CN114462330A - 飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备和存储介质 - Google Patents

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CN114462330A
CN114462330A CN202210060010.9A CN202210060010A CN114462330A CN 114462330 A CN114462330 A CN 114462330A CN 202210060010 A CN202210060010 A CN 202210060010A CN 114462330 A CN114462330 A CN 114462330A
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ice
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陈海昕
张宇飞
李浩然
段玉宇
尹宇辉
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Abstract

本申请涉及一种飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备、存储介质和计算机程序产品。方法包括：获取目标飞机的机翼网格信息；根据机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到目标飞机的结冰空气流场结果和目标飞机的水滴场结果；预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N‑S方程求解模型；根据目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算目标飞机的当前的结冰冰形，并更新机翼网格信息中的第二机翼网格信息；当目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为目标飞机的结冰冰形。采用本方法能够准确预测飞机结冰冰形。

Description

飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备和存储介质
技术领域
本申请涉及计算机技术领域，特别是涉及一种飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备、存储介质和计算机程序产品。
背景技术
在飞机飞行中，飞机的某些部分有时会出现由于水滴冻结或水汽凝华聚积形成的冰层的现象，即飞机结冰。而飞机结冰对飞机的气动和操稳特性等有着重要的影响。一定程度的飞机结冰不仅会造成机翼提供的升力不足，使得飞机掉落，还会造成平尾提供的配平力矩不足，使得飞机将无法操控，造成不可挽回的灾难。
为了保证飞行安全，在飞机设计过程中，工程师需要根据飞机带冰后气动特性的损失程度来进行防除冰装置的布置和设计。而进行飞机带冰后气动特性评估的前提是能够实现对飞机结冰冰形的预测。因此，提供一种能够准确预测飞机结冰冰形的飞机结冰冰形预测方法是非常有必要的。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够准确预测飞机结冰冰形的飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备、计算机可读存储介质和计算机程序产品。
第一方面，本申请提供了一种飞机结冰冰形预测方法。所述方法包括：
获取目标飞机的机翼网格信息；所述目标飞机的机翼网格信息包括所述目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和所述目标飞机结冰后的第二机翼网格信息；
根据所述机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到所述目标飞机的结冰空气流场结果和所述目标飞机的水滴场结果；所述预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型；所述目标飞机的结冰空气流场结果包括所述目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力；所述目标飞机的水滴场结果包括所述目标飞机对应的局部水收集系数；
根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形，并更新所述机翼网格信息中的第二机翼网格信息；
当所述目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为所述目标飞机的结冰冰形。
在其中一个实施例中，所述空气流场计算的过程包括：
将所述机翼网格信息、第一结冰平均场变量、以及第一结冰涡粘性输入至所述N-S方程求解模型，得到第二结冰平均场变量；
将所述第二结冰平均场变量输入至所述SPF湍流模型，得到第二结冰涡粘性，并更新所述第一结冰平均场变量和所述第一结冰涡粘性；
当所述第二结冰平均场变量满足预设的空气流场计算停止条件时，将所述第二结冰平均场变量作为所述目标飞机的结冰空气流场结果。
在其中一个实施例中，所述SPF湍流模型的执行过程包括：
根据所述第二结冰平均场变量和粗糙度雷诺数，计算壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率；
根据所述第二结冰平均场变量，计算第一脉动能量、第一湍动能、以及空间内的第一单位湍动能耗散率；
将所述第一脉动能量、所述第一湍动能、所述空间内的第一单位湍动能耗散率、以及所述壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率输入至预设的输运方程，得到第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率；
根据所述第二脉动能量、所述第二湍动能、以及所述第二单位湍动能耗散率，计算得到所述第二结冰涡粘性。
在其中一个实施例中，所述预设的输运方程包括：脉动能量输运方程、湍动能输运方程、以及单位湍动能耗散率输运方程；所述单位湍动能耗散率输运方程包括非平衡湍流衡量指标修正项；所述非平衡湍流衡量指标修正项用于非平衡湍流衡量指标的修正；所述非平衡湍流衡量指标修正项可以表示为：
fNE＝min(max(300ReΩΓSSL,1),3.3)
其中，fNE为所述非平衡湍流衡量指标修正项，ΓSSL为切换函数，ReΩ为衡量远离壁面的大涡量区的表达式。
在其中一个实施例中，所述方法还包括：
根据所述目标飞机的结冰冰形，确定目标飞机的冰形网格信息；
根据所述冰形网格信息、以及所述预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到所述目标飞机的冰形空气流场结果；所述目标飞机的冰形空气流场结果包括所述目标飞机对应的冰形压力和冰形切应力；
根据所述目标飞机的冰形空气流场结果，计算得到所述目标飞机的结冰特性。
在其中一个实施例中，所述根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形包括：
将所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到所述目标飞机的当前的结冰冰形。
第二方面，本申请还提供了一种飞机结冰冰形预测装置。所述装置包括：
获取模块，用于获取目标飞机的机翼网格信息；所述目标飞机的机翼网格信息包括所述目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和所述目标飞机结冰后的第二机翼网格信息；
第一计算模块，用于根据所述机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到所述目标飞机的结冰空气流场结果和所述目标飞机的水滴场结果；所述预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型；所述目标飞机的结冰空气流场结果包括所述目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力；所述目标飞机的水滴场结果包括所述目标飞机对应的局部水收集系数；
第二计算模块，用于根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形，并更新所述机翼网格信息中的第二机翼网格信息；
确定模块，用于当所述目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为所述目标飞机的结冰冰形。
在其中一个实施例中，所述第一计算模块，具体用于：
将所述机翼网格信息、第一结冰平均场变量、以及第一结冰涡粘性输入至所述N-S方程求解模型，得到第二结冰平均场变量；
将所述第二结冰平均场变量输入至所述SPF湍流模型，得到第二结冰涡粘性，并更新所述第一结冰平均场变量和所述第一结冰涡粘性；
当所述第二结冰平均场变量满足预设的空气流场计算停止条件时，将所述第二结冰平均场变量作为所述目标飞机的结冰空气流场结果。
在其中一个实施例中，所述第一计算模块，具体用于：
根据所述第二结冰平均场变量和粗糙度雷诺数，计算壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率；
根据所述第二结冰平均场变量，计算第一脉动能量、第一湍动能、以及空间内的第一单位湍动能耗散率；
将所述第一脉动能量、所述第一湍动能、所述空间内的第一单位湍动能耗散率、以及所述壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率输入至预设的输运方程，得到第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率；
根据所述第二脉动能量、所述第二湍动能、以及所述第二单位湍动能耗散率，计算得到所述第二结冰涡粘性。
在其中一个实施例中，所述预设的输运方程包括：脉动能量输运方程、湍动能输运方程、以及单位湍动能耗散率输运方程；所述单位湍动能耗散率输运方程包括非平衡湍流衡量指标修正项；所述非平衡湍流衡量指标修正项用于非平衡湍流衡量指标的修正；所述非平衡湍流衡量指标修正项可以表示为：
fNE＝min(max(30OReΩΓSsL，1)，3.3)
其中，fNE为所述非平衡湍流衡量指标修正项，ΓSSL为切换函数，ReΩ为衡量远离壁面的大涡量区的表达式。
在其中一个实施例中，所述装置还包括：
根据所述目标飞机的结冰冰形，确定目标飞机的冰形网格信息；
根据所述冰形网格信息、以及所述预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到所述目标飞机的冰形空气流场结果；所述目标飞机的冰形空气流场结果包括所述目标飞机对应的冰形压力和冰形切应力；
根据所述目标飞机的冰形空气流场结果，计算得到所述目标飞机的结冰特性。
在其中一个实施例中，所述第二计算模块，具体用于：
将所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到所述目标飞机的当前的结冰冰形。
第三方面，本申请还提供了一种计算机设备。所述计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述第一方面所述的步骤。
第四方面，本申请还提供了一种计算机可读存储介质。所述计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面所述的步骤。
第五方面，本申请还提供了一种计算机程序产品。所述计算机程序产品，包括计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面所述的步骤。
上述飞机结冰冰形预测方法、装置、计算机设备、存储介质和计算机程序产品，获取目标飞机的机翼网格信息；所述目标飞机的机翼网格信息包括所述目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和所述目标飞机结冰后的第二机翼网格信息；根据所述机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到所述目标飞机的结冰空气流场结果和所述目标飞机的水滴场结果；所述预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型；所述目标飞机的结冰空气流场结果包括所述目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力；所述目标飞机的水滴场结果包括所述目标飞机对应的局部水收集系数；根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形，并更新所述机翼网格信息中的第二机翼网格信息；当所述目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为所述目标飞机的结冰冰形。这样通过包含SPF湍流模型的雷诺平均模型和水滴场计算模型能够准确计算目标飞机的结冰空气流场结果和水滴场结果，进而得到准确的目标飞机的结冰冰形，实现飞机结冰冰形的准确预测。
附图说明
图1为一个实施例中飞机结冰冰形预测方法的流程示意图；
图2为一个实施例中空气流场计算步骤的流程示意图；
图3为一个实施例中SPF湍流模型的执行过程步骤的流程示意图；
图4为另一个实施例中飞机结冰冰形预测方法的流程示意图；
图5为一个实施例中采用
Figure BDA0003477837400000061
模型、SST模型和商业软件LEWICE对冰形进行预测的结果、以及实验结果的示意图；
图6为一个实施例中在不同的攻角时，采用
Figure BDA0003477837400000062
模型和SST模型对结冰特性进行预测的结果、以及实验结果的示意图；
图7为一个实施例中采用
Figure BDA0003477837400000063
模型、SST模型和商业软件LEWICE3D对冰形进行预测的结果、以及实验结果的示意图；
图8为一个实施例中飞机结冰冰形预测装置的结构框图；
图9为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种飞机结冰冰形预测方法，本实施例以该方法应用于终端进行举例说明，可以理解的是，该方法也可以应用于服务器，还可以应用于包括终端和服务器的系统，并通过终端和服务器的交互实现。其中，终端可以但不限于是各种个人计算机、笔记本电脑、智能手机、平板电脑、物联网设备和便携式可穿戴设备，物联网设备可为智能音箱、智能电视、智能空调、智能车载设备等。便携式可穿戴设备可为智能手表、智能手环、头戴设备等。服务器可以用独立的服务器或者是多个服务器组成的服务器集群来实现。本实施例中，该方法包括以下步骤：
步骤101，获取目标飞机的机翼网格信息。
其中，目标飞机的机翼网格信息包括目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和目标飞机结冰后的第二机翼网格信息。
在本申请实施例中，终端可以先获取目标飞机的机翼几何信息。其中，目标飞机的机翼几何信息包括目标飞机未结冰时的第一机翼几何信息和目标飞机结冰后的第二机翼几何信息。目标飞机的机翼几何信息可以为目标飞机的机翼的几何坐标点。机翼几何信息可以包括：机翼翼型的二维几何信息和机翼的三维几何信息。翼型为飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘(或1/4弦长点连线)的剖面形状，也称翼剖面或叶剖面。然后，终端可以根据目标飞机的机翼几何信息，围绕目标飞机的机翼或目标飞机的机翼翼型生成贴体网格，确定目标飞机的机翼网格信息。其中，目标飞机的机翼网格信息包括目标飞机的机翼翼型的二维网格信息和目标飞机的机翼的三维网格信息。贴体网格由任意曲线坐标系的坐标线组成的网格，计算区域的所有边界均为一条曲线坐标的网格线。
步骤102，根据机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到目标飞机的结冰空气流场结果和目标飞机的水滴场结果。
其中，预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型。目标飞机的结冰空气流场结果包括目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力。目标飞机的水滴场结果包括目标飞机对应的局部水收集系数。
在本申请实施例中，终端可以先根据目标飞机的机翼网格信息和预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到目标飞机的结冰空气流场结果。然后，终端可以将目标飞机的机翼网格信息和结冰空气流场结果，输入至预设的水滴场计算模型，进行水滴场计算，得到目标飞机的水滴场结果。其中，结冰切应力为在结冰过程中未结冰的机翼或结冰后的机翼的切应力。结冰切应力为空气流过物面或冰面的切应力。结冰对流换热系数为在结冰过程中的对流换热系数。
在一个示例中，终端可以将目标飞机的机翼网格信息和结冰空气流场结果，输入至预设的水滴场计算模型，进行水滴场计算，得到空间每一点的容积分数。然后，终端可以提取目标飞机的壁面附近的容积分数，并根据该壁面附近的容积分数，计算壁面的水收集特性。接着，终端可以根据壁面的水收集特性，得到局部水收集系数。具体的，终端可以将壁面的水收集特性，作为目标飞机对应的局部水收集系数。
在一个示例中，终端可以根据目标飞机的机翼网格信息和预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到目标飞机的结冰空气流场结果。在空气流场计算过程中，每迭代一次，可计算得到一个第二结冰平均场变量。针对每一个第二结冰平均场变量，终端可以将第二结冰平均场变量与目标飞机的机翼网格信息，输入至预设的水滴场计算模型，进行水滴场计算，得到水滴场中间结果。这样，在水滴场的计算过程中，可以得到多个水滴场中间结果。当水滴场中间结果满足预设的水滴场计算停止条件时，将该水滴场中间结果作为目标飞机的水滴场结果。其中，预设的水滴场计算停止条件可以为水滴场中间结果收敛。
步骤103，根据目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算目标飞机的当前的结冰冰形，并更新机翼网格信息中的第二机翼网格信息。
在本申请实施例中，终端可以先根据目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算得到目标飞机的当前的结冰冰形。在一个示例中，终端可以基于目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力、局部水收集系数和结冰热力学模型，计算得到目标飞机的当前的结冰冰形。然后，终端可以根据目标飞机的当前的结冰冰形，确定目标飞机结冰后的第二机翼几何信息。接着，终端可以根据目标飞机的第二机翼几何信息，围绕目标飞机的机翼或目标飞机的机翼翼型生成贴体网格，确定目标飞机结冰后的第二机翼网格信息。然后，终端可以将当前的第二机翼网格信息，作为目标飞机的机翼网格信息。接着，终端可以重复步骤102-103。
步骤104，当目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为目标飞机的结冰冰形。
在本申请实施例中，终端可以预先设定结冰停止条件。其中，结冰停止条件可以包括目标飞机的目标结冰时间。然后，在重复步骤102-103的过程中，当目标飞机的累计结冰时间达到目标结冰时间时，终端可以将当前计算得到的结冰冰形，作为目标飞机的结冰冰形。其中，目标飞机的结冰冰形包括目标飞机的机翼翼型的二维结冰冰形和目标飞机的机翼的三维结冰冰形。
上述飞机结冰冰形预测方法中，通过包含SPF湍流模型的雷诺平均模型能够准确计算目标飞机的结冰空气流场结果，使得通过水滴场计算模型能够准确计算水滴场结果，进而得到准确的目标飞机的结冰冰形，实现飞机结冰冰形的准确预测。
在一个实施例中，如图2所示，空气流场计算的具体过程包括以下步骤：
步骤201，将机翼网格信息、第一结冰平均场变量、以及第一结冰涡粘性输入至N-S方程求解模型，得到第二结冰平均场变量。
在本申请实施例中，终端可以先预先设定第一结冰平均场变量和第一结冰涡粘性。然后，终端可以将机翼网格信息、第一结冰平均场变量、以及第一结冰涡粘性，输入至N-S方程求解模型，得到第二结冰平均场变量。其中，第一结冰平均场变量和第二结冰平均场变量均包括结冰平均场热力学系数、结冰平均场速度和结冰平均场压力。结冰平均场热力学系数包括结冰平均场对流换热系数和结冰平均场切应力。
步骤202，将第二结冰平均场变量输入至SPF湍流模型，得到第二结冰涡粘性，并更新第一结冰平均场变量和第一结冰涡粘性。
在本申请实施例中，终端可以先将第二结冰平均场变量，输入至SPF湍流模型，得到第二结冰涡粘性。然后，终端可以将当前的第二结冰平均场变量，作为第一结冰平均场变量。同时，终端可以将当前的第二结冰涡粘性，作为第一结冰涡粘性。接着，终端可以重复步骤201-202。
步骤203，当第二结冰平均场变量满足预设的空气流场计算停止条件时，将第二结冰平均场变量作为目标飞机的结冰空气流场结果。
在本申请实施例中，终端可以预先设定空气流场计算停止条件。其中，空气流场计算停止条件可以为第二结冰平均场变量收敛。然后，在重复步骤201-202的过程中，当第二结冰平均场变量收敛时，终端可以将当前计算得到的第二结冰平均场变量，作为目标飞机的结冰空气流场结果。
上述飞机结冰冰形预测方法中，通过SPF湍流模型辅助N-S方程求解模型进行空气流场计算，能够准确计算目标飞机的结冰空气流场结果。而水滴场结果受空气流场计算的影响，因此，上述飞机结冰冰形预测方法在准确计算目标飞机的结冰空气流场结果的同时，也准确计算目标飞机的水滴场结果，进而得到准确的目标飞机的结冰冰形，实现飞机结冰冰形的准确预测。
在一个实施例中，如图3所示，SPF湍流模型的执行过程的具体过程包括以下步骤：
步骤301，根据第二结冰平均场变量和粗糙度雷诺数，计算壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率。
在本申请实施例中，终端可以根据预设的等效沙粒粗糙高度计算模型，计算等效沙粒粗糙高度。其中，预设的等效沙粒粗糙高度计算模型可以为Shin et al.的模型。在一个示例中，终端可以根据如下公式计算等效沙粒粗糙高度ks。
Figure BDA0003477837400000101
其中，LWC的单位为g/m3，其他单位均为SI单位制。
Figure BDA0003477837400000102
Figure BDA0003477837400000103
Figure BDA0003477837400000104
(ks/C)base＝0.00117
其中，c是参考弦长，一般是机翼翼型的弦长。LWC是过冷水含量，MVD是平均过冷水滴直径，Ts为表面温度。
然后，终端可以根据等效沙粒粗糙高度，计算粗糙度雷诺数。其中，粗糙度雷诺数衡量了在流体靠近壁面处的边界层缓冲区的粗糙度影响，以及边界层厚度和粗糙度高度的比例，确定了对数区是否存在。边界层指的是靠近壁面处粘性力占主导的流动薄层。在一个示例中，终端可以根据以下公式和等效沙粒粗糙高度，计算粗糙度雷诺数。
Figure BDA0003477837400000111
Figure BDA0003477837400000112
Figure BDA0003477837400000113
其中，
Figure BDA0003477837400000114
是粗糙度雷诺数，uτ是壁面磨擦速度，v为分子粘性，τw为空气对壁面的切应力，ρ为空气密度，y+为无量纲高度，y为到壁面的距离。
接着，终端可以根据第二结冰平均场变量中的切应力、分子动力粘性和粗糙度雷诺数，通过以下公式，计算壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率。其中，第二结冰平均场变量中的切应力为空气与壁面的切应力。
Figure BDA0003477837400000115
Figure BDA0003477837400000116
其中，ω为第一单位湍动能耗散率，SR为等效粗糙高度雷诺数，τw为空气与壁面的切应力，μ为分子动力粘性，
Figure BDA0003477837400000117
为粗糙高度雷诺数。
步骤302，根据第二结冰平均场变量，计算第一脉动能量、第一湍动能、以及空间内的第一单位湍动能耗散率。
在本申请实施例中，终端可以根据第二结冰平均场变量和SPF湍流模型的输运方程，经过时间推进迭代，得到第一脉动能量、第一湍动能以及空间内的第一单位湍动能耗散率。具体的，终端可以根据第二结冰平均场变量，计算SPF湍流模型的输运方程的右端项，进而依据时间推进方法，得到第一脉动能量、第一湍动能、以及空间内的第一单位湍动能耗散率。
步骤303，将第一脉动能量、第一湍动能、空间内的第一单位湍动能耗散率、以及壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率输入至预设的输运方程，得到第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率。
在本申请实施例中，SPF湍流模型为
Figure BDA0003477837400000118
模型。终端可以将第一脉动能量、第一湍动能、空间内的第一单位湍动能耗散率、以及壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率输入至预设的输运方程，得到第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率。其中，预设的输运方程包括脉动能量输运方程、湍动能输运方程和单位湍动能耗散率输运方程。预设的输运方程可以表示为：
Figure BDA0003477837400000121
Figure BDA0003477837400000122
Figure BDA0003477837400000123
其中，k为脉动能量，t为时间，uj为当地的平均场速度，Pk为脉动能量的生成项，Dk为脉动能量的破坏项，ρ为空气密度，xj为当地的位置坐标，μ为空气动力粘性，αT为第一扩散系数，σk为第二扩散系数。
Figure BDA0003477837400000124
为湍动能，
Figure BDA0003477837400000125
为湍动能的生成项，RBP为控制旁路转捩项，RNAT为控制自然转捩项，ω为单位湍动能的耗散率，
Figure BDA0003477837400000126
为湍动能的破坏项，Pω为ω的生成项，CωR为模式常系数，fW为壁面遮蔽函数，Cω2为模式常系数，β*为交叉扩散项系数，
Figure BDA0003477837400000127
为边界层切换函数，σω为ω的第二扩散系数。
步骤304，根据第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率，计算得到第二结冰涡粘性。
在本申请实施例中，终端可以先根据第二湍动能和第二单位湍动能耗散率，计算有效小尺度湍动能。然后，终端可以根据有效小尺度湍动能，计算小尺度涡粘性。同时，终端可以根据有效小尺度湍动能和第二湍动能，计算有效大尺度湍动能。然后，终端可以根据有效大尺度湍动能和第二脉动能量，计算大尺度涡粘性。接着，终端可以将小尺度涡粘性和大尺度涡粘性相加，得到第二结冰涡粘性。
在一个示例中，终端可以根据以下公式计算第二结冰涡粘性。
Figure BDA0003477837400000131
λeff＝min(Cλd，λT)，
Figure BDA0003477837400000132
Figure BDA0003477837400000133
Figure BDA0003477837400000134
Figure BDA0003477837400000135
Figure BDA0003477837400000136
Figure BDA0003477837400000137
Figure BDA0003477837400000138
μT＝μT，s+μT，l
其中，μT,s为小尺度涡粘性，fv为计算μT,s的粘性遮蔽部分，fINT为计算μT,s的间歇因子部分，
Figure BDA0003477837400000139
为有效小尺度湍动能，λeff为特征壁面有效距离，fss为计算
Figure BDA00034778374000001310
时的遮蔽函数，fW为壁面遮蔽函数，
Figure BDA00034778374000001311
为第二湍动能，Cλ为模式常系数，d为到壁面的距离，λT为湍流特征长度，deff为由λeff进一步得到的壁面有效距离，Css为模式常系数，v为空气分子运动粘性，Ω为涡量，ReT为以
Figure BDA00034778374000001312
和ω为特征的无量纲数，CINT为模式常系数，fτ,l为切应力遮蔽函数，C11和C12为大尺度涡粘性计算系数；βTS用于表示T-S不稳定性，S为速度变形率，Cμ为涡粘性计算所用到的系数，A0和AS为模式常系数，Cτ,l为模式常系数，
Figure BDA00034778374000001313
为有效大尺度湍动能，μT,s为小尺度涡粘性，μT,l为大尺度涡粘性，μT为涡粘性。
上述飞机结冰冰形预测方法中，通过SPF湍流模型计算得到的涡粘性辅助N-S方程求解模型进行空气流场计算，能够准确计算目标飞机的结冰空气流场结果。而水滴场结果受空气流场计算的影响，因此，上述飞机结冰冰形预测方法在准确计算目标飞机的结冰空气流场结果的同时，也准确计算目标飞机的水滴场结果，进而得到准确的目标飞机的结冰冰形，实现飞机结冰冰形的准确预测。
在一个实施例中，预设的输运方程包括：脉动能量输运方程、湍动能输运方程、以及单位湍动能耗散率输运方程。单位湍动能耗散率输运方程包括非平衡湍流衡量指标修正项。非平衡湍流衡量指标修正项用于非平衡湍流衡量指标的修正。非平衡湍流衡量指标修正项可以表示为：
fNE＝min(max(300ReΩΓSsL，1)，3.3)
其中，fNE为所述非平衡湍流衡量指标修正项，ΓSSL为切换函数，ReΩ为衡量远离壁面的大涡量区的表达式。
在本申请实施例中，非平衡湍流衡量指标修正项位于单位湍动能耗散率输运方程的破坏项上。包括非平衡湍流衡量指标修正项的单位湍动能耗散率输运方程可以表示为：
Figure BDA0003477837400000141
其中，k为脉动总能量，t为时间，uj为当地的平均场速度，ρ为空气密度，xj为当地的位置坐标，μ为空气动力粘性，αT为第一扩散系数，σω为第二扩散系数。
Figure BDA0003477837400000142
为湍动能，RBP为控制旁路转捩项，RnAT为控制自然转捩项，ω为单位湍动能的耗散率，
Figure BDA0003477837400000143
为湍动能的破坏项，Pω为ω的生成项，CωR为模式常系数，fW为壁面遮蔽函数，Cω2为模式常系数，β*为交叉扩散项系数，
Figure BDA0003477837400000144
为边界层切换函数，fNE为修正项。
终端可以先根据分子粘性和涡量，计算衡量远离壁面的大涡量区的表达式。同时，终端可以根据小尺度涡粘性、速度变形率的模、空气的密度、湍动能、单位湍动能的耗散率和判断分离剪切层的阈值，计算切换函数。然后，终端根据衡量远离壁面的大涡量区的表达式和切换函数，计算非平衡湍流衡量指标修正项。
在一个示例中，衡量远离壁面的大涡量区的表达式可以表示为：
Figure BDA0003477837400000151
切换函数可以表示为：
Figure BDA0003477837400000152
其中，ΓSSL为切换函数，ReΩ为衡量远离壁面的大涡量区的表达式，d为当前网格点到壁面的距离，Ω为涡量，ν为分子粘性，
Figure BDA0003477837400000153
为湍动能的生成项，ε为湍动能耗散率，CSSL为判断分离剪切层的阈值(设为2.5)，μT,s为小尺度的涡粘性，S2为速度变形率的模，ρ为空气的密度，
Figure BDA0003477837400000154
为湍动能，ω为单位湍动能的耗散率。
上述飞机结冰冰形预测方法中，通过在SPF湍流模型的输运方程中设置修正项，调整SPF湍流模型的生成比耗散值，即调整SPF湍流模型的非平衡湍流衡量指标，明显改善计算飞机结冰等非流线体前缘的分离剪切层的能力，进而提高了对于分离泡的计算能力，从而提高飞机结冰冰形预测的准确性。并且，SPF湍流模型在大攻角或者高升力系数时都能够实现精度的提高，使得相对于SST模型，该方法能够提高结冰冰形预测的精度。
在一个实施例中，在SPF湍流模型中，可以将湍流切应力限制器引入小尺度涡粘性μT,s的计算中。具体的，可以采用两组比例系数来分别控制边界层、自由剪切层以及分离剪切层中的湍流切应力与湍动能之比，如下公式所示，在边界层等流动中a1＝0.31，在分离剪切层中a2＝0.23，a1与a2之间的切换函数为ΓSSL。
Figure BDA0003477837400000155
这样，引入湍流切应力限制器，能够改善SPF湍流模型在预测分离流中的效果。并且，切应力限制器同样可以在冰角后的分离剪切层发挥作用。这样能够进一步提高SPF湍流模型的准确度，进而进一步提高飞机结冰冰形预测的准确性。
在一个实施例中，在SPF湍流模型中，可以将用于计算大尺度涡粘性的λT替换为λeff，得到对大尺度涡粘性μT,l的修正项，可以表示为：
Figure BDA0003477837400000161
这样能够明显改善分离泡的再附点计算，能够进一步提高SPF湍流模型的准确度，进而进一步提高飞机结冰冰形预测的准确性。
在一个实施例中，可以重新调整SPF湍流模型中的各系数。其中，系数CR应为3.2，大尺度涡粘性计算系数C11应为3.4×10-7。这样符合在包含分离、转捩的流动中，湍流模型的旁路转捩能量系数能被加强的实际情况，能够进一步提高SPF湍流模型的准确度，进而进一步提高飞机结冰冰形预测的准确性。
在一个实施例中，如图4所示，飞机结冰冰形预测方法的具体过程还包括以下步骤：
步骤401，根据目标飞机的结冰冰形，确定目标飞机的冰形网格信息。
在本申请实施例中，终端可以先根据目标飞机的结冰冰形，确定目标飞机的冰形几何信息。然后，终端可以根据目标飞机的冰形几何信息，围绕目标飞机的结冰冰形生成贴体网格，确定目标飞机的冰形网格信息。其中，目标飞机的冰形几何信息可以为目标飞机的冰形的几何坐标点。
步骤402，根据冰形网格信息、以及预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到目标飞机的冰形空气流场结果。
其中，目标飞机的冰形空气流场结果包括目标飞机对应的冰形压力和冰形切应力。
在本申请实施例中，终端可以先预先设定第一冰形平均场变量和第一冰形涡粘性。
然后，终端可以将冰形网格信息、第一冰形平均场变量、以及第一冰形涡粘性，输入至N-S方程求解模型，得到第二冰形平均场变量。其中，第一冰形平均场变量和第二冰形平均场变量均包括冰形平均场压力和冰形平均场切应力。
接着，终端可以将第二冰形平均场变量，输入至SPF湍流模型，得到第二冰形涡粘性。然后，终端可以将当前的第二冰形平均场变量，作为第一冰形平均场变量。同时，终端可以将当前的第二冰形涡粘性，作为第一冰形涡粘性。接着，终端可以重复以上步骤。
然后，在重复以上步骤的过程中，当第二冰形平均场变量收敛时，终端可以将当前计算得到的第二冰形平均场变量，作为目标飞机的冰形空气流场结果。其中，冰形压力为结冰后的压力。冰形切应力为结冰后的机翼的切应力。冰形切应力为空气流过冰面的切应力。
步骤403，根据目标飞机的冰形空气流场结果，计算得到目标飞机的结冰特性。
在本申请实施例中，目标飞机的结冰特性包括目标飞机的升力系数、阻力系数和力矩系数。
终端可以根据目标飞机对应的冰形压力，计算得到目标飞机的升力系数。具体的，终端可以对目标飞机对应的冰形压力积分，计算得到目标飞机的升力系数。
终端可以根据目标飞机对应的冰形切应力，计算得到目标飞机的摩擦系数。同时，终端可以根据目标飞机对应的冰形压力，计算得到目标飞机的压差阻力系数。然后，终端可以将目标飞机的摩擦系数和压差阻力系数，构成目标飞机的阻力系数。
终端可以根据目标飞机对应的冰形切应力，计算得到目标飞机对应的地面各点的分布力情况。同时，终端可以获取力矩参考点。然后，终端可以根据目标飞机对应的地面各点的分布力情况和力矩参考点，计算得到目标飞机的力矩系数。
上述飞机结冰冰形预测方法中，通过在SPF湍流模型得到的涡粘性辅助N-S方程求解模型进行空气流场计算，能够准确计算目标飞机的冰形空气流场结果，进而在得到准确的目标飞机的结冰冰形的前提下，实现飞机结冰特性的准确预测。并且，在大攻角下具有非平衡特性修正的SPF湍流模型表现出明显的优势，使得SPF湍流模型对于结冰特性的预测效果相对传统的SA或SST模型有了很大的提高。
在一个实施例中，根据目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算目标飞机的当前的结冰冰形的具体过程包括以下步骤：将目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到目标飞机的当前的结冰冰形。
在本申请实施例中，终端可以先预先存储结冰热力学模型。然后，终端可以将目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到目标飞机的当前的结冰冰形。其中，结冰热力学模型可以为Messinger模型和Myers模型。
上述飞机结冰冰形预测方法中，通过将目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到准确的目标飞机的结冰冰形，实现飞机结冰冰形的准确预测。
在一个实施例中，终端分别采用
Figure BDA0003477837400000181
模型和对二维翼型GLC305的结冰冰形进行预测。此时，来流速度为90m/s，温度为268.15K，过冷水滴含量为0.54g/m3，过冷水滴直径设为20μm，结冰时间为22.5分钟，计算攻角为5°。采用
Figure BDA0003477837400000182
模型、SST模型和商业软件LEWICE对该冰形进行预测的结果、以及实验结果如图5所示。采用
Figure BDA0003477837400000183
模型计算冰高度大于SST模型，与实验结果更加接近，即结冰冰形预测结果更准确。在不同的攻角时，采用
Figure BDA0003477837400000184
模型和SST模型对该冰形结冰特性进行预测的结果、以及实验结果如图6所示。采用
Figure BDA0003477837400000185
模型预测得到的升力线与实验结果更加接近，即升力特性预测准确，结冰特性预测结果更准确。
在一个实施例中，终端分别采用
Figure BDA0003477837400000186
模型和对三维CRM(CommonResearch Model)标模的混合翼结冰结冰冰形进行预测，该混合翼为CRM65机翼内翼段设计。其中，混合翼相对于原始的一段机翼，其头部形状保持一致，但是后半部分翼型及额外增加的襟翼与原始巡航机翼不同，其外形通过优化设计使得翼型头部压力分布与水收集与原始机翼一致。对大飞机机翼的结冰试验通常在混合翼平台进行。此时，结冰工况采用典型的明冰工况，来流速度为66.36m/s，温度为264.55K，过冷水滴含量为1.0g/m3，过冷水滴直径设为25μm，结冰时间为29分钟，计算攻角为3.7°。采用
Figure BDA0003477837400000191
模型、SST模型和商业软件LEWICE3D对该冰形进行预测的中间截面的结果、以及实验中间截面的结果如图7所示。采用
Figure BDA0003477837400000192
模型能够得到比SST更高的冰，与试验结果更为接近，并且明显优于LEWICE3D的结果，即结冰冰形预测结果更准确。
应该理解的是，虽然如上所述的各实施例所涉及的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，如上所述的各实施例所涉及的流程图中的至少一部分步骤可以包括多个步骤或者多个阶段，这些步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤中的步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
基于同样的发明构思，本申请实施例还提供了一种用于实现上述所涉及的飞机结冰冰形预测方法的飞机结冰冰形预测装置。该装置所提供的解决问题的实现方案与上述方法中所记载的实现方案相似，故下面所提供的一个或多个飞机结冰冰形预测装置实施例中的具体限定可以参见上文中对于飞机结冰冰形预测方法的限定，在此不再赘述。
在一个实施例中，如图8所示，提供了一种飞机结冰冰形预测装置800，包括：获取模块810、第一计算模块820、第二计算模块830和确定模块840，其中：
获取模块810，用于获取目标飞机的机翼网格信息；所述目标飞机的机翼网格信息包括所述目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和所述目标飞机结冰后的第二机翼网格信息；
第一计算模块820，用于根据所述机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到所述目标飞机的结冰空气流场结果和所述目标飞机的水滴场结果；所述预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型；所述目标飞机的结冰空气流场结果包括所述目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力；所述目标飞机的水滴场结果包括所述目标飞机对应的局部水收集系数；
第二计算模块830，用于根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形，并更新所述机翼网格信息中的第二机翼网格信息；
确定模块840，用于当所述目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为所述目标飞机的结冰冰形。
可选的，所述第一计算模块820，具体用于：
将所述机翼网格信息、第一结冰平均场变量、以及第一结冰涡粘性输入至所述N-S方程求解模型，得到第二结冰平均场变量；
将所述第二结冰平均场变量输入至所述SPF湍流模型，得到第二结冰涡粘性，并更新所述第一结冰平均场变量和所述第一结冰涡粘性；
当所述第二结冰平均场变量满足预设的空气流场计算停止条件时，将所述第二结冰平均场变量作为所述目标飞机的结冰空气流场结果。
可选的，所述第一计算模块820，具体用于：
根据所述第二结冰平均场变量和粗糙度雷诺数，计算壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率；
根据所述第二结冰平均场变量，计算第一脉动能量、第一湍动能、以及空间内的第一单位湍动能耗散率；
将所述第一脉动能量、所述第一湍动能、所述空间内的第一单位湍动能耗散率、以及所述壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率输入至预设的输运方程，得到第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率；
根据所述第二脉动能量、所述第二湍动能、以及所述第二单位湍动能耗散率，计算得到所述第二结冰涡粘性。
可选的，所述预设的输运方程包括：脉动能量输运方程、湍动能输运方程、以及单位湍动能耗散率输运方程；所述单位湍动能耗散率输运方程包括非平衡湍流衡量指标修正项；所述非平衡湍流衡量指标修正项用于非平衡湍流衡量指标的修正；所述非平衡湍流衡量指标修正项可以表示为：
fNE＝min(max(30OReΩΓSsL，1)，3.3)
其中，fNE为所述非平衡湍流衡量指标修正项，ΓSSL为切换函数，ReΩ为衡量远离壁面的大涡量区的表达式。
可选的，所述装置800还包括：
根据所述目标飞机的结冰冰形，确定目标飞机的冰形网格信息；
根据所述冰形网格信息、以及所述预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到所述目标飞机的冰形空气流场结果；所述目标飞机的冰形空气流场结果包括所述目标飞机对应的冰形压力和冰形切应力；
根据所述目标飞机的冰形空气流场结果，计算得到所述目标飞机的结冰特性。
可选的，所述第二计算模块830，具体用于：
将所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到所述目标飞机的当前的结冰冰形。
上述飞机结冰冰形预测装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端，其内部结构图可以如图9所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、通信接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的通信接口用于与外部的终端进行有线或无线方式的通信，无线方式可通过WIFI、移动蜂窝网络、NFC(近场通信)或其他技术实现。该计算机程序被处理器执行时以实现一种飞机结冰冰形预测方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图9中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器中存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述各方法实施例中的步骤。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述各方法实施例中的步骤。
在一个实施例中，提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述各方法实施例中的步骤。
需要说明的是，本申请所涉及的用户信息(包括但不限于用户设备信息、用户个人信息等)和数据(包括但不限于用于分析的数据、存储的数据、展示的数据等)，均为经用户授权或者经过各方充分授权的信息和数据。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和易失性存储器中的至少一种。非易失性存储器可包括只读存储器(Read-OnlyMemory，ROM)、磁带、软盘、闪存、光存储器、高密度嵌入式非易失性存储器、阻变存储器(ReRAM)、磁变存储器(Magnetoresistive Random Access Memory，MRAM)、铁电存储器(Ferroelectric Random Access Memory，FRAM)、相变存储器(Phase Change Memory，PCM)、石墨烯存储器等。易失性存储器可包括随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)或外部高速缓冲存储器等。作为说明而非局限，RAM可以是多种形式，比如静态随机存取存储器(Static Random Access Memory，SRAM)或动态随机存取存储器(Dynamic RandomAccess Memory，DRAM)等。本申请所提供的各实施例中所涉及的数据库可包括关系型数据库和非关系型数据库中至少一种。非关系型数据库可包括基于区块链的分布式数据库等，不限于此。本申请所提供的各实施例中所涉及的处理器可为通用处理器、中央处理器、图形处理器、数字信号处理器、可编程逻辑器、基于量子计算的数据处理逻辑器等，不限于此。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种飞机结冰冰形预测方法，其特征在于，所述方法包括：
获取目标飞机的机翼网格信息；所述目标飞机的机翼网格信息包括所述目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和所述目标飞机结冰后的第二机翼网格信息；
根据所述机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到所述目标飞机的结冰空气流场结果和所述目标飞机的水滴场结果；所述预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型；所述目标飞机的结冰空气流场结果包括所述目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力；所述目标飞机的水滴场结果包括所述目标飞机对应的局部水收集系数；
根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形，并更新所述机翼网格信息中的第二机翼网格信息；
当所述目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为所述目标飞机的结冰冰形。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述空气流场计算的过程包括：
将所述机翼网格信息、第一结冰平均场变量、以及第一结冰涡粘性输入至所述N-S方程求解模型，得到第二结冰平均场变量；
将所述第二结冰平均场变量输入至所述SPF湍流模型，得到第二结冰涡粘性，并更新所述第一结冰平均场变量和所述第一结冰涡粘性；
当所述第二结冰平均场变量满足预设的空气流场计算停止条件时，将所述第二结冰平均场变量作为所述目标飞机的结冰空气流场结果。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述SPF湍流模型的执行过程包括：
根据所述第二结冰平均场变量和粗糙度雷诺数，计算壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率；
根据所述第二结冰平均场变量，计算第一脉动能量、第一湍动能、以及空间内的第一单位湍动能耗散率；
将所述第一脉动能量、所述第一湍动能、所述空间内的第一单位湍动能耗散率、以及所述壁面边界对应的第一单位湍动能耗散率输入至预设的输运方程，得到第二脉动能量、第二湍动能、以及第二单位湍动能耗散率；
根据所述第二脉动能量、所述第二湍动能、以及所述第二单位湍动能耗散率，计算得到所述第二结冰涡粘性。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述预设的输运方程包括：脉动能量输运方程、湍动能输运方程、以及单位湍动能耗散率输运方程；所述单位湍动能耗散率输运方程包括非平衡湍流衡量指标修正项；所述非平衡湍流衡量指标修正项用于非平衡湍流衡量指标的修正；所述非平衡湍流衡量指标修正项可以表示为：
fNE＝min(max(300ReΩΓSSL,1),3.3)
其中，fNE为所述非平衡湍流衡量指标修正项，ΓSSL为切换函数，ReΩ为衡量远离壁面的大涡量区的表达式。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据所述目标飞机的结冰冰形，确定目标飞机的冰形网格信息；
根据所述冰形网格信息、以及所述预设的雷诺平均模型，进行空气流场计算，得到所述目标飞机的冰形空气流场结果；所述目标飞机的冰形空气流场结果包括所述目标飞机对应的冰形压力和冰形切应力；
根据所述目标飞机的冰形空气流场结果，计算得到所述目标飞机的结冰特性。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形包括：
将所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数输入至预设的结冰热力学模型，得到所述目标飞机的当前的结冰冰形。
7.一种飞机结冰冰形预测装置，其特征在于，所述装置包括：
获取模块，用于获取目标飞机的机翼网格信息；所述目标飞机的机翼网格信息包括所述目标飞机未结冰时的第一机翼网格信息和所述目标飞机结冰后的第二机翼网格信息；
第一计算模块，用于根据所述机翼网格信息、预设的雷诺平均模型、以及预设的水滴场计算模型，进行空气流场计算和水滴场计算，得到所述目标飞机的结冰空气流场结果和所述目标飞机的水滴场结果；所述预设的雷诺平均模型包括SPF湍流模型和N-S方程求解模型；所述目标飞机的结冰空气流场结果包括所述目标飞机对应的结冰对流换热系数和结冰切应力；所述目标飞机的水滴场结果包括所述目标飞机对应的局部水收集系数；
第二计算模块，用于根据所述目标飞机对应的结冰对流换热系数、结冰切应力和局部水收集系数，计算所述目标飞机的当前的结冰冰形，并更新所述机翼网格信息中的第二机翼网格信息；
确定模块，用于当所述目标飞机的累计结冰时间满足预设的结冰停止条件时，将当前计算得到的结冰冰形作为所述目标飞机的结冰冰形。
8.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至6中任一项所述的方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至6中任一项所述的方法的步骤。
10.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至6中任一项所述的方法的步骤。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115563906A (zh) * 2022-11-10 2023-01-03 南京航空航天大学 一种基于非定常欧拉两相流的多步长结冰计算方法和系统
CN115659517A (zh) * 2022-11-10 2023-01-31 南京航空航天大学 一种旋翼桨叶结冰准非定常数值模拟方法和系统
CN116562192A (zh) * 2023-07-06 2023-08-08 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞机结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质
CN116738576A (zh) * 2023-07-06 2023-09-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种旋翼结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质
CN118261020A (zh) * 2024-05-31 2024-06-28 北京航空航天大学 一种高空冰晶积冰的脱落预测方法、装置、介质及产品

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115563906A (zh) * 2022-11-10 2023-01-03 南京航空航天大学 一种基于非定常欧拉两相流的多步长结冰计算方法和系统
CN115659517A (zh) * 2022-11-10 2023-01-31 南京航空航天大学 一种旋翼桨叶结冰准非定常数值模拟方法和系统
CN115659517B (zh) * 2022-11-10 2023-02-28 南京航空航天大学 一种旋翼桨叶结冰准非定常数值模拟方法和系统
CN116562192A (zh) * 2023-07-06 2023-08-08 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞机结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质
CN116562192B (zh) * 2023-07-06 2023-09-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞机结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质
CN116738576A (zh) * 2023-07-06 2023-09-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种旋翼结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质
CN116738576B (zh) * 2023-07-06 2024-01-16 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种旋翼结冰冰形预测方法、装置、设备及存储介质
CN118261020A (zh) * 2024-05-31 2024-06-28 北京航空航天大学 一种高空冰晶积冰的脱落预测方法、装置、介质及产品
CN118261020B (zh) * 2024-05-31 2024-07-23 北京航空航天大学 一种高空冰晶积冰的脱落预测方法、装置、介质及产品

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