CN105183975B - 一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，根据飞行器模型表面外形数学模型分别生成前机、后机计算网格，所述前机、后机计算网格均包含拓扑结构相同的过渡块网格；在自由边界状态下求解前机流场数据；在前机流场数据计算收敛后导出前机过渡块网格尾涡流场数据；将导出的前机过渡块网格尾涡流场数据读入后机的过渡块网格中；以读入的过渡块网格数据为边界条件计算后机流场数据。本发明方法采用数量较少的计算网格进行数值模拟，同时前机模型扰流场结果可用于后机处于不同展向/流向位置，以及不同飞行姿态计算，避免了常规计算中前机模型的多次计算。
Description
技术领域
本发明涉及计算流体力学领域，尤其涉及一种在多块网格中基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法。
背景技术
飞行编队是自然界中普遍存在的一种飞行方式。国外研究表明，鸟类采用编队飞行的方式能够节省11％-14％的能量，同时能够比单独时飞行更远的距离。与鸟类飞行情况类似，飞机飞行过程中在翼尖处也会出现一对反向旋转的尾涡，对后方一定区域内的气流形成上洗，合理利用这一上洗效应，可有效降低后方飞行器诱导阻力，从而达到较高的飞行效率。因此飞行编队在大飞机减阻、提高载重与续航能力等方面均具有广阔的应用前景。
对飞机尾涡的形成、发展、消散机理需要进行详细的研究，进而对编队参数进行合理的优化设计，是避免尾涡危害的同时、安全利用前机的尾涡的前提条件。借助CFD技术，可以定量衡量尾涡对后方飞行器气动特性的影响，定性分析尾涡的运动、延迟、多涡系相互诱导的不稳定性等复杂现象。与试验测试相比，CFD结果可以生动直观的查看尾涡发展与干扰的状态，分析流动现象，检验理论预测结果。以美国为首的西方国家对飞行器尾涡及编队飞行性能的预测都是以CFD准确模拟为先决条件的。
但多飞行器编队飞行计算网格量大，为保证粘性效应的准确计算，飞行器表面需要生成致密的附面层网格；尾涡发展及其与后方飞行器相互作用同样要求网格十分致密，以常规构型运输机为例，为保证计算精度，前后两飞行器编队需要的网格量在千万量级以上，若需要深入分析尾涡对后方飞行器稳定性影响，计算网格量更大。因此，在满足计算精度的同时，如何降低对计算资源的需求和提高计算效率是编队飞行数值模拟的关键。
ONERA/DLR开展的飞机尾涡研究结果表明，飞机尾涡产生、发展及消散的过程可划分为四个显著阶段，分别为近场尾涡区、近场尾涡延伸区、中场尾涡区和远场耗散区。其中，近场尾涡区一般在10倍机翼展长范围内，该区域层流现象明显，尾流存在时间长、旋转速度稳定，对尾随其后的飞机影响最大，飞行编队尾涡影响研究主要在该范围内进行。同时，在该距离下，后机对前机的影响变得可以忽略，利用这一解耦特性，可以将编队飞行问题划分为三个子问题：
1)在自由流中模拟前飞行器；
2)计算前飞行器的尾迹与涡传播特性；
3)在来流边界条件下模拟后飞行器在已知尾迹和涡下的流场。
根据这一思路，采用分区域计算方法，可以减小计算网格量；同时，针对不同的计算对象设置不同的边界条件和湍流模型，进而发展一种创新的基于尾涡传递的编队飞行计算方法，为最优飞行编队参数设置计算提供技术支持。
发明内容
为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，为飞行器编队参数优化设计提供基础支持。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，包括如下步骤：
第一步、根据飞行器模型表面外形数学模型分别生成前机、后机计算网格，所述前机、后机计算网格均包含拓扑结构相同的过渡块网格；
第二步、在自由边界状态下求解前机流场数据；
第三步、在前机流场数据计算收敛后导出前机过渡块网格尾涡流场数据；
第四步、将导出的前机过渡块网格尾涡流场数据读入后机的过渡块网格中；
第五步、以读入的过渡块网格数据为边界条件，计算后机流场数据。
与现有技术相比，本发明的积极效果是：
常规数值模拟通常针对单飞行器构造网格，过程中对每个网格点进行迭代计算，直至所有计算点均满足收敛条件。但对于多飞行器数值模拟，尤其考虑气流粘性、波系干扰、涡产生、发展及耗散等复杂气动现象时，计算网格量急剧增加，常规工控机、服务器等无法提供足够资源进行计算，而专用计算工作站成本很高，开展大规模计算不切实际，同时也影响计算效率。发展可操作性强、计算资源消耗低的新计算方法是提高类似飞行编队问题的数值模拟效率的有效手段。本发明采用基于尾涡传递方法设置多块网格边界条件，以自由边界条件下计算得到的尾涡流场作为后部计算网格的边界条件，进而将模拟对象分为三个子问题，针对不同对象搭建不同疏密程度的计算网格和湍流模型，在保证模拟精度的同时降低计算资源的消耗。
采用该方法可以将飞行编队尾涡/机体干扰的复杂气动问题划分为计算前机模型尾涡流场和尾涡/后机模型气动特性影响的两个问题分开考虑，采用数量较少的计算网格进行数值模拟。同时前机模型扰流场结果可用于后机处于不同展向/流向位置，以及不同飞行姿态计算，避免了常规计算中前机模型的多次计算。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1为本发明方法的流程图；
图2为飞行编队前、后机位置示意图。
具体实施方式
一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，如图1所示，包括如下步骤：
第一步、根据飞行器模型表面外形数学模型分别生成前机、后机计算网格：
网格要求贴体、正交的结构网格，并在飞行器表面生成附面层网格。为便于后机计算网格添加前机尾涡流场数据，前机、后机计算网格均包含拓扑结构相同的过渡块网格，即前、后机独立网格中人为划分的、拓扑关系和节点分布完全一致的网格区域，是空间网格的一部分，用于前机尾涡流场数据导出和后机入口边界条件读入。附面层网格与空间网格一起组成计算网格。
尾涡区域粘性效应起主导作用，涡生成、发展、干扰、耗散等复杂气动现象与介质粘性密切相关，因此，为提高尾涡模拟精度，需要采用较密的网格分布。过渡网格区是传递尾涡数据的重要区域，所以这部分网格需要单独进行加密处理。
第二步、在自由边界状态下求解前机流场数据：
计算网格生成后即开始进行前机自由边界流场的计算，主要目的是获得前机尾涡流场信息，为后机计算提供入口边界条件。
单独前机计算需采用基于NS方程的流场解算器，对于三维湍流流动，主控方程为雷诺平均NS方程(RANS)，无量纲形式为：
式中，V为雅可比倒数；nv为粘性开关参数，对于NS方程，nv＝1；为守恒变量，为无粘对流通量，为粘性扩散通量。无量纲化时所引入的参数分别为密度ρ∞，速度V∞，压力P∞和能量温度γ(γ-1)T∞，长度L，时间L/V∝，粘性系数μ∞。采用隐式离散与时间推进算法进行计算求解。
计算求解所需边界条件包括粘性物面无滑移条件和远场无扰动条件。物面无滑移边界条件形式为：
远场无扰动条件即计算网格外边界所给定的边界条件，包括入口边界条件、出口边界条件。其形式如下：
式中，Vn和a由黎曼不变量确定，下标e表示计算网格边界处的流场参数值。
流场计算中湍流计算采用两方程的k-ω程的中湍流湍流模型，该模型是Menter在Wilcox提出的基本k-ε的湍流模型的基础上，充分利用了k-ε模湍流模型对逆压梯度比较敏感的特点而提出的，它能够模拟较大分离的流动；在远离附面层的流场中，采用k-ω模湍流模型，克服k-ε模型对自由来流条件比较敏感的缺陷，提高模型的稳定性。无量纲化的形式为：
式中各参数值为：σk＝2.0，σ∞＝1.4，Ck1＝1.0，Ck2＝0.09，C∞1＝0.555，C∞2
＝0.83，Cμ＝0.09。
第三步、导出前机过渡块网格尾涡流场数据：
前机单机自由流场计算收敛后，需要将前机计算网格中过渡块网格节点流场数据导出，作为后机计算的入口条件。导出的流场信息包含了前机尾涡区域的主要流场特征，在忽略后机对前机扰动前传影响的前提下，与整体计算编队飞行时相同区域流场特征完全一致。采用导出过渡块网格数据的优点是可以单独计算后机网格，减少计算网格总量，提高计算效率，尤其对于多飞行器编队飞行、以及前机多飞行姿态数值模拟，可以将整体网格划分为若干个包含过渡块的独立单机计算网格，通过过渡块数据传递依次计算。
过渡网格尾涡流场数据导出的主要步骤是：1)按计算网格拓扑顺序导出流场数据文件；2)相同顺序导出湍流模型计算数据；3)人为配置控制文件。
为便于后机计算时读入数据，本专利对导出的各数据文件规定指定格式，均采用二进制格式文件。其中，流场数据采用二维数组QALL(5，npt)记录，npt为网格所有节点总数。文件写入信息顺序为：
以上代码中，numite为总迭代计算步数；nblocks为计算网格总块数；m＝1，2，…，5为流场数据标识，分别代表计算网格点密度、xyz三个方向速度分量以及压力，温度通过状态方程求取，不写入流场文件中。按网格节点拓扑序号写出每一点的5个流场特性数据，例如第nb块网格，ξ方向第l截面，η方向第j条线，ζ方向第k个网格节点的5个流场特性数据为
QALL(m，npblock(nb)+jdim(nb)*kdim(nb)*(l-1)
&+jdim(nb)*(k-1)+j)(8)
式中jdim(nb)、kdim(nb)分别为第nb块η、ζ方向的总网格点数。
湍流数据利用二维数组kswwt(3，npt)记录，文件写入信息与流场数据相同，m＝1，2，3分别代表方程(5)(6)(7)中的k，ω，μt。
第四步、将导出的前机过渡块网格尾涡流场数据读入后机的过渡块网格中：
开始后机扰流场计算前，需要读入过渡块网格节点流场特征数据作为计算的入口条件。本专利采用拓扑结构完全相同的过渡块网格进行尾涡数据传递。因此，过渡块节点可进行一一对应赋值，这样做的优点是尾涡数据传递准确，不存在由于网格结构导致的数值计算误差，计算结果的精度高。若网格生成时前、后机过渡区域网格拓扑关系不一致，则后机过渡块网格需要根据网格节点坐标进行交界面信息插值，类似尾涡流场参数分布情况，由于不确定随空间的变化规律，通常选用快速简便的线性插值即可满足要求。
后机流场计算前读取控制文件，文件格式为第一行配置前、后机网格过渡块序号，第二行至第五行分别配置前机计算网格文件名、流场数据文件名及湍流数据文件名。将以上各文件导入后机计算目录中，后机流场计算前对过渡块网格节点进行赋值，按拓扑顺序依次读取前机过渡块区域网格节点流场特性数据，代码中各变量物理意义与第三步中一致：
第五步、以读入的过渡块网格数据为边界条件，计算后机流场数据：
后机计算的关键是保证迭代过程中过渡块网格(即入口条件)节点数据保持不变，即保证其始终为前机尾涡流场数据，不参与迭代计算。这样做的目的是利用与过渡块交接的网格，将前机尾涡数据信息通过不停的迭代计算传入后机计算网格中，进而计算前机尾涡对后机气动特性的影响。
由于前机尾涡向后机区域发展过程中伴随有融合、下沉、耗散等复杂气动现象，RANS解算器缺乏足够的求解精度，本专利采用RANS/LES混合计算模型计算尾涡发展以及与后机干扰效应。盒式滤波后的控制方程形式为：
式中为拉伸率张量，表达式为γ为分子粘性系数，ρ为流体密度，τij为次网格剪切应力张量(亚格子应力)，代表了小涡对大涡的影响，表达式为
亚格子模式采用标准的Smagorinsky模型，认为亚格子应力的表达式如下：
式中vT为涡粘系数，定义为：
其中为变形率张量的大小，Δ＝(Δx·Δy·Δz)1/3为过滤尺度，CS＝10为Smagorinsky系数。
以某飞翼无人机模型为例，计算状态为来流马赫数0.9，基于平均空气动力弦长的雷诺数为7.16E+07，来流静温288.15摄氏度，前、后机飞行攻角为均为0°。展向与流向位置关系见图2所示，其中B和L分别为前、后机展向与流向距离，为便于分析参数影响规律，分别以模型展长和机身长进行无量纲化。
通过RANS解算器求得前机自由流状态流场，导出过渡块尾涡数据文件。为便于描述，同时导出文本格式的数据文件。文件第一行为总迭代计算步数8000，第二行开始为各节点数据信息，横向依次为气流密度，三个笛卡尔坐标方向速度分量，静压。
按过渡块拓扑结构将尾涡数据读入后机计算网格中，并设置过渡块数据不参与迭代运算。计算控制文件如下：
93 72
twobody-01.grd
twobody-01.dat
twobody-01.kwsst
第一行为前、后机网格中过渡块序号，表示前机网格第93块，后机网格第72块为拓扑结构完全相同的过渡块网格。第二行至第五行分别为前机网格文件名、流场数据文件名及湍流数据文件名。本例中过渡块网格量为imax＝5,jmax＝401,kmax＝73，后机开始迭代计算前，对过渡块拼接数据点赋值，对于本例的多块对接网格，直接将网格节点数据给定相应过渡块网格节点即可。在计算程序中，流场及湍流模型计算中，将nb＝72的过渡块网格略过，不进行迭代计算。
后机流场计算收敛后，即可获得前机尾涡对后机气动特性的影响，对模型表面压力分布积分可进一步获得尾涡对模型气动力(矩)的影响。
通过将常规方法与本发明方法计算得到的后机剖面压力分布对比，可以看出，两种方法计算结果一致性较好，可在大幅降低计算资源消耗的同时准确求解尾涡/机体干扰问题。
Claims (2)
1.一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，其特征在于：包括如下步骤：
第一步、根据飞行器模型表面外形数学模型分别生成前机、后机计算网格，所述前机、后机计算网格均包含拓扑结构相同的过渡块网格；
第二步、在自由边界状态下求解前机流场数据：
(1)三维湍流流动采用雷诺平均NS方程为主控方程，其无量纲形式为：
式中，V为雅可比倒数；nv为粘性开关参数，对于NS方程，nv＝1；为守恒变量，为无粘对流通量，为粘性扩散通量；无量纲化时所引入的参数分别为密度ρ∞，速度V∞，压力P∞和能量温度γ(γ-1)T∞，长度L，时间L/V∞，粘性系数μ∞；采用隐式离散与时间推进算法进行计算求解；
(2)所需边界条件包括粘性物面无滑移条件和远场无扰动条件，其中：
所述粘性物面无滑移边界条件形式为：
所述远场无扰动边界条件为计算网格外边界所给定的边界条件，包括入口边界条件、出口边界条件，其形式如下：
入口边界条件
出口边界条件
式中，Vn和a由黎曼不变量确定，下标e表示计算网格边界处的流场参数值；
(3)湍流计算采用k-ω湍流模型，其无量纲化的形式为：
式中，各系数量值为：σk＝2.0,σω＝1.4,Ck1＝1.0,Ck2＝0.09,Cω1＝0.555,Cω2＝0.83,Cμ＝0.09；
第三步、在前机流场数据计算收敛后导出前机过渡块网格尾涡流场数据；
第四步、将导出的前机过渡块网格尾涡流场数据读入后机的过渡块网格中；
第五步、以读入的过渡块网格数据为边界条件，计算后机流场数据：
采用RANS/LES混合计算模型计算尾涡发展以及与后机干扰效应，盒式滤波后的控制方程形式为：
式中，为拉伸率张量，表达式为ν为分子粘性系数，ρ为流体密度，τij为亚格子应力，
所述亚格子应力的表达式为：
式中，vP为涡粘系数，定义为：
其中为变形率张量的大小，Δ＝(Δx·Δy·Δz)1/3为过滤尺度，CS＝10为Smagorinsky系数。
2.根据权利要求1所述的一种基于尾涡流场传递的多飞行器飞行编队数值模拟方法，其特征在于：第三步所述的导出前机过渡块网格尾涡流场数据的步骤包括：1)按计算网格拓扑顺序导出流场数据文件；2)按相同顺序导出湍流模型计算数据；3)配置控制文件。
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2015
- 2015-09-01 CN CN201510551635.5A patent/CN105183975B/zh active Active
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| Title |
|---|
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