专利名称：基于cfd的飞机尾喷流大气扩散建模方法
技术领域：
本发明涉及航空航天动力学领域，尤其是一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法。
背景技术：
目前的数值研究主要集中在发动机喷口出口附近的流场，对尾喷导致的尾迹流的扩散特性研究的很少。国内有人数值研究了发动机喷管 内外超声速流场，将喷管内外流场结合起来计算，但计算的区域较小；有人研究了火箭尾喷焰流场的形成过程，给出了流场的结构模型并做了分析计算，为红外辐射探测提供设计参考；有人研究了湍流脉动对尾喷流场的影响及对红外信号分析的影响；有人对发动机喷流红场进行了数值计算，分析了温度场红外辐射特性。总结来看，目前还没有出现对飞机尾喷流进行数值分析的研究成果公布，无法为为飞机发动机的优化设计及飞行安全提供分析结果辅助，无法解决尾喷流的远距离、大范围扩散特性无法掌握的问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种通过对飞机尾喷口进行流体力学分析和数值模拟计算，分析得到飞机尾喷中主要的水汽、各气体成分、尾流速度和温度在大气中的扩散强度分布及扩散区域的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法。为实现上述目的，本发明采用了以下技术方案一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，该方法包括下列顺序的步骤(I)建立尾喷流多组份气流的流体力学方程，对尾喷流扩散区域进行网格划分和边界条件设定；(2)根据计算面积大小，对上述方程采用Farve密度加权平均，在求出流场的压力和温度等分布后，计算出流体的密度，然后进入下一轮循环迭代；(3)对发动机尾喷流参数输入进行三维区域模拟计算，建立多种飞机的工况算例，得到不同尾喷型号的飞机在多种大气参数、多种海拔高度下的尾喷流扩散模拟结果。由上述技术方案可知，本发明采用计算流体力学，通过对飞机尾喷口进行流体力学分析和数值模拟计算，可以得到飞机尾喷流的水汽、各气体成分、尾流速度和温度在大气中的扩散强度分布及扩散区域，弥补了飞机尾喷流在远距离、大面积扩散数值分析方面的空白，为飞机尾喷口的优化设计及飞机飞行中前后机安全距离分析等提供数值分析依据，以保障航空航天类发动机的飞行安全，因此本发明具有很重要的工程意义。
图I为飞机尾喷流示意图；图2为计算区域进口截面网格图；图3为剖面机身附近网格加密图4为不同大气湍流时过机身轴线剖面速度大小分布图；图5为湍流尺度为O. 2m的尾喷流温度分布图；图6为湍流尺度为Im时C02浓度的剖面分布图；图7为不同大气湍流时C02浓度的截面分布图(x=2000m)。
具体实施例方式一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，该方法包括下列顺序的步骤(I)建立尾喷流多组份气流的流体力学方程，对尾喷流扩散区域进行网格划分和边界条件设定；(2)根据计算面积大小，对上述方程采用Farve密度加权平均，在求出流场的压力和温度等分布后，计算出流体的密度，然后进入下一轮循环迭代；(3)对发动机尾喷流参数输入进行三维区域模拟计算，建立多种飞机的工况算例，得到不同尾喷型号的飞机在多种大气参数、多种海拔高度下的尾喷流扩散模拟结果。飞机尾喷流在初始部分存在一个核心区，在此区域中气体仍保持在尾喷管喷口时所具有的特征，也称燃气锥。在燃气锥的周围存在一个层流和紊流的混合层，它逐渐蔓延入燃气锥，接着在展开的区域中气流完全成为紊流，尾喷流扩散后变得更宽，随着与尾喷管距离的拉长，喷流完全耗散在大气中，飞机尾喷流示意图如图I所示。所述的建立尾喷流多组份气流的流体力学方程包括建立尾喷流的连续方程、动量方程、成分质量分数的方程和能量方程。所述的连续方程为式(I)
权利要求
1.一种基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，该方法包括下列顺序的步骤 (1)建立尾喷流多组份气流的流体力学方程，对尾喷流扩散区域进行网格划分和边界条件设定； (2)根据计算面积大小，对上述方程采用Farve密度加权平均，在求出流场的压力和温度等分布后，计算出流体的密度，然后进入下一轮循环迭代； (3)对发动机尾喷流参数输入进行三维区域模拟计算，建立多种飞机的工况算例，得到不同尾喷型号的飞机在多种大气参数、多种海拔高度下的尾喷流扩散模拟结果。
2.根据权利要求I所述的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，其特征在于所述的建立尾喷流多组份气流的流体力学方程包括建立尾喷流的连续方程、动量方程、成分质量分数的方程和能量方程。
3.根据权利要求I所述的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，其特征在于划分网格是采用分区域的划分方法对飞机附近，参数变化大的区域，进行局部加密并采用无结构网格技术；对远离飞机，参数变化小的区域，采用结构化网格以减少计算工作量。
4.根据权利要求I所述的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，其特征在于边界条件设定包括 (1)进口条件根据飞行高度，按照大气条件给定进口的大气速度、气体组份、压力、温度以及湍流量等参数值，飞机尾喷出口的边界条件按照飞机发动机的出口参数给出相应的参数值； (2)计算区域的上下和侧面的边界条件根据飞行高度和计算区域的大小，按照远场条件给定速度、气体组份、压力、温度以及湍流量等参数值； (3)固壁面条件对机身壁面附近的网格节点采用壁面函数法处理； (4)出口条件计算区域的出口离尾喷口较远，给定压力边界条件。
5.根据权利要求I所述的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法,其特征在于迭代步骤如下 (1)在当前解的基础上更新流体输运性质； (2)同时解连续性，动量，能量和组分输运方程； (3)用更新的变量的数值解出如湍流等标量； (4)用改进后的变量数值作为下一层次迭代计算的初始值，重复上述步骤，直到获得收敛解。
6.根据权利要求2所述的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，其特征在于所述的连续方程为式(I) 所述的动量方程为式(2) 所述的成分质量分数的方程为式(3)
7.根据权利要求6所述的基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法,其特征在于米用Farve密度加权平均后的控制方程如下
全文摘要
本发明涉及基于CFD的飞机尾喷流大气扩散建模方法，该方法包括下列顺序的步骤建立尾喷流多组份气流的流体力学方程，对尾喷流扩散区域进行网格划分和边界条件设定；根据计算面积大小，对上述方程采用Farve密度加权平均，在求出流场的压力和温度等分布后，计算出流体的密度，然后进入下一轮循环迭代；对发动机尾喷流参数输入进行三维区域模拟计算，建立多种飞机的工况算例，得到不同尾喷型号的飞机在多种大气参数、多种海拔高度下的尾喷流扩散模拟结果。本发明弥补了飞机尾喷流在远距离、大面积扩散数值分析方面的空白，为飞机尾喷口的优化设计及飞机飞行中前后机安全距离分析等提供数值分析依据，以保障航空航天类发动机的飞行安全。
文档编号G06F17/50GK102880734SQ20121020917
公开日2013年1月16日 申请日期2012年6月21日 优先权日2012年6月21日
发明者胡以华, 雷武虎, 蔡晓春, 赵楠翔, 骆盛, 郝士琦, 焦均均, 顾有林, 徐世龙 申请人:中国人民解放军电子工程学院