CN106354903A - 用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于计算流体力学领域，提出一种用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法。采用的技术方案是：S1：初步确定计算域外边界，并划分网格；S2：求解简化条件下的飞行器定常绕流的流场参数；S3：识别简化条件下飞行器定常绕流扰动区域内的网格点；S4：确定飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界。本发明可最大限度缩减计算域，减少网格量，提高飞行器定常绕流数值求解效率；得到简化条件下的流场可作为后续流场求解的初始流场，利于提高后续流场求解的稳定性与收敛速度；在来流为亚、跨、超声速时皆可用。

Description

用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法

技术领域

本发明属于计算流体力学领域，具体涉及一种用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法。

背景技术

飞行器定常绕流数值求解是计算流体力学领域的重要研究方向，是获取飞行器绕流特性、气动力/热性能的重要手段。飞行器定常绕流数值求解的基本步骤为：(a)流场计算域确定；(b)网格划分；(c)数值求解；(d)数据后处理。流场计算域确定的主要任务是确定计算域的外边界，计算外边界的确定直接决定了求解域的大小，进而影响了网格的数量与求解效率。当来流为亚、跨声速时，计算域的外边界一般设为远场边界条件，要求飞行器对外边界处流场的扰动小至可忽略，即要求计算域的外边界距飞行器的距离应足够远；当来流为超声速时，计算域外边界的迎风部分一般设为远场边界条件，远场边界应完全包裹流场激波，计算域外边界的出流部分一般设为压力出口条件。

飞行器定常绕流包含受飞行器影响的扰动区域与不受飞行器影响的自由来流区域两部分。自由来流区域部分的网格非必要网格，不影响流场数值求解。在计算域外边界的设置过程中，外边界中的远场边界应位于自由来流部分，即远场边界需包裹飞行器扰动区域，如此即可确保计算设置与原物理问题相符，得到与物理事实相符的飞行器定常绕流数值解。计算域中包含的自由来流区域越小，则网格数量越少，求解效率越高。

在已有研究中，飞行器定常绕流数值求解计算域外边界的确定多依靠经验完成，为确保远场边界条件成立，计算域选取一般偏大，导致了计算网格的浪费，给提高飞行器定常绕流数值求解效率带来消极影响。

发明内容

为解决飞行器定常绕流数值求解过程现有计算域外边界确定手段的不足，提高飞行器定常绕流数值求解效率，本发明提出基于简化条件下流场定常解的计算域外边界确定方法，采用的技术方案是：

一种用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法，具体包括以下步骤：

S1：初步确定计算域外边界，并划分网格：

计算域外边界初步确定按以下原则进行：(1)当来流为亚、跨声速时，要求飞行器对外边界处流场的扰动小至可忽略，即要求计算域的外边界距飞行器的距离应足够远，一般取该距离为飞行器特征长度的20～100倍；(2)当来流为超声速时，计算域外边界应完全包裹流场激波。

按照以上述原则初步确定的计算域外边界，在计算域内进行网格划分，划分得到的网格对应网格节点集合为G＝{(x，y，z)}。

S2：求解简化条件下的飞行器定常绕流的流场参数：

飞行器绕流定常解中，飞行器对流场扰动区域边界受来流条件(马赫数、压强、温度、攻角、侧滑角等)，粘性模型，壁面边界条件，空间离散格式等影响，其中来流条件对扰动区域边界的影响最为显著，粘性模型、壁面边界条件、空间离散格式等主要影响流场求解精度与求解效率，对扰动区域边界的影响较小。本发明以提高解算速度为原则，将计算条件简化，取计算量最小、最易收敛的计算设置：其中粘性模型取为无粘模型，即流动控制方程为欧拉方程；壁面边界条件取无穿透条件；空间离散格式取为一阶迎风格式，通过迭代求解可快速得到飞行器定常绕流的流场参数。

S3：识别简化条件下飞行器定常绕流扰动区域内的网格点：

流场参数与自由来流一致的为自由来流区域，其余区域为飞行器在流场中的扰动区域。选取压强、温度、速度等流场参数中的任一参数，设该参数为ψ。在S2得到的流场中，若第i个网格点上的ψ参数值满足下式，则该网格点为简化条件下飞行器定常绕流的扰动区域的网格点：

ψ_i≥(1+ε)ψ_∞或ψ_i≤(1-ε)ψ_∞ i＝1，2，…N (1)

式中，ψ_i为第i个网格点上的ψ参数值；ψ_∞为自由来流的ψ参数值；0＜ε＜1，一般取ε值为0.001～0.03；N为网格点的个数。上式的物理意义为：若ψ_i的数值偏离ψ_∞，则判定第i个网格点为扰动区域的网格点。

所有满足式(1)的网格点的集合(也即扰动区域网格点的集合)为G_δ＝{(x_δ，y_δ，z_δ)}。

S4：确定飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界：

考虑到S2得到的流场为简化条件下求得的流场，其扰动区域与原计算条件对应流场的扰动区域存在一定差异，本发明对S3得到的G_δ＝{(x_δ，y_δ，z_δ)}进行放大，放大后网格点的凸包即为飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界。具体步骤如下：

(S4.1)选取飞行器的几何中心p_c＝(x_c，y_c，z_c)为放大中心；

(S4.2)以p_c为中心，将S3得到的简化条件下飞行器定常绕流扰动区域内的网格点坐标按下式放大：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{\δ}1}=x_c+\mathrm{\λ}(x_{\mathrm{\δ}}-x_c)\\ y_{\mathrm{\δ}1}=y_c+\mathrm{\λ}(y_{\mathrm{\δ}}-y_c)\\ z_{\mathrm{\δ}1}=z_c+\mathrm{\λ}(z_{\mathrm{\δ}}-z_c)\end{array}\right.---\left(2\right)$

式中，λ为放大系数，一般可取为1.05～1.5。通过式(2)得到的网格点的集合为G_δ1＝{(x_δ1，y_δ1，z_δ1)}。

(S4.3)计算包裹G_δ1＝{(x_δ1，y_δ1，z_δ1)}的凸包，该凸包即为本发明得到的计算域外边界。

本发明的有益效果是：

(1)本发明提出的飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法操作简便，可在不影响流场求解结果的前提下，最大限度缩减计算域，减少网格量，提高飞行器定常绕流数值求解效率；

(2)S2得到的简化条件下的流场可作为后续流场求解的初始流场，利于提高后续流场求解的稳定性与收敛速度；

(3)本发明提出的流场初始化方法通用性强，在来流为亚、跨、超声速时皆可用。

附图说明

图1为本发明提出的用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法的流程图；

图2为标准模型“AGARD HB-2”外形；

图3为标准模型“AGARD HB-2”外流场求解初步网格(对称面)；

图4为标准模型“AGARD HB-2”外流场对称面马赫数分布；

图5为自由来流区域与扰动区域分布(对称面)；

图6为本发明得到的计算域外边界；

图7为裁剪后的计算域远场边界网格；

图8为裁剪后的计算域对称面网格；

图9为采用裁剪后网格计算得到的流场对称面马赫数分布。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的具体实施方式作进一步的说明。本发提出的用于飞行器定常绕流数值求解的流场初始化方法的流程如图1所示，该方法包括以下步骤：

S1：初步确定计算域外边界，并划分网格：

以标准模型“AGARD HB-2”(参考文献：高超声速风洞气动力试验方法[标准].GJB4399-2002.2002)为例，其外形如图2所示。其定常绕流数值求解的输入条件为：(1)来流马赫数M_∞＝7、压强p_∞＝3000Pa、温度T_∞＝288.15K、攻角α＝10°、侧滑角β＝0°为例；(2)粘性模型为S-A模型，壁面边界条件为无滑移、无穿透、绝热条件；(3)空间离散格式为二阶迎风格式。

按照发明内容中S1描述的原则，来流马赫数M_∞＝7为超声速，计算域外边界应完全包裹流场激波，初步确定计算域外边界并划分网格，得到网格的对称面网格如图3所示。

S2：求解简化条件下的飞行器定常绕流的流场参数：

取S1中的来流条件，即来流马赫数M_∞＝7、压强p_∞＝3000Pa、温度T_∞＝288.15K、攻角α＝10°、侧滑角β＝0°。以提高解算速度为原则，将计算条件简化，取计算量最小、最易收敛的计算设置，将粘性模型取为无粘模型，壁面边界条件为无穿透条件，空间离散格式为一阶迎风格式。求解得简化条件下的飞行器定常绕流，其对称面马赫数分布如图4所示。

S3：识别简化条件下飞行器定常绕流扰动区域内的网格点：

S2得到的流场中参数与自由来流一致的即为自由来流区域，其余区域为飞行器在流场中的扰动区域，按照发明内容中S3描述的方法，识别得到扰动区域内的网格点，对称面上扰动区域内网格点的分布位置如图5所示。

S4：确定飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界：

按发明内容中S4描述的方法，以飞行器几何中心为中心，将S3得到的网格点坐标放大1.2倍，计算包裹所得网格点的凸包，该凸包即为本发明得到的计算域外边界，如图6所示。

为进一步分析本发明的有益效果，结合图3所示初步网格与图6所示计算域外边界，将边界以外的网格单元去掉，即得用于定常绕流求解的网格，其中远场边界网格如图7所示，对称面网格如图8所示。裁剪后的计算域体积仅为原计算域的6％，最大限度裁减了非必要的自由来流区域；网格数量仅为原网格的62.7％，流场数值求解计算量与网格数量成正比，即流场数值求解计算量也仅为原网格的62.7％，计算效率可提高59.5％。取S1中的来流条件与计算条件，即(1)来流马赫数M_∞＝7、压强p_∞＝3000Pa、温度T_∞＝288.15K、攻角α＝10°、侧滑角β＝0°为；(2)粘性模型为S-A模型，壁面边界条件为无滑移、无穿透、绝热条件；(3)空间离散格式为二阶迎风格式。以S2得到的流场为初始流场，迭代求解得飞行器定常绕流流场，其对称面马赫数分布如图9所示，由图9得，裁减后的计算域完全包裹住了流场激波，符合流场求解要求。

本发明提出了基于已知飞行状态的绕流定常解的高效、通用的计算域外边界确定方法，可最大限度缩减计算域，减少网格量，提高飞行器定常绕流数值求解效率，是飞行器定常绕流数值求解理想的计算域外边界方法。

综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。

Claims (1)

1.一种用于飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界确定方法，其特征在于，该方法具体包括以下步骤：

S1：初步确定计算域外边界，并划分网格：

计算域外边界初步确定按以下原则进行：(1)当来流为亚、跨声速时，要求飞行器对外边界处流场的扰动小至可忽略，即要求计算域的外边界距飞行器的距离应足够远，取该距离为飞行器特征长度的20～100倍；(2)当来流为超声速时，计算域外边界应完全包裹流场激波；

按照以上述原则初步确定的计算域外边界，在计算域内进行网格划分，划分得到的网格对应网格节点集合为G＝{(x，y，z)}；

S2：求解简化条件下的飞行器定常绕流的流场参数：

飞行器绕流定常解中，飞行器对流场扰动区域边界受马赫数、压强、温度、攻角、侧滑角这些来流条件以及粘性模型，壁面边界条件，空间离散格式影响，其中来流条件对扰动区域边界的影响最为显著，粘性模型、壁面边界条件、空间离散格式主要影响流场求解精度与求解效率，对扰动区域边界的影响较小；本发明以提高解算速度为原则，将计算条件简化，取计算量最小、最易收敛的计算设置：其中粘性模型取为无粘模型，即流动控制方程为欧拉方程；壁面边界条件取无穿透条件；空间离散格式取为一阶迎风格式，通过迭代求解可快速得到飞行器定常绕流的流场参数；

S3：识别简化条件下飞行器定常绕流扰动区域内的网格点：

流场参数与自由来流一致的为自由来流区域，其余区域为飞行器在流场中的扰动区域；选取压强、温度、速度流场这些参数中的任一参数，设该参数为ψ；在S2得到的流场中，若第i个网格点上的ψ参数值满足下式，则该网格点为简化条件下飞行器定常绕流的扰动区域的网格点：

ψ_i≥(1+ε)ψ_∞或ψ_i≤(1-ε)ψ_∞i＝1，2，…N (1)

式中，ψ_i为第i个网格点上的ψ参数值；ψ_∞为自由来流的ψ参数值；0＜ε＜1，一般取ε值为0.001～0.03；N为网格点的个数；

所有满足式(1)的网格点的集合为G_δ＝{(x_δ，y_δ，z_δ)}；

S4：确定飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界：

考虑到S2得到的流场为简化条件下求得的流场，其扰动区域与原计算条件对应流场的扰动区域存在一定差异，本发明对S3得到的G_δ＝{(x_δ，y_δ，z_δ)}进行放大，放大后网格点的凸包即为飞行器定常绕流数值求解的计算域外边界；具体步骤如下：

(S4.1)选取飞行器的几何中心p_c＝(x_c，y_c，z_c)为放大中心；

(S4.2)以p_c为中心，将S3得到的简化条件下飞行器定常绕流扰动区域内的网格点坐标按下式放大：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{\δ}1}=x_c+\mathrm{\λ}(x_{\mathrm{\δ}}-x_c)\\ y_{\mathrm{\δ}1}=y_c+\mathrm{\λ}(y_{\mathrm{\δ}}-y_c)\\ z_{\mathrm{\δ}1}=z_c+\mathrm{\λ}(z_{\mathrm{\δ}}-z_c)\end{array}\right.---\left(2\right)$

式中，λ为放大系数，可取为1.05～1.5；通过式(2)得到的网格点的集合为G_δ1＝{(x_δ1，y_δ1，z_δ1)}；

(S4.3)计算包裹G_δ1＝{(x_δ1，y_δ1，z_δ1)}的凸包，该凸包即为本发明得到的计算域外边界。