一種高超聲速返回艙外形氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格生成方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格生成方法，特別是一種高超聲速返回艙外形氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格生成方法，屬于高超聲速氣動(dòng)熱數(shù)值模擬技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著載人航天、探月工程及深空探測的進(jìn)一步發(fā)展，返回艙的防熱設(shè)計(jì)逐漸成為核心關(guān)鍵技術(shù)。由于返回艙存在高鈍度大底及小曲率拐角，傳統(tǒng)的基于邊界層理論的工程快速預(yù)測方法難以準(zhǔn)確給出氣動(dòng)熱環(huán)境結(jié)果，數(shù)值模擬技術(shù)是解決這一問題的重要手段。而由于高超聲速及高鈍度特征，數(shù)值模擬技術(shù)在解決此類問題中也存在較大不確定性，其中計(jì)算網(wǎng)格是核心制約因素。如何在已有數(shù)值模擬技術(shù)框架下，構(gòu)建適當(dāng)?shù)挠?jì)算網(wǎng)格以滿足熱環(huán)境計(jì)算精度要求是解決返回艙防熱設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。
[0003]目前的數(shù)值模擬技術(shù)一般將三維問題分解為一維問題進(jìn)行求解，這種近似解法對計(jì)算網(wǎng)格有著較高的要求，尤其對于高超聲速流動(dòng)和鈍體流動(dòng)情況更為嚴(yán)重，而目前尚無標(biāo)準(zhǔn)的網(wǎng)格生成方法解決此類問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明解決的問題是:基于成熟的數(shù)值模擬技術(shù)框架，克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出了一種高超聲速返回艙外形氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格生成方法，給出了具體的網(wǎng)格生成流程和網(wǎng)格生成過程中關(guān)鍵參數(shù)的取值范圍，實(shí)現(xiàn)了返回艙外形氣動(dòng)熱預(yù)測高質(zhì)量網(wǎng)格的定量化生成技術(shù)，優(yōu)點(diǎn)是可最大程度降低人為因素的影響，充分保證返回艙外形氣動(dòng)熱預(yù)測的數(shù)值模擬精度。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:一種高超聲速返回艙外形氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格生成方法，所述高超聲速返回艙包括大底、拐角、艙體和底部，返回艙為軸對稱結(jié)構(gòu)，且關(guān)于任意過對稱軸的平面對稱，任意過對稱軸的平面與返回艙外輪廓交線的一半為幾何母線，幾何母線包括大底曲線、拐角曲線、倒錐曲線和底部曲線，拐角曲線與大底曲線相切于前切點(diǎn)，與倒錐曲線相切于后切點(diǎn)，步驟如下:
[0006](I)根據(jù)來流條件和高超聲速返回艙大底半徑計(jì)算駐點(diǎn)熱流，所述來流條件包括高超聲速返回艙的飛行高度和飛行速度，所述高超聲速返回艙大底半徑為大底球冠形結(jié)構(gòu)所對應(yīng)球形結(jié)構(gòu)的半徑；
[0007](2)利用步驟(I)中計(jì)算得到的駐點(diǎn)熱流計(jì)算參考熱流，并確定返回艙物面法向第一層網(wǎng)格高度；
[0008](3)在返回艙幾何母線上布置網(wǎng)格點(diǎn)；
[0009](4)基于步驟(2)確定的返回艙物面法向第一層網(wǎng)格高度和步驟(3)中的幾何母線網(wǎng)格點(diǎn)分布，采用雙曲方法生成內(nèi)層網(wǎng)格；
[0010](5)利用前距、后距和網(wǎng)格高度生成外層網(wǎng)格的外邊界，外邊界上的網(wǎng)格點(diǎn)在外邊界上等距分布，外邊界上的網(wǎng)格數(shù)與幾何母線網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)相同，所述前距為外邊界左端距返回艙大底幾何駐點(diǎn)的距離，后距為外邊界右端距返回艙底部的距離，網(wǎng)格高度為外邊界上端距返回艙對稱軸的距離；
[0011](6)采用橢圓方法生成步驟⑷中確定的內(nèi)層網(wǎng)格外邊界與步驟(5)中確定的外層網(wǎng)格外邊界之間的外層網(wǎng)格。
[0012]所述步驟(I)中根據(jù)來流條件和高超聲速返回艙大底半徑計(jì)算駐點(diǎn)熱流，具體采用 Fay-Riddle 公式。
[0013]所述步驟(2)中利用步驟(I)中計(jì)算得到的駐點(diǎn)熱流計(jì)算參考熱流，具體為:參考熱流為駐點(diǎn)熱流的1.5?2倍。
[0014]所述步驟(2)中確定返回艙物面法向第一層網(wǎng)格高度，采用基于參考熱流的法向網(wǎng)格準(zhǔn)則。
[0015]所述步驟(3)中在返回艙幾何母線上布置網(wǎng)格點(diǎn)，具體為:在拐角曲線上布置網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)10?15個(gè)，大底曲線布置網(wǎng)格點(diǎn)20?30個(gè)，倒錐曲線上的網(wǎng)格點(diǎn)30?40個(gè)，底部曲線上的網(wǎng)格點(diǎn)15?20個(gè)。
[0016]所述拐角曲線上的各網(wǎng)格點(diǎn)等距分布。
[0017]所述大底曲線上網(wǎng)格點(diǎn)的分布具體為:網(wǎng)格點(diǎn)按雙曲正切分布；在前切點(diǎn)處，大底曲線上距拐角曲線最近的網(wǎng)格點(diǎn)與拐角曲線上距大底曲線最近的網(wǎng)格點(diǎn)之間間距與拐角曲線上的網(wǎng)格點(diǎn)間距相等；大底曲線上沿背離前切點(diǎn)方向上的網(wǎng)格尺度增長因子小于
1.2 ;所述網(wǎng)格尺度增長因子為特定方向上任意兩對相鄰網(wǎng)格點(diǎn)中，較大的相鄰網(wǎng)格點(diǎn)間距與較小的相鄰網(wǎng)格點(diǎn)間距的比值。
[0018]所述步驟(4)中雙曲推進(jìn)時(shí)網(wǎng)格尺度增長因子為1.1?1.3，雙曲推進(jìn)步數(shù)為70 ?80。
[0019]所述步驟(5)中前距/大底高度的取值范圍為:0.3?0.4，后距/大底高度的取值范圍為:1?1.5，網(wǎng)格高度/大底高度的取值范圍為'2?3。
[0020]所述步驟￠)中橢圓方法中外層網(wǎng)格法向網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為40-50，網(wǎng)格尺度增長因子小于1.1o
[0021]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn):
[0022](I)本發(fā)明采用基于參考熱流的物面法向網(wǎng)格準(zhǔn)則和基于雙曲推進(jìn)的網(wǎng)格生成技術(shù)可有效保證熱邊界層的分辨率，而將參考熱流與駐點(diǎn)熱流建立合理的關(guān)聯(lián)一方面使參考熱流便于計(jì)算，另一方面可保證返回艙整體具有良好的粘性分辨率；
[0023](2)本發(fā)明利用前距、后距和網(wǎng)格高度的具體取值參數(shù)對外邊界進(jìn)行精細(xì)化定制，可有效保證返回艙大底前部強(qiáng)激波與網(wǎng)格的匹配特性，進(jìn)而保證大底低速無粘流動(dòng)區(qū)域的流動(dòng)分辨率；
[0024](3)本發(fā)明在生成內(nèi)層網(wǎng)格和外層網(wǎng)格時(shí)，對各部分的網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)、網(wǎng)格間距和增長因子分別進(jìn)行了取值范圍的設(shè)定，這些取值范圍是在大量實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上得出的，在保證計(jì)算精度的條件下，可充分提高計(jì)算效率。
【附圖說明】
:
[0025]圖1為返回艙幾何母線示意圖；
[0026]圖2為返回艙外形網(wǎng)格拓?fù)涫疽鈭D；
[0027]圖3為本發(fā)明中的流程圖；
[0028]圖4為幾何母線網(wǎng)格點(diǎn)分布示意圖；
[0029]圖5為內(nèi)層網(wǎng)格生成示意圖；
[0030]圖6為外層網(wǎng)格外邊界生成示意圖；
[0031]圖7為外層網(wǎng)格生成示意圖；
[0032]圖8為返回艙流場壓力云圖；
[0033]圖9為返回艙迎風(fēng)線熱流分布曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0034]返回艙包括大底、拐角、艙體和底部，大底為球冠形結(jié)構(gòu)，艙體為倒錐形中空結(jié)構(gòu)，大底和艙體開口較大的端面通過拐角連接，底部為圓板結(jié)構(gòu)，底部與艙體開口較小的端面固定連接，底部圓板結(jié)構(gòu)的直徑與艙體開口較小的端面的直徑相同；
[0035]返回艙為軸對稱結(jié)構(gòu)，且關(guān)于任意過對稱軸的平面對稱，任意過對稱軸的平面與返回艙外輪廓的交線的一半為幾何母線，幾何母線主要包括大底曲線、拐角曲線、倒錐曲線和底部曲線，所述大底曲線、拐角曲線、倒錐曲線和底部曲線分別為任意過對稱軸的平面與大底、拐角、艙體和底部外輪廓的交線的一半。其中大底曲線和拐角曲線一般為圓弧，倒錐曲線和底部曲線一般為直線段。拐角曲線與大底曲線相切于前切點(diǎn)，與倒錐曲線相切于后切點(diǎn)，具體幾何描述見圖1。
[0036]返回艙網(wǎng)格包括內(nèi)層網(wǎng)格和外層網(wǎng)格。內(nèi)層網(wǎng)格為保證邊界層分辨率而生成，其內(nèi)邊界為返回艙幾何母線，外邊界位于邊界層之外。外層網(wǎng)格為保證激波匹配特性而生成，其內(nèi)邊界為內(nèi)層網(wǎng)格的外邊界，外邊界需要與實(shí)際流動(dòng)的激波形狀相匹配。外邊界可由前距、后距和網(wǎng)格高度三組尺寸確定。其中，前距為外邊界左端距返回艙大底幾何駐點(diǎn)的距離，后距為外邊界右端距返回艙底部的距離，網(wǎng)格高度為外邊界上端距返回艙對稱軸的距離。具體網(wǎng)格描述見圖2。
[0037]圖3給出了網(wǎng)格生成的流程圖，下面結(jié)合附圖予以詳細(xì)說明:
[0038](I)計(jì)算駐點(diǎn)熱流。根據(jù)來流條件和高超聲速返回艙大底半徑采用Fay-Riddle公式(具體參見“Theory of Stagnat1n Point Heat Transfer in DissociatedAir”，Journal of the Aeronautical Sciences, 1958，25 (2): 73-85)計(jì)算駐點(diǎn)熱流，所述來流條件包括高超聲速返回艙的飛行高度和飛行速度，所述高超聲速返回艙大底半徑為大底球冠形結(jié)構(gòu)所對應(yīng)球形結(jié)構(gòu)的半徑。
[0039](2)計(jì)算物面法向第一層網(wǎng)格高度。利用步驟(I)中計(jì)算得到的駐點(diǎn)熱流計(jì)算參考熱流，并采用基于參考熱流的法向網(wǎng)格準(zhǔn)則(具體參見“高超聲速氣動(dòng)熱數(shù)值模擬法向網(wǎng)格準(zhǔn)則研宄“，力學(xué)與實(shí)踐，2014，36 (6):722-727)確定返回艙物面法向第一層網(wǎng)格高度；所述參考熱流取為駐點(diǎn)熱流的1.5?2倍。