CN107423481A - 基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

发明公开了一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，包括以下步骤：1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格；2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场结构；3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面和隔离段型面两部分；本发明应用反问题方法根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律调节进气道的流场结构，突破吻切流方法的限制，提升了内转式进气道的设计灵活性，有利于进一步挖掘内转式进气道的潜力。

Description

基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法

技术领域

本发明涉及冲压发动机进气道设计领域，具体为一种来流马赫数大于3的吸气式亚燃/超燃冲压发动机所用内转式进气道设计方法。

背景技术

在吸气式亚燃/冲压发动机中，内转式进气道相对于传统的二元、轴对称和侧压式进气道具有压缩效率高、长度较短等优势，近几十年来已成为吸气式高超声速推进系统的主流方向。关于内转式进气道设计方法的研究也逐渐深入。

早期内转式进气道型面大都通过流线追踪技术在轴对称基本流场中直接截取。自尤延铖将吻切流方法引入设计过程之后，内转式进气道的设计得到了飞速发展，郭军亮提出的基于ICFC流场设计的内转式进气道设计方法，张堃元团队提出的沿程压缩规律(压力或马赫数分布)以及出口边界流场参数可控的内转式进气道设计方法，尤延铖团队提出的反射激波波后流场参数可控的内转式进气道设计方法，岳连捷提出的局部收缩比一致的内转式进气道设计方法，以及乔文友提出的入射激波和沿程压缩规律可控的内转式进气道设计方法。为使进气道能够与飞行器前体和燃烧室的匹配，Smart提出的REST进气道构型以及尤延铖提出的内乘波式进气道构型分别通过几何过渡与气动过渡实现了进出口形状的定制。

然而这些设计方法还存在三方面不足：首先，目前内转式进气道大都采用轴对称基本流场，而基本流场的设计仅关注沿程压缩规律的分布，而进气道横向的压缩规律只能通过进气道迎风面唇口型线进行调节；其次，应用吻切流方法设计内转式进气道时，进气道入射激波形状的给定多为轴对称内锥型面，而且必须确保横截面内曲率中心连续，否则吻切面之间便会产生较强的横向压力梯度，使入射激波形状偏离设计状态；最后，内转式进气道的中心体都局限于轴对称构型的柱体，目前在设计过程中也只是开展了调整中心体半径的研究，对于其它形状的中心体构型还没有相关研究。这些问题可通过引入反问题设计方法进行解决，乔文友(乔文友,黄国平,夏晨,等.基于渗透边界的Bump型面反设计方法[J].工程热物理学报,2014(12):2387-2392.)通过分析现有的几种主流反问题设计方法发现冯·卡门研究所(Demeulenaere A,Braembussche R V D.Three-Dimensional InverseMethod for Turbomachinery Blading Design[J].Journal of Turbomachinery,1996,120(2):247.)提出的基于渗透边界的反问题设计方法具有较高的计算效率，然而该方法目前仅用于涡轮叶片和Bump型面的设计上。因此，有必要将渗透边界反问题方法引入内转式进气道的设计过程，以克服传统吻切流方法灵活性不足的问题。

发明内容

本发明的目的在于借鉴乘波体思想，基于反问题方法发展一种新型的内转式进气道设计方法，使进气道的入射激波形状与表面压缩规律不再受吻切流方法的限制，提升内转式进气道的设计灵活性。

本发明的技术方案如下：

1.一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，包括以下步骤：

1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格：在已知的来流条件下，给定基本流场前缘引导型线、入射激波初始形状、待求解物面初始形状、中心体以及两侧对称边界形状，根据进气道流场的波系结构预估计算域的流向长度并生成初始的基本流场计算域网格；

2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场：将待求解物面设置为渗透边界条件，给定渗透边界上的沿程压缩规律，并应用渗透边界的反问题方法得到与沿程压缩规律对应的待求解物面和入射激波的形状以及整个基本流场；

3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面和隔离段型面两部分：给定进气道迎风面唇口型线，自该型线顺流向发出流管截取基本流场，该流管与反射激波交线的上游部分即为等熵压缩段型面，下游部分的隔离段型面则是自流管与反射激波的交线开始顺流向拉伸得到。

作为优选方式，步骤2)具体包括如下求解步骤：

①在已知的来流条件下，根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律确定入射激波的形状：首先应用激波关系式在入射激波边界上得到激波的波后流场参数分布，并将其作为首次迭代的初始参数以及进气道基本流场计算域入口的边界条件；然后给定待求解物面上的沿程压缩规律并进行数值计算，得到满足边界条件的中间计算结果以及修正后的入射激波波后流场参数分布；其次根据入射激波波后的初始参数分布和修正后的参数分布通过运动激波关系确定入射激波形状的修正量；最后应用动网格技术在原入射激波形状上叠加修正量，得到修正后的入射激波形状，并重新迭代计算直至入射激波形状稳定为止；

②待求解物面根据给定的沿程压缩规律和反射激波形状进行求解，包括根据压缩规律确定的待求解物面和反射激波下游的物面两部分，首先通过渗透边界的反问题方法确定待求解物面的初始形状，然后在计算过程中确定入射激波在中心体上进一步反射所生成的激波形状以及反射激波与待求解物面的交线，交线上游的待求解物面即为根据压缩规律确定的物面，这部分型面的调节根据渗透边界反问题方法的原理进行，且调节过程与入射激波的调节同步进行，交线下游的部分型面直接顺流向拉伸得到反射激波下游的物面；

③确定两侧对称边界的形状，应用渗透边界反问题方法确定入射激波和待求解物面形状的同时，两侧对称边界与入射激波和待求解物面相交的边界线形状随入射激波和待求解物面的变化进行调节；

④确定中心体边界的形状，当入射激波形状发生改变时，中心体边界与入射激波曲面和两侧对称边界相交的边界线形状随入射激波和两侧对称边界的变化进行调节，由此得到修正后的中心体边界形状；

⑤通过①-④的求解得到修正后的基本流场构型、入射激波和与待求解物面的形状，继续迭代求解直至确定最终的入射激波和待求解物面形状。

作为优选方式，基本流场前缘引导型线处于基本流场计算域前缘位置，用于发出基本流场的入射激波，端点处切向量与两侧对称边界垂直，其形状的给定方式要确保入射激波始终附着在该型线上。

作为优选方式，沿程压缩规律是指基本流场气动边界上的壁面压力、马赫数、速度、密度或温度参数或者将这些参数组合的分布。

作为优选方式，中心体为横截面形状任意给定的柱体，用于对入射激波形成正规反射。

作为优选方式，步骤③中两侧对称边界处于计算域两侧，为用于控制计算域两侧范围的局部平面，其边界线分别为平面与入射激波、待求解物面、出口边界以及中心体边界的交线，计算过程中边界线形状随入射激波和待求解物面形状的变化进行调节。

作为优选方式，中心体边界为中心体表面与入射激波、两侧对称边界以及出口边界的交线所围成的部分曲面，其形状在计算过程中随入射激波和两侧对称边界与中心体表面交线的变化进行调节。

作为优选方式，渗透边界的反问题方法是指将待求解物面当作渗透边界处理，计算过程中允许流体渗透该型面，渗透流量根据给定的压缩规律与流场内部实际的流场参数分布计算得到，再通过流量守恒关系计算型面的修正量，最后通过迭代确定满足压缩规律的物面形状。

待求解物面、入射激波、两侧对称边界以及中心体边界的形状的调节过程均在计算过程中自动进行，其中待求解物面和入射激波的形状是应用基于渗透边界的反问题方法进行调节，而两侧对称边界和中心体边界的形状随待求解物面和入射激波进行调整。

本发明的优点是：应用反问题方法根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律调节进气道的流场结构，突破吻切流方法的限制，提升了内转式进气道的设计灵活性，有利于进一步挖掘内转式进气道的潜力。首先，进气道入射激波由反问题方法在给定的设计条件下计算得到，无需考虑吻切流方法对入射激波形状的约束；其次，可以灵活调节进气道的压缩过程，无需再通过吻切面进行分割，也就无需考虑吻切面之间横向压力梯度和横向速度的影响；最后，中心体的形状可根据中心体边界任意调节，不再局限于圆柱曲面，也可以是其它类型的柱体表面或者下凸曲面。

附图说明

图1为基本流场初始网格构型；

图2为基本流场对称截面的求解原理图；

图3为基于反问题方法的基本流场求解原理图；

图4为基本流场的最终结果及内转式进气道生成原理图；

图5为基于反问题方法生成的内转式进气道轴测图；

图6为基于反问题方法生成的内转式进气道主视图；

图7为基于反问题方法生成的内转式进气道仰视图；

图8为基于反问题方法生成的内转式进气道左视图。

其中1表示基本流场前缘引导型线、2为待求解物面、3为出口边界、4为两侧对称边界、5为中心体、6为入射激波、7为中心体边界、8为根据压缩规律确定的待求解物面、9为反射激波下游的物面、10为反射激波、11为反射激波与待求解物面的交线、12为隔离段型面、13为进气道初始型面与反射激波的交线、14为进气道的等熵压缩段型面、15为进气道的初始型面、16为进气道的迎风面唇口型线、17为进气道的唇口型线。

具体实施方式

基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法是为了突破传统吻切流方法的约束，有效提升内转式进气道设计灵活性的设计方法。

渗透边界的反问题方法是指将待求解物面当做渗透边界处理，计算过程中允许流体渗透该型面，渗透流量根据给定的压缩规律与流场内部实际的流场参数分布计算得到，再通过流量守恒关系计算型面的修正量，最后通过迭代确定满足压缩规律的物面形状。原理见冯·卡门研究所(Demeulenaere A,Braembussche R V D.Three-DimensionalInverse Method for Turbomachinery Blading Design[J].Journal ofTurbomachinery,1996,120(2):247.)和乔文友(乔文友,黄国平,夏晨,等.基于渗透边界的Bump型面反设计方法[J].工程热物理学报,2014(12):2387-2392.)的论文。

图1～图8为基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法步骤，包括：

1.如图1，一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，包括以下步骤：

1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格：在已知的来流条件下，给定基本流场前缘引导型线1、入射激波6初始形状、待求解物面2初始形状、中心体5以及两侧对称边界4的形状，根据进气道流场的波系结构预估计算域的流向长度并应用商业软件生成初始的基本流场计算域网格；

2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场：给定待求解物面2上的沿程压缩规律，并应用渗透边界的反问题方法得到与沿程压缩规律对应的待求解物面2和入射激波6的形状以及整个基本流场；

3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面14和隔离段型面12两部分：给定进气道迎风面唇口型线16，自该型线顺流向发出流管截取基本流场，该流管即为进气道的初始型面，进气道初始型面与反射激波交线13的上游部分即为进气道的等熵压缩段型面14，反射激波下游部分的隔离段型面12则是自流管与反射激波的交线开始顺流向拉伸得到。

基本流场前缘引导型线1处于基本流场计算域前缘位置，用于发出基本流场的入射激波6，端点处切向量与两侧对称边界4垂直，其形状的给定方式要确保入射激波6始终附着在该型线上。

沿程压缩规律是指基本流场气动边界上的壁面压力、马赫数、速度、密度或温度参数或者将这些参数组合的分布。

2.如图2～图3，应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场结构；给定待求解物面2上的沿程压缩规律，并应用渗透边界的反问题方法得到与压缩规律对应的物面2和入射激波6的形状以及整个基本流场，各部分求解过程如下：

①在已知的来流条件下，根据给定的基本流场前缘引导型线1和沿程压缩规律确定入射激波6的形状：首先应用激波关系式在入射激波6边界上得到激波的波后流场参数分布，并将其作为首次迭代的初始参数以及进气道基本流场计算域入口的边界条件；然后给定待求解物面2上的沿程压缩规律并进行数值计算，得到满足边界条件的中间计算结果以及修正后的入射激波6波后流场参数分布；其次根据入射激波6波后的初始参数分布和修正后的参数分布通过运动激波关系确定入射激波形状的修正量；最后应用动网格技术在原入射激波6形状上叠加修正量，得到修正后的入射激波6形状，并重新迭代计算直至入射激波6形状稳定为止；

②待求解物面2根据给定的沿程压缩规律和反射激波10形状进行求解，包括根据压缩规律确定的待求解物面8和反射激波下游的物面9两部分，首先通过渗透边界的反问题方法确定待求解物面2的初始形状，然后在计算过程中确定入射激波6在中心体5上进一步反射所生成的激波形状以及反射激波与待求解物面的交线11，交线上游的待求解物面即为根据压缩规律确定的物面8，这部分型面的调节根据渗透边界反问题方法的原理进行，且调节过程与入射激波6的调节同步进行，交线下游的部分型面直接自反射激波与待求解物面的交线11顺流向拉伸确定，为反射激波下游的物面9；

③确定两侧对称边界4的形状，应用渗透边界反问题方法确定入射激波6和待求解物面2形状的同时，两侧对称边界4与入射激波6和待求解物面2相交的边线界形状随入射激波6和待求解物面2的变化进行调节；

④确定中心体边界7的形状，当入射激波6形状发生改变时，中心体边界7与入射激波6曲面和两侧对称边界4相交的边界线形状随入射激波6和两侧对称边界4的变化进行调节，由此得到修正后的中心体边界7形状；

⑤通过①-④的求解得到修正后的基本流场构型、入射激波6和与待求解物面2的形状，继续迭代求解直至确定最终的入射激波6和待求解物面2形状。

基本流场两侧对称边界处于计算域两侧，为用于控制计算域两侧范围的局部平面，其边界线分别为平面与入射激波、待求解物面、出口边界以及中心体边界的交线，计算过程中边界线形状随入射激波和待求解物面形状的变化进行调节。

中心体5为横截面形状任意给定的柱体，用于对入射激波6形成正规反射。

中心体边界7为中心体5表面与入射激波6、两侧对称边界4以及出口边界3的交线所围成的部分曲面，其形状在计算过程中随入射激波6和两侧对称边界4与中心体5表面交线的变化进行调节。

待求解物面2、入射激波6、两侧对称边界4以及中心体边界7的形状的调节过程均在计算过程中自动进行，其中待求解物面2和入射激波6的形状是应用基于渗透边界的反问题方法进行调节，而两侧对称边界4和中心体边界7的形状随待求解物面2和入射激波6进行调整。

3.步骤3)中进气道型面生成过程如图4所示，通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道初始型面；包括进气道的等熵压缩段型面14和隔离段型面12两部分：给定进气道的迎风面唇口型线16，然后将该曲线顺流向投影至入射激波6所在的曲面得到进气道的唇口型线17，自进气道的唇口型线17在基本流场内部发出一组流线这些流线组成的曲面即为进气道的初始型面15，进气道初始型面与反射激波的交线13下游的型面直接顺流向拉伸得到内转式进气道的隔离段型面12，上游的型面为进气道的等熵压缩段型面14，整个进气道的气动型面如图5～图8所示。

Claims (8)

1.一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格：在已知的来流条件下，给定基本流场前缘引导型线、入射激波初始形状、待求解物面初始形状、中心体以及两侧对称边界形状，根据进气道流场的波系结构预估计算域的流向长度并生成初始的基本流场计算域网格；

2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场：将待求解物面设置为渗透边界条件，给定渗透边界上的沿程压缩规律，并应用渗透边界的反问题方法得到与沿程压缩规律对应的待求解物面和入射激波的形状以及整个基本流场；

3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面和隔离段型面两部分：给定进气道迎风面唇口型线，自该型线顺流向发出流管截取基本流场，该流管与反射激波交线的上游部分即为等熵压缩段型面，下游部分的隔离段型面则是自流管与反射激波的交线开始顺流向拉伸得到。

2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于步骤2)具体包括如下求解步骤：

①在已知的来流条件下，根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律确定入射激波的形状：首先应用激波关系式在入射激波边界上得到激波的波后流场参数分布，并将其作为首次迭代的初始参数以及进气道基本流场计算域入口的边界条件；然后给定待求解物面上的沿程压缩规律并进行数值计算，得到满足边界条件的中间计算结果以及修正后的入射激波波后流场参数分布；其次根据入射激波波后的初始参数分布和修正后的参数分布通过运动激波关系确定入射激波形状的修正量；最后应用动网格技术在原入射激波形状上叠加修正量，得到修正后的入射激波形状，并重新迭代计算直至入射激波形状稳定为止；

②待求解物面根据给定的沿程压缩规律和反射激波形状进行求解，包括根据压缩规律确定的待求解物面和反射激波下游的物面两部分，首先通过渗透边界的反问题方法确定待求解物面的初始形状，然后在计算过程中确定入射激波在中心体上进一步反射所生成的激波形状以及反射激波与待求解物面的交线，交线上游的待求解物面即为根据压缩规律确定的物面，这部分型面的调节根据渗透边界反问题方法的原理进行，且调节过程与入射激波的调节同步进行，交线下游的部分型面直接顺流向拉伸得到反射激波下游的物面；

③确定两侧对称边界的形状，应用渗透边界反问题方法确定入射激波和待求解物面形状的同时，两侧对称边界与入射激波和待求解物面相交的边界线形状随入射激波和待求解物面的变化进行调节；

④确定中心体边界的形状，当入射激波形状发生改变时，中心体边界与入射激波曲面和两侧对称边界相交的边界线形状随入射激波和两侧对称边界的变化进行调节，由此得到修正后的中心体边界形状；

⑤通过①-④的求解得到修正后的基本流场构型、入射激波和与待求解物面的形状，继续迭代求解直至确定最终的入射激波和待求解物面形状。

3.如权利1所述的设计方法，其特征在于：基本流场前缘引导型线处于基本流场计算域前缘位置，用于发出基本流场的入射激波，端点处切向量与两侧对称边界垂直，其形状的给定方式要确保入射激波始终附着在该型线上。

4.如权利1所述的设计方法，其特征在于：沿程压缩规律是指基本流场气动边界上的壁面压力、马赫数、速度、密度或温度参数或者将这些参数组合的分布。

5.如权利1所述的设计方法，其特征在于：中心体为横截面形状任意给定的柱体，用于对入射激波形成正规反射。

6.如权利2所述的设计方法，其特征在：步骤③中两侧对称边界处于计算域两侧，为用于控制计算域两侧范围的局部平面，其边界线分别为平面与入射激波、待求解物面、出口边界以及中心体边界的交线，计算过程中边界线形状随入射激波和待求解物面形状的变化进行调节。

7.如权利2所述的设计方法，其特征在于：中心体边界为中心体表面与入射激波、两侧对称边界以及出口边界的交线所围成的部分曲面，其形状在计算过程中随入射激波和两侧对称边界与中心体表面交线形状的变化进行调节。

8.如权利1所述的设计方法，其特征在于：渗透边界反问题方法是指将待求解物面当作渗透边界处理，计算过程中允许流体渗透该型面，渗透流量根据给定的压缩规律与流场内部实际的流场参数分布计算得到，再通过流量守恒关系计算型面的修正量，最后通过迭代确定满足压缩规律的物面形状。