CN113158347B - 一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，所述方法包括：步骤1，基于物面几何和来流攻角，给出来流方向与物面的相对角分布；步骤2，通过相对角分布判断流向涡位置。本发明无需经过物体扰流计算即可快速确定流向涡位置，从而大大节省了计算资源和时间，具体可在至少如下三方面得到应用：（1）飞行器设计中，快速估计流向涡位置及随工况的变化规律；（2）边界层转捩计算中，通过预先判断的流向涡位置，合理安排网格分布，以达到精确求解流场演化的目的；（3）检验/验证流场扰流计算结果的合理性。

Description

一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法
技术领域
本发明涉及流体技术领域，具体而言，涉及一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法。
背景技术
物体在静止流体（比如空气或水）中高速运动时，或者相对地，流体高速流经静止物体时，物体表面与外围流体之间会形成一个薄薄的剪切层，即边界层，使得流体微团速度（有时还包括温度等物理量）在物面处与物体速度相同。边界层对物体的受力极为重要，它是物体摩擦阻力的来源，同时也是产生升力的关键。
边界层因为其中流动的状态又分为层流边界层和湍流边界层，其中层流边界层产生的摩擦阻力（或气动传热）远小于湍流边界层，故而飞行器设计中一般希望保持边界层保持层流状态或者准确预测边界层从层流到湍流的转捩位置。于是，边界层转捩问题是飞行器设计中需要考虑的重要因素。现有研究表明，边界层转捩对边界层流动非常敏感，细微的流场变化也可能引起边界层转捩过程和位置的显著改变。
实际飞行器以旋成体构型为主，其表面边界层大多在展向（或周向）与流向（或轴向）是缓变的，但在某些特定区域，边界层可能因流向涡而在展向发生剧烈卷曲，造成展向流动特征剧烈变化，从而导致边界层转捩的机制和位置迥异于旁边的边界层。于是，快速判断流向涡结构位置对边界层转捩预测乃至飞行器设计至关重要。
目前，除诸如有攻角圆锥等简单的流动情况外，流向涡的位置均需通过物体扰流计算来确定，虽然结果足够精确，但需要耗费庞大的计算资源和时间，且即便对同一个几何物体，来流条件的些微变化（如攻角）就需要重做一遍物理扰流计算来确定流向涡位置，这对飞行器的快速高效设计非常不利。
发明内容
本发明旨在提供一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，以解决通过物体扰流计算来确定流向涡位置存在好费计算资源和时间的问题。
本发明提供的一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，所述方法包括：
步骤1，基于物面几何和来流攻角，给出来流方向与物面的相对角分布；
步骤2，通过相对角分布判断流向涡位置。
进一步的，步骤1中所述相对角的计算公式如下：
α r =π+arccos(a·n)
其中，α r 为相对角，a为来流方向单位矢量，n为物面法向单位矢量。
进一步的，步骤2中所述通过相对角分布判断流向涡位置的方法为：从相对角分布中找到相对角极大值，所述相对角极大值的位置对应激波后压强极小值位置，即流向涡位置。
进一步的，所述相对角分布中具有两个相对角极大值，一个对应腹部流向涡，另一个对应肩部流向涡。
进一步的，所述快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法还包括：
步骤3，计算不同来流攻角下的相对角分布，判断流向涡随来流攻角变化的强弱变化规律。
进一步的，所述流向涡随来流攻角变化的强弱变化规律为：相对角逐渐增大，相对角极大值逐渐上移，则推知：
肩部流向涡逐渐向上移动并增强；
腹部流向涡位置保持不变，但强度逐渐减弱。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明无需经过物体扰流计算即可快速确定流向涡位置，从而大大节省了计算资源和时间，具体可在至少如下三方面得到应用：
（1）飞行器设计中，快速估计流向涡位置及随工况的变化规律；
（2）边界层转捩计算中，通过预先判断的流向涡位置，合理安排网格分布，以达到精确求解流场演化的目的；
（3）检验/验证流场扰流计算结果的合理性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，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相关的附图。
图1为物体高速运动时产生的激波和相对角示意图。
图2为升力体表面压力分布和流线分布示意图。其中，中间对称面显示了激波压强分布。
图3为升力体表面流动结构分布和坐标系示意图。
图4为升力体右半部分表面相对角随攻角的变化示意图。
图5为本发明实施例的快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法的流程图。
图6为直接数值模拟的某个流向站位处的肩部流向涡示意图。
图7为直接数值模拟的肩部流向涡位置与相对角极大值位置的对比示意图。
图标：1-腹部流向涡、2-腹部横流区、3-肩部接触线区、4-肩部横流区、5-肩部流向涡区、6-背风横流区、7-背风接触线区。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
设计思路：
高速（一般指超声速）运动的物体前方会形成激波，流体经过激波后会受到强烈压缩而产生高压，压力强弱取决于激波强弱，而激波强弱则取决于来流方向与物面的夹角（相对角），相对角越小，激波越强，物面上方流体压强也就越大，如图1所示。以升力体为例，当地攻角随物面变化，导致物面压强沿展向非均匀变化，如图2所示。展向压力梯度P驱动流体从高压区向低压区汇聚，在高压区，流线发散形成接触线流动区，在低压区，流线汇聚形成流向涡流动区，在中间则为横流区。图3展示了升力体表面边界层具有7个流动分区（由于对称性，只考虑模型的一半区域），即：腹部流向涡1，腹部横流区2，肩部接触线区3，肩部横流区4，肩部流向涡区5，背风横流区6，背风接触线区7。其中，图3右上角的矩形对应升力体表面速度归一化的区间[0,1]。
综上所述，要判断流向涡位置，只需找出低压区位置即可。由此，基于相对角、物面展向压力分布与流向涡位置三者的强关联性，本实施例提出一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，如图5所示，所述方法包括：
步骤1，基于物面几何和来流攻角，给出来流方向与物面的相对角分布；
其中，所述相对角的计算公式如下：
α r =π+arccos(a·n)
其中，α r 为相对角，a为来流方向单位矢量，n为物面法向单位矢量。
步骤2，通过相对角分布判断流向涡位置。具体地：从相对角分布中找到相对角极大值，所述相对角极大值的位置对应激波后压强极小值位置，即流向涡位置。图4给出了相对角分布沿升力体法向位置（高度）的变化，可见相对角分布中存在两个极大值，一个对应腹部流向涡，另一个对应肩部流向涡。
进一步的，所述快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法还包括：
步骤3，计算不同来流攻角下的相对角分布，判断流向涡随来流攻角变化的强弱变化规律。具体地，图4给出了来流攻角从0度到8度变化的相对角分布，可见所述流向涡随来流攻角变化的强弱变化规律为：相对角逐渐增大，相对角极大值逐渐上移，则推知：
肩部流向涡逐渐向上移动并增强；
腹部流向涡位置保持不变，但强度逐渐减弱。
为了验证本发明的准确性，对比了直接数值模拟和本发明得到的不同轴向位置的肩部流向涡位置，在直接数值模拟中，肩部流向涡位置由上下边界界定，如图6所示。图7展示了对比结果，表明本发明的快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法能准确预测流向涡位置。由此可见，本发明无需经过物体扰流计算即可快速确定流向涡位置，从而大大节省了计算资源和时间，具体可在至少如下三方面得到应用：
（1）飞行器设计中，快速估计流向涡位置及随工况的变化规律；
（2）边界层转捩计算中，通过预先判断的流向涡位置，合理安排网格分布，以达到精确求解流场演化的目的；
（3）检验/验证流场扰流计算结果的合理性。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，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 (4)

1.一种快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤1，基于物面几何和来流攻角，给出来流方向与物面的相对角分布；步骤1中所述相对角的计算公式如下：
α r =π+arccos(a·n)
其中，α r 为相对角，a为来流方向单位矢量，n为物面法向单位矢量；
步骤2，通过相对角分布判断流向涡位置；步骤2中所述通过相对角分布判断流向涡位置的方法为：从相对角分布中找到相对角极大值，所述相对角极大值的位置对应激波后压强极小值位置，即流向涡位置。
2.根据权利要求1所述的快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，其特征在于，所述相对角分布中具有两个相对角极大值，一个对应腹部流向涡，另一个对应肩部流向涡。
3.根据权利要求1所述的快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，其特征在于，所述方法还包括：
步骤3，计算不同来流攻角下的相对角分布，判断流向涡随来流攻角变化的强弱变化规律。
4.根据权利要求3所述的快速确定高速三维边界层中流向涡位置的方法，其特征在于，所述流向涡随来流攻角变化的强弱变化规律为：相对角逐渐增大，相对角极大值逐渐上移，则推知：
肩部流向涡逐渐向上移动并增强；
腹部流向涡位置保持不变，但强度逐渐减弱。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113998145B (zh) * 2022-01-04 2022-03-15 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 飞行器边界层失稳特征检测方法、装置、设备及介质

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE09803664T1 (de) * 2008-07-31 2011-12-22 Bell Helicopter Textron, Inc. System und verfahren für aerodynamische flusssteuerung
US9435537B2 (en) * 2010-11-30 2016-09-06 General Electric Company System and method for premixer wake and vortex filling for enhanced flame-holding resistance
CN103213675B (zh) * 2013-04-18 2015-10-07 北京航空航天大学 等离子体涡流发生器
CN103390109A (zh) * 2013-07-25 2013-11-13 中国航天空气动力技术研究院 一种气动力特性快速预测方法
CN105756866B (zh) * 2016-02-22 2018-04-20 上海理工大学 涡流发生装置
CN106741779A (zh) * 2016-12-21 2017-05-31 哈尔滨工程大学 一种仿生吊舱推进器
CN107972850B (zh) * 2017-11-06 2019-12-20 中国航天空气动力技术研究院 一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法
CN109760818B (zh) * 2019-03-21 2020-11-20 中国人民解放军国防科技大学 一种基于合成双射流激励器的超声速边界层转捩控制方法
CN110688791B (zh) * 2019-08-30 2023-08-11 中国航天空气动力技术研究院 一种钝头体流场激波自适应结构网格生成方法
CN110806300B (zh) * 2019-10-12 2021-02-09 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适用于高超声速飞行试验转捩研究的测点布置方法
CN111159942B (zh) * 2019-12-26 2023-09-15 北京电子工程总体研究所 一种基于定常模拟的带翼飞行器滚转阻尼力矩计算方法
CN112052632B (zh) * 2020-07-27 2021-05-11 空气动力学国家重点实验室 一种高超声速流向转捩预测方法
CN112507629A (zh) * 2020-09-23 2021-03-16 空气动力学国家重点实验室 一种考虑激波的感受性分析方法
CN112395694B (zh) * 2020-12-03 2023-05-02 中国人民解放军国防科技大学 一种超高速湍流边界层减阻控制方法
CN112733278A (zh) * 2021-03-31 2021-04-30 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种被动延迟湍流转捩控制装置及方法

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