CN116401834B - 飞机的水滴撞击特性计算方法及装置、设备、存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及水滴撞击特性模拟技术领域，公开一种飞机的水滴撞击特性计算方法及装置、设备、存储介质，所述方法包括：收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数；根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布；根据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度；计算飞机表面的水滴收集率；根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性。本发明考虑气流相和水滴相的双向耦合，分别计算两相的控制方程，考虑计算过程中气流相和水滴相的相互影响，从而能够模拟流动过程中的非定常效应，可保证较低计算量和较高鲁棒性的同时，能够提高水滴撞击特性计算精度。
Description
技术领域
本发明涉及水滴撞击特性模拟技术领域，例如涉及一种飞机的水滴撞击特性计算方法及装置、设备、存储介质。
背景技术
水滴撞击特性的研究，是飞机飞行中结冰研究和系统设计的基础。飞机飞行中穿越包含有过冷水滴的云层时，过冷水滴撞击飞机表面产生冰积聚。机翼表面结冰会破坏升力面，导致升力降低，阻力增大，同时减小失速迎角，严重威胁飞机的飞行安全。结冰数值模拟方法相对于实验具有成本低、周期短等优点，因此成为研究飞机结冰、影响和防除冰技术的重要手段。目前国外已发展出多款结冰仿真软件，比如基于Lagrangian法的美国的LEWICE，英国的TRAJICE2和法国的ONERA等，以及基于Eulerian法的FENSAP-ICE,该软件已集成于ANSYS平台中。LEWICE和FENSAP-ICE常作为标准软件验证其他结冰仿真程序的准确性。
过冷水滴撞击机翼前部区域，同时会在机翼后方产生所谓的“水滴阴影区”，该区域无水滴。水滴阴影区的精确评估，对旋翼飞机后方旋翼的水滴撞击特性具有重要影响，也对固定翼飞机结冰探测器安装位置的确定具有重要意义。
现有技术中，广泛应用的水滴撞击模型有Lagrangian方法和Eulerian方法。Lagrangian方法基于动量方程计算所有水滴的运动轨迹，假设水滴是刚性圆球且不会影响流体流动，但会受到空气动力的作用，即为单向耦合。忽略水滴重力，只考虑空气曳力对水滴运动的影响。水滴从物体上游足够远的位置释放，直至水滴撞击到物面。可采用“二分法”确定上下表面的撞击极限，且通过水滴的撞击位置确定水滴收集率。Lagrangian方法能用于二维外形或简单的三维外形，如机翼或机身，但是由于该方法难以精确预测复杂几何外形的撞击位置，导致其难以用于复杂外形的仿真分析。Eulerian法包含水滴相体积分数和动量方程的求解，由Bourgault提出并应用于FENSAP-ICE。该方法同样是单向耦合，只考虑曳力的作用。Eulerian法可与流场计算采用相同的网格。水滴相控制方程远场边界条件水滴速度与气流速度相同；物面边界条件，水滴撞击物面即可视为离开计算区域，若法向速度大于0(流出计算域)，水滴体积分数和速度都取相邻网格的值，若法向速度小于0(流入计算域)，水滴体积分数取0，水滴速度都取相邻网格的值。该方法可成功模拟复杂几何外形的撞击特性，如短舱、多元翼等。但是Eulerian法只包含有对流项，而缺乏扩散项，因此不能充分考虑水滴浓度梯度引起的扩散效应，导致不能精确预测水滴阴影区，乃至水滴撞击极限。目前也有少量研究人员在水滴撞击特性数值模拟中引入扩散项，以保证高阶计算的稳定性，或水滴阴影区预测的精确性。现有的奇异点扩散模型可保证较高的鲁棒性，但对水滴阴影区及撞击极限的预测精度较差。
因此，目前缺少一种飞机飞行中水滴撞击特性计算方法用以解决现有技术中计算水滴撞击特性精度不足的问题。
发明内容
为了对披露的实施例的一些方面有基本的理解，下面给出了简单的概括。所述概括不是泛泛评述，也不是要确定关键/重要组成元素或描绘这些实施例的保护范围，而是作为后面的详细说明的序言。
本公开实施例提供了一种飞机的水滴撞击特性计算方法及装置、设备、存储介质，能够更加精准计算出水滴撞击特性。
在一些实施例中，提供了一种飞机的水滴撞击特性计算方法，方法包括：收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数；根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布；根据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度；计算飞机表面的水滴收集率；根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性。
优选地，所述双流体模型参数，包括空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0。
优选地，根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布，包括：
根据空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴雷诺数Rew；
所述水滴雷诺数Rew的计算公式为：
根据水滴雷诺数Rew，计算水滴相所受的曳力系数CD；
所述曳力系数CD的计算公式为：
根据曳力系数CD，结合水滴密度ρw和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴相曳力Dw；
所述水滴相曳力Dw的计算公式为：
根据水滴相曳力Dw，计算气流相曳力Da，所述气流相曳力计算公式为：
Da＝-Dw
根据气流相曳力Da，结合水滴相曳力Dw，水滴相密度ρw，环境压强p，水滴相粘性系数μw，气流相密度ρa，气流相粘性系数μa，双向耦合，同时求解两相控制方程，迭代计算水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw；
所述水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw的计算公式为：
优选地，计算飞机表面的水滴收集率，包括：
根据水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw，提取其中机翼表面的水滴相体积分数αw,wall和水滴撞击速度Uw,wall，结合来流水滴相体积分数αw,∞和速度Uw,∞，计算飞机表面的水滴收集率β；
所述水滴收集率β的计算公式为：
其中，nwall为物面法相向量。
优选地，计算飞机表面的水滴收集率，还包括：
利用下式收集连续的分布水滴收集率：
式中ai为不同粒径水滴所占比例，βi为各粒径水滴的收集率。
优选地，水滴撞击特性，包括：水滴撞击极限、最大水滴收集率、物面水滴收集率。
优选地，水滴撞击特性，还包括：水滴阴影区。
在一些实施例中，公开了一种飞机的水滴撞击特性计算装置，包括：
收集双流体模型参数模块，被配置为收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数；
水滴相分布参数模型，被配置为根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布；
水滴相提取参数模型，被配置为据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度；
水滴收集率模型，被配置为计算飞机表面的水滴收集率；
水滴撞击特性模型，被配置为根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性。
在一些实施例中，公开了一种设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时，执行如上述的飞机的水滴撞击特性计算方法。
在一些实施例中，公开了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行如上述的飞机的水滴撞击特性计算方法。
本公开实施例提供的一种飞机的水滴撞击特性计算方法及装置、设备、存储介质，可以实现以下技术效果：
在现有技术中，Lagrangian方法和Eulerian方法都使用单向耦合的计算方式，对于水滴撞击特性的预测精度不高。本公开实施例考虑气流相和水滴相的双向耦合，分别计算两相的控制方程，考虑计算过程中气流相和水滴相的相互影响，从而能够模拟流动过程中的非定常效应，可保证较低计算量和较高鲁棒性的同时，得到较精确的水滴阴影区和撞击极限。因此，本公开实施例能够提高水滴撞击特性计算精度。
以上的总体描述和下文中的描述仅是示例性和解释性的，不用于限制本发明。
附图说明
一个或多个实施例通过与之对应的附图进行示例性说明，这些示例性说明和附图并不构成对实施例的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件示为类似的元件，附图不构成比例限制，并且其中：
图1是本公开实施例提供的一种飞机的水滴撞击特性计算方法流程图；
图2是本公开实施例提供的一种二维圆柱水滴体积分数分布示意图；
图3是本公开实施例提供的一种模型预测滤波估计的模型示意图；
图4是本公开实施例提供的一种LEWICE和实验数据对比示意图；
图5是本公开实施例提供的一种互补滤波估计的模型示意图；
图6是本公开实施例提供的一种三维球表面水滴收集率分布示意图；
图7是本公开实施例提供的一种三维球表面水滴收集率与实验数据的对比示意图；
图8是本公开实施例提供的一种直机翼水滴体积分数分布示意图；
图9是本公开实施例提供的一种后掠机翼水滴体积分数分布示意图；
图10是本公开实施例提供的一种MS-0317直机翼和后掠机翼的25％、50％和75％半展长翼剖面水滴收集率对比示意图；
图11是本公开实施例提供的一种飞机的水滴撞击特性计算装置示意图；
图12是本公开实施例提供的一种飞机的水滴撞击特性计算设备示意图。
具体实施方式
为了能够更加详尽地了解本公开实施例的特点与技术内容，下面结合附图对本公开实施例的实现进行详细阐述，所附附图仅供参考说明之用，并非用来限定本公开实施例。在以下的技术描述中，为方便解释起见，通过多个细节以提供对所披露实施例的充分理解。然而，在没有这些细节的情况下，一个或多个实施例仍然可以实施。在其它情况下，为简化附图，熟知的结构和装置可以简化展示。
以下描述和附图充分地示出本发明的具体实施方案，以使本领域的技术人员能够实践它们。其他实施方案可以包括结构的、逻辑的、电气的、过程的以及其他的改变。实施例仅代表可能的变化。除非明确要求，否则单独的部件和功能是可选的，并且操作的顺序可以变化。一些实施方案的部分和特征可以被包括在或替换其他实施方案的部分和特征。本发明的实施方案的范围包括权利要求书的整个范围，以及权利要求书的所有可获得的等同物。在本公开实施例中，各实施方案可以被单独地或总地用术语“发明”来表示，这仅仅是为了方便，并且如果事实上公开了超过一个的发明，不是要自动地限制该应用的范围为任何单个发明或发明构思。本公开实施例中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用于将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个......”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法或者设备中还存在另外的相同要素。本公开实施例中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的方法、产品等而言，由于其与实施例公开的方法部分相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
在现有技术中，广泛应用的水滴撞击模型有Lagrangian方法和Eulerian方法。Lagrangian方法基于动量方程计算所有水滴的运动轨迹，假设水滴是刚性圆球且不会影响流体流动，但会受到空气动力的作用，即为单向耦合。Eulerian法包含水滴相体积分数和动量方程的求解，由Bourgault提出并应用于FENSAP-ICE。该方法同样是单向耦合，只考虑曳力的作用。无论是Lagrangian方法和Eulerian方法都使用单向耦合的计算方式，对于水滴撞击特性的预测精度不高。
为了解决相关技术中存在的问题，本公开实施例在计算水滴撞击特性时，基于双流体模型计算，综合考虑水滴和空气的双流体模型计算，模型预测法与微分法相结合的互补滤波估计方法，将模型预测方法与微分法优势互补，即模型预测估计方法具有噪声小、相位滞后小的优点，可以弥补微分法的不足；同时，微分法可以估计实际带噪声和延迟的微分信号，弥补模型预测估计结果的误差。
结合图1所示，本公开实施例提供一种飞机的水滴撞击特性计算方法流程图，包括：
S10，收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数。
应理解，双流体模型是把水气两相流都视为充满流场的连续介质，则流场中任意一点都同时被两种物性和状态均不相同的物质所占据，并按各自的规律运动，然后通过相界面的相互作用将两组方程耦合在一起。本公开实施例中同时考虑两种参数进行计算，而现有技术中仅仅是考虑单一参数。
具体地，所述双流体模型参数，包括空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0。其中，气流相参数为空气密度ρa和气流粘性系数μa。水滴相参数为水滴粒径dw和初始的水滴速度Uw0。
S20，根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布。
具体地，根据空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴雷诺数Rew。
所述水滴雷诺数Rew的计算公式为：
应理解，水滴相雷诺数的计算跟气流相和水滴相的参数均有关系，其表征的物理意义是水滴所受的因两相速度不一致产生的惯性力与气流的粘性力的比值。
根据水滴雷诺数Rew，计算水滴相所受的曳力系数CD；
所述曳力系数CD的计算公式为：
根据曳力系数CD，结合水滴密度ρw和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴相曳力Dw；
所述水滴相曳力Dw的计算公式为：
根据水滴相曳力Dw，计算气流相曳力Da。所述气流相曳力计算公式为：
Da＝-Dw
根据气流相曳力Da，结合水滴相曳力Dw，水滴相密度ρw，环境压强p，水滴相粘性系数μw，气流相密度ρa，气流相粘性系数μa，双向耦合，同时求解两相控制方程，迭代计算水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw。所述水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw的计算公式为：
S30，根据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度。
应理解，对比Eulerian方法水滴相控制方程，本公开实施例种的两相均含有扩散项和压强梯度项。本公开实施例让双流体模型相比Eulerian法具有更强的鲁棒性。气流相采用k-ωSST湍流模型，离散相假设为层流流动。k-ωSST湍流模型中，时间离散采用非定常Euler格式，可模拟水滴相分布的非定常效应。
S40，计算飞机表面的水滴收集率。
具体地，根据水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw，提取其中机翼表面的水滴相体积分数αw,wall和水滴撞击速度Uw,wall，结合来流水滴相体积分数αw,∞和速度Uw,∞，计算飞机表面的水滴收集率β；
所述水滴收集率β的计算公式为：
其中，nwall为物面法相向量。
进一步地，计算飞机表面的水滴收集率，还包括：
利用下式收集连续的分布水滴收集率：
式中ai为不同粒径水滴所占比例，βi为各粒径水滴的收集率。应理解，真实的气象条件或冰风洞中，过冷水滴的粒径并不是均一的，而是某种分布的流动。
S50，根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性。
应理解，可以根据分布水滴收集率，绘制水滴收集率的分布图，进而识别出水滴撞击极限、最大水滴收集率。水滴撞击极限表征的是水滴的最大撞击范围，进一步决定了表面的结冰范围和防除冰系统的保护范围；最大水滴收集率表征了表面最大的水滴撞击量，进一步决定了最大的结冰厚度和结冰量。
进一步地，还可以识别出水滴阴影区。应理解，水滴阴影区是由于机翼的遮蔽效应引起的无水滴的区域。固定翼后的水滴阴影区分布对水滴运动轨迹无影响，而对于旋翼飞机，水滴阴影区将会影响后方转子叶片的水滴撞击特性。结冰探测器也应当安装于水滴阴影区的外部。
在实际应用中，气流相采用k-ε湍流模型，水滴相假设为层流流动。气流相和水滴相均采用纯恒温相模型，曳力模型为SchillerNaumann模型。SchillerNaumann模型时间离散采用非定常Euler格式，可模拟水滴相分布的非定常效应。梯度计算格式为线性插值方法，对流项离散格式为vanLeer格式。采用PIMPLE求解格式，结合亚松弛方法，可有效增加方程求解的时间步长和效率。
进一步地，还可以识别出：水滴阴影区。
一个具体的实施例中，上述方法基于OpenFOAM实现，OpenFOAM是由OpenFOAM基金会维护的免费开源的CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体力学)软件，因其源代码可轻松获取，因此基于OpenFOAM开发新模型较为容易和方便。OpenFOAM具有多种多相流模型，上述方法基于其中的双流体模型并将其拓展，开发出飞机飞行时过冷水滴撞击特性计算方法。
关于二维圆柱的水滴收集率计算为，圆柱直径为0.1016m，空气来流速度和水滴初始速度为80m/s，空气密度为1.097kg/m3，压强为89867Pa，水滴平均体积直径MVD＝16μm。
如图2所示，为一种二维圆柱水滴体积分数分布示意图。图2模拟出水滴阴影区类似于“卡门涡街”的分布情况。因此，可知流场的非定常效应会在一定程度上影响到水滴的分布情况。
图3为一粒径水滴、Langmiur-D粒径水滴收集率与LEWICE均一粒径及实验数据范围的对比示意图。如图所示，本公开实施例所采用双流体模型能够较好获得二维圆柱的水滴收集率。
关于二维MS-0317翼型的水滴收集率计算为，翼型弦长0.9144m，迎角α＝0°，速度为78.232m/s，压强为95292Pa，空气密度为1.213kg/m3，MVD＝21μm，粒径分布见。如图4所示，为LEWICE和实验数据的对比示意图，可知，本公开实施例所得水滴收集率更加精准。
球的直径是0.1504m，来流速度是75m/s，空气密度是1.097kg/m3，压强95840Pa，Langmiur-D分布式粒径，MVD＝18.6μm。图5为一种三维球水滴体积分数分布示意图，图6为一种三维球表面水滴收集率分布示意图，图7为一种三维球表面水滴收集率与实验数据的对比示意图。可知，本公开实施例双流体模型可用于三维外形水滴收集率的模拟计算。
一个关于三维机翼的水滴阴影区计算为，分别开展三维MS-0317直机翼和后掠机翼表面水滴收集率的数值分析。截面为大小相同的MS-0317翼型，弦长为0.9144m，迎角α＝0°，后掠翼的后掠角为30°。来流速度为67m/s，液态水含量为1.03g/m3，水滴直径为20μm。
图8为直机翼水滴体积分数分布示意图，图9为后掠机翼水滴体积分数分布示意图。从图8和图9中可得知，上述两种机翼的最大水滴体积分数有略微差异，而水滴阴影区有较大的不同。
图10为一种MS-0317直机翼和后掠机翼的25％、50％和75％半展长翼剖面水滴收集率对比示意图。参见图10可知，直机翼或后掠翼不同剖面的水滴收集率几乎相同，而后掠翼和直机翼各剖面的水滴收集率分布有所不同，后掠翼的最大水滴收集率较小，而水滴撞击极限较大。
图11示出了根据本发明实施例提供的飞机的水滴撞击特性计算装置，该装置包括：
收集双流体模型参数模块，被配置为收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数；
水滴相分布参数模型，被配置为根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布；
水滴相提取参数模型，被配置为据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度；
水滴收集率模型，被配置为计算飞机表面的水滴收集率；
水滴撞击特性模型，被配置为根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性。。
结合图11所示，本公开实施例提供飞机的水滴撞击特性计算设备，包括处理器(processor)和存储器(memory)。可选地，该设备还可以包括通信接口(CommunicationInterface)和总线。其中，处理器、通信接口72、存储器可以通过总线完成相互间的通信。通信接口可以用于信息传输。处理器可以调用存储器中的逻辑指令，以执行上述实施例的飞机的水滴撞击特性计算方法。
本公开实施例提供了一种存储介质，存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令设置为执行上述用于飞机的水滴撞击特性计算方法。
上述的存储介质可以是暂态计算机可读存储介质，也可以是非暂态计算机可读存储介质。非暂态存储介质，包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等多种可以存储程序代码的介质，也可以是暂态存储介质。
以上描述和附图充分地示出了本公开的实施例，以使本领域的技术人员能够实践它们。其他实施例可以包括结构的、逻辑的、电气的、过程的以及其他的改变。实施例仅代表可能的变化。除非明确要求，否则单独的部件和功能是可选的，并且操作的顺序可以变化。一些实施例的部分和特征可以被包括在或替换其他实施例的部分和特征。而且，本发明中使用的用词仅用于描述实施例并且不用于限制权利要求。如在实施例以及权利要求的描述中使用的，除非上下文清楚地表明，否则单数形式的“一个”(a)、“一个”(an)和“所述”(the)旨在同样包括复数形式。类似地，如在本发明中所使用的术语“和/或”是指包含一个或一个以上相关联的列出的任何以及所有可能的组合。另外，当用于本发明中时，术语“包括”(comprise)及其变型“包括”(comprises)和/或包括(comprising)等指陈述的特征、整体、步骤、操作、元素，和/或组件的存在，但不排除一个或一个以上其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或这些的分组的存在或添加。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个…”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法或者设备中还存在另外的相同要素。本公开实施例中，每个实施例重点说明的可以是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分可以互相参见。对于实施例公开的方法、产品等而言，如果其与实施例公开的方法部分相对应，那么相关之处可以参见方法部分的描述。
本领域技术人员可以意识到，结合本公开实施例中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，可以取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。所述技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法以实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本公开实施例的范围。所述技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的装置、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
附图中的流程图和框图显示了根据本公开实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这可以依所涉及的功能而定。在附图中的流程图和框图所对应的描述中，不同的方框所对应的操作或步骤也可以以不同于描述中所披露的顺序发生，有时不同的操作或步骤之间不存在特定的顺序。例如，两个连续的操作或步骤实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这可以依所涉及的功能而定。框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的装置来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
Claims (8)
1.一种飞机的水滴撞击特性计算方法，其特征在于，所述方法包括：
收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数；
根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布；
根据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度；
计算飞机表面的水滴收集率；
根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性；
所述双流体模型参数，包括空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0；
根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布，包括：
根据空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴雷诺数Rew；
所述水滴雷诺数Rew的计算公式为：
根据水滴雷诺数Rew，计算水滴相所受的曳力系数CD；
所述曳力系数CD的计算公式为：
根据曳力系数CD，结合水滴密度ρw和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴相曳力Dw；
所述水滴相曳力Dw的计算公式为：
根据水滴相曳力Dw，计算气流相曳力Da，所述气流相曳力计算公式为：
Da＝-Dw
根据气流相曳力Da，结合水滴相曳力Dw，水滴相密度ρw，环境压强p，水滴相粘性系数μw，气流相密度ρa，气流相粘性系数μa，双向耦合，同时求解两相控制方程，迭代计算水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw；
所述水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw的计算公式为：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，计算飞机表面的水滴收集率，包括：
根据水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw，提取其中机翼表面的水滴相体积分数αw,wall和水滴撞击速度Uw,wall，结合来流水滴相体积分数αw,∞和速度Uw,∞，计算飞机表面的水滴收集率β；
所述水滴收集率β的计算公式为：
其中，nwall为物面法相向量。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，计算飞机表面的水滴收集率，还包括：
利用下式收集连续的分布水滴收集率：
式中ai为不同粒径水滴所占比例，βi为各粒径水滴的收集率。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，水滴撞击特性，包括：水滴撞击极限、最大水滴收集率、物面水滴收集率。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，水滴撞击特性，还包括：水滴阴影区。
6.一种飞机的水滴撞击特性计算装置，其特征在于，包括：
收集双流体模型参数模块，被配置为收集双流体模型参数，所述双流体模型参数包括气流相参数和水滴相参数，其中，所述双流体模型参数，包括空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0；
水滴相分布参数模型，被配置为根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布，其中，根据双流体模型参数，计算水滴相体积分数分布和速度分布，包括：
根据空气密度ρa、水滴粒径dw、气流粘性系数μa和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴雷诺数Rew；
所述水滴雷诺数Rew的计算公式为：
根据水滴雷诺数Rew，计算水滴相所受的曳力系数CD；
所述曳力系数CD的计算公式为：
根据曳力系数CD，结合水滴密度ρw和初始的水滴速度Uw0、气流速度Ua0，计算水滴相曳力Dw；
所述水滴相曳力Dw的计算公式为：
根据水滴相曳力Dw，计算气流相曳力Da，所述气流相曳力计算公式为：
Da＝-Dw
根据气流相曳力Da，结合水滴相曳力Dw，水滴相密度ρw，环境压强p，水滴相粘性系数μw，气流相密度ρa，气流相粘性系数μa，双向耦合，同时求解两相控制方程，迭代计算水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw；
所述水滴相体积分数分布αw和速度分布Uw的计算公式为：
水滴相提取参数模型，被配置为据水滴相体积分数分布和速度分布，提取机翼表面的水滴相体积分数和水滴撞击速度；
水滴收集率模型，被配置为计算飞机表面的水滴收集率；
水滴撞击特性模型，被配置为根据水滴收集率，识别出水滴撞击特性。
7.一种设备，其特征在于，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时，实现如权利要求1至5中任一项所述的方法。
8.一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，该程序被处理器执行时实现如权利要求1至5中任一项所述的方法。
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