线见图4；所述网格尺度增长因子为特定方向上任意两对相邻网格点中，较大的相邻网格点间距与较小的相邻网格点间距的比值；
(4)生成内层网格。基于步骤(2)确定的返回舱物面法向第一层网格高度和步骤(3)中的几何母线网格点分布，采用双曲方法(具体参见“AGeneralized Scheme for Three-Dimensional Hyperbolic Grid Generation”,AIAA paper.91-1588-CP,1991)生成内层网格。双曲推进时网格尺度增长因子为1.1～1.3，双曲推进步数70～80。生成的内层网格见图5；
(5)生成外层网格的外边界。具体参数为：前距/大底高度＝0.3～0.4，后距/大底高度＝1～1.5，网格高度/大底高度＝2～3，外边界上的网格点在外边界上等距分布，外边界上的网格数与几何母线网格点数相同，外边界上方拐角可进行倒圆处理，倒圆尺寸不做定量要求，倒圆尺寸小于网格高度的1/4。生成的外边界见图6，所述大底高度为大底球冠形结构开口截面半径。大底高度定义可参见图2。
(6)采用椭圆方法(具体参见"Boundary-Fitted Curvilinear CoordinateSystems for Solution of Partial Differential Equations on Fields ContainingAny Number of Arbitrary Two Dimensional Bodies",NASA CR-2729,July1977)生成步骤(4)中确定的内层网格外边界与步骤(5)中确定的外层网格外边界之间的外层网格。椭圆方法中外层网格法向网格点数40-50，网格尺度增长因子小于1.1。生成的外层网格见图7。
具体应用实例：
采用本发明技术针对返回舱外形生成了计算网格，并在典型状态点进行了数值计算。图8给出了返回舱外形的典型状态流场计算结果。可以看到，大底前部激波捕捉良好，物理驻点等值线分布规则，无常见的非物理现象出现。这一流动结果表面，本发明技术生成的计算网格具有良好的激波匹配特性，对于返回舱类大钝头外形，可有效抑制激波后产生的虚假涡量，保证亚声速区域流动的真实模拟。
图9给出了返回舱迎风母线的热流分布曲线，其中横轴为返回舱轴向坐标，纵轴为热流值。可以看到，热流曲线分布光滑，热流值从几何驻点处2.1MW/m2逐渐增高，至拐角处达到峰值4.0MW/m2，过拐角后受膨胀影响迅速降低，至倒锥区域为0.5MW/m2。拐角峰值热流与几何驻点热流比为1.9，数值合理，从而验证了本发明技术具有良好的工程应用能力。
本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，所述高超声速返回舱包括大底、拐角、舱体和底部，返回舱为轴对称结构，且关于任意过对称轴的平面对称，任意过对称轴的平面与返回舱外轮廓交线的一半为几何母线，几何母线包括大底曲线、拐角曲线、倒锥曲线和底部曲线，拐角曲线与大底曲线相切于前切点，与倒锥曲线相切于后切点，其特征在于步骤如下：
(1)根据来流条件和高超声速返回舱大底半径计算驻点热流，所述来流条件包括高超声速返回舱的飞行高度和飞行速度，所述高超声速返回舱大底半径为大底球冠形结构所对应球形结构的半径；
(2)利用步骤(1)中计算得到的驻点热流计算参考热流，并确定返回舱物面法向第一层网格高度；
(3)在返回舱几何母线上布置网格点；
(4)基于步骤(2)确定的返回舱物面法向第一层网格高度和步骤(3)中的几何母线网格点分布，采用双曲方法生成内层网格；
(5)利用前距、后距和网格高度生成外层网格的外边界，外边界上的网格点在外边界上等距分布，外边界上的网格数与几何母线网格点数相同，所述前距为外边界左端距返回舱大底几何驻点的距离，后距为外边界右端距返回舱底部的距离，网格高度为外边界上端距返回舱对称轴的距离；
(6)采用椭圆方法生成步骤(4)中确定的内层网格外边界与步骤(5)中确定的外层网格外边界之间的外层网格。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(1)中根据来流条件和高超声速返回舱大底半径计算驻点热流，具体采用Fay-Riddle公式。
3.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(2)中利用步骤(1)中计算得到的驻点热流计算参考热流，具体为：参考热流为驻点热流的1.5～2倍。
4.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(2)中确定返回舱物面法向第一层网格高度，采用基于参考热流的法向网格准则。
5.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(3)中在返回舱几何母线上布置网格点，具体为：在拐角曲线上布置网格点数10～15个，大底曲线布置网格点20～30个，倒锥曲线上的网格点30～40个，底部曲线上的网格点15～20个。
6.根据权利要求5所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述拐角曲线上的各网格点等距分布。
7.根据权利要求5所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述大底曲线上网格点的分布具体为：网格点按双曲正切分布；在前切点处，大底曲线上距拐角曲线最近的网格点与拐角曲线上距大底曲线最近的网格点之间间距与拐角曲线上的网格点间距相等；大底曲线上沿背离前切点方向上的网格尺度增长因子小于1.2；所述网格尺度增长因子为特定方向上任意两对相邻网格点中，较大的相邻网格点间距与较小的相邻网格点间距的比值。
8.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(4)中双曲推进时网格尺度增长因子为1.1～1.3，双曲推进步数为70～80。
9.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(5)中前距/大底高度的取值范围为：0.3～0.4，后距/大底高度的取值范围为：1～1.5，网格高度/大底高度的取值范围为：2～3。
10.根据权利要求1所述的一种高超声速返回舱外形气动热数值计算网格生成方法，其特征在于：所述步骤(6)中椭圆方法中外层网格法向网格点数为40-50，网格尺度增长因子小于1.1。
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