CN109241572B - 一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法 - Google Patents

一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法，包括：S1.获取气动流动仿真的流场结果数据，并基于初始物理判据对所述流场结果数据进行筛选，获取所述流场结果数据中存在激波面的第一位置；S2.基于筛选物理判据对所述第一位置进行筛选处理，获取激波面结构；S3.汇总所述激波面结构形成气动全流场激波波系结构，并显示所述气动全流场激波波系结构。通过采用本发明的方法，对流场结构的显示无需显卡支持，可直接在计算集群上对流场仿真数据进行流动结构的批量提取，提取结果文件大小比流场仿真数据约小2个数量级，可以方便地在个人电脑上查看流场结构。提取结果可清晰直观地显示出流场的波系结构，对飞行器气动设计和分析提供了极大的便利。

Description

一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法
技术领域
本发明涉及一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法，尤其涉及一种基于物理特性的气动流动数值仿真流场结构的显示方法。
背景技术
基于计算能力的迅速提升，CFD气动仿真技术近年来得到了蓬勃发展，得到了大规模的工程应用。针对复杂外形的跨声速/超声速流动仿真已逐渐替代风洞试验成为气动设计与分析环节中常用的设计分析手段。对于航空航天常见的复杂外形超声速流动中，常常存在复杂的激波波系。激波在流场中发生反射、干扰，形成非常复杂的波系结构，对飞行器的气动力造成影响，同时飞行速度高时，波系干扰会导致严重的气动加热，影响飞行器热防护设计。因此准确识别激波波系有助于理解复杂流场，有助于飞行器防热设计，在此基础上方能有效地开展气动设计与分析工作。
目前常见的CFD求解器主要分为基于结构网格的结构求解器和基于非结构网格的非结构求解器两类。对于复杂外形流动，工程实用的计算网格量一般在千万量级，单个流场计算结果文件大小为1～10G量级。在普通电脑上难以直接对完整的流场文件进行后处理和可视化，一般需要采用专业显卡的高配置工作站。
发明内容
本发明的目的在于提供一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法，解决显示跨声速/超声速流动中的激波波系流场结构难度高的问题。
为实现上述发明目的，本发明提供一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法，包括：
S1.获取气动流动仿真的流场结果数据，并基于初始物理判据对所述流场结果数据进行筛选，获取所述流场结果数据中存在激波面的第一位置；
S2.基于筛选物理判据对所述第一位置进行筛选处理，获取激波面结构；
S3.汇总所述激波面结构形成气动全流场激波波系结构，并显示所述气动全流场激波波系结构。
根据本发明的一个方面，步骤S1中包括：
S11.读取气动流动仿真获得的流场结果数据；
S12.选取流场数据中一个网格单元的单元中心点PE，i为起始，以流线推进方式分别沿上游、下游获取其余所述流场单元的单元中心点PE，n，以及相应的流场数据；
S13.根据所述初始物理判据对所述流场数据进行判断，获取所述第一位置。
根据本发明的一个方面，步骤S12中，所述流线推进方式满足：
Pk+1＝Pk+sdVkλk
其中，Pk为当前点，Pk+1为流线上的下一个点，sd取值为±1，代表是向下游搜索还是向上游搜索，Vk是Pk点处的流动速度矢量，λk是Pk点处的网格最小尺度。
根据本发明的一个方面，步骤S12中所述流场数据包括：流动速度V、压力p、密度ρ和温度T。
根据本发明的一个方面，所述初始物理判据包括第一子物理判据和第二子物理判据；其中，
所述第一子物理判据为：
Figure BDA0001757337770000021
其中，MaE,i为PE,i点马赫数；
所述第二子物理判据为：
PE,-N-PE,N≥-λPE,0
TE,-N-TE,N≥-λTE,0
ρE,-N-ρE,N≥-λρE,0
|VE,-N|-|VE,N|≤λ|VE,0|
其中，λ为过滤阈值。
根据本发明的一个方面，步骤S13中，将每个所述流场单元中的所述流场数据带入所述初始物理判据，若任一一个所述流场单元中的所述流场数据满足所述第一子物理判据或所述第二子物理判据任一一个，则将其排除，剩余的所述流场单元则为存在激波面的第一位置。
根据本发明的一个方面，所述筛选物理判据为激波关系式：
Figure BDA0001757337770000031
Figure BDA0001757337770000032
Figure BDA0001757337770000033
Figure BDA0001757337770000034
Figure BDA0001757337770000035
其中，θ为气流偏转角，β为激波角。
根据本发明的一个方面，步骤S2中，通过将各所述第一位置中的所述流场数据带入所述筛选物理判据，获取激波面结构。
根据本发明的一个方面，步骤S2包括：
S21.选取任一一个所述第一位置中的所述流场数据带入所述筛选物理判据后，其参数之比和通过激波关系式得到的上下游参数之比加以对比，两者差距小于预设的阈值，则此所述第一位置为激波区域；
S22.根据激波角和气流方向，获得激波面法向，进一步计算激波面法向马赫数，根据激波的物理特性，波前法向马赫数>1，波后法向马赫数<1，则取单元内法向马赫数为1的等值面即为激波面结构。
根据本发明的一个方面，步骤S3中包括：
S31.汇总所述激波面结构，根据单元相邻关系可将激波面分割为互不相连的多个区域，每个区域由一组相邻的激波面组成，形成所述气动全流场激波波系结构；
S32.将所述气动全流场激波波系结构按STL格式导出，并在流场后处理工具中查看并显示，或这直接导入CAD工具中显示。
根据本发明的一种方案，通过采用本发明的方法，对流场结构的显示无需显卡支持，可直接在计算集群上对流场仿真数据进行流动结构的批量提取，提取结果文件大小比流场仿真数据约小2个数量级，可以方便地在个人电脑上查看流场结构。提取结果可清晰直观地显示出流场的波系结构，对飞行器气动设计和分析提供了极大的便利。
根据本发明的一种方案，本发明的方法通过采用初始物理判据对流场结果数据进行初次筛选，并采用筛选物理判据对初次筛选的结果进一步筛选，本发明的方法通过分步筛选的过程极大的降低了设备的性能要求，不仅提高了低性能设备的筛选速度，而且保证了筛选结果的准确性，进一步实现通过本发明的方法能够在个人电脑上查看流场结构，方便用户提取结果且可清晰直观地显示出流场的波系结构，进一步对飞行器气动设计和分析提供了极大的便利。
附图说明
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的显示方法的步骤框图；
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的显示方法的流线搜索图；
图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的显示方法的激波面结构图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法，包括：
S1.获取气动流动仿真的流场结果数据，并基于初始物理判据对流场结果数据进行筛选，获取流场结果数据中存在激波面的第一位置；
S2.基于筛选物理判据对第一位置进行筛选处理，获取激波面结构；
S3.汇总激波面结构形成气动全流场激波波系结构，并显示气动全流场激波波系结构。
根据本发明的一种实施方式，步骤S1中包括：
S11.根据流场结果数据获取气动流动仿真过程中的流场区域，以及获取流场区域中沿流线依次连接并构成流场区域的流场单元。在本实施方式中，激波本身作为物理间断，气动流动仿真过程中中处理为一个大梯度的流场区域，一般具有2～5个网格尺寸的结构宽度，因此在仿真过程中实际选用的网格尺寸将流场区域分割成依次相连的流场单元。
S12.选取一个流场单元的单元中心点PE，i为起始，以流线推进方式分别沿上游、下游获取其余流场单元的单元中心点PE，n，以及相应的流场数据。在本实施方式中，流场数据包括：流动速度V、压力p、密度ρ和温度T。在本实施方式中，对于流场中的各个单元，从其中心出发，向上下游沿流线获取相应流场数据，以流线推进方式向上游、下游搜索3-5个单元尺度。在本实施方式中，流线推进方式满足：
Pk+1＝Pk+sdVkλk
其中，Pk为当前点，Pk+1为流线上的下一个点，sd取值为±1，代表是向下游搜索还是向上游搜索，Vk是Pk点处的流动速度矢量，λk是Pk点处的网格最小尺度。
如图2所示，根据本发明的一种实施方式，标记流场单元的单元中心点为PE，i。在本实施方式中，选取一个流场单元的单元中心点PE，0为起始点，以前述流线推进方式分别找出上下游其余流场单元的单元中心点PE，-1…PE，-N、PE，1…PE，N，其可以表示为：
PE,i∈{PE,-N,L,PE,-1,PE,0,PE,1L,PE,N}
S13.根据初始物理判据对流场数据进行判断，获取第一位置。在本实施方式中，初始物理判据包括第一子物理判据和第二子物理判据；其中，
第一子物理判据为：
Figure BDA0001757337770000061
其中，MaE,i为PE,i点马赫数；
第二子物理判据为：
PE,-N-PE,N≥-λPE,0
TE,-N-TE,N≥-λTE,0
ρE,-N-ρE,N≥-λρE,0
|VE,-N|-|VE,N|≤λ|VE,0|
其中，λ为过滤阈值。
在本实施方式中，将每个流场单元中的流场数据带入初始物理判据，若任一一个流场单元中的流场数据满足第一子物理判据或第二子物理判据任一一个，则将其排除，剩余的流场单元则为存在激波面的第一位置。在本实施方式中，激波作为超声速流动的流场结构，其上游必定是超声速流动，下游可能是超声速流动也可能是亚声速流动。基于此物理特性，可排除所有沿流线上溯3～5个网格始终为亚声速的流场单元，即排除所有满足第一子物理判据的流场单元。在本实施方式中，通过第一子物理判据对流场单元进行筛选后，通过第二子物理判据对流场单元进一步筛选。由于气动流动经过激波压力密度温度上升，速度下降，由此可开展进一步筛选过滤，由于气动流动仿真中存在一定的数值误差，在均匀流动的区域流场参数也会有小的波动因此可考虑由由用户设定一个过滤阈值λ，并将各流场单元的流场数据带入第二子物理判据，将满足第二子物理判据的流场单元(即非激波区域的流场单元)排除。
根据本发明的一种实施方式，根据前述步骤获取存在激波面的流场单元，即第一位置。在步骤S2中对第一位置进一步筛选。在本实施方式中，筛选物理判据为激波关系式：
Figure BDA0001757337770000071
Figure BDA0001757337770000072
Figure BDA0001757337770000073
Figure BDA0001757337770000074
Figure BDA0001757337770000075
其中，θ为气流偏转角，β为激波角。
在本实施方式中，通过将各第一位置中的流场数据带入筛选物理判据，获取激波面结构。
在本实施方式中，步骤S2包括：
S21.选取任一一个第一位置中的流场数据带入筛选物理判据后，其参数之比和通过激波关系式得到的上下游参数之比加以对比，两者差距小于预设的阈值，则此第一位置为激波区域。在本实施方式中，将选取的第一位置的上下游的流场数据带入筛选物理判据中，即可获得气流偏转角θ，进而反解得到激波角β，进而可将实际的上下游流动参数之比和通过激波关系式得到的上下游参数之比加以对比。
S22.根据激波角和气流方向，获得激波面法向，进一步计算激波面法向马赫数，根据激波的物理特性，波前法向马赫数>1，波后法向马赫数<1，则取单元内法向马赫数为1的等值面即为激波面结构，参见图3。
根据本发明的一种实施方式，步骤S3中包括：
S31.汇总激波面结构，根据单元相邻关系可将激波面分割为互不相连的多个区域，每个区域由一组相邻的激波面组成，形成气动全流场激波波系结构；
S32.将气动全流场激波波系结构按STL格式导出，并在流场后处理工具中查看并显示，或这直接导入CAD工具中显示。
上述内容仅为本发明的具体方案的例举，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种气动流动数值仿真流场结构的显示方法，包括：
S1.获取气动流动仿真的流场结果数据，并基于初始物理判据对所述流场结果数据进行筛选，获取所述流场结果数据中存在激波面的第一位置；
S2.基于筛选物理判据对所述第一位置进行筛选处理，获取激波面结构；
S3.汇总所述激波面结构形成气动全流场激波波系结构，并显示所述气动全流场激波波系结构；
步骤S1中包括：
S11.读取气动流动仿真获得的流场结果数据；
S12.选取流场数据中一个流场单元的单元中心点PE，i为起始，以流线推进方式分别沿上游、下游获取其余所述流场单元的单元中心点PE，n，以及相应的流场数据；
S13.根据所述初始物理判据对所述流场数据进行判断，获取所述第一位置；
步骤S12中，所述流线推进方式满足：
Pk+1＝Pk+sdVkλk
其中，Pk为当前点，Pk+1为流线上的下一个点，sd取值为±1，代表是向下游搜索还是向上游搜索，Vk是Pk点处的流动速度矢量，λk是Pk点处的网格最小尺度；
所述初始物理判据包括第一子物理判据和第二子物理判据；其中，
所述第一子物理判据为：
Figure FDA0004020484680000011
其中，MaE,i为PE,i点马赫数；
所述第二子物理判据为：
PE,-N-PE,N≥-λPE,0
TE,-N-TE,N≥-λTE,0
ρE,-N-ρE,N≥-λρE,0
|VE,-N|-|VE,N|≤λ|VE,0|
其中，λ为过滤阈值，PE，0为流场单元的起始单元的中心点，PE，n和PE，-n为自起始点PE，0以流线推进方式沿着上下游找出的不同流场单元的单元中心点，TE，0、TE，n和TE，-n为对应点的温度数据，ρE，0、ρE，n和ρE，-n为对应点的密度数据，VE，0、VE，n和VE，-n为对应点的流动速度数据；
步骤S13中，将每个所述流场单元中的所述流场数据带入所述初始物理判据，若任一一个所述流场单元中的所述流场数据满足所述第一子物理判据或所述第二子物理判据任一一个，则将其排除，剩余的所述流场单元则为存在激波面的第一位置；
所述筛选物理判据为激波关系式：
Figure FDA0004020484680000021
Figure FDA0004020484680000022
Figure FDA0004020484680000023
Figure FDA0004020484680000024
Figure FDA0004020484680000025
其中，θ为气流偏转角，β为激波角；
步骤S2中，通过将各所述第一位置中的所述流场数据带入所述筛选物理判据，获取激波面结构；
步骤S2包括：
S21.选取任一一个所述第一位置中的所述流场数据带入所述筛选物理判据后，其参数之比和通过激波关系式得到的上下游参数之比加以对比，两者差距小于预设的阈值，则此所述第一位置为激波区域；
S22.根据激波角和气流方向，获得激波面法向，进一步计算激波面法向马赫数，根据激波的物理特性，波前法向马赫数>1，波后法向马赫数<1，则取单元内法向马赫数为1的等值面即为激波面结构。
2.根据权利要求1所述的显示方法，其特征在于，步骤S12中所述流场数据包括：流动速度V、压力p、密度ρ和温度T。
3.根据权利要求1所述的显示方法，其特征在于，步骤S3中包括：
S31.汇总所述激波面结构，根据单元相邻关系可将激波面分割为互不相连的多个区域，每个区域由一组相邻的激波面组成，形成所述气动全流场激波波系结构；
S32.将所述气动全流场激波波系结构按STL格式导出，并在流场后处理工具中查看并显示，或这直接导入CAD工具中显示。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6880342B1 (en) * 2003-07-16 2005-04-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Structure and method for controlling inlet shock position of a hypersonic vehicle
CN103413060A (zh) * 2013-08-26 2013-11-27 中国人民解放军国防科学技术大学 基于双控制体的格心网格数据三维激波特征定位方法
CN107871337A (zh) * 2016-09-26 2018-04-03 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超音速二维流场数据的可视化方法
CN107977494A (zh) * 2017-11-20 2018-05-01 中国运载火箭技术研究院 高超声速飞行器反压下进气系统特性预示方法及系统

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6880342B1 (en) * 2003-07-16 2005-04-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Structure and method for controlling inlet shock position of a hypersonic vehicle
CN103413060A (zh) * 2013-08-26 2013-11-27 中国人民解放军国防科学技术大学 基于双控制体的格心网格数据三维激波特征定位方法
CN107871337A (zh) * 2016-09-26 2018-04-03 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超音速二维流场数据的可视化方法
CN107977494A (zh) * 2017-11-20 2018-05-01 中国运载火箭技术研究院 高超声速飞行器反压下进气系统特性预示方法及系统

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Review of shock wave detection method in CFD post-processing;Yizhe Xu等;《http://dx.doi.org/10.1016/j.cja.2013.05.001》;20130318;全文 *
基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器流场特性数值仿真研究;裴金亮等;《宇航总体技术》;20170915(第03期);全文 *
超声速进气道流场的CFD数值仿真;张佳等;《计算机仿真》;20080615(第06期);全文 *

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