本发明涉及稀薄气体动力学领域，特别是一种用于高超声速近连续流模拟的计算流体动力学(cfd)方法。
背景技术：
1、临近空间高超声速飞行器的飞行马赫数通常在5-20，飞行高度在20-100km，在飞行过程中由于来流气体稀薄且边界层内强剪切，其绕流流场往往存在局部稀薄气体效应，将严重影响飞行器的气动特性和热防护设计。准确快速预测飞行器的壁面气动力、热量对于飞行器设计至关重要。
2、对于连续介质流动，通常可以采用纳维-斯托克斯-傅里叶(nsf)方程进行准确描述，并用cfd方法求解。然而，随着气体变稀薄，连续介质假设逐渐失效，使得nsf方程的线性本构关系和无滑移边界假设不再成立，此时传统cfd方法预测的飞行器阻力和热流误差逐渐增大。一般来说，可以直接求解动理论boltzmann方程或采用dsmc粒子方法对稀薄气体流动进行直接模拟。然而，在近连续流域，动理论方法需要的计算量和存储量往往很大，超出了工程应用所能承受的极限。其他稀薄气体模拟方法还包括求解高阶流体动力学方程，如grad矩方程和burnett方程，不过，此类高阶方程可能自身存在不稳定性或高阶边界条件难以提出，使得其在工程中的应用也受到限制。总的来说，对于高超声速近连续流的流场模拟和壁面气动力热预测，传统cfd方法不再准确而动理论方法需要的计算量巨大，目前缺乏模型准确且计算量满足工程实际的方法。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种可以用于高超声速近连续流模拟且计算量满足工程实际的cfd方法。
2、本发明的技术方案如下：
3、一种用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，包括以下步骤：
4、步骤一，基于宏观守恒方程，引入线性本构修正模型封闭剪应力和热流，引入壁面滑移条件描述壁面速度滑移和温度跳跃现象，得到适用于高超声速近连续流的宏观控制方程和边界条件；
5、步骤二，对步骤一得到的宏观控制方程采用有限差分格式进行离散；
6、步骤三，基于步骤二的离散格式和边界处理，针对计算外形进行cfd求解；
7、步骤四，对步骤三求解结果进行后处理得到计算外形的绕流流场和壁面气动力和热量，壁面热流的计算考虑滑动摩擦做功项。
8、步骤一具体如下：
9、1)描述可压缩气体运动的守恒方程为
10、
11、其中t是时间，ρ是密度，t是温度，p是压力，e是总能，下标i,j取1,2,3，(x1,x2,x3)＝(x,y,z)为笛卡尔坐标，(u1,u2,u3)＝(u,v,w)是速度，τij和qj分别是剪应力张量和热流矢量，δ是kronecker算符；
12、2)引入线性本构修正模型来封闭上述守恒方程中的剪应力τ和热流q，为
13、
14、其中μe和κe分别是等效粘性系数和等效热传导系数，其计算式为
15、μe＝aμ(zh)·μ, κe＝aκ(zh)·κ (3)
16、其中μ和κ分别是气体粘性系数和热传导系数，zh为描述局部剪切非平衡程度的特征参数，aμ和aκ分别是粘性修正函数和热传导修正函数，计算式如下
17、
18、其中coth为双曲余切函数，上式中系数a1、a2、a3由dsmc方法模拟稀薄剪切非平衡流得到，zh的表达式为
19、
20、其中是当地分子热运动的最可几速度，r是气体常数，为气体速率沿流线法向n的导数，λ为分子平均自由程，计算式为
21、
22、3)通过固体壁面上施加maxwell滑移边界条件来描述壁面处的速度滑移和温度跳跃现象，为
23、
24、设u为沿壁面切向坐标，y为沿壁面法向坐标，其中uslip和tjump分别是气体滑移速度和跳跃温度，uw和tw分别是壁面速度和温度，σu和σt分别是壁面切向动量适应系数和热适应系数，λt是等效形式的分子平均自由程：
25、
26、其中γ是比热比，cv是定容比热容；
27、4)上述守恒方程(1)结合线性本构修正模型(2)-(4)和壁面滑移条件(7)构成描述高超声速近连续流的宏观控制方程和边界条件。
28、步骤二中，对步骤一得到的壁面滑移边界条件采用单边隐式差分处理，方法为：
29、
30、其中u1，t1为靠近壁面第一层网格的速度和温度，δy为第一层网格间距，cu＝λ(2-σu)/σu，ct＝λt(2-σt)/σt。
31、步骤二中，时间推进采用lu-sgs格式。
32、步骤三的流程如下：
33、1)网格划分，将计算流场划分为结构贴体网格；
34、2)设置初始参数，包括来流马赫数、雷诺数、攻角、边界类型，并设置初始流场；
35、3)对宏观控制方程进行空间离散并施加边界条件，沿时间进行迭代；
36、4)在时间推进过程中，每隔一定步数判断流场是否收敛或达到最大计算时长，如‘是’则停止计算并输出计算结果。
37、步骤四中，壁面剪应力和壁面热流计算式如下
38、
39、本发明与现有技术相比的有益效果：
40、(1)本发明建立了一种适用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，相比现有方法更适用于临近空间飞行的复杂工程实际问题；
41、(2)本发明考虑了边界层局部稀薄效应的影响，相比传统cfd方法显著提高了对近连续流的预测能力；
42、(3)本发明计算效率高，相比动理论dsmc粒子模拟方法快一个量级以上；
43、(4)本发明易于实施，可以很方便地植入到任一现有cfd求解器中。
1.一种用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，其特征在于，步骤一具体如下：
3.根据权利要求1所述的用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，其特征在于，步骤二中，对步骤一得到的壁面滑移边界条件采用单边隐式差分处理，方法为：
4.根据权利要求1所述的用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，其特征在于，步骤二中，时间推进采用lu-sgs格式。
5.根据权利要求1所述的用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，其特征在于，步骤三的流程如下：
6.根据权利要求2所述的用于高超声速近连续流模拟的cfd方法，其特征在于，步骤四中，壁面剪应力和壁面热流计算式如下
