CN117764004B - 一种超声速进气道计算的方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及进排气计算技术领域，公开了一种超声速进气道计算的方法及系统，该方法包括以下步骤：S1，飞行器数模前处理：对飞行器数模进行前处理；S2，飞行器网格前处理：对飞行器网格进行前处理；S3，计算参数调整：将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。本发明解决了现有技术存在的高马赫数下进排气计算易陷入进气道不启动、计算不收敛且效率低等问题。

Description

一种超声速进气道计算的方法及系统

技术领域

本发明涉及进排气计算技术领域，具体是一种超声速进气道计算的方法及系统。

背景技术

发动机短舱进口至发动机入口所经过的一段管道称为进气道，为使得进气道数值模拟效应与实际情况一致，需要设置合理的流场计算边界条件，采用合理的流场计算策略。

超声速进气道内流问题是当前航空航天领域关注的重点问题，在进排气数值模拟计算中，传统的方式是在进气道的出口位置直接给定出口反压。由于现代高超声速飞行器的不断关注，高马赫数、高背压的极端条件会约束进气道的模拟计算，传统方式此时受限，比如当飞行马赫数Ma=3.5时，进气道出口静压Pb与自由流静压P0的比值约为60，由于进气道内管道的转弯和面积扩张，激波和附面层干扰，大攻角和大侧滑角飞行引起的气流分离，在如此大的背压下，进气道的波前马赫数比较高，激波/附面层干扰会引起流动分离，分离的存在使得流动偏转方向形成斜激波，在进口前形成亚声速溢流，进气道极有可能出现不启动的现象，从而造成计算不收敛或者计算效率低的问题，严重影响数值模拟计算的收敛效率。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一种超声速进气道计算的方法及系统，解决现有技术存在的高马赫数下进排气计算易陷入进气道不启动、计算不收敛且效率低等问题。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

一种超声速进气道计算的方法，包括以下步骤：

S1，飞行器数模前处理：对飞行器数模进行前处理；

S2，飞行器网格前处理：对飞行器网格进行前处理；

S3，计算参数调整：将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。

作为一种优选的技术方案，步骤S2中，在进气道头部设置用于对气流抽吸的抽吸缝。

作为一种优选的技术方案，步骤S3包括以下步骤：

S31，设置进气道出口的边界条件；

S32，采用压力渐变的方式，初始给定一个出口背压，以线性增长的方式达到目标背压值；

S33，在进气道出口处建立一个流场初始化区域，并设置初始化网格层数。

作为一种优选的技术方案，步骤S31中，进气道出口的边界条件为进气道出口的出口反压。

作为一种优选的技术方案，步骤S32中，计算流体力学求解器的发动机进排气模块出口反压时，采用线性增加的拟合函数。

作为一种优选的技术方案，步骤S32中，计算时，设置初始背压值以及设置线性增加到目标背压所需的时间步数。

作为一种优选的技术方案，步骤S32中，在初始的设定时间步里采用一阶精度计算建立初始流场，初始流场建立起来后，再采用二阶精度计算的方式续算。

作为一种优选的技术方案，步骤S33中，以进气道出口边界为流场初始化开始位置，设置的网格层数能使流场初始化到喉道位置，使进气道内部形成亚声速流动。

作为一种优选的技术方案，步骤S1中，数模文件的格式为igs格式或stp格式。

一种超声速进气道计算的系统，用于实现所述的一种超声速进气道计算的方法，包括依次相连的以下模块：

飞行器数模前处理模块：用以，对飞行器数模进行前处理；

飞行器网格前处理模块：用以，对飞行器网格进行前处理；

计算参数调整模块：用以，将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。

本发明相比于现有技术，具有以下有益效果：

（1）本发明采用的进气道出口压力渐变的方式，解决了飞行马赫数Ma≥3.0时进排气模拟计算不易收敛，进气道不启动的问题；

（2）本发明通过采用一阶精度计算建立初始流场，然后在此基础上采用二阶精度计算的方式，进一步的，在进气道出口位置建立初始化流场（也适用于喷流，喉道边界作为初始化流场开始位置）解决了直接采用二阶精度计算发散，进气道管道内部不易收敛的问题；

（3）本发明通过优化计算网格，在进气道头部设置抽吸缝，解决了流场可能出现的回流问题，也进一步改善了进排气模拟计算的收敛性问题。

附图说明

图1为采用本发明所述的一种超声速进气道计算的方法的步骤示意图；

图2为采用本发明计算得到的进气道头部网格示意图；

图3为采用传统方式计算得到的进气道头部网格示意图；

图4为进气道出口背压采用压力渐变方式的函数曲线图；

图5为传统方式出口背压过大进气道不启动的流线图；

图6为进气道出口流场初始化后进气道启动的流线图；

图7为在一阶精度计算基础上采用二阶精度计算进气道启动的流线图。

附图中标记及其相应的名称：1、抽吸缝。

具体实施方式

下面结合实施例及附图，对本发明作进一步的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1

如图1至图7所示，本发明针对高马赫数、高背压下超声速进气道喉道位置由于复杂的波系交融、激波与附面层的干扰，导致的进气道壅塞，提出了一种可提升进排气计算效率和数据精度的数值计算策略，解决高马赫数下进排气计算易陷入进气道不启动、计算不收敛且效率低的问题。

为了满足上述需求，本发明通过在进气道头部设置一个抽吸缝1；进气道出口反压采用压力渐变的方式；采用一阶精度建立初始流场，然后在此基础上采用二阶精度续算以及进气道出口流场初始化等方式，发展了一种改善高马赫数下进排气计算时进气道不易启动的策略，解决了飞行器在高马赫数下飞行、进气道出口给定高背压下计算不易收敛的问题。

为达到上述目的，在进气道的数值模拟计算中，对于高飞行马赫数，进气道出口高背压的状态，优化了一些计算策略。本发明的策略是在进气道出口边界首先给定一个较小的初始背压，然后线性增大背压直至目标背压，如图1“参数设置”中的压力渐变方式，进一步的，在用二阶精度求解之前首先采用一阶精度求解，建立一个初始流场，这样可以增加鲁棒性，待到初始流场建立起来后，然后再采用二阶精度求解的方式；更进一步的，在进气道出口边界这一局部区域位置建立一个初始流场，进行流场初始化。更进一步的，在进气道头部位置对网格进行优化，设置一个抽吸缝1，如图2设置抽吸缝1，起到引流、抽吸的作用，有利于改善计算收敛性，在实际解决问题时，往往综合采用上述这几种计算策略。

图1展示了进气道计算流程，包含飞行器数模、网格、边界条件以及本发明计算策略的参数设置；图4中，采用入口反压的压力渐变方式，进气道出口背压初始值经过若干迭代步数后线性变化后达到目标背压；图5中，直接给定出口背压，由于背压过大，进气道入口流场溢出；图6中，在进气道出口进行流场初始化后，进气道启动；图7中，首先用一阶精度求解建立初始流场，然后采用二阶精度计算，进气道启动。

本发明的具体技术方案如下：

步骤S1，飞行器数模前处理：对飞行器数模进行前处理，包含进气道或者尾喷管等的几何清理。优选的，用CATIA软件导出处理后的igs或者stp格式的数模文件。

步骤S2，飞行器网格前处理：对飞行器网格进行前处理，包含进气道和尾喷管网格。该步骤的网格前处理是本发明的核心之一。在进气道头部设置一个抽吸缝1，如图2所示，可以起到对气流抽吸的作用，不会因进气道出口高背压引起的气流吸不到进气管道，从而气流从进气道溢出的现象，而且这个抽吸缝1也不会影响外部气动力，网格前处理的目的在保证外部气动力计算精度的前提下，更加有利于数值模拟计算时容易收敛，保证进气道启动。

步骤S3，计算参数调整：将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。该步骤是本发明的核心。首先设置进气道出口的边界条件（一般是出口反压）。然后，采用压力渐变的方式（计算流体力学求解器的发动机进排气模块出口反压采用了线性增加的拟合函数的程序模块），计算时只需要设置初始背压值以及设置线性增加到目标背压所需的时间步数，即给定进气道出口一个相对较小的初始背压，经过解算器迭代若干时间步后，线性变化后达到目标背压，这样有利于防止高背压下进气道内部由于复杂流系激波与附面层干扰导致的严重的流态瞬态转变、失稳的现象，继而引起进气道不启动，导致解算器在此区域迭代求解时计算不易收敛的问题。其次，对于直接采用二阶精度计算极易会出现计算发散的问题，在初始的若干时间步里首先采用一阶精度计算建立初始流场，这样可以增加鲁棒性，待到初始流场建立起来后，再采用二阶精度计算的方式续算，这种使用低阶近似来生成物理上有意义的初始估计解是非常值得的。最后，在进气道出口附近建立一个流场初始化区域（此策略对于喷流也是适用的，喷流以喉道边界为流场初始化开始位置），设置初始化网格层数，以进气道出口边界为流场初始化开始位置，设置的网格层数要能够保证流场初始化到喉道位置，使进气道内部形成亚声速流动，满足真实的物理现象，有利于此区域计算收敛。

实施例2

如图1至图7所示，作为实施例1的进一步优化，在实施例1的基础上，本实施例还包括以下技术特征：

以马赫数Ma=4.0为例，分别采用传统方式与本发明的计算策略，对比流场的收敛情况。传统的方式是直接在进气道出口施加给定的背压条件，如图5所示，由于背压过大，进气道管道内部复杂的波系结构与湍流边界层的干扰，流场不易收敛，再者，喉道下游压力过大，流线从进气道入口溢出，来流出现回流的现象，表现为进气道不启动。采用本发明策略对进气道头部的网格进行了改进，在进气道入口设置一个2～3mm的抽吸缝1，如图2所示，数值求解时在抽吸缝1底部施加一个边界条件，即来流压力，相当于起着抽吸的作用，尤其是低马赫数，马赫数Ma=0.3时，表现尤为明显，假如没有这个抽吸缝1，可能会出现来流从进气道入口溢出的现象，有了这个抽吸缝1，可以起着引射的作用，流场就会顺利进入进气道。采用进气道出口压力渐变的方式，如图4所示，即给定发动机入口一个较低的背压初始值（101000Pa），通过迭代若干步后（以2000步为例），线性变化达到较大的目标背压（202000Pa），建立了收敛流场，解决了直接给定目标背压不易收敛的问题。流场初始化，从进气道出口到上游（到喉道位置）进气道内部进行流场初始化，出口还是施加给定的背压条件，进气道建立了收敛的流场，表现为进气道启动，如图6所示；首先对计算域进行一阶求解，建立一个初始流场，然后在此基础上，进行二阶求解计算，一方面增强了鲁棒性，另一方面也提高了计算精度，表现为进气道启动，如图7所示。

在实际解决高马赫数、高背压不易收敛的问题时，往往采用这几种方式同时并行的方式，即首先在进气道入口位置对网格进行优化处理，设置一个抽吸缝1；其次，进气道出口采用压力渐变的方式，初始给定进气道出口一个较小的背压初始值，迭代计算若干步，线性变化给定较大的目标背压；然后，在用二阶精度求解流场之前，首先采用一阶精度方式建立初始流场，最后，在进气道出口进行流场初始化等一系列本发明的计算策略，改善了进排气模拟计算的收敛性问题。

如上所述，可较好地实现本发明。

本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质，在本发明的精神和原则之内，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种超声速进气道计算的方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1，飞行器数模前处理：对飞行器数模进行前处理；

S2，飞行器网格前处理：对飞行器网格进行前处理；

S3，计算参数调整：将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数；

步骤S2中，在进气道头部设置用于对气流抽吸的抽吸缝；

步骤S3包括以下步骤：

S31，设置进气道出口的边界条件；

S32，采用压力渐变的方式，初始给定一个出口背压，以线性增长的方式达到目标背压值；

S33，在进气道出口处建立一个流场初始化区域，并设置初始化网格层数；

步骤S31中，进气道出口的边界条件为进气道出口的出口反压；

步骤S32中，计算流体力学求解器的发动机进排气模块出口反压时，采用线性增加的拟合函数；

步骤S32中，计算时，设置初始背压值以及设置线性增加到目标背压所需的时间步数；

步骤S32中，在初始的设定时间步里采用一阶精度计算建立初始流场，初始流场建立起来后，再采用二阶精度计算的方式续算；

步骤S33中，以进气道出口边界为流场初始化开始位置，设置的网格层数能使流场初始化到喉道位置，使进气道内部形成亚声速流动；

步骤S1中，数模文件的格式为igs格式或stp格式。

2.一种超声速进气道计算的系统，其特征在于，用于实现权利要求1所述的一种超声速进气道计算的方法，包括依次相连的以下模块：

飞行器数模前处理模块：用以，对飞行器数模进行前处理；

飞行器网格前处理模块：用以，对飞行器网格进行前处理；

计算参数调整模块：用以，将网格导入计算流体力学解算器中调整计算参数。