一種采用rans/les混合技術(shù)模擬飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及的是飛行器氣動(dòng)模擬方法，尤其是一種采用RANS/LES混合技術(shù)模擬 飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 搖滾（Rock)是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)及導(dǎo)彈武器經(jīng)常會(huì)遇到的氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合現(xiàn)象，它是飛 行器在滾轉(zhuǎn)方向的振蕩運(yùn)動(dòng)。某些情況下伴隨滾轉(zhuǎn)振蕩，偏航方向也會(huì)發(fā)生振蕩，稱(chēng)為荷蘭 滾（Dutch-roll)。隨著迎角增大，荷蘭滾逐漸演變成以滾轉(zhuǎn)為主的搖滾運(yùn)動(dòng)。搖滾運(yùn)動(dòng)通 常是以極限環(huán)振蕩（Limit Cycle Oscillation，LC0)形式出現(xiàn)。極限環(huán)振蕩意味著在一個(gè) 周期內(nèi)運(yùn)動(dòng)的能量變化為零，即吸收的能量與耗散的能量相等，振蕩既不發(fā)散也不收斂，形 成等幅等周期振蕩。理論上，在擾動(dòng)作用下從任意初始狀態(tài)都會(huì)進(jìn)入搖滾，最后穩(wěn)定在該極 限環(huán)狀態(tài)，然而一些極限環(huán)振蕩是不穩(wěn)定的，此時(shí)相平面可能存在其它極限環(huán)，系統(tǒng)在擾動(dòng) 作用下會(huì)在極限環(huán)間跳變，進(jìn)入混沌運(yùn)動(dòng)。搖滾運(yùn)動(dòng)是非常危險(xiǎn)的狀態(tài)，如果不了解所發(fā)生 的搖滾運(yùn)動(dòng)的特性和流動(dòng)機(jī)理，控制系統(tǒng)沒(méi)有合適的控制方法去修正，那么從理論上講就 已經(jīng)進(jìn)入失控飛行。
[0003] 目前，針對(duì)飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的預(yù)測(cè)和模擬，主要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算兩種方 法來(lái)開(kāi)展。
[0004] 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蜉^真實(shí)地模擬飛行器的繞流流態(tài)，在模擬搖滾運(yùn)動(dòng)上具有一定的準(zhǔn) 確性。但風(fēng)洞試驗(yàn)存在不均勻來(lái)流、洞壁干擾、支撐干擾、軸承摩擦等多方面干擾，而飛行器 的自激搖滾運(yùn)動(dòng)對(duì)來(lái)流條件較為敏感，使風(fēng)洞模擬結(jié)果與真實(shí)飛行條件存在一定差別。
[0005] 數(shù)值計(jì)算主要是劃分飛行器外流場(chǎng)的空間離散網(wǎng)格，并耦合流場(chǎng)控制方程和剛體 運(yùn)動(dòng)方程，進(jìn)行非定常時(shí)間推進(jìn)求解。這種方法不存在流場(chǎng)干擾，接近真實(shí)飛行條件。
[0006] 目前在流場(chǎng)迭代計(jì)算中普遍采用非定常RANS方法。其思想是基于雷諾平均，將流 場(chǎng)信息（速度、壓力等）分解成兩部分，第一部分為與時(shí)間無(wú)關(guān)的定常部分，另一部分為脈 動(dòng)部分。因此而產(chǎn)生的雷諾應(yīng)力項(xiàng)，通常采用基于Boussinesq渦粘性假設(shè)，轉(zhuǎn)化為渦粘系 數(shù)的求解問(wèn)題，從而借助湍流模型進(jìn)行求解。工程中常用的湍流模型有一方程S-A模型、雙 方程、模型等。
[0007] RANS方法在附著流動(dòng)在附著流動(dòng)或小分離流動(dòng)的預(yù)測(cè)中可以得到較準(zhǔn)確得結(jié)果， 然而當(dāng)流動(dòng)存在大面積分離時(shí)，RANS方法由于引入了較大耗散，抑制了小尺度渦運(yùn)動(dòng)的解 析，因此隨著迎角的增大，模擬精度急劇下降，對(duì)準(zhǔn)確模擬搖滾運(yùn)動(dòng)提出了一定的挑戰(zhàn)。
[0008] 為準(zhǔn)確模擬大迎角、復(fù)雜流場(chǎng)條件下的飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)，需要對(duì)每一時(shí)刻的流場(chǎng) 渦結(jié)構(gòu)進(jìn)行較為準(zhǔn)確的模擬。而RANS/LES混合技術(shù)，結(jié)合了 RANS方法和LES方法的優(yōu)點(diǎn)， 在高雷諾數(shù)、大分離流動(dòng)的計(jì)算中已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用。RANS/LES混合技術(shù)的基本思想 是對(duì)流場(chǎng)采用分區(qū)處理，在近壁面流動(dòng)中采用RANS方法使得計(jì)算量可以承受，在分離流中 采用LES方法使得流場(chǎng)渦結(jié)構(gòu)更加精細(xì)。
[0009] 目前RANS/LES混合技術(shù)主要被應(yīng)用在模型靜止或指定運(yùn)動(dòng)方式的非定常分離流 動(dòng)計(jì)算中，還沒(méi)有在氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合計(jì)算中得到運(yùn)用，前者中前一時(shí)刻的計(jì)算結(jié)果只影響 后面時(shí)刻的流場(chǎng)演化，而在后者中同時(shí)還會(huì)對(duì)后面時(shí)刻的模型運(yùn)動(dòng)造成影響。而RANS/LES 混合方法將引入更多的氣流脈動(dòng)信息，與傳統(tǒng)的非定常RANS方法相比，收斂速度變慢，計(jì) 算誤差增大，而計(jì)算誤差隨時(shí)間積累對(duì)后續(xù)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的演化及飛行器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響很 容易導(dǎo)致模擬出錯(cuò)誤的結(jié)果。因此，一方面需要采用更小的時(shí)間步長(zhǎng)進(jìn)行時(shí)間精確求解，并 進(jìn)行不同時(shí)間步長(zhǎng)的比較驗(yàn)證，另一方面需要采用時(shí)間精度更高的緊耦合方法開(kāi)展氣動(dòng)/ 運(yùn)動(dòng)的耦合計(jì)算。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0010] 本發(fā)明的目的，就是針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)所存在的不足，而提供一種采用RANS/LES混合 技術(shù)模擬飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的方法的技術(shù)方案，該方案采用RANS/LES混合技術(shù)模擬飛行器 搖滾運(yùn)動(dòng)，在保證求解效率的前提下，更精細(xì)地解析復(fù)雜分離流動(dòng)中的渦結(jié)構(gòu)，從而對(duì)渦運(yùn) 動(dòng)主導(dǎo)的飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)作出較準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)和模擬。
[0011] 本方案是通過(guò)如下技術(shù)措施來(lái)實(shí)現(xiàn)的：一種采用RANS/LES混合技術(shù)模擬飛行器 搖滾運(yùn)動(dòng)的方法，其特征在于：包括以下步驟：
[0012] 步驟一、在傳統(tǒng)的非定常RANS方法基礎(chǔ)上，將湍流模型中長(zhǎng)度尺度替換為DES類(lèi) 方法的長(zhǎng)度尺度，使流場(chǎng)解算過(guò)程中在壁面附近繼續(xù)用RANS方法模擬小尺度的湍流，而在 分離區(qū)采用類(lèi)似Smagorinsky亞格子應(yīng)力模型來(lái)模擬渦結(jié)構(gòu)，從而得到模擬飛行器的流場(chǎng) 解算方法；
[0013] 步驟二、建立滾轉(zhuǎn)單自由度剛體運(yùn)動(dòng)方程，并結(jié)合步驟一得到的流場(chǎng)解算方法，采 用預(yù)估-校正算法，構(gòu)造氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)緊耦合求解方法；
[0014] 滾轉(zhuǎn)單自由度剛體運(yùn)動(dòng)方程如下：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種采用RANS/LES混合技術(shù)模擬飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的方法，其特征在于：包括以下步 驟： 步驟一、在傳統(tǒng)的非定常RANS方法基礎(chǔ)上，將湍流模型中長(zhǎng)度尺度替換為DES類(lèi)方法 的長(zhǎng)度尺度，使流場(chǎng)解算過(guò)程中在壁面附近繼續(xù)用RANS方法模擬小尺度的湍流，而在分離 區(qū)采用類(lèi)似Smagorinsky亞格子應(yīng)力模型來(lái)模擬渦結(jié)構(gòu)，從而得到模擬飛行器的流場(chǎng)解算 方法； 步驟二、建立滾轉(zhuǎn)單自由度剛體運(yùn)動(dòng)方程，并結(jié)合步驟一得到的流場(chǎng)解算方法，采用預(yù) 估-校正算法，構(gòu)造氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)緊耦合求解方法； 滾轉(zhuǎn)單自由度剛體運(yùn)動(dòng)方程如下：
式中，Wx為模型滾轉(zhuǎn)角速度，MXS模型所受滾轉(zhuǎn)力矩，IXXS模型滾轉(zhuǎn)方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，y為模型滾轉(zhuǎn)角，t為有量綱時(shí)間； 在第n個(gè)真實(shí)時(shí)間步計(jì)算開(kāi)始時(shí)，使用之前時(shí)刻計(jì)算得到的氣動(dòng)力對(duì)當(dāng)前時(shí)刻的滾轉(zhuǎn) 角速度和滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行預(yù)測(cè)，預(yù)測(cè)算法為：
J-\i "V? I n 丄丄I H 'J | WJ/y; 隨后在凍結(jié)當(dāng)前真實(shí)時(shí)刻，進(jìn)行偽時(shí)間迭代求解流場(chǎng)的過(guò)程中，使用校正算法對(duì)當(dāng)前 運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行校正，校正算法為：
式中，上標(biāo)"new"表示通過(guò)最近一步偽時(shí)間迭代得到的值； 步驟三、針對(duì)特定飛行器外形劃分網(wǎng)格； 步驟四、采用步驟二中的計(jì)算方法，針對(duì)步驟三得到的空間網(wǎng)格，開(kāi)展計(jì)算，得到飛行 器氣動(dòng)參數(shù)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)隨時(shí)間的變化歷程。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種采用RANS/LES混合技術(shù)模擬飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的方法，其 特征是：所述步驟三中針對(duì)特定飛行器外形劃分的網(wǎng)格的規(guī)模稍大于RANS計(jì)算所要求網(wǎng) 格規(guī)模。
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種采用RANS/LES混合技術(shù)模擬飛行器搖滾運(yùn)動(dòng)的方法，目的在于解決現(xiàn)有技術(shù)無(wú)法準(zhǔn)確模擬飛行器大范圍分離流動(dòng)條件下的自激搖滾運(yùn)動(dòng)的問(wèn)題，主要包括：在傳統(tǒng)的非定常RANS方法基礎(chǔ)上對(duì)湍流模型長(zhǎng)度尺度進(jìn)行適當(dāng)修正，構(gòu)造出DES類(lèi)方法；采用預(yù)估-校正算法，在雙時(shí)間步的偽時(shí)間迭代過(guò)程中實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)控制方程和剛體運(yùn)動(dòng)方程的緊耦合求解，得到飛行器氣動(dòng)參數(shù)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)隨時(shí)間的變化歷程。本發(fā)明能夠在保證一定計(jì)算效率的前提下，較準(zhǔn)確地模擬復(fù)雜流動(dòng)條件下飛行器自激搖滾運(yùn)動(dòng)，為飛行器氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)的非線性耦合特性評(píng)估提供有效手段。
【IPC分類(lèi)】G06F19-00
【公開(kāi)號(hào)】CN104699947
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510016783
【發(fā)明人】陶洋, 王曉冰, 趙忠良, 吳軍強(qiáng), 王元靖, 達(dá)興亞, 張兆, 黃慶, 胡勇, 劉光遠(yuǎn), 余立
【申請(qǐng)人】中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所
【公開(kāi)日】2015年6月10日
【申請(qǐng)日】2015年1月14日