CN109515738B - 一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法及介质 - Google Patents

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Abstract

一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，通过对激波生成体的设计来调节激波流场，在空间流场的每一个站位点沿法向方向进行密度梯度搜索，寻找密度梯度的最大值的网格点，将空间网格进行压缩，使得最外层网格落在密度梯度最大网格点处；对空间最外层网格面采用Akima样条插值法进行光顺；根据目标飞行器的长宽比约束对网格面进行切割得到乘波面前缘，采用流线追踪法获得乘波面。本发明与乘波体正设计方法相比具有可以通过调节激波生成体的形状来改变激波外形，能够突破升阻比的限制；此外空间流场计算采用激波捕捉法，相比于激波装配法具有收敛快、鲁棒性强的优势。

Description

一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法及介质
技术领域
本发明涉及一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法及介质，属于飞行器气动布局设计领域。
背景技术
先进气动布局是高超声速飞行器发展的核心技术之一，乘波体是一种典型的高超声速气动构型，其显著特点是在设计状态激波完全附着于整个飞行器前缘。迎风面激波后压力快速增长，从而产生较高的升阻比。升阻比是反应高超声速飞行器气动特性非常重要的一个参数。直接关系到飞行器能够达到的航程及横向机动能力等关键战技术指标。乘波体设计是当前国际上高超声速飞行器气动布局研究的重点和热点之一。
目前乘波体设计主要有两类方法：正设计和反设计方法。正设计方法是给定基本流场，通过流动捕获管与激波的交线确定乘波体前缘，然后进行流线追踪获得成波构型。反设计方法是从激波形状出发反向迭代求解流场，再根据流线追踪得到乘波外形，如密切锥方法。正设计方法比如锥导乘波体等是基于拟二维流场，流场模拟准确，但是激波形状相对固定，存在升阻比极限。反设计方法虽然可以指定激波形状，扩大设计空间，但是流场忽略了横向流动，适用范围小，难以精确保证乘波性能。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，通过对激波生成体的设计来调节激波流场，在空间流场的每一个站位点沿法向方向进行密度梯度搜索，寻找密度梯度的最大值的网格点，将空间网格进行压缩，使得最外层网格落在密度梯度最大网格点处；对空间最外层网格面采用Akima样条插值法进行光顺；根据目标飞行器的长宽比约束对网格面进行切割得到乘波面前缘，采用流线追踪法获得乘波面。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，包括如下步骤：
步骤一、建立激波生成体，将激波生成体的计算域划分为空间网格；
步骤二、采用激波捕捉法对步骤一中的激波生成体的计算域进行流场计算，获得流场稳定解；所述流场稳定解包括所有空间网格的空气密度；
步骤三、在激波生成体的计算域的任一流向剖面内，根据步骤二中所述的所有空间网格的空气密度，获得任一周向的空气密度梯度最大的空间网格，计算该周向上空气密度梯度最大的空间网格到激波生成体的壁面的距离作为第一距离，计算激波生成体的壁面与该周向上所有空间网格的最大距离作为第二距离，然后计算第一距离与第二距离的比值；将该周向上所有空间网格到激波生成体的壁面的距离均乘以所述比值，获得激波生成体的激波面；
步骤四、根据乘波体的长宽比，沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到切割线，调整切割位置，直到切割线的长度和宽度满足乘波体的长宽比要求；
步骤五、根据乘波体的装填比，获得乘波体的背风面。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，步骤一中所述的空间网格为单块结构网格。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，在所述步骤三和步骤四之间，对激波面采用采用Akima样条插值法进行光顺。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，将步骤四中的切割线作为乘波体的前缘线，步骤五中获得乘波体的背风面后，根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，步骤三中所述空气密度梯度的计算方法为：
对于第J个空间网格，该空间网格的空气密度梯度ρ′为：
Figure GDA0002750303790000031
ρJ为第J个空间网格的空气密度，ρJ-1为第J-1个空间网格的空气密度，Δs为第J个空间网格和第J-1个空间网格之间的距离。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，步骤二中所述流场计算的计算格式采用二阶TVD格式。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，步骤二中所述流场计算的步骤为6000-8000步。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，步骤一中所述的激波生成体为尖头锥体或圆头锥体。
上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，步骤一中所述的激波生成体包括头部和身部，所述头部为尖头锥体或圆头锥体，所述身部为柱体或圆台或椭圆台或双椭圆台或上述形状的多个组合。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：该程序被处理执行时，实现上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法的步骤。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明与乘波体正设计方法相比具有可以通过调节激波生成体的形状来改变激波外形，能够突破升阻比的限制；
(2)本发明与乘波体反设计方法相比由于采用TVD格式对三维物体进行计算，空间流场计算准确，而且可以考虑有攻角条件下计算；
(3)本发明空间流场计算采用激波捕捉法，相比于激波装配法具有收敛快、鲁棒性强的优势。
附图说明
图1为本发明的步骤流程图；
图2为本发明实施例一种激波生成体示意图；
图3为本发明实施例激波生成体的空间网格示意图；
图4为本发明实施例网格压缩过程及压缩后网格示意图；
图5为本发明实施例乘波面、激波生成体及网格压缩面的关系示意图；
图6为本发明实施例的一种乘波体外形三维示意图；
图7为本发明实施例的横截面示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤101、建立激波生成体，将激波生成体的计算域划分为单块结构网格；所述的激波生成体为尖头锥体(尖端半径为0cm)或圆头锥体(尖端半径大于0cm)，或者，所述的激波生成体包括头部和身部，所述头部为尖头锥体或圆头锥体，所述身部为柱体或圆台或椭圆台或双椭圆台或上述形状的多个组合。
步骤102、采用激波捕捉法对步骤101中的激波生成体的计算域进行流场计算，获得流场稳定解；所述流场稳定解包括所有单块结构网格的空气密度；所述流场计算的计算格式采用二阶TVD格式；流场计算的步骤为6000-8000步；
步骤103、在激波生成体的计算域的任一流向剖面内，根据步骤102中所述的所有单块结构网格的空气密度，获得任一周向的空气密度梯度最大的单块结构网格，计算该周向上空气密度梯度最大的单块结构网格到激波生成体的壁面的距离作为第一距离，计算激波生成体的壁面与该周向上所有单块结构网格的最大距离作为第二距离，然后计算第一距离与第二距离的比值；将该周向上所有单块结构网格到激波生成体的壁面的距离均乘以所述比值，获得激波生成体的激波面；对激波面采用采用Akima样条插值法进行光顺；
步骤103中所述空气密度梯度的计算方法为：对于第J个空间网格，该空间网格的空气密度梯度ρ′为：
Figure GDA0002750303790000041
ρJ为第J个空间网格的空气密度，ρJ-1为第J-1个空间网格的空气密度，Δs为第J个空间网格和第J-1个空间网格之间的距离。
步骤104、根据乘波体的长宽比，沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到切割线，即一条曲线，调整切割位置，直到曲线的长度和最大宽度满足乘波体的长宽比要求；将切割线作为乘波体的前缘线；
步骤105、根据乘波体的装填比，获得乘波体的背风面，根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理执行时，实现上述基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法的步骤。
实施例：
一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，根据不同激波生成体的流场数值计算结果，调节激波生成体的外形，获得满足设计约束条件下具有最大升阻比气动特性的乘波面外形。首先确定激波生成体。在空间布置网格。采用激波捕捉法计算激波流场。基于密度变量梯度法确定激波面，并对空间网格进行压缩使得最外层网格与激波面重合。根据气动外形的长宽比约束，确定流向位置对激波面进行切割获得乘波体外缘线，采用流线追踪法获得乘波体迎风面。
具体的，本发明所阐述的乘波体设计方法包括如下步骤：
(1)通过设计激波生成体来调节激波流场，激波生成体为一个单一或多体组合体。单体可以是尖头锥体、圆头锥体。多体组合可以是2段或者2段以上。多体组合时第一段必须是尖头锥体或者圆头锥体。其余段可以是柱体、圆台、椭圆台、双椭圆台和其它非规则外形。多体组合之间可以是扩张关系也可以是收缩关系，图2所示为一种激波生成体。
(2)对激波生成体计算域划分为单块结构网格，流向(由激波生成体的头部指向身部)网格编号i从1到imax。法向(由大地指向天空)网格编号j从1到jmax。周向(由激波生成体的内部指向外部)网格编号k从1到kmax。图3所示为空间网格示意图。
(3)采用激波捕捉法进行流场计算，计算格式采用二阶TVD格式，计算步骤为6000-8000步,流场收敛并获得流场稳定解；
(4)流场收敛后，从流向网格i＝1开始，沿周向k从1开始，对网格j从jmax到1的气体密度变量求梯度，网格jmax时气体密度梯度设为1，其余网格的气体密度梯度为(ρj-ρj-1)/Δs，Δs为网格之间距离。在k＝1计算完成后，按照此方法对k从2到kmax的网格全部计算其气体密度梯度。在i＝1网格站位处全部计算完毕后，确定每一个圆周向的气体密度梯度最大网格点。计算密度梯度最大网格点到壁面的距离与最外层网格到壁面的距离的比值后，对j从1到jmax的网格都乘以该比值，使得最外层网格落在气体密度最大梯度处。激波面与最外层网格重合，最外层网格面即为激波面，如图4所示。对空间最外层网格面即激波面采用Akima样条插值法进行光顺。
(5)根据乘波体飞行器的长宽比约束，沿流向激波面迎风面处找到一个位置，对激波面进行切割，得到切割线，即乘波面前缘轮廓线。检验切割线的长度与宽度是否满足约束，如果不满足调整切割位置，直到满足长宽比约束要求，切割线即为乘波面的前缘线，对前缘上的点采用流线追踪法得到流面即为乘波面，如图5所示。
(6)根据装填约束设计背风面，乘波体前缘根据工程需求进行钝化处理，图6和图7所示为一种乘波体设计外形。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、建立激波生成体，将激波生成体的计算域划分为空间网格；所述的激波生成体为尖头锥体或圆头锥体，或者，所述的激波生成体包括头部和身部，所述头部为尖头锥体或圆头锥体，所述身部为柱体或圆台或椭圆台或双椭圆台或上述形状的多个组合；
步骤二、采用激波捕捉法对步骤一中的激波生成体的计算域进行流场计算，获得流场稳定解；所述流场稳定解包括所有空间网格的空气密度；
步骤三、在激波生成体的计算域的任一流向剖面内，根据步骤二中所述的所有空间网格的空气密度，获得任一周向的空气密度梯度最大的空间网格，计算该周向上空气密度梯度最大的空间网格到激波生成体的壁面的距离作为第一距离，计算激波生成体的壁面与该周向上所有空间网格的最大距离作为第二距离，然后计算第一距离与第二距离的比值；将该周向上所有空间网格到激波生成体的壁面的距离均乘以所述比值，获得激波生成体的激波面；
所述空气密度梯度的计算方法为：
对于第J个空间网格，该空间网格的空气密度梯度ρ′为：
Figure FDA0002750303780000011
ρJ为第J个空间网格的空气密度，ρJ-1为第J-1个空间网格的空气密度，Δs为第J个空间网格和第J-1个空间网格之间的距离；
步骤四、根据乘波体的长宽比，沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到切割线，调整切割位置，直到切割线的长度和宽度满足乘波体的长宽比要求；
步骤五、将步骤四中的切割线作为乘波体的前缘线，对前缘上的点采用流线追踪法得到流面即为乘波面；根据乘波体的装填比，获得乘波体的背风面；根据所述前缘线和乘波体的工艺要求对乘波体的前缘进行钝化。
2.根据权利要求1所述的一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，其特征在于：步骤一中所述的空间网格为单块结构网格。
3.根据权利要求1所述的一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，其特征在于：在所述步骤三和步骤四之间，对激波面采用Akima样条插值法进行光顺。
4.根据权利要求1所述的一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，其特征在于：步骤二中所述流场计算的计算格式采用二阶TVD格式。
5.根据权利要求1所述的一种基于气体密度变量搜索的乘波体设计方法，其特征在于：步骤二中所述流场计算的步骤为6000-8000步。
6.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：该程序被处理执行时，实现权利要求1～5之一所述方法的步骤。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112389627B (zh) * 2020-11-17 2022-06-24 中国航天空气动力技术研究院 满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104597847A (zh) * 2013-10-31 2015-05-06 中国科学院沈阳计算技术研究所有限公司 基于Akima样条曲线拟合的前瞻插补方法
CN105069245B (zh) * 2015-08-19 2018-04-10 中国航天空气动力技术研究院 基于多重搜索技术的三维乘波体快速设计方法
CN106428620B (zh) * 2016-10-31 2017-07-21 中国人民解放军国防科学技术大学 一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法
US20180285497A1 (en) * 2017-03-31 2018-10-04 The Government Of The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Numerical Modeling and Performance Analysis of a Scramjet Engine with a Controllable Waverider Inlet Design
CN107140230B (zh) * 2017-05-23 2019-05-07 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种满足装填需求的乘波概念滑翔飞行器外形设计方法
CN108595856B (zh) * 2018-04-28 2019-06-21 中国人民解放军国防科技大学 一种“双体”乘波体的参数化设计方法

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