运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质与流程

1.本技术涉及航天系统技术领域，尤其涉及一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质。


背景技术：

2.可重复使用航天运载器是自由进出宇宙空间的关键，代表了未来运载火箭更新换代的技术发展趋势，垂直起降可重复使用火箭是可重复使用航天运载器的重要方向。
3.火箭子级垂直再入问题属于典型的不规则顿头体扰流问题，倒飞状态下外漏喷管将诱导出较强的分离涡结构，与箭体底部及尾翼诱导出的分离涡流相互作用，很大程度上增大了运载器扰流的复杂程度；运载器再入过程中将启动反推发动机进行动力减速，发动机喷流与再入主流撞击，产生的强激波、大分离以及相互干扰，进一步增大了运载器扰流复杂程度，气动特性非线性显著，使用常规cfd(computationalfluiddynamics)数值仿真方法难以获取其精确气动特性，为动力减速式可重复使用运载器再入气动特性仿真预示带来了障碍。


技术实现要素：

4.为了解决上述技术缺陷之一，本技术提供了一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质。
5.本技术第一个方面，提供了一种运载器再入过程气动特性仿真方法，方法包括：
6.根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型；
7.划分计算域流场网格；
8.基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到计算流体动力学cfd数值计算模型；
9.基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算；
10.根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。
11.可选地，划分计算域流场网格，包括：
12.基于运载器实际尺寸建立远场边界；
13.在运载器近壁面及喷流、主流耦合区域划分结构化网格或笛卡尔网格，在自由来流主导区域划分非结构网格；
14.对喷流主流耦合区、近壁面边界层、运载器大逆压梯度分离区进行局部网格加密处理。
15.可选地，喷流燃气参数，包括如下的一种或多种：发动机推力室燃气总温，总压，喷管出口燃气平衡流导热系数，等压比热，燃气分子量。
16.可选地，远场边界条件，包括如下的一种或多种：自由来流的温度，压强，马赫数，来流方向。
17.可选地，飞行器壁面边界条件为无滑移壁面边界条件。
18.可选地，基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算，包括：
19.基于经试验结果标定的参数、cfd数值计算模型进行数值仿真计算；
20.设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式，迭代获得复杂构型运载器再入过程仿真计算结果。
21.可选地，数值仿真边界条件，包括如下的一种或多种：远场边界条件，发动机驻室边界条件，运载器壁面边界条件。
22.可选地，根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，包括：
23.对cfd数值仿真计算结果进行后处理，获取复杂构型运载器再入过程气动特性及扰流流场物理量分布特性。
24.本技术第二个方面，提供了一种电子设备，包括：
25.存储器；
26.处理器；以及
27.计算机程序；
28.其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上述第一个方面所述的方法。
29.本技术第三个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上述第一个方面所述的方法。
30.本技术提供一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质，该方法包括：根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到cfd数值计算模型；基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算；根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。本技术提供的方法，充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性进行精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
附图说明
31.此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本技术的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
32.图1为本技术实施例提供的一种运载器再入过程气动特性仿真方法的流程示意图；
33.图2为本技术实施例提供的一种气动特性数值仿真计算简化模型的结构示意图；
34.图3为本技术实施例提供的一种运载器底部壁面网格示意图；
35.图4本技术实施例提供的一种计算域流场网格分布示意图；
36.图5本技术实施例提供的一种运载器再入过程法向系数示意图；
37.图6本技术实施例提供的一种运载器再入过程表面压力分布示意图；
38.图7本技术实施例提供的一种运载器再入过程流场气体密度分布示意图；
39.图8为本技术实施例提供的另一种运载器再入过程气动特性仿真方法的流程示意图。
具体实施方式
40.为了使本技术实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本技术的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本技术的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
41.在实现本技术的过程中，发明人发现，运载器再入过程中将启动反推发动机进行动力减速，发动机喷流与再入主流撞击，产生的强激波、大分离以及相互干扰，进一步增大了运载器扰流复杂程度，气动特性非线性显著，使用常规cfd数值仿真方法难以获取其精确气动特性，为动力减速式可重复使用运载器再入气动特性仿真预示带来了障碍。
42.针对上述问题，本技术实施例中提供了一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质，该方法包括：根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到cfd数值计算模型；基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算；根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。本技术提供的方法，充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性进行精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
43.参见图1，本实施例提供的运载器再入过程气动特性仿真方法实现过程如下：
44.101，根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型。
45.通过步骤101可以合理简化仿真计算模型。
46.例如，根据根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，对仿真计算模型进行合理简化，忽略运载器小尺寸突起物、凹槽、台阶等几何细节，高还原度保留运载器主体、发动机喷管、着陆支架等显著影响运载器再入气动特性结构，建立气动特性数值仿真计算简化模型。
47.该气动特性数值仿真计算简化模型可以为气动特性数值仿真计算简化cad(computeraideddesign，计算机辅助设计)，如图2所示。
48.102，划分计算域流场网格。
49.本步骤的具体实现过程为：
50.1、基于运载器实际尺寸建立远场边界。
51.2、在运载器近壁面及喷流、主流耦合区域划分结构化网格或笛卡尔网格，在自由来流主导区域划分非结构网格。
52.3、对喷流主流耦合区、近壁面边界层、运载器大逆压梯度分离区进行局部网格加密处理。
53.通过步骤102可以合理划分计算域流场网格。
54.例如，基于运载器实际尺寸建立远场边界，在运载器近壁面及喷流、主流耦合区域划分结构化网格或笛卡尔网格，在自由来流主导区域划分非结构网格，对喷流主流耦合区、近壁面边界层、运载器大逆压梯度分离区进行局部网格加密处理，完成流场计算域网格划分，确保计算域网格满足仿真计算精度要求。
55.运载器底部壁面网格如图3所示，计算域流场网格分布如图4所示。
56.103，基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到cfd(computationalfluiddynamics，计算流体动力学)数值计算模型。
57.其中，喷流燃气参数，包括如下的一种或多种：发动机推力室燃气总温，总压，喷管出口燃气平衡流导热系数，等压比热，燃气分子量。
58.远场边界条件，包括如下的一种或多种：自由来流的温度，压强，马赫数，来流方向。
59.飞行器壁面边界条件为无滑移壁面边界条件。
60.通过步骤103进行标准模型计算。
61.例如，基于国内外飞行器冷喷、热喷气动特性试验研究实例及数据，合理划分计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数(包括发动机推力室燃气总温、总压，喷管出口燃气平衡流导热系数，等压比热，燃气分子量等)、远场边界条件(包括自由来流的温度、压强、马赫数、来流方向等)、飞行器壁面边界条件(一般为无滑移壁面边界条件)，开展cfd数值计算，基于cfd数值计算计算结果优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到cfd数值计算模型。
62.本步骤会以试验测量数据为基线，根据计算流体力学基础理论调整网格尺寸、湍流模型、湍流强度、湍动能、湍流耗散率、湍流粘度比、迎风格式、courant数、松弛因子等相关计算参数、模型参数的取值，使cfd数值仿真计算结果贴合试验飞行器的气动特性及主要观测点压力分布情况，对cfd数值计算模型进行优化。
63.在具体实现时，可以基于飞行器冷喷、热喷气动特性试验研究实例及数据，划分计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，开展cfd数值计算。
64.计算参数设置，主要包括：
65.设置计算模式为密度基：density-based；
66.设置计算模式为定常：steady；
67.激活能量方程：energyon；
68.湍流模式选取为：kω-sst；
69.激活压缩性影响：compressibilityeffects；
70.设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式。
71.调试以下参数：
72.湍流模型参数；
73.courant数及松弛因子；
74.数值格式；
75.远场边界类型等。
76.以试验测量数据为基线，调整相关计算参数、模型参数的取值，致使cfd数值仿真计算结果贴合试验中飞行器的气动特性及主要观测点压力分布情况，对cfd数值计算模型进行优化。
77.104，基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算。
78.其中，数值仿真边界条件，包括如下的一种或多种：远场边界条件，发动机驻室边界条件，运载器壁面边界条件。
79.本步骤的实现过程为：
80.1、基于经试验结果标定的参数、cfd数值计算模型进行数值仿真计算。
81.2、设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式，迭代获得复杂构型运载器再入过程仿真计算结果。
82.通过步骤104进行复杂构型再入气动特性数值仿真计算。
83.例如，使用经试验结果标定的参数、cfd数值计算模型(主要包括网格参数、边界条件设定、数值格式和湍流模型选择及参数设定、松弛因子设定等)，根据复杂构型运载器的再入飞行剖面设置数值仿真边界条件(主要包括远场边界条件、发动机驻室边界条件、运载器壁面边界条件等)和发动机燃气组分、参数，进行cfd数值仿真计算。
84.在具体实现时，设置复杂构型运载器再入过程自由来流边界条件及发动机燃气参数，主要设置内容：
85.自由来流马赫数ma；
86.自由来流静压p；
87.自由来流静温t；
88.运载器再入飞行攻角α；
89.燃烧室燃气组分；
90.燃烧室总温te；
91.燃烧室总压pe；
92.燃气导热系数λ；
93.燃气粘性系数μ；
94.燃气定压比热γ；
95.基于经试验结果标定的参数、模型进行数值仿真计算，设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式，迭代获得复杂构型运载器再入过程仿真计算结果。
96.105，根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。
97.本步骤对cfd数值仿真计算结果进行后处理，获取复杂构型运载器再入过程气动特性及扰流流场物理量分布特性。
98.通过步骤105进行复杂构型再入气动特性获取。
99.对数值仿真计算结果进行后处理(基于后处理软件工具，系统统计仿真计算结果，以可视化的形式呈现仿真流场相关物理量云图、矢量图、曲线等)，获取复杂构型运载器再入过程气动特性及流场物理量分布特性。如运载器再入过程法向系数如图5所示，运载器再入过程表面压力分布如图6所示，运载器再入过程流场气体密度分布如图7所示。
100.本实施例提供的运载器再入过程气动特性仿真方法是一种考虑内外流场耦合因素下的复杂再入构型气动特性cfd数值仿真预示方法，可以克服现有动力减速返回式飞行器气动特性仿真预示方法技术的不足。本实施例提供的运载器再入过程气动特性仿真方法，充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性进行精确预示，为重复使用运载器的弹道设计及姿态控制提供可靠输入。
101.下面再次对本实施例提供的运载器再入过程气动特性仿真方法的实现流程进行描述。如图8所示，
102.1、对复杂构型再入运载器几何外形进行合理简化。
103.2、划分计算域流场网格并进行局部网格加密。
104.3、确定网格是否满足计算要求，如果不满足，则重新执行2划分计算域流场网格并进行局部网格加密。
105.4、如果满足，以飞行器冷喷、热喷试验数据为基线，迭代优化cfd数值仿真计算模型及相关参数。
106.5、定义自由来流远场、运载器壁面边界条件。
107.6、设置发动机燃气组分及相关参数。
108.7、进行一阶稳态计算。
109.8、进行二阶稳态计算。
110.9、确定是否收敛，如果不收敛，则重新执行8进行二阶稳态计算。
111.10、如果收敛，则计算结束。
112.11、计算结果后处理获取运载器再入气动特性。
113.本实施例提供的运载器再入过程气动特性仿真方法充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，可获取复杂构型运载器再入过程精确气动特性及扰流流场高保真度物理量分布特性，为运载器再入过程姿态控制优化及飞行弹道精细化设计提供可靠输入。
114.本实施例提供一种运载器再入过程气动特性仿真方法，根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到cfd数值计算模型；基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算；根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。本实施例的方法，充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性进行精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
115.基于运载器再入过程气动特性仿真方法的同一发明构思，本实施例提供一种电子
设备，该电子设备包括：存储器，处理器，以及计算机程序。
116.其中，计算机程序存储在存储器中，并被配置为由处理器执行以实现上述运载器再入过程气动特性仿真方法。
117.具体的，
118.根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型。
119.划分计算域流场网格。
120.基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到计算流体动力学cfd数值计算模型。
121.基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算。
122.根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。
123.可选地，划分计算域流场网格，包括：
124.基于运载器实际尺寸建立远场边界。
125.在运载器近壁面及喷流、主流耦合区域划分结构化网格或笛卡尔网格，在自由来流主导区域划分非结构网格。
126.对喷流主流耦合区、近壁面边界层、运载器大逆压梯度分离区进行局部网格加密处理。
127.可选地，喷流燃气参数，包括如下的一种或多种：发动机推力室燃气总温，总压，喷管出口燃气平衡流导热系数，等压比热，燃气分子量。
128.可选地，远场边界条件，包括如下的一种或多种：自由来流的温度，压强，马赫数，来流方向。
129.可选地，飞行器壁面边界条件为无滑移壁面边界条件。
130.可选地，基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算，包括：
131.基于经试验结果标定的参数、cfd数值计算模型进行数值仿真计算。
132.设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式，迭代获得复杂构型运载器再入过程仿真计算结果。
133.可选地，数值仿真边界条件，包括如下的一种或多种：远场边界条件，发动机驻室边界条件，运载器壁面边界条件。
134.可选地，根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，包括：
135.对cfd数值仿真计算结果进行后处理，获取复杂构型运载器再入过程气动特性及扰流流场物理量分布特性。
136.本实施例提供的电子设备，其上计算机程序被处理器执行以充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性进行精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
137.基于运载器再入过程气动特性仿真方法的同一发明构思，本实施例提供一种计算机，且其上存储有计算机程序。计算机程序被处理器执行以实现上述运载器再入过程气动
特性仿真方法。
138.具体的，
139.根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型。
140.划分计算域流场网格。
141.基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到计算流体动力学cfd数值计算模型。
142.基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算。
143.根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。
144.可选地，划分计算域流场网格，包括：
145.基于运载器实际尺寸建立远场边界。
146.在运载器近壁面及喷流、主流耦合区域划分结构化网格或笛卡尔网格，在自由来流主导区域划分非结构网格。
147.对喷流主流耦合区、近壁面边界层、运载器大逆压梯度分离区进行局部网格加密处理。
148.可选地，喷流燃气参数，包括如下的一种或多种：发动机推力室燃气总温，总压，喷管出口燃气平衡流导热系数，等压比热，燃气分子量。
149.可选地，远场边界条件，包括如下的一种或多种：自由来流的温度，压强，马赫数，来流方向。
150.可选地，飞行器壁面边界条件为无滑移壁面边界条件。
151.可选地，基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算，包括：
152.基于经试验结果标定的参数、cfd数值计算模型进行数值仿真计算。
153.设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式，迭代获得复杂构型运载器再入过程仿真计算结果。
154.可选地，数值仿真边界条件，包括如下的一种或多种：远场边界条件，发动机驻室边界条件，运载器壁面边界条件。
155.可选地，根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，包括：
156.对cfd数值仿真计算结果进行后处理，获取复杂构型运载器再入过程气动特性及扰流流场物理量分布特性。
157.本实施例提供的计算机可读存储介质，其上的计算机程序被处理器执行以充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性进行精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。
158.本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd-rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产
品的形式。本技术实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言java和直译式脚本语言javascript等。
159.本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
160.这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
161.这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
162.尽管已描述了本技术的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术范围的所有变更和修改。
163.显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。

技术特征：
1.一种运载器再入过程气动特性仿真方法，其特征在于，所述方法包括：根据运载器再入飞行剖面及再入过程流场特点，建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，优化气动特性数值仿真计算简化模型，得到计算流体动力学cfd数值计算模型；基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算；根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述划分计算域流场网格，包括：基于运载器实际尺寸建立远场边界；在运载器近壁面及喷流、主流耦合区域划分结构化网格或笛卡尔网格，在自由来流主导区域划分非结构网格；对喷流主流耦合区、近壁面边界层、运载器大逆压梯度分离区进行局部网格加密处理。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述喷流燃气参数，包括如下的一种或多种：发动机推力室燃气总温，总压，喷管出口燃气平衡流导热系数，等压比热，燃气分子量。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述远场边界条件，包括如下的一种或多种：自由来流的温度，压强，马赫数，来流方向。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，飞行器壁面边界条件为无滑移壁面边界条件。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于cfd数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行cfd数值仿真计算，包括：基于经试验结果标定的参数、cfd数值计算模型进行数值仿真计算；设置离散型方程为一阶迎风差分格式，计算收敛后设置离散方程为二阶迎风差分格式，迭代获得复杂构型运载器再入过程仿真计算结果。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述数值仿真边界条件，包括如下的一种或多种：远场边界条件，发动机驻室边界条件，运载器壁面边界条件。8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据cfd数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，包括：对cfd数值仿真计算结果进行后处理，获取复杂构型运载器再入过程气动特性及扰流流场物理量分布特性。9.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器；处理器；以及计算机程序；其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的方法。

技术总结
本申请提供一种运载器再入过程气动特性仿真方法、设备、存储介质，该方法包括：建立气动特性数值仿真计算简化模型；划分计算域流场网格；基于试验测量数据和计算域流场网格，给定试验状态下喷流燃气参数、远场边界条件、飞行器壁面边界条件，得到CFD数值计算模型；基于CFD数值计算模型，复杂构型运载器的再入飞行剖面，设置数值仿真边界条件、发动机燃气组分和参数，进行CFD数值仿真计算；根据CFD数值仿真计算结果获取复杂构型再入气动特性，进而充分考虑复杂构型运载器再入过程中发动机喷流与自由来流耦合作用，对流场结构及运载器再入过程气动特性精确预示，对重复使用运载器的姿态控制及弹道优化提供技术支撑。态控制及弹道优化提供技术支撑。态控制及弹道优化提供技术支撑。


技术研发人员：刘汉宇 张耘隆 张津泽 吴义田 徐珊姝 陈风雨 吴彦森 李凰立 苏虹 杜涛 闫指江 唐伟 李舟阳 胡彦辰 刘辉 裴慧峰
受保护的技术使用者：北京宇航系统工程研究所
技术研发日：2023.05.17
技术公布日：2023/8/6