高超声流动气动力气动热与压力脉动快速求解（HAFF）

简介

HAFF软件应用于高空大气环境和高速气动环境分析、高速飞行器气动力计算、气动热计算以及壁面压力脉动特性的快速计算和分析。

产品特色

HAFF针对临近空间高速飞行器所面临的跨区域复杂流动环境(连续流/稀薄流、层流/湍流)提供统一计算框架。气和初步设计阶段节省大量时间。软件提供CFD数据读入接口，能够实现高精度无粘流动计算与边界层估算方法的结合，提高气动热快速计算的可信度。

模块与功能

高空大气环境模块（HAE）

高空大气环境模块以曲线的形式显示大气参数随海拔高度的分布规律，并提供参数查询功能。模块采用国际通用标准大气模型。

模块应用价值：现代航空飞行器、亚轨道飞行器以及临近空间飞行器飞行在0-100km的地球表面大气层中，部分航天飞行器(如航天飞机和返回舱)再入返回也要穿越大气层，因此大气环境特性对飞行器性能有至关重要影响，在飞行器设计初期对飞行环境进行充分了解非常必要。工程设计单位往往积案了大量相关数据，但缺乏直观显示和查询的手段。“高空大气环境模块”利用内置缺省或用户自定义的大气环境数据，显示和查询大气基本参数、特殊参数和流动参数。高空大气环境模块主要面向航空航天，也可应用到气象、环境等领域。

模块主要功能

• 大气环境基本参数显示：大气密度、大气压力、大气温度、空气相对分子量、空气分子平均自由程随海拔高度的变化；
• 大气特殊参数显示：臭氧含量、自由氧原子含量、自由电子含量虽海拔高度的变化；
• 大气流动参数显示：风速、大气湍流度随海拔高度的变化。

高速气动环境分析模块（ESI-HAE）

高速气动环境分析模块在以飞行速度为X轴、飞行高度为Y轴的速度-高度图中显示气动环境临界曲线。

模块应用价值：在高速飞行器概念设计阶段，如果根据设计目标(巡航高度和巡航速度)初步判断和分析飞行器所处的气动环境特点(连续流/稀薄流、层流/湍流、能否平飞、驻点热流大小),将对飞行器设计提出指导性意见、避免可能出现的顶层设计失误。高速气动环境分析模块可用于飞行器概念设计阶段。

模块主要功能：

• 大气空间划分临界线显示：航空边界、宇航员进入太空、航空/航天边界线、太空边缘等；
• 气动环境临界线显示：单位平板边界层的层流/湍流临界线、平飞临界线、平板波阻/摩阻临界线、连续/稀薄流临界线等。

计算实例-激波附面层干扰

激波边界层于扰非常复杂。针对此类问题的验证极具代表性。计算结果与文献对比非常吻合。

使用六面体结构网格，网格数4800；

无并行计算，计算60000步，用时约60小

时计算收敛后，模拟分子数约1.34×10,每个时间步碰撞次数约2.15×10⁵

计算得到的马赫数分布和Bird(1991)结果一致，证朋ESI-RARE使用的DSMC方法有效。

和连续流对比，稀薄效应导致激波变得很厚乃至于流场中看不出明显的激波结构。附面层也变厚。干扰点位置前移，分离区远大于连续流情况。

高速飞行器压力脉动分析模块(HAFF-ACOUSTIC)

脉动压力主要来自于飞行器湍流脉动以及物面与来流的相互作用。实验表明，脉动压力大小与来流的动压成正比，同时也与飞行器外形、飞行马赫数和攻角等参数密切相关。脉动压力(气动噪声主要来源)是湍流流动固有的现象，是飞行器进行结构响应分析和力学环境研究的重要依据。飞行器的脉动压力一般存在与湍流边界层、分离流(膨胀折转处、压缩折转处),以及一般激波边界层干扰所在地方，如图3所示。图4给出对飞行器压力脉动和结构响应问题的解决方案和分析流程。

• 依据平均流计算结果和指定的部位，HAFF-ACOUSTIC模块主要功能包括：
• 脉动压力均方根或脉动压力的声压总级，表征脉动压力的时域特性；
• 脉动压力功率谱及频域特性，描述脉动压力随频率的分布特性；
• 脉动压力交叉功率谱即两点相关系数，体现脉动压力的空间相关特性。

HAFF-ACOUSTIC所采用的压力脉动分析方法包括：

• Plotkin方法；
•  Laganelli方法；
•  Xu-Liu方法；
•  Barter方法.

HAFF-ACOUSTIC根据HAFF-POST的平均压力及流场结构，预测脉动压力的声压总级、功率谱及交叉功率谱。HAFF-ACOUSTIC通过界面操作指定一些特殊位置，包括：来流参数(马赫数，压力，温度，气体粘性系数等),壁面条件(绝热或等温),膨胀折转点、压缩折转点、舵面数目、位置等信息，相关系数空间位置。

高速飞行器气动热快速计算模块(HAFF-HEAT)

高速飞行器气动快速计算模块利用气动力分析得到的飞行器表面压力分布，采用近似理论或工程估算方法，快速计算任意复杂外形高速飞行器的表面热流分布和驻点热流大小。

模块主要功能：

根据无粘外流速度积分飞行器表面流线，沿流线进行气动热计算；

根据无粘外流速度自动确定驻点位置，计算驻点热流大小；

提供等温壁面、绝热壁面和辐射平衡壁面条件；通过云图显示表面热流分布。

高速飞行器气动力快速计算模块(HAFF-AERO)

高速飞行器气动快速计算模块利用近似理论或工程估算方法，快速计算任意复杂外形高速飞行器的平均流场表面压力分布，并积分得到飞行器气动力参数。

模块应用价值：在高速飞行器初步设计阶段，根据初步设计的外形快速计算飞行器气动力可大大加快设计速度、提高工作效率和节约成本，实现飞行器初步设计的快速选型甚至优化设计。高速飞行器气动快速计算模块主要面向航空航天设计单位，也可用于高校和研究所的相关科研工作。

模块主要功能：

• 快速计算高速飞行器表面压力分布；
• 积分得到飞行器整体或各部件气动力大小、气动力矩大小；
• 能够读入结构化纯四边形网格文件(plot3d格式)或非结构纯三角形网格文件(st格式),暂不支持混合型网格；
• 气动力计算结果通过界面表格显示与保存或通过曲线显示，通过云图显示表面压力分布等。

球头钝锥

计算条件：来流马赫数10.6,来流静压132Pa,来流静温47.3K,攻角10度。表面网格总数目为3156。计算耗时2s。对比对称面母线上的热流分布，快速计算结果(曲线)与实验数据(方块)相比偏差在20%以内。

应用案例

X-33空天飞机

计算条件：飞行高度70km,飞行速度2970m/s,马赫数10,攻角0-75度共150组状态。表面网格单元总数目为12953。计算总耗时20s,单个状态平均耗时0.15s左右。计算得到的阻力系数(曲线)与实验结果(方块)相比偏大10%左右，计算得到的升力系数(曲线)与实验结果(方块)相比偏小20%左右。

飞马座火箭

计算条件：飞行高度60km,飞行速度2520m/s,马赫数8,攻角-30-30度共61组状态。表面网格单元总数目为13968。计算总耗时10s,单个状态平均耗时约0.16s。阻力系数计算结果(曲线)与实验数据(方块)相比，小攻角时计算结果略微偏大、大攻角时计算结果偏小，总体相对偏差在15%以内。升力系数计算结果(曲线)与实验数据(方块)相比偏小10%左右。