CN117217108A - 一种基于cfd的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，包括：利用建模软件构建通航飞机的三维模型；构建三维模型的CFD控制方程、CFD控制方程的离散化方法、三维模型的CFD网格生成方法、局部边界层网格设计方法；在ANSYS FLUENT仿真软件中构建三维模型的边界条件、湍流模型以及整机CFD计算的压力修正方法，并对通航飞机在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的气动特性参数；根据通航飞机的气动特性参数，并使用CFD数值模拟得到相应的气动力数值；根据气动力数值构建飞行仿真非线性气动力模型，并基于飞行仿真非线性气动力模型进行飞行仿真的气动力分析。本发明达到了提高通航飞机气动力仿真的准确性的目的。

Description

一种基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法

技术领域

本发明涉及气动力分析技术领域，具体涉及一种基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法。

背景技术

目前，计算流体力学(CFD)在航空航天领域处在飞速发展时期，以Navi er-Stokes方程计算程序为核心协同相关子程序和并行运算单元的运算方式，因其广泛的适用性逐渐被众多的领域所采纳。目前这种运算方式也迅速被推广到飞行器设计中，从而更好地模拟流动。

飞行器几何外形比较复杂，由于对物理模型的选取、控制方程的离散化处理、计算区域网格的划分以及边界条件的解决，以及高雷诺数中的脉动尺度相差较大，上述因素都会对流体力学计算结果产生较大的影响，从而导致流体力学计算结果与真实状况间的偏差较大。

与公共运输飞机不同，通航飞机的飞行任务涉及许多方面，通航飞机各机型的作业性质也存在较大的差异。在布局上，除公共运输飞机常使用的后掠翼和圆柱形机身的布局外，通航飞机还有旋翼布局、双尾撑布局、双翼布局、串列翼、旋翼和固定翼混合布局等多种布局形式。由于通航飞机具有多种布局形式，因此对通航飞机飞行仿真的气动力进行分析显得尤为重要。但是现有技术对通航飞机在不同工况下进行仿真时，更多的是依赖使用者的经验，因此在物理模型的选取、控制方程的离散化处理、计算区域网格的划分以及边界条件的解决上仍有待探索和完善，对通航飞机气动力仿真的准确性仍有提高空间。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，用于解决现有的通航飞机气动力仿真由于更多的是依赖使用者的经验，因此在气动力仿真的准确性上不足的技术问题，从而达到提高通航飞机气动力仿真的准确性的目的。

为解决上述问题，本发明所采用的技术方案如下：

一种基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，包括以下步骤：

利用建模软件构建通航飞机的三维模型；

构建所述三维模型的CFD控制方程、所述CFD控制方程的离散化方法、所述三维模型的CFD网格生成方法、局部边界层网格设计方法；

在ANSYS FLUENT仿真软件中构建所述三维模型的边界条件、湍流模型以及整机CFD计算的压力修正方法，并对通航飞机在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的气动特性参数；

根据所述通航飞机的气动特性参数，并使用CFD数值模拟得到相应的气动力数值；

根据所述气动力数值构建飞行仿真非线性气动力模型，并基于所述飞行仿真非线性气动力模型进行飞行仿真的气动力分析。

作为本发明优选的实施方式，在构构建所述三维模型的CFD控制方程时，包括：

构建所述三维模型的连续性方程，所述连续性方程的微分形式，如公式1所示：

所述连续性方程在直角坐标系下的形式，如公式2所示：

式中，V是速度矢量，ρ为密度，t为时间。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的CFD控制方程时，还包括：

构建所述三维模型的动量方程，所述动量方程的微分形式，如公式3所示：

式中，为汉密尔顿算子，μ为粘性系数，F为外力，V为速度矢量，P为压力，ρ为密度，/>为散度；

构建所述三维模型的能量方程，在定常绝热的情况下，所述能量方程如公式4所示：

式中，c_p为比热容，T₀为初始温度，T为温度，V为速度矢量。

作为本发明优选的实施方式，在所述CFD控制方程的离散化方法时，包括：

采用有限体积法作为所述CFD控制方程的空间离散方法，具体如公式5所示：

式中，Φ为通用变量，V速度，ρ为密度，Γ_Φ为广义扩散系数，S_Φ为广义源项；

并通过选取中心差分格式，对所述CFD控制方程进行离散化。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的CFD网格生成方法时，包括：

通过选取中心差分格式获取非结构网格的计算域，生成初始网格；

基于设置的湍流模型和求解参数进行所述初始网格的气动力系数误差的校核和验证；

若校核和验证不通过，则对所述初始网格的数量进行加密，生成新的初始网格，并进行所述新的初始网格的气动力系数误差的校核和验证；

重复上述过程直至生成的网格的气动力系数误差的校核和验证通过。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的局部边界层网格设计方法时，包括：

在湍流核心层设置边界层网格，所述边界层网格的第一层网格高度，如公式6所示：

式中，y₁为第一层网格高度，y为壁面与第一层网格节点的间距，μ^*为近壁面摩擦速度，ρ为流体密度，μ为流体的动力粘度。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的边界条件时，包括：

构建所述三维模型的入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件；

其中，采用速度入口条件作为所述入口边界条件，所述速度入口条件定义了来流速度的大小和方向以及湍流强度，所述湍流强度设置如公式7和公式8所示：

式中，I为湍流强度，Re为雷诺数，U为流体流速，L为边界层参考尺寸，μ为黏性系数，ρ为流体密度；

采用压力出口条件作为所述出口边界条件，并且在出口处定义静压；

采用无滑移固体壁面边界条件作为所述固体壁面边界条件。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的湍流模型时，包括：

选择Spalart-Allmaras湍流模型作为所述三维模型的湍流模型，并通过使用牛顿插值法对所有奇数迎角对应的第一闭合常数C_b1和第二闭合常数C_v1进行预测，并给出其余奇数迎角度数的预测值。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的湍流模型时，还包括：

在ANSYS Fluent中对Spalart-Allmaras模型进行了扩展，所述扩展包括：

采用y⁺不敏感壁处理，自动将所有解变量从其粘性底层公式，如公式9所示：

混和到相应的依赖于y⁺的对数层值，如公式10所示：

式中，μ是平行于壁面的速度，μ_t摩擦速度，y是壁面的距离，k＝0.4187是冯卡门常数，E＝9.793。

作为本发明优选的实施方式，在构建所述三维模型的整机CFD计算的压力修正方法时，包括：

通过Coupled方法求解所述三维模型的连续性方程和动量方程；

其中，通过离散的动量方程中的压力梯度项和耗散项来进行求解，所述Coupled方法中的离散的动量方程，如公式11所示：

式中，u为标量，nb为下标单元格，a_p和a_nb是u和u_nb线性化系数，u流体速度，P_f为各面处的压力值，A为无阻尼振幅，为单位矩阵，S为每单位体积的可选源，f为混合分数；

压力梯度方程，如公式12所示：

式中，为高斯插值定理和压力插值格式系数，P_f为各面处的压力值，Ak为各面处的受体网格的压力梯度，k为压力梯度，P_j为单元格压力。

相比现有技术，本发明的有益效果在于：

(1)本发明从通航飞机整机流体力学计算时参数及方法的选择出发，对边界条件、湍流方程、湍流方程闭合常数、压力修正方法等方面的参数选取方法进行改善，从而提供了一种计算空气动力学的参数选择方法，不单纯依赖使用者的经验，并且根据仿真得到的气动力数据，构建飞行仿真系统的非线性气动力模型，并基于该非线性气动力模型进行通航飞机飞行仿真的气动力分析，从而提高气动力仿真的准确性；

(2)本发明所提供的气动力分析方法固定了计算空气动力学的参数选择方法，解决了工程实践中单一依赖工程人员经验的方式导致气动力仿真的准确性不足的问题；

(3)本发明所提供的气动力分析方法采用CFD数值模拟构建飞行仿真非线性气动力模型，相较于现有技术采用风洞实验能有效降低成本。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

附图说明

图1-是本发明实施例的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法的逻辑框图；

图2-是本发明实施例的三维模型的网格生成方法流程图；

图3-是本发明实施例的佳宝J230通航飞机三维模型图；

图4-是本发明实施例的佳宝J230通航飞机三维模型的网格图；

图5-是本发明实施例的S-A湍流模型的参数设置界面图；

图6-是本发明实施例的佳宝J230通航飞机三维模型的边界条件设置图；

图7-是本发明实施例的Coupled压力修正方法设置界面图；

图8-是本发明实施例的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法步骤图。

具体实施方式

本发明所提供的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，如图8所示，包括以下步骤：

步骤S1：利用建模软件构建通航飞机的三维模型；

步骤S2：构建三维模型的CFD控制方程、CFD控制方程的离散化方法、三维模型的CFD网格生成方法、局部边界层网格设计方法；

步骤S3：在ANSYS FLUENT仿真软件中构建三维模型的边界条件、湍流模型以及整机CFD计算的压力修正方法，并对通航飞机在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的气动特性参数；

步骤S4：根据通航飞机的气动特性参数，并使用CFD数值模拟得到相应的气动力数值；

步骤S5：根据气动力数值构建飞行仿真非线性气动力模型，并基于飞行仿真非线性气动力模型进行飞行仿真的气动力分析。

在上述步骤S1中，建模软件包括CATIA。

在上述步骤S2中，在构建三维模型的CFD控制方程时，包括：

构建三维模型的连续性方程，连续性方程的微分形式，如公式1所示：

连续性方程在直角坐标系下的形式，如公式2所示：

式中，V是速度矢量，ρ为密度，t为时间。

在上述步骤S2中，在构建三维模型的CFD控制方程时，还包括：

构建三维模型的动量方程，动量方程的微分形式，如公式3所示：

式中，为汉密尔顿算子，μ为粘性系数，F为外力，V为速度矢量，P为压力，ρ为密度，/>为散度；

构建三维模型的能量方程，在定常绝热的情况下，能量方程如公式4所示：

式中，c_p为比热容，T₀为初始温度，T为温度，V为速度矢量。

具体地，上述连续性方程适用于包括低速通航飞机在内的通航飞机。本发明选择Navier-Stokes方程作为基础控制方程，上述公式3是Navier-Stokes方程根据动量守恒定理得到的微分形式。

在上述步骤S2中，在构建CFD控制方程的离散化方法时，包括：

采用有限体积法作为CFD控制方程的空间离散方法，具体如公式5所示：

式中，Φ为通用变量，V速度，ρ为密度，Γ_Φ为广义扩散系数，S_Φ为广义源项；

并通过选取中心差分格式，对CFD控制方程进行离散化。

具体地，通航飞机的外形较为复杂，从工程应用的角度，采用有限体积法作为控制方程的空间离散方法能得到更好的仿真效果，另外在有限体积法中通过选取中心差分格式进行离散化计算，从而进一步增强仿真效果。

在上述步骤S2中，在构建三维模型的CFD网格生成方法时，包括：

通过选取中心差分格式获取非结构网格的计算域，生成初始网格；

基于设置的湍流模型和求解参数进行初始网格的气动力系数误差的校核和验证；

若校核和验证不通过，则对初始网格的数量进行加密，生成新的初始网格，并进行新的初始网格的气动力系数误差的校核和验证；

重复上述过程直至生成的网格的气动力系数误差的校核和验证通过。

具体地，非结构网格的计算域通过选取中心差分格式进行计算。选择实验算例，利用上述网格计算方法在ANSYS ICEM CFD网格划分软件中生成初始的算例网格，应用本发明设置的FLUENT湍流模型和求解参数，进行气动力系数误差的校核和验证，若误差较大，则进行网格数量加密，得到满足设计要求的网格，其流程如图2所示。

优选地，进行倍网格数量加密。

在上述步骤S2中，在构建三维模型的局部边界层网格设计方法时，包括：

在湍流核心层设置边界层网格，边界层网格的第一层网格高度，如公式6所示：

式中，y₁为第一层网格高度，y为壁面与第一层网格节点的间距，μ为近壁面摩擦速度，ρ为流体密度，μ为流体的动力粘度。

具体地，本发明经过大量实验后发现，在边界层内粘性子层和过渡层主要是粘性力在起主导作用，惯性力作用很小。在粘性子层和过渡层内，粘性力与速度梯度成线性关系，能够使用经验公式求解出来，并且粘性子层和过渡层很薄，因此不需要在粘性子层和过渡层内设置网格，只需在湍流核心层设置边界层网格即可。

y⁺取值：

y⁺是一个无量纲量，其计算公式为：

式中，u^*为近壁面摩擦速度(Friction Velocity)，y为壁面与第一层网格节点的间距，v为流体的运动粘度。

C_f取值：

C_f为壁面摩擦系数，其计算公式为：

雷诺数计算公式：

式中，ρ为流体密度，L为边界层参考尺寸，μ为流体的动力粘度，U为流体的速度。

得到的壁面剪切应力τ_w：

计算得到计算得到第一层网格高度：

在上述步骤S3中，在构建三维模型的边界条件时，包括：

构建三维模型的入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件；

其中，采用速度入口条件作为入口边界条件，速度入口条件定义了来流速度的大小和方向以及湍流强度，湍流强度设置如公式7和公式8所示：

式中，I为湍流强度，Re为雷诺数，U为流体流速，L为边界层参考尺寸，μ为黏性系数，ρ为流体密度；

采用压力出口条件作为出口边界条件，并且在出口处定义静压；

采用无滑移固体壁面边界条件作为固体壁面边界条件。

具体地，入口边界条件：在本发明中由于计算采用不可压缩的Navier-Stokes方程，因此入口边界条件采用速度入口(velocity-inlet)条件，并且速度入口条件需要定义来流速度的大小和方向，以及湍流强度等参数。湍流强度(Turbulence Intensity)设置如上述公式7和公式8所示。

出口边界条件：本发明的计算，出口边界条件采用压力出口(pressure outlet)条件，由于流场内流速相对较低，因此仅需要在出口处定义静压。由于无人机的飞行高度较低，在本发明中选择参考压力为一个大气压，因此静压设置为0。

固体壁面边界条件：设置为无滑移固体壁面(well)边界条件。

在上述步骤S3中，在构建三维模型的湍流模型时，包括：

选择Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型作为三维模型的湍流模型，并通过使用牛顿插值法对所有奇数迎角对应的第一闭合常数C_b1和第二闭合常数C_v1进行预测，并给出其余奇数迎角度数的预测值。

在上述步骤S3中，在构建三维模型的湍流模型时，还包括：

在ANSYS Fluent中对Spalart-Allmaras模型进行了扩展，扩展包括：

采用y⁺不敏感壁处理，自动将所有解变量从其粘性底层公式，如公式9所示：

混和到相应的依赖于y⁺的对数层值，如公式10所示：

式中，μ是平行于壁面的速度，μ_t摩擦速度，y是壁面的距离，k＝0.4187是冯卡门常数，E＝9.793。

具体地，在本发明所选择的Spalart-Allmaras湍流模型能够很好地处理逆压梯度情况，并且还能保证计算低雷诺数流动的高效性。

在S-A方程中湍流动能粘性用v表示，湍流动能粘性的方程如下：

其中产生项为：耗散项为：/>其余表达式如下：

g＝r+C_w2(r⁶-r)；(Ω是平均旋转速率张量)；/>C_b1＝0.1335；

C_b2＝0.622；κ＝0.41；C_w2＝0.3；C_v1＝7.1；C_w3＝2。

S-A湍流方程中的闭合常数是由实验得到的，一般能够适应大多数流动的情况。本发明为了适应飞行器外流场数值模拟的湍流闭合常数，建立的C_b1和C_v1这两个闭合常数与迎角之间的的函数关系，计算过程中，C_b1的取值范围：0.01≤C_b1≤0.35，默认值为0.1355；C_v1的取值范围：3.1≤C_v1≤15.6，默认值为7.1。常数C_b1、常数C_v1和迎角的关系如表1所示：

表1常数C_b1、常数C_v1和迎角的关系表

迎角	0°	2°	4°	6°	8°	10°	12°	14°	16°
										Cb1	0.05	0.102	0.119	0.162	0.219	0.087	0.129	0.129	0.129
Cv1	4.6	5.597	6.607	7.598	9.085	4.612	6.583	6.586	6.583

目前有研究证明，通过调整C_b1和C_v1两个常数的值可以提高整机气动力系数仿真的精度，并给出了C_b1和C_v1两个常数对应的偶数迎角，并使用拉格朗日插值法对两个奇数迎角对应的C_b1和C_v1进行了预测，但是没有预测全部奇数对应的参数，且精度稍弱。而本发明的修正改进则选用牛顿插值法，相比于拉格朗日插值法具有承袭性和易于变动的特点，从而提高了数值的预测精度，并且在本发明中给出其余奇数迎角度数的预测值，完善了系数的选择体系。具体过程如下：

已知顺序排列的节点x₀，x₁，...，x_k-1，x_k，x_n所对应的函数值为f(x₀)，f(x₂)，...，f(x_n)。则函数f(x)在点x₀,x_k处的一阶差商，如下：

函数f(x)在点x₀,x₁,x_k处的二阶差商，如下：

函数f(x)在点x₀,x₁,x₂,...,x_k-1,x_k处的k阶差商，如下：

得到Newton插值公式，如下：

f(x)＝f(x₀)+f[x₀,x₁](x-x₀)+f[x₀,x₁,x₂](x-x₀)(x-x₁)+...；

针对C_b1和C_v1这两个常数与迎角的关系，应用已知9个插值节点相对多项式函数f的值为(x₀,f(x₀))，(x₁,f(x₁))，(x₂,f(x₂))，...，(x₈,f(x₈))，求此多项式函数f得：

f(x)＝f(x₀)+f[x₀,x₁](x-x₀)+f[x₀,x₁,x₂](x-x₀)(x-x₁)+......+f[x₀,x₁,...x₈](x-x₀)(x-x₁)...(x-x₈)；

修正后的奇数迎角的数值对应的C_b1和C_v1两个常数的值，如表2所示：

表2修正后的常数C_b1、常数C_v1和迎角的关系表

迎角	1°	3°	5°	7°	9°	11°	13°	15°
									Cb1	0.01	0.151	0.114	0.214	0.163	0.070	0.129	0.129
Cv1	3.1	7.582	6.261	9.167	7.035	4.185	6.583	6.583

在ANSYS Fluent中对Spalart-Allmaras模型进行了扩展，采用y⁺不敏感壁处理，自动将所有解变量从其粘性底层公式：

混合到相应的依赖于y⁺的对数层值：

式中，μ为平行于壁面的速度，μ_t为摩擦速度，y为壁面的距离，k＝0.4187是冯卡门常数，E＝9.793。

在本发明中可以通过设置增强壁面函数来降低对网格尺寸的要求，y⁺<30得到的附面层的网格精度满足目前的需求。

在上述步骤S3中，在构建三维模型的整机CFD计算的压力修正方法时，包括：

通过Coupled方法求解三维模型的连续性方程和动量方程；

其中，通过离散的动量方程中的压力梯度项和耗散项来进行求解，Coupled方法中的离散的动量方程，如公式11所示：

式中，u为标量，nb为下标单元格，a_p和a_nb是u和u_nb线性化系数，u流体速度，P_f为各面处的压力值，A为无阻尼振幅，为单位矩阵，S为每单位体积的可选源，f为混合分数；

压力梯度方程，如公式12所示：

式中，为高斯插值定理和压力插值格式系数，P_f为各面处的压力值，A_k为各面处的受体网格的压力梯度，k为压力梯度，P_j为单元格压力。

具体地，Coupled算法是一种统一求解动量和连续方程的隐式耦合算法。耦合控制方程中的每个方程要线化成涉及所有未知量的方程，在本发明中通过离散动量方程中的压力梯度项，以及耗散项来实现求解。在Coupled方法中离散的动量方程如公式9所示，压力梯度方程如公式10所示。

对于任意第i个单元，u_k项动量方程的离散格式为：

式中：

∑_j[A]_ijX_j＝B_i；

在本发明中，Coupled方法中参数的推荐值分别为：FCN＝50，PERF＝0.4，MERF＝0.4，MTV＝0.8和TV＝1。

具体地，在上述步骤S3中，得到的通航飞机气动特性参数，包括：升力系数、阻力系数、升力线斜率和升阻比等。

具体地，在上述步骤S4中，本发明使用CFD数值模拟代替现有技术的风洞实验，并依据上述步骤S3得到的气动特性参数，得到相应的气动力数值。

以下的实施例是对本发明的进一步说明，但本发明的范围并不限制于此。

选择佳宝J230通航飞机作为具体实施的步骤案例：

1、利用CATIA建模软件构建佳宝J230通航飞机的三维模型，如图3所示。

2、根据本发明所提供的分析方法选择控制方程。

3、在ANSYS Space Claim构建半模的计算域，然后根据构建的网格方法在ANSYSMesh中构建符合要求的网格，如图4所示。

4、在ANSYS FLUENT中选择S-A湍流模型，参数设置如图5所示。

5、边界条件根据本发明所提供的分析方法进行设置(C_b1＝0.1355，C_v1＝7.1)，如图6所示。

6、整机CFD计算的Coupled压力修正方法设置(FCN＝50，PERF＝0.4，MERF＝0.4，MTV＝0.8和TV＝1)，如图7所示。

7、得到气动力数据：C_L(升力系数)、C_D(阻力系数)、L/D(升阻比)、纵向力矩系数等。

上述实施方式仅为本发明的优选实施方式，不能以此来限定本发明保护的范围，本领域的技术人员在本发明的基础上所做的任何非实质性的变化及替换均属于本发明所要求保护的范围。

Claims (10)

1.一种基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，包括以下步骤：

利用建模软件构建通航飞机的三维模型；

构建所述三维模型的CFD控制方程、所述CFD控制方程的离散化方法、所述三维模型的CFD网格生成方法、局部边界层网格设计方法；

在ANSYS FLUENT仿真软件中构建所述三维模型的边界条件、湍流模型以及整机CFD计算的压力修正方法，并对通航飞机在不同工况下进行仿真，得到通航飞机的气动特性参数；

根据所述通航飞机的气动特性参数，并使用CFD数值模拟得到相应的气动力数值；

根据所述气动力数值构建飞行仿真非线性气动力模型，并基于所述飞行仿真非线性气动力模型进行飞行仿真的气动力分析。

2.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的CFD控制方程时，包括：

构建所述三维模型的连续性方程，所述连续性方程的微分形式，如公式1所示：

所述连续性方程在直角坐标系下的形式，如公式2所示：

式中，V是速度矢量，ρ为密度，t为时间。

3.根据权利要求2所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的CFD控制方程时，还包括：

构建所述三维模型的动量方程，所述动量方程的微分形式，如公式3所示：

式中，为汉密尔顿算子，μ为粘性系数，F为外力，V为速度矢量，P为压力，ρ为密度，/>为散度；

构建所述三维模型的能量方程，在定常绝热的情况下，所述能量方程如公式4所示：

式中，c_p为比热容，T₀为初始温度，T为温度，V为速度矢量。

4.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述CFD控制方程的离散化方法时，包括：

采用有限体积法作为所述CFD控制方程的空间离散方法，具体如公式5所示：

式中，Φ为通用变量，V速度，ρ为密度，Γ_Φ为广义扩散系数，S_Φ为广义源项；

并通过选取中心差分格式，对所述CFD控制方程进行离散化。

5.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的CFD网格生成方法时，包括：

通过选取中心差分格式获取非结构网格的计算域，生成初始网格；

基于设置的湍流模型和求解参数进行所述初始网格的气动力系数误差的校核和验证；

若校核和验证不通过，则对所述初始网格的数量进行加密，生成新的初始网格，并进行所述新的初始网格的气动力系数误差的校核和验证；

重复上述过程直至生成的网格的气动力系数误差的校核和验证通过。

6.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的局部边界层网格设计方法时，包括：

在湍流核心层设置边界层网格，所述边界层网格的第一层网格高度，如公式6所示：

式中，y₁为第一层网格高度，y为壁面与第一层网格节点的间距，μ^*为近壁面摩擦速度，ρ为流体密度，μ为流体的动力粘度。

7.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的边界条件时，包括：

构建所述三维模型的入口边界条件、出口边界条件以及固体壁面边界条件；

其中，采用速度入口条件作为所述入口边界条件，所述速度入口条件定义了来流速度的大小和方向以及湍流强度，所述湍流强度设置如公式7和公式8所示：

式中，I为湍流强度，Re为雷诺数，U为流体流速，L为边界层参考尺寸，μ为黏性系数，ρ为流体密度；

采用压力出口条件作为所述出口边界条件，并且在出口处定义静压；

采用无滑移固体壁面边界条件作为所述固体壁面边界条件。

8.根据权利要求1所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的湍流模型时，包括：

选择Spalart-Allmaras湍流模型作为所述三维模型的湍流模型，并通过使用牛顿插值法对所有奇数迎角对应的第一闭合常数C_b1和第二闭合常数C_v1进行预测，并给出其余奇数迎角度数的预测值。

9.根据权利要求8所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的湍流模型时，还包括：

在ANSYS Fluent中对Spalart-Allmaras模型进行了扩展，所述扩展包括：

采用y⁺不敏感壁处理，自动将所有解变量从其粘性底层公式，如公式9所示：

混和到相应的依赖于y⁺的对数层值，如公式10所示：

式中，μ是平行于壁面的速度，μ_t摩擦速度，y是壁面的距离，k＝0.4187是冯卡门常数，E＝9.793。

10.根据权利要求3所述的基于CFD的通航飞机飞行仿真的气动力分析方法，其特征在于，在构建所述三维模型的整机CFD计算的压力修正方法时，包括：

通过Coupled方法求解所述三维模型的连续性方程和动量方程；

其中，通过离散的动量方程中的压力梯度项和耗散项来进行求解，所述Coupled方法中的离散的动量方程，如公式11所示：

式中，u为标量，nb为下标单元格，a_p和a_nb是u和u_nb线性化系数，u流体速度，P_f为各面处的压力值，A为无阻尼振幅，为单位矩阵，S为每单位体积的可选源，f为混合分数；

压力梯度方程，如公式12所示：

式中，为高斯插值定理和压力插值格式系数，P_f为各面处的压力值，A_k为各面处的受体网格的压力梯度，k为压力梯度，P_j为单元格压力。