CN112182762A - 一种基于自适应网格的航空器尾涡cfd计算方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法及系统，包括：以航空器飞行方向为x轴，建立航空器的初始尾涡三维网格模型；采用弹簧比拟方法对x方向上的网格面进行自适应计算，得到x方向上的自适应网格节点的坐标；采用等弧分布律方法对y、z方向上的网格面进行自适应计算，得到y、z方向的自适应网格节点的坐标；以建立航空器的自适应尾涡三维网格模型，再利用该网格进行CDF计算。本发明针对于航空器尾涡x、y、z方向上的气流性质选取了适应性的自适应算法进行降维自适应计算，得到了重构后自适应航空器尾涡网格模型，有效提高了航空器尾涡网格模型的精度，从而能够在后续CDF计算中得到高精度的速度分布图和涡量矢量图。

Description

一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法及系统
技术领域
本发明涉及一种航空器尾涡技术领域，特别涉及一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法及系统。
背景技术
尾涡是由于飞机在飞行中由于机翼上下表面压力差而在翼尖形成的反向旋转涡流。尾涡作为飞机升力的副产物，具有强烈、稳定、空间尺度大的特点，而前机产生的尾涡会对后机的飞行安全带来潜在威胁，正确的识别飞机尾涡并合理规避尾涡成为保障航空业飞行安全的重要条件。而在进行CFD(computational fluid dynamics，计算流体动力学)仿真时，常因为直接由现有仿真软件得到的基础网格精度不高、捕捉不到小尺度的尾涡，导致CFD计算结果精度和可信度不高，因此，需要对航空器的尾流仿真所得的网格模型进行进一步的计算和改进。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术中所存在的现有仿真软件得到的基础网格精度不高的问题，提供一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法及系统，通过对仿真软件直接得到的基础网格进行降维自适应计算，并且针对于x方向，y、z方向的特质选取了不同的自适应算法进行自适应网格坐标计算，重构自适应航空器尾涡网格模型，从而提高尾涡网格精度，该自适应航空器尾涡网格模型能够捕捉到小尺度的尾涡、准确地跟随尾涡的下沉和扩散，根据该模型计算得到的速度分布和涡量矢量图具有较高的精度。
为了实现上述发明目的，本发明提供了以下技术方案：
一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法，包括：
A、以航空器飞行方向为x轴，建立航空器的初始尾涡三维网格模型；从所述初始尾涡三维网格模型中提取所述航空器在x，y，z三个方向上的初始尾涡环量；
B、根据所述航空器的几何参数与所述x，y，z三个方向上的初始尾涡环量计算x，y，z三个方向上的航空器流场速度；其中，所述航空器的几何参数包括：航空器质量、航空器翼展；
C、在所述初始尾涡三维网格模型的x方向上，采用弹簧比拟方法根据x方向上的航空器流场速度对x方向上的网格面进行自适应计算，得到x方向上的自适应网格节点的坐标；
D、在所述初始尾涡三维网格模型的y、z方向，采用等弧分布律方法分别根据y、z方向上的航空器流场速度对y、z方向上的网格面进行自适应计算，得到y、z方向的自适应网格节点的坐标；
E、根据所述x方向的自适应网格节点的坐标以及y、z方向的自适应网格节点的坐标建立所述航空器的自适应尾涡三维网格模型；利用所述自适应尾涡三维网格模型进行CFD计算，以得到所述航空器的自适应速度云图和自适应涡量矢量图。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，所述航空器流场速度由下式计算：
Figure BDA0002706831130000031
其中，Γ(r)max为初始尾涡环量中的最大涡环量，M为航空器质量，B为航空器翼展，r为最大涡环量的位置与初始涡核的距离，rc0为初始涡核半径。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，采用弹簧比拟方法根据x方向上的航空器流场速度对x方向上的网格面进行自适应计算，包括：
根据所述x方向的航空器流场速度计算得到x方向的最大速度梯度；利用所述x方向网格面最大速度梯度求解网格面弹簧刚度；根据所述网格面弹簧刚度通过网格面的静力平衡方程组求解x方向自适应网格节点的坐标。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，所述网格面的静力平衡方程组为：
Figure BDA0002706831130000032
其中，Ki/i+1为第i个网格面和i+1个网格面之间的弹簧刚度；x′i代表第i个网格面x方向的自适应网格节点的坐标；lx为x方向的计算域长度；N为初始尾涡三维网格模型中x方向的网格数量。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，所述采用等弧分布律方法分别根据y、z方向上的航空器流场速度对y、z方向上的网格面进行自适应计算，包括：
根据y方向、z方向的航空器流场速度分别计算得到y方向、z方向上的速度梯度；
利用所述y方向、z方向上网格面的速度梯度分别求解y方向上等弧分布律的权函数及弧长、z方向上等弧分布律的权函数及弧长；
根据y方向上等弧分布律的权函数及弧长求解y方向的自适应网格节点坐标；根据z方向上等弧分布律的权函数及弧长求解z方向的自适应网格节点坐标。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，还包括：利用网格扭转修正公式对所述y方向的自适应网格节点坐标以及z方向的自适应网格节点坐标进行扭转修正。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，所述网格扭转修正公式为：
Figure BDA0002706831130000041
其中，ωy为y方向的权函数，ωz为z方向的权函数；其中Hy、Hz为弹性扭转常；
Figure BDA0002706831130000042
为网格扭转角。
优选的，在上述航空器尾涡CFD计算自适应网格生成方法中，所述网格扭转角由下式求得：
Figure BDA0002706831130000043
其中，α1＝α2＝α3＝1，β1、β2、β3分别为某个网格节点所在的三条网格线与三个坐标轴的夹角。
在本发明进一步的实施例中，还提供一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算系统，包括：包括至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述的方法。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
本发明通过对仿真软件直接得到的航空器尾涡基础网格模型(初始尾涡三维网格模型)进行降维自适应计算，将三维流场分为三个单方向的子系统分别进行自适应计算有效降低了网格自适应计算的计算量；并且在降维计算过程中，针对于航空器尾涡x方向，y、z方向上的气流性质的选取了适应性的自适应算法对基础网格模型进行了三个方向的自适应加密计算，得到了重构后自适应航空器尾涡网格模型，再利用该网格进行航空器CDF计算；该自适应航空器尾涡网格模型该模型能够捕捉到小尺度的尾涡、准确地跟随尾涡的下沉和扩散，有效提高了航空器尾涡网格模型的精度；利用该模型进行的航空器CDF计算，能够得到高精度的尾涡速度分布图和涡量矢量图。
附图说明：
图1为本发明示例性实施例的基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法。
图2为本发明示例性实施例的空客A330-200机型的三维模型示意图。
图3为本发明示例性实施例的空客A330-200机型的三维计算域。
图4为本发明示例性实施例的初始尾涡三维网格模型示意图。
图5a为本发明示例性实施例的初始尾涡三维网格模型的飞机后缘20米处yz截面网格示意图。
图5b为本发明示例性实施例的初始尾涡三维网格模型的xz截面尾涡区网格示意图。
图6为本发明示例性实施例的初始尾涡三维网格模型的网格质量示意图。
图7a为本发明示例性实施例的初始尾涡三维网格模型的CDF计算得到的速度云图示意图。
图7b为本发明示例性实施例的初始尾涡三维网格模型的CDF计算得到的涡量矢量图。
图8为本发明示例性实施例的航空器尾涡CFD自适应网格等弧分布律的扭转修正示意图。
图9a为本发明示例性实施例的自适应尾涡三维网格模型的飞机后缘20米处yz截面网格示意图。
图9b为本发明示例性实施例的自适应尾涡三维网格模型的飞机后缘20米处xz截面尾涡区网格示意图。
图10a为本发明示例性实施例的自适应尾涡三维网格模型的CDF计算得到的速度云图示意图。
图10b为本发明示例性实施例的自适应尾涡三维网格模型的CDF计算得到的涡量矢量图。
图11为本发明示例性实施例的基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算系统结构框图。
具体实施方式
下面结合试验例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
图1示出了本发明示例性实施例的基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法，包括：
A、以航空器飞行方向为x轴，建立航空器的初始尾涡三维网格模型；根据所述初始尾涡三维网格模型分别计算所述航空器在x，y，z三个方向上的初始尾涡环量；
具体的，首先采用如图2所示的空客A330-200机型的三维模型，以航空器飞行方向为x轴，建立如图3所示的三维计算域。在ansys的网格生成软件ICEM CFD中完成本发明所需要的初始尾涡三维网格模型即基础网格，其中，三维计算域计算域由进口inlet、出口outlet、远场边界farfield和飞机壁面wing-wall组成，完成基础网格后即可导入Fluent软件进行参数设置。在Fluent中使用压力基求解器、瞬态求解，采用LES大涡模拟湍流模型，选择理想气体流体，进口采用速度(本实施例中取90m/s)入口边界条件，出口采用压力出口边界条件，远场边界采用压力远场边界条件，飞机壁面采用固定壁面，计算采用couple算法，计算域采用进口边界初始化，开始计算即可得到如图4、图5a、图5b所示的航空器初始尾涡三维网格模型。如图6所示，该基础网格的网格质量整体在0.65以上，网格量为三千多万。此时可以从初始尾涡三维网格模型中得到基础网格的网格面参数，包括：网格模型中每个节点的初始坐标值、x方向网格面节点数量、y方向网格面节点数量、z方向网格面节点数量、每个节点所在的三条网格线等网格面参数。得到航空器的初始尾涡三维网格模型后，可通过Fluent的自适应接口采用UDF进行CDF处理，得到如图7a、如图7b所示的基础网格的速度云图和涡量矢量图，并提取所述航空器在x，y，z三个方向上的初始尾涡环量。
B、根据所述航空器的几何参数与所述x，y，z三个方向上的初始尾涡环量计算x，y，z三个方向上的航空器流场速度；其中，所述航空器的几何参数包括：航空器质量、航空器翼展；
具体的，结合x方向的初始尾涡环量与航空器质量、航空器翼展等航空器几何参数即可求得x方向的流场速度；结合y方向的初始尾涡环量与航空器质量、航空器翼展等航空器几何参数即可求得y方向的流场速度；结合z方向的初始尾涡环量与航空器质量、航空器翼展等航空器几何参数即可求得z方向的流场速度。其中，流场速度由下式计算：
Figure BDA0002706831130000081
上式中Γ(r)max为x方向或y方向或z方向的初始尾涡环量中的最大涡环量，M为航空器质量，B为航空器翼展，r为最大涡环量的位置与初始涡核的距离，rc0为初始涡核半径，通过上式即可解出流场速度。
C、在所述初始尾涡三维网格模型的x方向上，采用弹簧比拟方法根据x方向上的航空器流场速度对x方向上的网格面进行自适应计算，得到x方向上的自适应网格节点的坐标；
具体的，根据我们现阶段对航空器尾流的认识和研究，发现一般情况下航空器尾涡在流场方向(即x方向-航空器飞行方向)上，尾涡的气流特性主要为传输耗散，也就是说在流场方向尾涡的结构变化不大，针对流场方向的气流特征，本发明在流场方向单独采取比较简单的网格加密算法即弹簧比拟法进行网格自适应处理，这样既降低了加密算法的复杂度同时节省了自适应网格的计算时间。通过弹簧比拟法将尾涡典型流场参数和网格面弹簧刚度进行关联，可以在计算过程中有效识别需要加密的区域，同时通过弹性力学静力平衡方程计算出自适应网格位置，快速进行网格自适应计算。
其中，弹簧比拟法的基本思想是假定网格节点之间是由弹簧连接的，当地流场参数的梯度越大则弹簧的刚度越大，当系统达到受力平衡时，此时的网格就是与流场相适应的网格。首先利用式(1)计算x方向的流场速度：
Figure BDA0002706831130000091
上式，其中，Γ(r)max为x方向初始尾涡环量的最大涡环量，M为航空器质量，B为航空器翼展，r为与初始尾涡的距离，rc0为初始涡核半径。
解出流场速度后利用式(2)求出网格面上最大速度梯度
Figure BDA0002706831130000092
上式中ai是网格面i中的最大流场速度梯度，amin和amax分别为ai(1，2，…，N)的最小值和最大值，u、v、w为流场速度的三个分量，N为x方向的网格数量，可以从基础网格中得到。
得到速度梯度后，利用式(3)求解网格面上标准化的流场参数梯度f，其值在0-1之间。
Figure BDA0002706831130000101
进一步的，定义最小网格间距为：
Figure BDA0002706831130000102
式中Δxmin是通过经验和相关公式计算出的提前给定的值，lx为x方向的计算域长度，分母中的kmax和Ki/i+1就是网格面的最大弹簧刚度和第i个网格面与i+1个网格面之间的弹簧刚度，K由式(6)给出。此时联立求解式(3)、(4)、(6)即可解出式(5)中的b。
得到f和B后，通过式(5)求解F(f)
F(f)＝fb (5)
得到F(f)后，即可得到网格面弹簧刚度
Ki/i+1＝1+(A-1)F(f) (6)
式中Ki/i+1为第i个网格面和i+1个网格面之间的弹簧刚度，式中F(f)是定义域和值域均为[0，1]的增函数。A为大于1的常数，是x方向最大网格和最小网格的尺寸比，这一数值可通过初始的基础网格确定出来。
计算出网格面弹簧刚度后，可以通过网格面的静力平衡方程组求解x方向网格节点坐标：
Figure BDA0002706831130000103
x方向网格节点编号从1到N，每个网格节点的坐标即为x1、x2、...xN。式中x′i为第i个网格节点自适应后坐标，x′i-1为前一个网格节点自适应后的坐标，xi+1为后一个未自适应网格节点的坐标，x′1为第一个自适应网格节点的坐标，x′N为x方向最后一个网格节点自适应后的坐标。
D、在所述初始尾涡三维网格模型的y、z方向，采用等弧分布律方法分别根据y、z方向上的航空器流场速度对y、z方向上的网格面进行自适应计算，得到y、z方向的自适应网格节点的坐标；
具体的，航空器尾流在y和z方向上的气流特性显示，尾涡在y和z方向上存在下沉和结构变形，因此，本发明给出了一种等弧分布律方法进行y和z方向的网格自适应加密。通过该方法将y和z方向尾涡典型流场参数(初始尾涡环量)和等弧分布律的权函数进行关联，通过弹性力学中弹性区域应力处处相等的概念计算出网格节点间的弧长，从而得到自适应网格的位置，自适应完成后该方法还考虑到了网格的扭转变形修正，通过将扭转角转换成弧长然后对计算得到的弧长进行修正，能够有效提高网格质量。该算法能够有效跟随y，z方向尾涡的运动和变形，并且通过扭转修正有效提高了网格质量和计算精度，算法虽然稍显复杂但是加密效果好，极大增强了计算的可靠性。
等弧分布(Arc Equidistribution)概念是构成本算法的基础之一，其基本的思想是：令给定网格线上某段弧长沿该网格线的变化率乘以与流动参数相关的权函数为常数，该方法实质上是引入了弹性力学中弹性拉伸时内部应力处处相等的思想。
(1)航空器尾涡CFD自适应网格的等弧分布律
对于ξ2＝const和ξ3＝const两个曲面相交的一条网格曲线，以S
表其弧长，则等弧分布律有：
Figure BDA0002706831130000121
上式中：ω为权函数，用来调整网格间距，一般为流体参数，如压力、温度、密度和马赫数等梯度的函数；C为一常数。将(7)式离散则有：
ΔSiωi＝Ci (8)
上式中：ΔSi为某一段弧长，ωi为该段弧长对应的权函数，Ci为一常数，该公式即为弹性拉伸时内部应力处处相等的数学体现。
权函数ωi由式(9)求得：
ωi＝1+a(ΔF)α (9)
式中ΔF为流场参数F(P，T，ρ，Ma)的梯度；a和α为权因子都是正数，可以直接确定。其作用为调整网格疏密，a增加则ωi相应增加，网格间距缩小，而α对网格间距的影响需要结合流场梯度ΔF的大小综合考虑，当其变化使ωi增加时则网格间距缩小。
为了求解式(9)中的流场参数梯度ΔF，我们对ΔF进行了适当简化，因为在CFD计算中，航空器飞行速度并不大，雷诺数较小，温度场T可以认为是常数，密度ρ和总压P也可认为是常数，所以流场参数F只是速度的函数，则ΔF为速度场的梯度。首先利用式(1)计算y、z方向的流场速度：
Figure BDA0002706831130000131
其中，Γ(r)max为y方向或z方向上初始尾涡环量中的最大涡环量，M为航空器质量，B为航空器翼展，r为与初始尾涡的距离，rc0为初始涡核半径。
得到流场速度后，通过式(10)求出速度梯度即ΔF：
Figure BDA0002706831130000132
式中u、v、w是速度V的三个方向分量。
求解出ΔF后，带入式(9)中即可解出权函数，再通过式(8)即可解出弧长ΔSi。这样在有第一层网格位置的情况下，加上第一层网格节点与第二层网格节点间的弧长即可得到第二层网格节点位置，以此类推得到一整条网格线上网格节点的位置。通过这种方法即可得到y和z方向的自适应网格节点坐标。
在得到y和z方向的自适应网格节点坐标后，进行如图8所示的航空器尾涡CFD自适应网格等弧分布律的扭转修正：利用网格扭转修正公式对所述y方向的自适应网格节点的坐标以及z方向的自适应网格节点的坐标进行扭转修正。
由于飞机尾流是一个三维问题，而等弧分布律考虑的是单条网格线上的弹性拉伸效应，对于三维问题来说任一方向网格线的拉伸效应都将使其它方向上的网格线发生扭转，该扭转的发生会影响拉伸效应和网格质量，所以需要对网格间的扭转效应进行修正，则等弧分布律的应用将更趋合理，从而使其更适用于飞机尾涡的CFD仿真。对于y方向和z方向的同一位置(同一节点)的两段弧长Sy和Sz来说，因为都满足公式(8)，所以两者相减有：
ωySy-ωzSz＝0 (11)
式中ωy为y方向的权函数，ωz为z方向的权函数。
该位置处的网格扭转角为
Figure BDA0002706831130000141
式中α1＝α2＝α3＝1，β1、β2、β3分别为该节点所在的三条网格线与三个坐标轴的夹角。
于是可以导出以下的网格扭转修正公式。其中H为弹性扭转常数，
Figure BDA0002706831130000142
这样通过式(13)即可对y和z方向的网格进行修正，即减去一个弹性扭转常数和扭转角的乘积。
上述单方向自适应网格修正过程可用于所有平行于y或者z轴的网格线，这样就可以对这两个方向的所有网格线进行修正。可以得到修正后的y、z方向的自适应网格节点的坐标
E、根据所述x方向的自适应网格节点的坐标以及y、z方向的自适应网格节点的坐标建立所述航空器的自适应尾涡三维网格模型。利用所述自适应尾涡三维网格模型进行所述航空器的CFD计算，以得到所述航空器的自适应速度云图和自适应涡量矢量图。
具体的，利用求解得到的x方向的自适应网格节点的坐标以及修正后的y、z方向的自适应网格节点的坐标建立图9a、图9b所述航空器的自适应尾涡三维网格模型，利用所述自适应尾涡三维网格模型进行所述航空器的CFD计算，以得到所述航空器的图10a所示的自适应速度云图和图10b所示的自适应涡量矢量图。
由图5a、图5b和图9a、图9b可以看出，基础网格对整个飞机区域都进行了加密但是由于区域太大即便进行加密网格尺寸也不能太小，而且网格量非常大不利于计算，而通过本专利方法自适应后的网格在尾涡区进行了网格加密，且加密区网格尺寸足够小满足计算精度要求，同时整体的网格数量比基础网格数量还要少大大节约了计算资源。可以看到自适应网格从尾涡开始生成到尾涡的下沉传输和扩散都能很好地对整个尾涡区进行加密，而基础网格仅仅只能对尾涡区进行简单的定向加密，网格不能准确地跟随尾涡的下沉和扩散，所以即便进行CDF计算结果也不够精确。图7a为基础网格的计算结果，在机翼后方10个翼展处，速度云图的分布并不好，虽然也能看到尾涡的速度分布，但是和图10b自适应后的计算结果相比较就能看出，自适应后的结果更能完整精细的体现出尾涡的速度分布。从图7b基础网格的涡量分布计算结果和图10b自适应网格的涡量分布计算结果相比较可以看出。自适应网格的计算结果能够显示出合理的涡量分布，而基础网格的计算结果虽然也由涡量显示，但是明显计算结果不够准确。
综上，本实施例通过对尾涡的研究和分析，创新的将航空器CFD计算所需要的尾涡三维网格模型分成三个方向的子系统，针对不同方向的流场特点采用不同的网格自适应计算放法，既达到了对尾涡区准确识别加密的作用又减少了网格量节省计算机时。所采用的两种自适应方法，都将尾流场的特征参数和自适应方法进行了关联，通过尾涡环量解出流场速度，这样得到的流场速度梯度最大值就能很好的跟随尾涡区，利用本发明所得的自适应网格对尾涡区进行CDF计算，可以得到高精度的速度分布图和涡量矢量图。
实施例2
图11示出了根据本发明示例性实施例的航空器尾涡CFD计算自适应网格生成系统，即电子设备310(例如具备程序执行功能的计算机服务器)，其包括至少一个处理器311，电源314，以及与所述至少一个处理器311通信连接的存储器312和输入输出接口313；所述存储器312存储有可被所述至少一个处理器311执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器311执行，以使所述至少一个处理器311能够执行前述任一实施例所公开的方法；所述输入输出接口313可以包括显示器、键盘、鼠标、以及USB接口，用于输入输出数据；电源314用于为电子设备310提供电能。
本领域技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器(Read Only Memory，ROM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
当本发明上述集成的单元以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实施例的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机、服务器、或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分。而前述的存储介质包括：移动存储设备、ROM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述，仅为本发明具体实施方式的详细说明，而非对本发明的限制。相关技术领域的技术人员在不脱离本发明的原则和范围的情况下，做出的各种替换、变型以及改进均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算方法，其特征在于，包括：
A、以航空器飞行方向为x轴，建立航空器的初始尾涡三维网格模型；从所述初始尾涡三维网格模型中提取所述航空器在x，y，z三个方向上的初始尾涡环量；
B、根据所述航空器的几何参数与所述x，y，z三个方向上的初始尾涡环量计算x，y，z三个方向上的航空器流场速度；其中，所述航空器的几何参数包括：航空器质量、航空器翼展；
C、在所述初始尾涡三维网格模型的x方向上，采用弹簧比拟方法根据x方向上的航空器流场速度对x方向上的网格面进行自适应计算，得到x方向上的自适应网格节点的坐标；
D、在所述初始尾涡三维网格模型的y、z方向，采用等弧分布律方法分别根据y、z方向上的航空器流场速度对y、z方向上的网格面进行自适应计算，得到y、z方向的自适应网格节点的坐标；
E、根据所述x方向的自适应网格节点的坐标以及y、z方向的自适应网格节点的坐标建立所述航空器的自适应尾涡三维网格模型；利用所述自适应尾涡三维网格模型进行CFD计算，以得到所述航空器的自适应速度云图和自适应涡量矢量图。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述航空器流场速度由下式计算：
Figure FDA0002706831120000011
其中，Γ(r)max为初始尾涡环量中的最大涡环量，M为航空器质量，B为航空器翼展，r为最大涡环量的位置与初始涡核的距离，rc0为初始涡核半径。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，采用弹簧比拟方法根据x方向上的航空器流场速度对x方向上的网格面进行自适应计算，包括：
根据所述x方向的航空器流场速度计算得到x方向的最大速度梯度；利用所述x方向网格面最大速度梯度求解网格面弹簧刚度；根据所述网格面弹簧刚度通过网格面的静力平衡方程组求解x方向自适应网格节点的坐标。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述网格面的静力平衡方程组为：
Figure FDA0002706831120000021
其中，Ki/i+1为第i个网格面和i+1个网格面之间的弹簧刚度；x′i代表第i个网格面x方向的自适应网格节点的坐标；lx为x方向的计算域长度；N为初始尾涡三维网格模型中x方向的网格数量。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述采用等弧分布律方法分别根据y、z方向上的航空器流场速度对y、z方向上的网格面进行自适应计算，包括：
根据y方向、z方向的航空器流场速度分别计算得到y方向、z方向上的速度梯度；
利用所述y方向、z方向上网格面的速度梯度分别求解y方向上等弧分布律的权函数及弧长、z方向上等弧分布律的权函数及弧长；
根据y方向上等弧分布律的权函数及弧长求解y方向的自适应网格节点坐标；根据z方向上等弧分布律的权函数及弧长求解z方向的自适应网格节点坐标。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，还包括：利用网格扭转修正公式对所述y方向的自适应网格节点坐标以及z方向的自适应网格节点坐标进行扭转修正。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述网格扭转修正公式为：
Figure FDA0002706831120000031
其中，ωy为y方向的权函数,ωz为z方向的权函数；其中Hy、Hz为弹性扭转常；
Figure FDA0002706831120000032
为网格扭转角。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述网格扭转角由下式求得：
Figure FDA0002706831120000033
其中，α1＝α2＝α3＝1，β1、β2、β3分别为某个网格节点所在的三条网格线与三个坐标轴的夹角。
9.一种基于自适应网格的航空器尾涡CFD计算系统，其特征在于，包括：包括至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行权利要求1至8中任一项所述的方法。
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