CN115879216A - 一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法 - Google Patents

一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法 Download PDF

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CN115879216A CN202211430919.5A CN202211430919A CN115879216A CN 115879216 A CN115879216 A CN 115879216A CN 202211430919 A CN202211430919 A CN 202211430919A CN 115879216 A CN115879216 A CN 115879216A
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air inlet
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张旭辉
姚冉
王兆伟
尹戈玲
辜天来
秦云鹏
杨旸
费王华
赵大海
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Abstract

本发明涉及一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，改善进气道的气动热分布，克服特征线法无法实现粘性计算的限制，突出CFD方法进行精细化设计的优势，能够为内流道气动热优化提供设计支撑。本发明提出并实现内转式进气道激波控制设计方案，相比于简单构型进气道，激波控制设计能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的气动性能与降热综合性能。

Description

一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法
技术领域
本发明属于组合动力飞行器技术领域，涉及一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法。
背景技术
对于组合动力飞行器而言，进气系统是组合动力关键部件之一。目前进气系统主要分为二维平面压缩、轴对称压缩、带顶压的三维侧压式和各种三维内收缩等布局形式，这些压缩方法都是利用压缩面产生的压缩波或者激波对气流进行压缩，如何合理、高效率地组织利用激波或者压缩波来压缩气流是人们一直追求的目的。
为达到宽域飞行条件下降热设计目标，局部关键几何形状需要进行非一致前缘半径钝化、转捩带、粗糙带等降热措施处理，因此进气道设计性能需要进行评估并寻求解决控制措施弥补性能损失。进气道性能评估目前主要手段是数值仿真模拟，对激波干扰以及非定常流动特征有较高的准确度。但是进气道流场控制措施的研究主要是变结构的思路上，涉及到繁重的可动部件和较大变化行程，因此在实际应用中的可实现性和快速响应能力限制了进一步应用。
该项目针对几何受限下的高超声速进气道存在的强激波/附面层干扰以及自起动特性差等问题，发展了一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计技术，解决了几何尺寸受限下的进气道内流道激波/附面层干扰以及起动能力弱等问题。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，填补我国在激波强干扰区飞行器进气道激波调控设计这一领域的技术空白，为未来高速飞行器气动热防护与强激波干扰气动热环境分析提供支持。
本发明的技术解决方案是：
本发明公开了一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，包括如下步骤：
S1、根据飞行器设计条件和要求，基于前体/进气道二维型面设计方法，提出能够控制进气道型面的重要气动参数，对前体/进气道二维型面进行参数化设计，得到基础二维型面模型；
S2、基于基础二维型面模型，建立基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型；
S3、基于二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型，通过流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型；
S4、将多级压缩乘波体构型导入造型软件，生成多级压缩乘波体模型；
S5、采用流场CFD数值模拟方法获得所述多级压缩乘波体模型的气动特性；
S6、基于多级压缩乘波体模型，采用流场控制重构方法，计算激波入射点压力梯度；调整气动特性，直到所述激波入射点压力梯度满足要求，得到调控后的多级压缩乘波体模型；
S7、基于调控后的多级压缩乘波体模型，采用极曲线方法获得入射激波的干扰类型和流场参数，对激波进行调控，获得调控后的多级压缩乘波体模型的气动特性；判断所述气动特性是否达到要求值；若是，则退出；否则，进入步骤S6。
在上述设计方法中，所述步骤S1中飞行器设计条件和要求，包括：飞行高度、飞行马赫数、捕获流量、流量系数、总收缩比和外压段总偏转角。
在上述设计方法中，所述步骤S1中前体/进气道二维型面设计方法，具体为：
(1)基于飞行器前体/进气道几何构型，确定外压段型面参数；
(2)根据外压段型面参数，确定内收缩段进气道内通道进口面积；
(3)计算隔离段的高度和长度。
在上述设计方法中，所述计算隔离段的高度和长度，具体为：
隔离段的高度等于喉道高度；
隔离段长度，公式为：
Figure BDA0003945088120000031
其中，x为隔离段长度，M1为喉道出口马赫数，
Figure BDA0003945088120000032
为动量雷诺数，D为喉道出口直径，θ1为喉道出口物面角，P为来流静压，P1为喉道出口压力。
在上述设计方法中，隔离段长度为隔离段高度的6～10倍。
在上述设计方法中，所述外压段型面参数，具体为：起始压缩角，中心体半径与基准流场半径比值，Rc/Ri无量纲中心径向距离，捕获型面宽高比，喉道截面的宽高比。
在上述设计方法中，所述步骤S2中基于基础二维型面模型，建立基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型，具体为：
确定几何控制变量；
基于基础二维型面模型，根据三波系外压段的三个角度和来流马赫数，得到流经三道外压激波后的二维构型无黏流场；
飞行器前体上表面采用平行来流无黏流场，飞行器下表面采用进气道二维构型无黏流场；
在进气道入口处垂直于流向的截面上选取不同的曲线进行流线追踪，生成若干不同的物理型面；
根据若干不同的物理型面，生成三维曲面压缩前体/进气道设计模型。
在上述设计方法中，所述几何控制变量，包括前体宽度比，前体角度，前体下表面控制曲线次数ndown和前体上表面控制曲线次数nup；nup≤ndown。
在上述设计方法中，所述步骤S3中通过流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型，具体方法为：
步骤S31、用一个平行于锥轴线的平面和第一级激波面相交，获取一条前缘线，将所述前缘线离散为一定数量的点集；所述点集中的点个数n≥2；
步骤S32、从前缘线上的某一点出发在第一级锥形流场进行流线追踪，并与第二级激波面产生一个交点q1，通过求解锥形流获得交点q1的气流参数；
步骤S33、以所述交点q1为起点，以交点q1的气流参数作为初始条件进行流线追踪，得到流线与第三级激波面的交点q2，并通过求解锥形流获得交点q2的气流参数；
步骤S34、以所述交点q2为起点，以交点q2的气流参数作为初始条件进行流线追踪，获得在某一吻切面内三级锥形基本流场中的一条流线；
步骤S35、以前缘线上各个点为起点，重复步骤S31～S34，获得整个空间内各个吻切面中的流线，得到多级压缩乘波体构型。
在上述设计方法中，所述步骤S5中CFD数值模拟方法，包括：
选择高分辨率通量函数为RoeMAS格式；
选择激波稳定方法采用MUSCL格式与高精度WENO格式混合；
选择非定常耦合传热仿真方法为径向基函数插值方法；
选择非定常时间推进方法为显式Runge-Kutta格式和隐式后差时间格式；
选择湍流模型采用两方程SST湍流模型；
选择控制方程采用三维可压缩雷诺平均N-S方程，具体为：
Figure BDA0003945088120000041
其中，
Figure BDA0003945088120000042
为守恒变量；/>
Figure BDA0003945088120000043
为三个方向的无粘矢通量；/>
Figure BDA0003945088120000044
为三个方向的粘性矢通量。
在上述设计方法中，所述步骤S7中采用极曲线方法获得入射激波的干扰类型和流场参数，具体方法为：
入射激波DS1和DS2分别使来流变为激波后状态，由斜激波关系式获得激波后状态的气流参数和入射激波DS1和DS2的极曲线；
通过极曲线交点位置判断入射激波干扰类型；
以入射激波DS1和DS2后的气流参数为起点，确定透射激波TS1和TS2的流场参数，公式为：
Figure BDA0003945088120000051
Figure BDA0003945088120000052
Figure BDA0003945088120000053
其中，P2，Ma2分别为激波后压力、马赫数，P1，Ma1分别为激波前压力、马赫数；θ为气流偏转角，β为激波角；γ为气体常数。
在上述设计方法中，所述通过极曲线交点位置判断入射激波干扰类型，具体为：若透射激波TS1和TS2的极曲线没有交点，则判断入射激波DS1和DS2的干扰类型为马赫反射；若透射激波TS1和TS2的极曲线有交点，则入射激波DS1和DS2干扰类型为规则反射结构。
在上述设计方法中，所述步骤S6中采用流场控制重构方法，计算激波入射点压力梯度，具体方法为：
激波入射点处压力梯度，公式为：
Figure BDA0003945088120000054
其中，
Figure BDA0003945088120000055
为压力梯度，Main为理论激波前马赫数或膨胀波前马赫数，Pin为理论激波前静压；dθ/dx为膨胀角梯度，β为激波角；k为常数，Δl为引入激波在附面层中的影响长度。
在上述设计方法中，所述多级压缩乘波体模型的气动特性，包括总压恢复系数、壁面压力、温度、马赫数和压力空间分布。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)、本发明提出并实现内转式进气道激波控制设计方案，相比于简单构型进气道，激波控制设计能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的气动性能与降热综合性能；
(2)、本发明通过高精度流动数值仿真模型，修正高反压边界下的激波控制模拟效果；
(3)、本发明通过激波干涉的理论分析方法，建立多波干扰下的激波干扰强度模拟方法与评估的量化参数，解决了不同马赫数下局部激波干扰配置问题。
(4)本发明提出一种基于降热设计思路的宽马赫数吸气式飞行器进气道设计方法，包含局部干扰激波与整体压缩激波的匹配设计方法，以及在复杂背景波系条件下的局部激波调控设计方法，该方法通过CFD数值仿真进行验证，对飞行器在设计阶段进行优化设计提供技术支持。
附图说明
图1为本发明所述的内流道激波干扰类型——规则反射图；
图2为本发明所述的内流道激波干扰类型——马赫反射图；
图3为本发明Ma12下进气道设计状态流场等值图；(a)为马赫数云图，(b)为压力云图；
图4为本发明内收缩段的截面设计关键几何参数示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述。
本发明公开了一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，包括如下步骤：
步骤S1、根据飞行器设计条件和要求，基于前体/进气道二维型面设计方法，提出能够控制进气道型面的重要气动参数，对前体/进气道二维型面进行参数化设计，得到基础二维型面模型；
步骤S2、基于基础二维型面模型，建立基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型；
步骤S3、基于二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型，通过流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型；
步骤S4、将多级压缩乘波体构型导入造型软件，生成多级压缩乘波体模型；
步骤S5、采用流场CFD数值模拟方法获得多级压缩乘波体模型的气动特性；多级压缩乘波体模型的气动特性，包括总压恢复系数、壁面压力、温度、马赫数和压力空间分布。
步骤S6、基于多级压缩乘波体模型，采用流场控制重构方法，计算激波入射点压力梯度；调整气动特性，直到激波入射点压力梯度满足要求，得到调控后的多级压缩乘波体模型；
步骤S7、基于调控后的多级压缩乘波体模型，采用极曲线方法获得入射激波的干扰类型和流场参数，对激波进行调控，获得调控后的多级压缩乘波体模型的气动特性；判断所述气动特性是否达到要求值；若是，则退出；否则，进入步骤S6。
步骤S1中飞行器设计条件和要求，包括：飞行高度、飞行马赫数、捕获流量、流量系数、总收缩比和外压段总偏转角。
步骤S1中前体/进气道二维型面设计方法，具体为：
步骤S11、基于飞行器前体/进气道几何构型，确定外压段型面参数；
步骤S12、根据外压段型面参数，确定内收缩段进气道内通道进口面积；
步骤S13、计算隔离段的高度和长度。
计算隔离段的高度和长度，具体为：
隔离段的高度等于喉道高度；
隔离段长度，公式为：
Figure BDA0003945088120000071
其中，x为隔离段长度，M1为喉道出口马赫数，
Figure BDA0003945088120000072
为动量雷诺数，D为喉道出口直径，θ1为喉道出口物面角，P为来流静压，P1为喉道出口压力。
隔离段长度为隔离段高度的6～10倍。
外压段型面参数，具体为：起始压缩角(α)，中心体半径与基准流场半径比值，Rc/Ri无量纲中心径向距离y/Ri，捕获型面宽高比B1/H1，喉道截面的宽高比B2/H2。
本实施例中，前体/进气道二维型面设计分别从外压段、内收缩段和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，实现对前体/进气道二维型面的参数化设计，为下文三维前体/进气道设计提供基础型面。
(1)外压段
基于飞行器前体/进气道几何构型，可确定外压段各级楔面楔角。各级楔面激波角βi、波后马赫数Mi、压力Pi和总压恢复系数σi通过下式确定：
Figure BDA0003945088120000081
/>
Figure BDA0003945088120000082
Figure BDA0003945088120000083
Figure BDA0003945088120000084
式中，M0为来流马赫数。
(2)内收缩段
通过上一节计算得到外压段型面之后，进气道内通道进口面积随之可以确定，如图4所示，进气道进口截面中点A坐标按照下式计算：
Figure BDA0003945088120000085
为计算喉道截面中点B坐标，需要输入中心线长度L，中心线偏折角θ，根据几何关系，B点坐标按照下式计算：
Figure BDA0003945088120000091
由于B点为喉道截面EF中点，喉道面积Hth按照内收缩比CRin可以计算得到
Figure BDA0003945088120000092
因此E点和F点坐标按照下式计算：
Figure BDA0003945088120000093
Figure BDA0003945088120000094
对于内压段上壁面CE和下壁面DF的设计，一方面需要考虑唇罩激波的强度以保证唇罩激波不至于太强导致肩部边界层形成较大范围的分离，降低进气道性能；另一方面气流在内压段连续压缩，逐渐偏转，已有研究发现肩部采用圆弧或者曲线过渡能提高气流的稳定性，改善边界层抗反压能力，削弱唇罩表面高压，对于提高进气道性能有一定益处，因此很多进气道内收缩段的设计常常采用光滑曲线过渡的形式。
本发明中内通道上下壁面型线的设计采用三次曲线设计，其函数形式如下：
Figure BDA0003945088120000095
其中
Figure BDA0003945088120000096
和/>
Figure BDA0003945088120000097
为量级为1的无量纲坐标，由于已知A、B两个点坐标以及相应的斜率，因此可以求得所有各待定系数。/>
(3)隔离段
本发明隔离段设计为等直管道设计，隔离段高度即为喉道高度，而对于隔离段的长度则根据Waltrup和Billig的经验公式给出：
Figure BDA0003945088120000098
隔离段越长其能承受的反压越高，但是隔离段过长增加了整个飞行器的重量，因此隔离段长度一般取为隔离段高度的6倍～10倍左右，本方法中未加特别说明，则隔离段长度取为喉道高度的7倍。
步骤S2中基于基础二维型面模型，建立基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型，具体为：
步骤S21、确定几何控制变量；
步骤S22、基于基础二维型面模型，根据三波系外压段的三个角度和来流马赫数，得到流经三道外压激波后的二维构型无黏流场；
步骤S23、飞行器前体上表面采用平行来流无黏流场，飞行器下表面采用进气道二维构型无黏流场；
步骤S24、在进气道入口处垂直于流向的截面上选取不同的曲线进行流线追踪，生成若干不同的物理型面；
步骤S25、根据若干不同的物理型面，生成不同的基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型。
几何控制变量，包括前体宽度比，前体角度，前体下表面控制曲线次数ndown和前体上表面控制曲线次数nup；nup≤ndown。
本实施例中，基于上一步骤S1的进气道二维模型，三波系外压段的三个角度是已知的，来流马赫数是已知的，可以求出来流经过三道外压激波后的二维无黏流场。基于这个流场，如果把它当成无限宽的三维流场，则在进气道入口处垂直于流向的截面上的点均能找到相应的流线，如果在截面上取一条线，则线上的每个点均能找到相应的流线，这样就能形成一个面，以这个面作为物理型面，则来流经过这个物理型面的流线和之前的流场应该是一致的。
基于上述原理，飞行器前体上表面采用平行来流无黏流场，下表面采用上文进气道二维构型无黏流场，在进气道入口处垂直于流向的截面上选取不同的曲线进行流线追踪，从而可以生成不同的物理型面，这样就生成了不同的前体/进气道三维构型。由于飞行器前体上下表面的的原始型线是在进气道入口处垂直于流向的截面上生成，然后基于流线追踪反向追踪流线，需要保证生成的面在前体起始点处能相交缝合，所以上下表面控制曲线次数n的选取要满足nup≤ndown。
步骤S3中通过流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型，具体方法为：
步骤S31、用一个平行于锥轴线的平面和第一级激波面相交，获取一条前缘线，将前缘线离散为一定数量的点集；点集中的点个数n≥2；
步骤S32、从前缘线上的某一点出发在第一级锥形流场进行流线追踪，并与第二级激波面产生一个交点q1，通过求解锥形流获得交点q1的气流参数；
步骤S33、以交点q1为起点，以交点q1的气流参数作为初始条件进行流线追踪，得到流线与第三级激波面的交点q2，并通过求解锥形流获得交点q2的气流参数；
步骤S34、以交点q2为起点，以交点q2的气流参数作为初始条件进行流线追踪，获得在某一吻切面内三级锥形基本流场中的一条流线；
步骤S35、以前缘线上各个点为起点，重复步骤S31～S34，获得整个空间内各个吻切面中的流线，得到多级压缩乘波体构型。
步骤S5中CFD数值模拟方法，包括：
步骤S51、选择高分辨率通量函数为RoeMAS格式；
步骤S52、选择激波稳定方法采用MUSCL格式与高精度WENO格式混合；
步骤S53、选择非定常耦合传热仿真方法为径向基函数插值方法；
步骤S54、选择非定常时间推进方法为显式Runge-Kutta格式和隐式后差时间格式；
步骤S55、选择湍流模型采用两方程SST湍流模型；
步骤S56、选择控制方程采用三维可压缩雷诺平均N-S方程，具体为：
Figure BDA0003945088120000111
其中，
Figure BDA0003945088120000112
为守恒变量；/>
Figure BDA0003945088120000113
为三个方向的无粘矢通量；/>
Figure BDA0003945088120000114
为三个方向的粘性矢通量。
如图3、图4所示，步骤S7中采用极曲线方法获得入射激波的干扰类型和流场参数，具体方法为：
步骤S71、入射激波DS1和DS2分别使来流变为激波后状态，由斜激波关系式获得激波后状态的气流参数和入射激波DS1和DS2的极曲线；
步骤S72、通过极曲线交点位置判断入射激波干扰类型；若透射激波TS1和TS2的极曲线没有交点，则判断入射激波DS1和DS2的干扰类型为马赫反射，进入步骤S73；若透射激波TS1和TS2的极曲线有交点，则入射激波DS1和DS2干扰类型为规则反射结构，进入步骤S74；
步骤S73、马赫反射后的气流参数获取方法为：透射激波TS1和TS2后区域的气流参数分别为极曲线上入射激波DS1与透射激波TS1、入射激波DS2与透射激波TS2的交点对应的压力值；如图2所示。
步骤S74、规则反射后的气流参数获取方法为：透射激波TS1和TS2后的气流参数为极曲线上入射激波DS1与DS2、透射激波TS1和TS2的交点对应的压力值；如图1所示。
获取当地弓形激波的干扰类型和流场参数的方法为：采用超声速气流流经弯曲壁面计算方法获得弓形激波气流参数，以此获得弓形激波的极曲线，若弓形激波与透射激波的极曲线有交点，则判断干扰类型为异侧反射；若无交点，则判断干扰类型为同侧反射。
以入射激波DS1和DS2后的气流参数为起点，确定透射激波TS1和TS2的流场参数，公式为：
Figure BDA0003945088120000121
/>
Figure BDA0003945088120000122
Figure BDA0003945088120000123
其中，P2，Ma2分别为激波后压力、马赫数，P1，Ma1分别为激波前压力、马赫数；θ为气流偏转角，β为激波角；γ为气体常数。
步骤S6中采用流场控制重构方法，计算激波入射点压力梯度，具体方法为：
激波入射点处压力梯度，公式为：
Figure BDA0003945088120000131
其中，
Figure BDA0003945088120000132
为压力梯度，Main为理论激波前马赫数或膨胀波前马赫数，Pin为理论激波前静压；dθ/dx为膨胀角梯度，β为激波角；k为常数，取1.4，Δl为引入激波在附面层中的影响长度。
实施例1
本实施例提供的方法，具体步骤如下：
1)构造三道激波相交的锥形激波流场，通过斜激波关系式给出气流经斜激波折转的角度与斜激波前后的压比的关系；
2)流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型，导入造型软件，生成多级压缩乘波体模型；
3)将飞行马赫数、高度、攻角、大气密度等作为流动计算的输入条件，通过流场CFD数值模拟获得整体性能，包括总压恢复系数、进气道沿程压力、温度、马赫数、压力空间分布。
4)重复步骤(1)至(3)，直至达到要求的进气道气动性能；
5)采用适合的流场干预方式，调控入射激波与当地激波之间的拓扑位置关系，实现复杂背景环境下强激波、高逆压梯度的进气道流场重构；
6)对高马赫数进气道进行激波调控，选择内转式外形，对其进气道唇口与根部凹激波干扰区进行流场干预，调控入射激波与当地激波之间的拓扑位置关系。
本实施例解决了以下技术问题：
1、建立几何受限下的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计方法，在前体激波均未进入进气道内流道的前提下，有效提升进气道宽速域内的流量捕获能力及总压恢复系数；
2、基于二元三维曲面压缩前体/进气道典型设计方案，通过在局部关键位置增加激波调控措施解决局部干扰区跨域高马赫数进气道高逆压梯度波系控制问题，最终形成激波调控下跨域高马赫数进气道流场重构设计方法；流场设计结果如图3(a)和图3(b)所示。
3、基于激波调控下的跨域高马赫数进气道气动特性、流场控制及重构等方法开展风洞试验验证研究，建立高超声速内流道强波系干扰下的流场重构控制准则。
本发明涉及一种几何受限下的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计方法，通过分析和揭示进气道唇口反射激波形态与唇口后掠角度间的耦合流动机理，给出内流道强波系干扰控制下的流场结构变化规律及设计选取原则。在前体激波均未进入进气道内流道的前提下，可有效提升进气道宽速域内的流量捕获能力及总压恢复系数。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (14)

1.一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据飞行器设计条件和要求，基于前体/进气道二维型面设计方法，提出能够控制进气道型面的重要气动参数，对前体/进气道二维型面进行参数化设计，得到基础二维型面模型；
S2、基于基础二维型面模型，建立基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型；
S3、基于二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型，通过流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型；
S4、将多级压缩乘波体构型导入造型软件，生成多级压缩乘波体模型；
S5、采用流场CFD数值模拟方法获得所述多级压缩乘波体模型的气动特性；
S6、基于多级压缩乘波体模型，采用流场控制重构方法，计算激波入射点压力梯度；调整气动特性，直到所述激波入射点压力梯度满足要求，得到调控后的多级压缩乘波体模型；
S7、基于调控后的多级压缩乘波体模型，采用极曲线方法获得入射激波的干扰类型和流场参数，对激波进行调控，获得调控后的多级压缩乘波体模型的气动特性；判断所述气动特性是否达到要求值；若是，则退出；否则，进入步骤S6。
2.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述步骤S1中飞行器设计条件和要求，包括：飞行高度、飞行马赫数、捕获流量、流量系数、总收缩比和外压段总偏转角。
3.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述步骤S1中前体/进气道二维型面设计方法，具体为：
(1)基于飞行器前体/进气道几何构型，确定外压段型面参数；
(2)根据外压段型面参数，确定内收缩段进气道内通道进口面积；
(3)计算隔离段的高度和长度。
4.根据权利要求3所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述计算隔离段的高度和长度，具体为：
隔离段的高度等于喉道高度；
隔离段长度，公式为：
Figure FDA0003945088110000021
其中，x为隔离段长度，M1为喉道出口马赫数，
Figure FDA0003945088110000022
为动量雷诺数，D为喉道出口直径，θ1为喉道出口物面角，P为来流静压，P1为喉道出口压力。
5.根据权利要求3所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：隔离段长度为隔离段高度的6～10倍。
6.根据权利要求3所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述外压段型面参数，具体为：起始压缩角，中心体半径与基准流场半径比值，Rc/Ri无量纲中心径向距离，捕获型面宽高比，喉道截面的宽高比。
7.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述步骤S2中基于基础二维型面模型，建立基于流线追踪的二元高超声速三维曲面压缩前体/进气道设计模型，具体为：
确定几何控制变量；
基于基础二维型面模型，根据三波系外压段的三个角度和来流马赫数，得到流经三道外压激波后的二维构型无黏流场；
飞行器前体上表面采用平行来流无黏流场，飞行器下表面采用进气道二维构型无黏流场；
在进气道入口处垂直于流向的截面上选取不同的曲线进行流线追踪，生成若干不同的物理型面；
根据若干不同的物理型面，生成三维曲面压缩前体/进气道设计模型。
8.根据权利要求7所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述几何控制变量，包括前体宽度比，前体角度，前体下表面控制曲线次数ndown和前体上表面控制曲线次数nup；nup≤ndown。
9.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述步骤S3中通过流线追踪方法获得多级压缩乘波体构型，具体方法为：
步骤S31、用一个平行于锥轴线的平面和第一级激波面相交，获取一条前缘线，将所述前缘线离散为一定数量的点集；所述点集中的点个数n≥2；
步骤S32、从前缘线上的某一点出发在第一级锥形流场进行流线追踪，并与第二级激波面产生一个交点q1，通过求解锥形流获得交点q1的气流参数；
步骤S33、以所述交点q1为起点，以交点q1的气流参数作为初始条件进行流线追踪，得到流线与第三级激波面的交点q2，并通过求解锥形流获得交点q2的气流参数；
步骤S34、以所述交点q2为起点，以交点q2的气流参数作为初始条件进行流线追踪，获得在某一吻切面内三级锥形基本流场中的一条流线；
步骤S35、以前缘线上各个点为起点，重复步骤S31～S34，获得整个空间内各个吻切面中的流线，得到多级压缩乘波体构型。
10.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述步骤S5中CFD数值模拟方法，包括：
选择高分辨率通量函数为RoeMAS格式；
选择激波稳定方法采用MUSCL格式与高精度WENO格式混合；
选择非定常耦合传热仿真方法为径向基函数插值方法；
选择非定常时间推进方法为显式Runge-Kutta格式和隐式后差时间格式；
选择湍流模型采用两方程SST湍流模型；
选择控制方程采用三维可压缩雷诺平均N-S方程，具体为：
Figure FDA0003945088110000041
其中，
Figure FDA0003945088110000042
为守恒变量；/>
Figure FDA0003945088110000043
为三个方向的无粘矢通量；/>
Figure FDA0003945088110000044
为三个方向的粘性矢通量。
11.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于，所述步骤S7中采用极曲线方法获得入射激波的干扰类型和流场参数，具体方法为：
入射激波DS1和DS2分别使来流变为激波后状态，由斜激波关系式获得激波后状态的气流参数和入射激波DS1和DS2的极曲线；
通过极曲线交点位置判断入射激波干扰类型；
以入射激波DS1和DS2后的气流参数为起点，确定透射激波TS1和TS2的流场参数，公式为：
Figure FDA0003945088110000045
Figure FDA0003945088110000046
Figure FDA0003945088110000047
其中，P2，Ma2分别为激波后压力、马赫数，P1，Ma1分别为激波前压力、马赫数；θ为气流偏转角，β为激波角；γ为气体常数。
12.根据权利要求11所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述通过极曲线交点位置判断入射激波干扰类型，具体为：若透射激波TS1和TS2的极曲线没有交点，则判断入射激波DS1和DS2的干扰类型为马赫反射；若透射激波TS1和TS2的极曲线有交点，则入射激波DS1和DS2干扰类型为规则反射结构。
13.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述步骤S6中采用流场控制重构方法，计算激波入射点压力梯度，具体方法为：
激波入射点处压力梯度，公式为：
Figure FDA0003945088110000051
其中，
Figure FDA0003945088110000052
为压力梯度，Main为理论激波前马赫数或膨胀波前马赫数，Pin为理论激波前静压；dθ/dx为膨胀角梯度，β为激波角；k为常数，Δl为引入激波在附面层中的影响长度。
14.根据权利要求1所述的一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，其特征在于：所述多级压缩乘波体模型的气动特性，包括总压恢复系数、壁面压力、温度、马赫数和压力空间分布。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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