【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行器流场计算，具体涉及一种飞行器跨音速段流场计算方法。
技术介绍
1、飞行器在飞行过程中，随着飞行速度的增加，飞行中遇到的阻力会越来越大，当飞行马赫数接近1时，会出现阻力、损失急剧增大的现象。这是由于跨音速段流场中超音速区出现局部激波，由于激波与附面层的相互作用而引起气流分离。气流因产生急剧压缩、膨胀以及内摩擦而引起粘性应力、热传导等，使飞行器的阻力、升力、稳定性和操纵性出现急剧而不规律的复杂变化。随着马赫数的进一步增加，局部激波的范围不停的扩大。实际上当飞行速度进一步增加至超音速时，激波转为脱体激波出现在飞行器前方。由于激波是远离飞机机体，所以超音速激波一般不会干扰到机体附面层内的流动，也就不会导致机体表面产生附面层分离。因此，超音速的流动状态要比跨音速稳定很多。理论上处理跨音速流是相当困难的：首先，线化理论已不适用，必须求解非线性方程；其次，流场中同时存在亚、超音速两种流型，而它们之间的边界是未知的；再次，由于激波与附面层的干扰严重存在，必须考虑粘性影响等。仅在个别情况下能进行分析计算，解决跨音速流的问题，主要依靠实验。
2、以小型制导炮弹为计算对象，在跨音速段流场计算过程中存在收敛速度较慢、计算鲁棒性差、易发散等问题。一般cfd求解器公式是完全隐式的，时间尺度一般是基于l/u来评估，其中l为计算域内的特征长度，u为流速，为了使收敛速度加快，通常会选取较大的时间尺度，但是当时间尺度太大时，收敛将会震荡甚至发散，如果时间尺度取得太小，收敛速度就会很慢。
技术实现思路>
1、专利技术目的：本专利技术目的在于针对现有技术的不足，提供一种飞行器跨音速段流场计算方法，采用局部时间尺度，可以在计算域不同的区域选取不同的时间尺度，能够得到较快的收敛速度。
2、技术方案：本专利技术所述飞行器跨音速段流场计算方法，包括如下步骤：
3、s1：对飞行器模型进行非结构网格划分；
4、s2：导入非结构网格划分文件到流体力学仿真软件中，将仿真类型设置稳态，创立计算域，设定仿真的起始条件和边界条件，选用局部时间步控制时间尺度，计算方法为：时间尺度＝局部时间尺度*局部时间因子；
5、s3：设置求解监控点，观察计算结果曲线，若随着时间步推进，结果曲线趋向于平稳或呈小幅度均匀震荡且震荡区间不超过10-5，则认为结果已收敛。
6、进一步完善上述技术方案，所述局部时间尺度的划分规则为：在计算域不同的区域选取不同的时间尺度，当计算区域内流动速度大或者存在网格尺寸较小或者长宽比较大的时，则选用较小的时间尺度，反之则选用较大的时间尺度；所述局部时间因子与马赫数相关，且随着马赫数增大，局部时间因子呈指数级别减小。
7、进一步地，所述s1中进行非结构网格划分包括：针对飞行器模型流动复杂区域进行细化，同时为了更好的计算边界层内的流场特性，提高计算精确度，同时计算y+确定第一层附面层网格高度，设置增长率为1.1，在飞行器模型表面绘制20层附面层网格。因为跨音速段避免附近变量梯度大，如果不加边界层则算不准壁面上的通量，通过绘制边界层网格，能改善该问题。
8、进一步地，计算域边界条件设置为压力远场，弹体表面设定为无滑移边界条件，选用sst湍流模型，来流ma数为1.2，攻角为0°-16°，设置计算步数为2000，局部时间因子设定为0.1到0.5之间。在保证计算结果收敛的同时加快收敛速度。
9、进一步地，所述监控点包括监视模型的轴向力系数ca、法向力系数cn和俯仰力矩系数mz。
10、进一步地，所述飞行器模型为小型制导炮弹模型。
11、进一步地，对小型制导炮弹模型飞行器模型进行非结构网格划分包括：对头部、舵面与弹身表面结合部以及尾翼尾部区域网格进行细化。
12、进一步地，跨音速段采用的局部时间因子选用0.1。
13、有益效果：与现有技术相比，本专利技术的优点在于：本专利技术提供的飞行器跨音速段流场计算方法，采用局部时间尺度控制，通过非结构网格划分和模拟设置，实现在跨音速段流场计算中的高效、稳定和快速收敛。该计算方法所需时间较短，稳定性较好，且计算结果与试验结果对比吻合度较高；与fluent软件相比，计算速度可加快一倍以上。
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1.一种飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于：所述局部时间尺度的划分规则为：在计算域不同的区域选取不同的时间尺度，当计算区域内流动速度大或者存在网格尺寸较小或者长宽比较大的时，则选用较小的时间尺度，反之则选用较大的时间尺度；所述局部时间因子与马赫数相关，且随着马赫数增大，局部时间因子呈指数级别减小。
3.根据权利要求2所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于： 所述S1中进行非结构网格划分包括：针对飞行器模型流动复杂区域进行细化，通过计算y+确定第一层附面层网格高度，设置增长率为1.1，在飞行器模型表面绘制20层附面层网格。
4.根据权利要求3所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于： 所述S2中：计算域边界条件设置为压力远场，弹体表面设定为无滑移边界条件，选用SST湍流模型，来流Ma数为1.2，攻角为0°-16°，设置计算步数为2000，局部时间因子设定为0.1到0.5之间。
5.根据权利要求1所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于：所
6.根据权利要求1所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于：所述飞行器模型为小型制导炮弹模型。
7.根据权利要求5所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于：对小型制导炮弹模型飞行器模型进行非结构网格划分包括：对头部、舵面与弹身表面结合部以及尾翼尾部区域网格进行细化。
8.根据权利要求6所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于：跨音速段采用的局部时间因子选用0.1。
...【技术特征摘要】
1.一种飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于：所述局部时间尺度的划分规则为：在计算域不同的区域选取不同的时间尺度，当计算区域内流动速度大或者存在网格尺寸较小或者长宽比较大的时，则选用较小的时间尺度，反之则选用较大的时间尺度；所述局部时间因子与马赫数相关，且随着马赫数增大，局部时间因子呈指数级别减小。
3.根据权利要求2所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于： 所述s1中进行非结构网格划分包括：针对飞行器模型流动复杂区域进行细化，通过计算y+确定第一层附面层网格高度，设置增长率为1.1，在飞行器模型表面绘制20层附面层网格。
4.根据权利要求3所述的飞行器跨音速段流场计算方法，其特征在于： 所述s2中：计算域边界...
【专利技术属性】
技术研发人员：卫建勋，袁宴波，
申请(专利权)人：杭州长望智创科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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