高超声速飞行器气动热载荷计算方法、装置及设备

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种高超声速飞行器气动热载荷计算方法、装置及设备。

背景技术

高超声速飞行器具有飞行速度快、突防能力强等突出特点，成为空天科技未来的重要发展方向之一，然而高超声速飞行器的设计仍然面临诸多挑战，其中飞行器热安全问题是高超声速飞行器技术发展的瓶颈之一，提升新型临近空间高超声速飞行器的性能，需要发展更高效、更高精度的气动热载荷计算方法。

随着计算机水平的不断发展，计算流体力学（CFD）越来越广泛地被应用于高超声速飞行器的设计之中。准确的气动热载荷计算是气动热防护系统设计的重要前提。数值格式作为 CFD 的核心，是气动热准确计算的关键，一直以来都是学术界和工程界研究的重点。强激波是高超声速流动中的典型特征之一，为了捕捉强激波，基于戈杜诺夫途径的激波捕捉格式是最流行、发展最好的方法。戈杜诺夫格式可以分为两类：完全格式和不完全格式。完全格式，比如Roe格式、HLLC格式、Osher格式、HLLEM格式，可以精确分辨线性波，比如接触间断和剪切间断，数值耗散低，对于强粘性流动比如边界层流动内的物理量梯度计算较准确。然而，完全格式由于其低耗散特性，不能抑制激波处的非物理振荡，也即激波不稳定或者红玉现象。这种非物理的强扰动会传播到下游壁面处，导致壁面气动热载荷的计算出现异常和紊乱。不完全格式，比如HLL格式、HLLE格式，对于线性波存在较大耗散，虽然该耗散可以有效抑制激波不稳定，但是由于不能分辨接触间断和剪切波，导致边界层内梯度偏小，从而导致热载荷的计算也严重偏小。

为了解决气动热载荷计算问题中，激波鲁棒性的要求与边界层低耗散性要求的矛盾，目前常用的技术手段为混合格式和旋转格式。混合格式顾名思义就是两种格式的混合使用，通过激波探测器探测激波的位置从而使用高耗散的格式来抑制激波不稳定，而在计算区域的其他位置使用低耗散格式。旋转混合格式打破网格面法向的限制，当网格之间的速度差大于某一阈值时，将耗散格式的作用方向旋转至速度差方向，实现多维迎风，克服激波不稳定。还有一些方法并没有通过格式的混合，而是直接将耗散项作用于激波的位置，从而抑制激波不稳定。

还有一些方法，通过优化网格质量实现气动热载荷的计算。研究表明网格长宽比对于激波不稳定问题有很大影响。因此，在使用的数值格式为低耗散格式时，通过在激波附近增大网格的长宽比可以抑制激波不稳定的产生。另外，研究表明激波横向方向的网格面是产生激波不稳定的根源，通过调整横向网格的角度也可以在一定程度上抑制红玉现象。

然而，目前无论是混合方法、旋转方法还是其他添加耗散的方法，都需要利用激波探测器或者类似的开关函数来识别激波或者强间断的位置，虽然能够在一定程度上实现激波捕捉稳定性与边界层计算准确性的统一，但是在实际应用中也存在比较大的局限性。实际计算中的流场结构会比较复杂，激波-边界层干扰的流动现象普遍存在，对激波探测器和开关函数的精度提出了很大挑战。激波-边界层干扰流动中添加的耗散很容易抹平边界层的梯度，导致气动热载荷的计算值偏小。并且开关函数存在的自由参数问题进一步影响了这种方法在实际计算中的普适应用。

至于调整网格的方法，我们很难在计算前就知道激波的位置从而去优化网格。激波横向网格面的位置则更难判断，尽管激波横向网格面是不稳定发生的根源，我们很难在实际计算中调整横向网格的角度或者在横向网格添加耗散。

以上缺陷严重影响了现有技术方案在高超声速气动热载荷计算中的应用。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够识别激波横向界面位置的高超声速飞行器气动热载荷计算方法、装置及设备。本发明采用线混合方法，克服单一格式的缺点，实现激波鲁棒性与边界层的精确性，无需激波探测器，对强激波问题以及激波边界层干扰问题都适用。

一种高超声速飞行器气动热载荷计算方法，所述方法包括：

构建高超声速飞行器模型的六面体网格；

构建线结构，并采用线结构对所述六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面；

离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，并根据所述处于线结构之间的网格面与所述处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量；

将所述基于线混合数值格式的对流通量添加至所述离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于所述流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。

其中一个实施例中，构建线结构，并采用线结构对所述六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面，包括：

在结构化求解器中，通过单元索引方式构建线结构；

或在非结构化求解器中，根据网格连通性信息及单元几何参数构建线结构；

采用线结构对所述六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面。

其中一个实施例中，在非结构化求解器中，根据网格连通性信息及单元几何参数构建线结构，包括：

确定线结构初始推进方向，单元体心沿所述初始推进方向开始推进；

推进过程中，将线结构前一单元体心到当前单元体心方向记为当前推进方向，将当前单元体心到候选单元体心的方向记为候选方向，选取当前推进方向与候选方向夹角最小的候选单元作为所述线结构新的当前单元进行推进；

当线拓扑的当前单元相邻单元没有空闲单元，或线结构内单元数达到预设最大数目，线结构终止。

其中一个实施例中，离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，包括：

可压缩流动三维积分形式控制方程表示为：

；

其中，

；

其中，

采用基于非结构网格数据结构的格心型有限体积法对可压缩流动三维积分形式控制方程进行离散；对于网格单元

；

其中，

其中一个实施例中，根据所述处于线结构之间的网格面与所述处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量，所述基于线混合数值格式的对流通量的表达式为：

；

其中，

其中一个实施例中，基于所述流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷，所述气动热载荷表达式为：

；/>

其中，

一种高超声速飞行器气动热载荷计算装置，所述装置包括：

网格构建模块，用于构建高超声速飞行器模型的六面体网格；

线结构构建模块，用于构建线结构，并采用线结构对所述六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面；

线混合计算模块，用于离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，并根据所述处于线结构之间的网格面与所述处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量；

迭代收敛模块，用于将所述基于线混合数值格式的对流通量添加至所述离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于所述流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。

一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的部分或全部步骤。

上述高超声速飞行器气动热载荷计算方法、装置及设备，通过构建高超声速飞行器模型的六面体网格，再构建线结构，并采用线结构对六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面；离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，根据处于线结构之间的网格面与处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量；将基于线混合数值格式的对流通量添加至离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。本发明提出的线混合方法，在六面体网格中完成线结构的构建，通过确定每个网格界面是在线结构内部还是在线结构之间，在迭代计算之前找到激波横向位置的网格面，即位于线结构之间的网格面，在前处理时就完成这一过程，不增加迭代计算的额外计算量，实现强激波的鲁棒性与边界层的精确性的统一，得到的热流分布光滑且准确，是高超声速飞行器热防护系统设计的有效工具。

附图说明

图1为一个实施例中高超声速飞行器气动热载荷计算方法流程图；

图2为一个实施例中线结构生成示意图，其中（a）为线结构初始化示意图，（b）为线结构推进示意图；

图3为一个实施例中空天飞机计算网格及线结构示意图；

图4为一个实施例中飞行器头部热流云图，其中（a）HLLC格式下的飞行器头部热流云图，（b）为HLL格式下的飞行器头部热流云图，（c）为本发明提出的LH-HLLC-HLL格式下的飞行器头部热流云图；

图5为一个实施例中飞行器子午线热流分布图，其中，（a）为迎风面分布图，（b）为背风面分布图；

图6为一个实施例中高超声速飞行器气动热载荷计算装置的结构框图；

图7为一个实施例中计算机设备的内部结构图。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

本发明针对临近空间飞行器气动热载荷计算问题，提出一种基于线结构的统一格式混合框架。该框架下得到的混合格式，避免了单一格式的缺点，同时保留了原始单一格式的优点，将格式的耗散特性精准作用于激波横向位置，既解决激波捕捉格式所存在的激波不稳定问题，同时又精确分辨边界层黏性流动，是计算高超声速气动热载荷的强大工具。

通过构建网格中的线结构，在迭代计算之前识别出激波横向的界面位置，而这正是数值不稳定发生的位置。通过线混合方法可将高耗散格式的耗散特性精准作用于数值不稳定产生位置，而将低耗散格式的线性波高分辨特性作用在边界层内的大梯度方向。线混合方法是一种统一的数值格式计算架构，使用任一低耗散格式和任一高耗散格式，通过线混合方法混合后都可以克服原本单一格式的缺点，同时实现激波的鲁棒性与边界层的精确性，且无需任何激波探测器，对强激波问题以及激波边界层干扰问题都适用。

如图1所示，为本发明提供的高超声速飞行器气动热载荷计算方法，包括以下步骤：

步骤102，构建高超声速飞行器模型的六面体网格。

具体地，输入高超声速飞行器模型，生成用于离散计算的六面体网格。读取网格点的坐标以及网格单元之间的连通性信息，计算单元的体积、体心坐标，计算单元界面的面积、面心坐标、面法向矢量，构建和存储每个界面的邻居单元的编号以及每个单元的邻居单元和邻居面的编号。

步骤104，构建线结构，并采用线结构对所述六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面。

具体地，采用线结构对所述六面体网格进行分割，在结构化求解器中，通过单元索引方式构建线结构；在非结构化求解器中，由于索引缺失，所有变量都存储为一维数组，没有特定的排列顺序，非结构求解器通过步骤102中的网格连通性信息和单元几何参数来确定。进一步具体地，非结构求解器中线结构构造步骤如下：

步骤202，线结构的初始化，确定线结构初始推进方向，单元体心沿所述初始推进方向开始推进。首先，对飞行器表面的网格面施加固壁边界条件，如图2（a）所示，将所有施加固壁边界条件的边界面作为每条线结构生长的起点，与固壁边界面相邻的第一层网格单元作为每条线结构的初始当前单元，固壁边界面的面心到初始单元体心的方向作为线结构的初始推进方向。

步骤204，线结构的推进。网格单元如果未被任何线结构包含，则称作空闲单元。如图2（b）所示，线结构当前单元的相邻非空闲单元作为改线结构的候选单元，将线结构前一单元体心到当前单元体心方向记为当前推进方向，将当前单元体心到候选单元体心的方向记为候选方向。选取当前推进方向与候选方向夹角最小的候选单元作为该线结构新的当前单元，按照线结构遍历的方式进行持续推进。

步骤206，线结构的终止。判断线结构是否终止推进满足如下两个条件之一即可，一是线拓扑的当前单元相邻单元没有空闲单元，二是线结构内单元数达到人为预设的最大数目。

值得说明的是，构建线结构的目的是为了确定激波垂直方向的网格界面以及壁面平行方向的网格界面。一旦计算网格被线结构划分，我们就可以确定每个网格界面是在线结构内部还是在线结构之间。与激波垂直方向的网格面处于线结构之间，与壁面平行方向的网格面处于线结构内部。

通过在六面体网格中从壁面开始向远场逐层推进，完成线结构的构建，从而在迭代计算之前找到激波横向位置的网格面，即线结构之间的网格面，而这一位置正是激波不稳定产生的位置。线结构构建算法对于贴体六面体网格是相当稳健的。由于这一过程是在前处理时完成的，因此在迭代计算时不增加任何额外的计算量。

步骤106，离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，并根据所述处于线结构之间的网格面与所述处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量。

首先，给出可压缩流动三维积分形式控制方程，表示为：

（1）

其中，

（2）

其中，

然后，采用基于非结构网格数据结构的格心型有限体积法对可压缩流动三维积分形式控制方程进行离散；对于网格单元

（3）

其中，

由于粘性通量

（4）

其中，

步骤108，将所述基于线混合数值格式的对流通量添加至所述离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于所述流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。

具体地，计算完界面的粘性通量和对流通量后，将粘性通量和基于线混合数值格式的对流通量带入式（3）的离散方程，进行时间推进迭代计算，直到流场收敛为止。

当全局流场迭代计算直至残差达到机器零的量级后，得到最终的流场变量，即每个网格内的压力、密度、温度速度等原始变量以及这些变量的梯度，根据固体边界处的变量以及梯度值通过下式计算高超声速飞行器表面的气动热载荷

；

其中，

值得说明的是，本发明提出线混合方法，根据线结构将高耗散格式的耗散特性精准作用于激波横向网格界面，将低耗散的格式的线性波高分辨特性作用在与壁面平行的网格界面，激波横向网格界面是数值不稳定产生的根源，而壁面平行的网格界面对应于边界层内的大梯度方向，从而实现强激波的鲁棒性与边界层的精确性的统一，得到的热流分布光滑且准确。

线混合方法是一种通用的统一框架，无论在结构求解器还是非结构求解器下，对任一高耗散格式和任一低耗散格式的线混合都可以实现气动热载荷的精确计算，是高超声速飞行器热防护系统设计的有效工具。

上述高超声速飞行器气动热载荷计算方法中，通过构建高超声速飞行器模型的六面体网格，再构建线结构，并采用线结构对六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面；离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，根据处于线结构之间的网格面与处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量；将基于线混合数值格式的对流通量添加至离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。本发明提出的线混合方法，在六面体网格中完成线结构的构建，通过确定每个网格界面是在线结构内部还是在线结构之间，在迭代计算之前找到激波横向位置的网格面，即位于线结构之间的网格面，在前处理时就完成这一过程，不增加迭代计算的额外计算量，实现强激波的鲁棒性与边界层的精确性的统一，得到的热流分布光滑且准确，是高超声速飞行器热防护系统设计的有效工具。

在其中一个实施例中，以空天飞机算例为例，对所提出的基于线混合法的高超声速飞行器热载荷计算方法和装置进行验证。

空天飞机兼具法国HERMES和日本HOPE飞行器外形的特点，可以验证本发明对于三维实际复杂飞行器气动热的计算能力。空天飞机由机头、机身和机翼三部分组成，机头为修型钝头圆锥，机身由半圆柱（上半部）与半方柱（下半部）组成，机翼具有68°后掠角，以及双翼尖上反的特点。实验条件为来流马赫数为

在基于线结构的格式统一混合框架下，低耗散格式选用HLLC格式，高耗散格式选用HLL格式，得到的线混合格式记为LH-HLLC-HLL格式。计算得到的飞行器头部热流云图如图4所示。飞行器子午线热流分布如图5所示，Experiment表示进行实验时监测的位置，通过在在不同的地方设置监测点获取实验结果，从图中可见原始的单一格式的热流云紊乱，热流分布曲线与实验值偏差较大。而线混合格式得到的热流云图光滑，驻点热流值准确，热流分布曲线与实验值吻合良好。

应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

在一个实施例中，如图6所示，提供了一种高超声速飞行器气动热载荷计算装置，包括：网格构建模块、线结构构建模块、线混合计算模块和迭代收敛模块，其中：

网格构建模块，用于构建高超声速飞行器模型的六面体网格。

线结构构建模块，用于构建线结构，并采用线结构对六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面。

线混合计算模块，用于离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，并根据处于线结构之间的网格面与处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量。

迭代收敛模块，用于将基于线混合数值格式的对流通量添加至所述离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。

关于高超声速飞行器气动热载荷计算装置的具体限定可以参见上文中对于高超声速飞行器气动热载荷计算方法的限定，在此不再赘述。上述高超声速飞行器气动热载荷计算装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。

在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图7所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储高超声速飞行器气动热载荷计算数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种高超声速飞行器气动热载荷计算方法。

本领域技术人员可以理解，图7中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。

在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现以下步骤：

步骤102，构建高超声速飞行器模型的六面体网格。

步骤104，构建线结构，并采用线结构对六面体网格进行分割，得到处于线结构之间的网格面及处于线结构内部的网格面。

步骤106，离散可压缩流动三维积分形式控制方程，得到网格单元的离散方程，并根据处于线结构之间的网格面与处于线结构内部的网格面计算基于线混合数值格式的对流通量。

步骤108，将基于线混合数值格式的对流通量添加至所述离散方程，并进行迭代求解，直至流场收敛，得到流场变量，基于流场变量计算高超声速飞行器表面气动热载荷。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器（ROM）、可编程ROM（PROM）、电可编程ROM（EPROM）、电可擦除可编程ROM（EEPROM）或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器（RAM）或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM（SRAM）、动态RAM（DRAM）、同步DRAM（SDRAM）、双数据率SDRAM（DDRSDRAM）、增强型SDRAM（ESDRAM）、同步链路（Synchlink） DRAM（SLDRAM）、存储器总线（Rambus）直接RAM（RDRAM）、直接存储器总线动态RAM（DRDRAM）、以及存储器总线动态RAM（RDRAM）等。

以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请的保护范围应以所附权利要求为准。