(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111290140.3 (22)申请日 2021.11.02 (71)申请人 中国空气动力研究与发展中心超高 速空气动力研究所 地址 621000 四川省绵阳市涪城区二环路 南段6号 申请人 北京电子 工程总体 研究所 (72)发明人 彭傲平　李中华　孟希慧　李埌全　 (74)专利代理 机构 北京远大卓悦知识产权代理 有限公司 1 1369 代理人 贾晓燕 (51)Int.Cl. G06F 30/28(2020.01) G06F 30/25(2020.01) G06F 111/10(2020.01)G06F 113/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) G06F 119/08(2020.01) (54)发明名称 一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算 的实现方法 (57)摘要 本发明公开了一种适用于DSMC方法的任意 方向喷流计算的实现方法， 包括： 羽流/喷流模拟 坐标系与 DSMC方法计算坐标系的转换， 得到计算 坐标系下羽流/喷流出口的坐标、 速度、 密度、 温 度等宏观信息； 羽流/喷流出口宏观量在DSMC方 法模拟中的转化， 将出口参数根据麦克斯韦速度 分布函数和接受 ‑拒绝取舍 法转换成当地模拟分 子的数密度、 速度、 位置坐标等， 作为DSMC方法微 观模拟的输入参数； 将羽流/喷流出口处的分子 进入作为DSMC方法的一种特殊边界进行处理， 对 高密度区域进行快速处理以适于DSMC方法模拟。 本发明提供的一系列计算方法能够有效处理任 意型面喷管、 任意方向出口、 多组分燃气 的复杂 情形， 从而提高羽流污染/喷流干 扰的模拟能力。 权利要求书1页 说明书7页 附图5页 CN 114021495 A 2022.02.08 CN 114021495 A 1.一种适用于D SMC方法的任意方向 喷流计算的实现方法， 其特 征在于， 包括： 步骤一、 基于连续 流区的计算 流体力学 方法模拟发动机内流； 步骤二、 基于统计力学原理， 将步骤一得到的发动机喷管出口宏观参数转化到DSMC方 法模拟所需的分子微观量， 将喷管出 口燃气宏观参数根据麦克斯韦速度分布函数和接受 ‑ 拒绝取舍 法转换成当地模拟分子的数密度、 速度、 位置坐标等， 作为DS MC方法模拟的输入参 数； 步骤三、 基于羽流/喷流模拟坐标系与DSMC方法计算坐标系的转换关系， 将步骤二中发 动机喷管出口模拟分子的数密度、 速度、 位置坐标等信息转换到计算坐标系下， 作为DS MC方 法的边界条件； 步骤四、 将步骤三中转换得到的羽流/喷流出口处分子速度进入边界条件进行特殊处 理， 对高密度区域进行 快速处理以适于D SMC方法模拟。 2.如权利要求1所述的一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算的实现方法， 其特征 在于， 在步骤一中， 其包括： S11、 确定发动机喷管燃烧室总温、 总压、 出口燃气组分； S12、 利用轴对称NS方程求解发动机喷管内流获得喷管出口燃气宏观参数， 其过程为： 在发动机型面喷管坐标系中， 采用常规计算流体力学方法求解纳维 ‑斯托克斯方程模拟喷 管内部流动， 获得喷管 出口燃气宏观参数， 即组分数密度、 温度、 速度。 3.如权利要求1所述的一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算的实现方法， 其特征 在于， 步骤二中， 其包括： S21、 由于喷管出口流动向外， 因此出口分子的速度分布函数为单边麦克斯韦速度分布 函数， 积分后得到穿过平面的分子数密度通 量； S22、 利用两个独立的随机数从完全麦克斯韦 ‑玻尔兹曼分布中取样生成分子y和z方向 的速度分量； 从不完全的、 有偏向的麦克斯韦 ‑玻尔兹曼分布取样得到喷管出 口外法向即x 方向的速度分量； S23、 利用随机数在喷管 出口计算网格单 元上给出分子的坐标位置 。 4.如权利要求1所述的一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算的实现方法， 其特征 在于， 步骤三中， 其包括： S31、 确定发动机喷管相对于计算 坐标系的俯仰角、 偏航角和滚转角； S32、 根据S31的俯仰角、 偏航角和滚转角， 确定发动 机喷管坐标系与计算坐标系之间的 转换矩阵； S33、 利用S32确定的转换矩阵， 将发动机喷管出口的位置坐标、 速度 根据坐标转换关系 转换到计算 坐标系下。 5.如权利要求1所述的一种适用于DSMC方法的任意方向喷流计算的实现方法， 其特征 在于， 步骤四中， 其包括： S41、 确定每一碰撞网格和每一时间步长内每一模拟分子的碰撞次数， 当平均碰撞次数 达到十次时认为碰撞网格中的状态已达 到平衡； S42、 在保证质量、 动量以及能量守恒的前提下， 采用平衡分布函数取样碰撞网格中的 宏观参数。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114021495 A 2一种适用于DSMC方 法的任意方向喷流计算的实现方 法 技术领域 [0001]本发明涉及飞行器空气动力技术领域， 涉及高空/在轨飞行器羽流污 染/喷流干扰 的数值模拟， 具体针对任意型面 喷管、 任意方向出口、 多组分燃气等的羽流/喷流在DSMC方 法模拟中的实现方法。 背景技术 [0002]DSMC(Direct  Simulation Monte Carlo)方法是求解稀薄气体流动常用的数值模 拟方法。 其基本思想是： 用有限多个模拟分子来代替大量的真实气体分子， 模拟分子的位置 坐标、 速度分量以及内能存贮于计算机中， 其值因模拟分子的运动、 与边界的作用以及 模拟 分子间碰撞而随时间 改变， 通过随机抽样并统计网格内模拟分子的运动状态来达到求解真 实气体流动问题的目的。 计算网格的尺寸必须足够小， 一般不能大于当地分子平均自由程 的量级。 网格中模拟分子的数目不能太少， 以保证统计具有真实的物理意义， 一般大于10 个。 每个模拟分子存贮有三个方向的速度分量和空间位置坐标， 对不同的问题， 位置坐标可 以是一个、 两个或三个。 每个模拟分子还要有所在网格的检索号， 对混合气体 问题， 还需有 组元标识。 对有 些问题(如化学反应流、 包含内能松弛的问题)进 行计算时， 多原子 分子还须 存贮分子的内部能量。 因此， 受计算条件 限制， DSMC方法难以模拟高密度区域如75公里以 下、 发动机内流 等流动。 [0003]近年来， 随着对临近空间战略意义认识的加深， 各航空航天大国发展了众多长航 时、 大载荷、 高超声速巡航的临近空间飞行器。 这类飞行器在高空/在轨飞行时经常利用姿 控/轨控发动机进行姿态调整、 变轨等动作。 由于飞行器所处环境压力低， 燃气羽流会快速 膨胀形成巨大 的羽流流场， 将对位于流场中的飞行器表面产生影响， 如羽流撞击飞行器表 面产生热效应导致热过载、 甚至严重损害观测环境或进入光学系统视场区产生光污染等。 因此需要对发动机喷流/羽流进 行有效模拟、 研究羽流 发展规律， 确定发动机推力对飞行器 气动特性影响大小， 提出控制并减轻羽流污染的途径和方法。 但发动机内流属于连续流区， 而羽流及高空大气环 境属于稀薄流区， 若直接用DS MC方法一体化模拟发动机内流和高空大 气环境， 受DSMC方法计算条件限制势必会极大增加计算量； 在工程 实践中， 通常采用连续流 区的计算流体力学方法模拟发动机内流， 将发动机喷流出口宏观参数转换成DS MC方法微观 模拟的输入参数， 并特殊处理出口附近的高密度区， 实现羽流污染/喷流干扰的DS MC方法模 拟。 发明内容 [0004]本发明的一个目的是解决至少 上述问题和/或缺陷， 并提供至少后面将说明的优 点。 为了实现根据本发明的这些目的和其它优点， 提供了一种适用于DSMC方法的任意方向 喷流计算的实现方法， 包括： [0005]步骤一、 基于连续 流区的计算 流体力学 方法模拟发动机内流； [0006]步骤二、 基于统计力学原理， 将步骤一得到的发动机喷管出口宏观参数转化到说　明　书 1/7 页 3 CN 114021495 A 3