CN111553119B - 非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法 - Google Patents

非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种非均匀来流条件下的三维曲面激波反设计方法，将其命名为微元密切轴对称流场求解方法，所述方法沿目标激波面的周向和流向构建一系列微元密切面，在每个微元面内进行三维向二维流动的等效转换，然后将局部各微元面内的二维求解结果返回至三维空间，最终实现任意非均匀来流条件下的三维曲面激波反设计。本发明为飞行器前体、进气道及二者的气动一体化设计提供了全新的解决思路，在吸气式高超声速推进领域具有重要应用前景。

Description

非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法
技术领域
本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，具体涉及一种非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法。
背景技术
在过去的几十年间，高超声速技术取得了极大发展，并不断推动着高超声速飞行器的相关研究与研制工作，高超声速飞行器前体、进气道及二者的气动一体化设计是其中的重要研究方向。
乘波理论因其显著的高升阻比和高效预压缩特性，长期以来被公认是高超声速飞行器设计领域的一种理想概念。乘波理论中，前缘激波与飞行器边缘在精心设计下能够完美贴合，飞行器犹如“乘坐”在激波面之上，故而得名。在利用乘波概念进行高超声速飞行器前体、进气道设计时，首先需要进行无粘基准流场构建，其中关键在于对前缘激波的设计和控制，然后从激波面上选定的前缘线进行流线追踪，即可得到具备乘波特性的气动压缩面。
在乘波设计理念的指导下，很自然地逐渐发展形成了两种设计思路：(1)给定激波生成体，通过数值计算得到激波面和波后流场；(2)给定激波形状，通过求解反问题得到压缩面和波后流场。两种思路均能得到满足要求的基准流场，但各有长短。
第一种思路在设计时能够得到更多复杂构型下的超声速基准流场，无需拘泥于采用二维平面激波、二维轴对称激波等简单几何形状，但其生成的激波可控性较差。第二种思路作为一种反向设计，能够对所乘激波形状进行精细控制，但实现难度较大，尤其是三维空间中，到目前为止仅在某些特殊约束下(如激波形状为三维密切轴对称曲面，来流条件为均匀水平气流等)实现了对曲面激波反问题的求解，更多一般意义上的三维曲面激波反设计问题仍处于初步的探索阶段，造成高超声速飞行器前体与进气道的气动一体化设计灵活性受限。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法，方便高超声速飞行器前体与进气道在流向布局下的气动一体化设计。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种用于求解非均匀来流下三维曲面激波反问题的微元密切轴对称方法，所述方法沿目标激波面(即三维激波曲面)的周向和流向构建一系列微元密切面，在每个微元密切面内进行三维向二维流动的等效转换，然后将局部各微元密切面内的二维求解结果返回至三维空间，最终实现任意非均匀来流条件下的三维曲面激波反设计。
所述沿目标激波面周向和流向构建一系列微元密切面的方法为：在整个三维激波曲面周向和流向的每一个离散点上，将波前和波后速度方向确定的微元密切面作为该激波点附近的微元密切面。
所述在每个微元面内进行三维向二维流动等效转换的方法为：首先计算周向相邻两个微元密切平面的交线，以此交线为对称轴，将该微元密切面内的流动等效为绕该微元对称轴的轴对称二维流动；然后运用本领域的成熟技术二维特征线法，沿流向各微元密切面依次求解，得到微元密切平面内的激波波后二维流场和激波依赖区二维壁面。
所述将局部各微元面内的二维求解结果返回值三维空间的方法为：将每个微元密切平面内的激波波后二维流场和激波依赖区二维壁面按照各微元密切面与原三维空间的位置关系进行叠加变换，最终形成空间中三维曲面激波的波后流场与激波依赖区壁面。
具体步骤包括以下流程：
(1)根据Rankine-Hugoniot方程，由非均匀来流条件和三维曲面激波形状计算激波波后参数；
(2)按照激波前后速度方向，在三维曲面激波面周向和流向各激波点附近构造微元密切面；
(3)计算周向相邻两个微元密切面的交线，作为微元密切面上轴对称二维流动的微元对称轴；
(4)利用轴对称二维特征线法依次求解沿流向各微元密切轴对称面上的波后流动；
(5)若所有微元密切面上的解均存在，分别将各微元密切面上的轴对称二维流场和二维流线按照空间位置关系进行叠加，组成空间三维流场和三维曲面激波的依赖区压缩面；否则，说明目标三维曲面激波在给定的非均匀来流条件下不存在，调整输入条件，重复上述过程。
进一步的，步骤(1)中，所述激波波后参数包括气流压力、密度、速度大小和方向。
进一步的，步骤(2)中，在整个三维激波曲面周向和流向的每一个离散点上，将波前和波后速度方向确定的微元面作为过该激波点的微元密切面。此处意为该点前、后两个速度方向(即两个交于该点的直线)依据两条相交直线确定一个平面的理论，确定出经过该点的微元密切面。
进一步的，步骤(5)中，所述调整输入条件包括三维曲面激波形状或非均匀来流参数。
有益效果：本发明提供的非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法，能够在非均匀来流下，通过预先给定所需的三维曲面激波形状，得到该三维曲面激波的波后流场与激波依赖区壁面。该方法显著增强了乘波体、进气道所需基准流场的设计灵活性，能够为高超声速飞行器的前体、进气道及二者在流向布局下的一体化设计提供解决途径。
附图说明
图1为微元密切轴对称方法流程图。
图2为微元密切轴对称方法示意图。
图3为弯曲流面上的特征线网格。
图4为一体化外锥与内锥耦合基准流场。
图5为应用本发明设计得到的内外锥耦合流场数值模拟结果(三维视图)。
图6为应用本发明设计得到的内外锥耦合流场数值模拟结果(正视图)。
其中：1为表示三维曲面激波的网格线，2为微元对称轴，3为原基准轴，4为一系列流向排布的微元密切面拼接而成的流面，5为三维曲面激波的依赖区壁面，6为微元密切面，7为左行特征线，8为流线，9为外锥流场对称轴，10为内锥激波前缘线，11为内外锥激波曲面交线，12为内锥激波曲面，13为被包裹在外锥激波以内的内锥激波曲面，14为内锥流场对称轴，15为外锥激波曲面，16为外锥压缩面，17为内锥压缩面，18为内锥流场壁面流线，19为外锥流场壁面流线。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
本发明公开了一种非均匀来流下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法，可用于前体、进气道及二者的气动一体化设计，如图1所示，该方法具体包括以下流程：
(1)根据Rankine-Hugoniot方程，由非均匀来流条件和三维曲面激波形状计算激波波后参数；
(2)按照激波前后速度方向，在激波面周向和流向各点(如P11、P21、P12、P22等)附近构造微元密切面，如图2所示；
(3)计算周向相邻两个微元密切面的交线，作为微元密切面上轴对称二维流动的微元对称轴，如图2所示；
(4)利用轴对称二维特征线法依次求解沿流向各微元密切轴对称面上的波后流动，如图3所示；
(5)若所有微元密切面上的解均存在，分别将各微元密切面上的轴对称二维流场和二维流线按照空间位置关系进行叠加，最终组成空间三维流场和三维曲面激波的依赖区压缩面；否则，说明目标三维曲面激波在给定的非均匀来流条件下不存在，调整输入条件，重复上述过程。
实施例
下面结合一个实施例对本发明作进一步说明。
如图4所示，该实施例为一种一体化外锥与内锥耦合流场，其中外锥流场为常见的锥形流，外锥压缩面16的半锥角为10°，内锥流场布置在外锥流场之内，轴对称的内锥激波曲面12的母线方程为五次拟合函数y＝A0+A1x+A2x2+A3x3+A4x4+A5x5。由于外锥激波曲面15波后是非均匀流动，内锥激波曲面12波前参数非均匀，因此是一种典型的非均匀来流下三维曲面激波的反设计问题。该实施例的具体步骤为：第一步，根据锥形流的控制方程Taylor-Maccoll方程，计算外锥激波曲面15的波后流场。
第二步，确定内外锥流场的相对位置关系，包括内外锥流场进口的流向距离和内锥流场对称轴14和外锥流场对称轴9的横向距离。
第三步，计算一体化外锥与内锥耦合流场中的内外锥激波曲面交线11，同时得到被包裹在外锥激波曲面15以内的内锥激波曲面13。
第四步，根据Rankine-Hugoniot方程，计算被包裹在外锥激波以内的内锥激波曲面13的波后流动参数。
第五步，沿被包裹在外锥激波以内的内锥激波曲面13的波后速度方向，从其前缘线上离散的各个周向点开始，向后推进生成激波曲面上离散的各条流向点集。
第六步，在被包裹在外锥激波以内的内锥激波曲面13上的每一个离散点处，按照激波前后速度方向构建通过该点的微元密切平面。
第七步，计算周向相邻两个微元密切面6的交线，作为该微元密切面上轴对称二维流动的微元对称轴2。
第八步，运用二维特征线法(本领域成熟技术)，沿流向在各微元密切面6内部求解二维激波波后流场和激波依赖区壁面。
第九步，将各个微元密切面上的微元轴对称二维流动按照各自空间位置组成整体三维流动，得到目标内被包裹在外锥激波以内的锥激波曲面13的波后流场和内锥压缩面17。
采用计算流体力学(CFD)模拟了该实施例的设计结果，如图5和图6所示，在外锥激波曲面15的波后非均匀流场中，得到了被包裹在外锥激波以内的内锥激波曲面13，外锥流场壁面流线19和内锥流场壁面流线18分别呈现出典型的外转与内转特性。同时，横截面上的内锥激波形状为标准的圆弧形，对称面上的形状与给定的母线形状一致，说明应用本发明提出的设计方法能够在非均匀来流条件下生成与目标形状完全相同的三维曲面激波。进一步地，以高超飞行器前体激波的波后流动作为所述设计方法的非均匀来流条件，以进气道前缘激波作为所述设计方法的三维曲面激波，即可实现高超声速飞行器流向布局的前体/进气道气动一体化设计。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种非均匀来流条件下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
（1）根据Rankine-Hugoniot方程，由非均匀来流条件和三维曲面激波形状计算激波波后参数；
（2）按照激波前后速度方向，在三维曲面激波面周向和流向各激波点附近构造微元密切面，具体指的是在整个三维激波曲面周向和流向的每一个离散点上，将波前和波后速度方向确定的微元面作为过该激波点的微元密切面；
（3）计算周向相邻两个微元密切面的交线，作为微元密切面上轴对称二维流动的微元对称轴；
（4）利用轴对称二维特征线法依次求解沿流向各微元密切轴对称面上的波后流动；
（5）若所有微元密切面上的解均存在，分别将各微元密切面上的轴对称二维流场和二维流线按照空间位置关系进行叠加，组成空间三维流场和三维曲面激波的依赖区压缩面；否则，说明目标三维曲面激波在给定的非均匀来流条件下不存在，调整输入条件，重复上述步骤（1）-（5）。
2.根据权利要求1所述的一种非均匀来流条件下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法，其特征在于：步骤（1）中，所述激波波后参数包括气流压力、密度、速度大小和方向。
3.根据权利要求1所述的一种非均匀来流条件下高超声速飞行器三维曲面激波反设计方法，其特征在于：步骤（5）中，所述调整输入条件包括三维曲面激波形状或非均匀来流参数。
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