[發明專利]非均勻來流下高超聲速飛行器三維曲面激波反設計方法

在審

• 申請號: 202010210844.4
• 申請日: 2020-03-24
• 公開（公告）號: CN111553119A
• 公開（公告）日: 2020-08-18
• 發明（設計）人: 金志光;周航
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/28
• 分類號: G06F30/28;G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 張婷婷

本發明公開了一種非均勻來流條件下的三維曲面激波反設計方法，將其命名為微元密切軸對稱流場求解方法，所述方法沿目標激波面的周向和流向構建一系列微元密切面，在每個微元面內進行三維向二維流動的等效轉換，然后將局部各微元面內的二維求解結果返回至三維空間，最終實現任意非均勻來流條件下的三維曲面激波反設計。本發明為飛行器前體、進氣道及二者的氣動一體化設計提供了全新的解決思路，在吸氣式高超聲速推進領域具有重要應用前景。

技術領域

本發明屬于高超聲速飛行器設計技術領域，具體涉及一種非均勻來流下高超聲速飛行器三維曲面激波反設計方法。

背景技術

在過去的幾十年間，高超聲速技術取得了極大發展，并不斷推動著高超聲速飛行器的相關研究與研制工作，高超聲速飛行器前體、進氣道及二者的氣動一體化設計是其中的重要研究方向。

乘波理論因其顯著的高升阻比和高效預壓縮特性，長期以來被公認是高超聲速飛行器設計領域的一種理想概念。乘波理論中，前緣激波與飛行器邊緣在精心設計下能夠完美貼合，飛行器猶如“乘坐”在激波面之上，故而得名。在利用乘波概念進行高超聲速飛行器前體、進氣道設計時，首先需要進行無粘基準流場構建，其中關鍵在于對前緣激波的設計和控制，然后從激波面上選定的前緣線進行流線追蹤，即可得到具備乘波特性的氣動壓縮面。

在乘波設計理念的指導下，很自然地逐漸發展形成了兩種設計思路：(1)給定激波生成體，通過數值計算得到激波面和波后流場；(2)給定激波形狀，通過求解反問題得到壓縮面和波后流場。兩種思路均能得到滿足要求的基準流場，但各有長短。

第一種思路在設計時能夠得到更多復雜構型下的超聲速基準流場，無需拘泥于采用二維平面激波、二維軸對稱激波等簡單幾何形狀，但其生成的激波可控性較差。第二種思路作為一種反向設計，能夠對所乘激波形狀進行精細控制，但實現難度較大，尤其是三維空間中，到目前為止僅在某些特殊約束下(如激波形狀為三維密切軸對稱曲面，來流條件為均勻水平氣流等)實現了對曲面激波反問題的求解，更多一般意義上的三維曲面激波反設計問題仍處于初步的探索階段，造成高超聲速飛行器前體與進氣道的氣動一體化設計靈活性受限。

發明內容

發明目的：為了克服現有技術中存在的不足，本發明提供一種非均勻來流下高超聲速飛行器三維曲面激波反設計方法，方便高超聲速飛行器前體與進氣道在流向布局下的氣動一體化設計。

技術方案：為實現上述目的，本發明采用的技術方案為：

一種用于求解非均勻來流下三維曲面激波反問題的微元密切軸對稱方法，所述方法沿目標激波面(即三維激波曲面)的周向和流向構建一系列微元密切面，在每個微元密切面內進行三維向二維流動的等效轉換，然后將局部各微元密切面內的二維求解結果返回至三維空間，最終實現任意非均勻來流條件下的三維曲面激波反設計。

所述沿目標激波面周向和流向構建一系列微元密切面的方法為：在整個三維激波曲面周向和流向的每一個離散點上，將波前和波后速度方向確定的微元密切面作為該激波點附近的微元密切面。

所述在每個微元面內進行三維向二維流動等效轉換的方法為：首先計算周向相鄰兩個微元密切平面的交線，以此交線為對稱軸，將該微元密切面內的流動等效為繞該微元對稱軸的軸對稱二維流動；然后運用本領域的成熟技術二維特征線法，沿流向各微元密切面依次求解，得到微元密切平面內的激波波后二維流場和激波依賴區二維壁面。

所述將局部各微元面內的二維求解結果返回值三維空間的方法為：將每個微元密切平面內的激波波后二維流場和激波依賴區二維壁面按照各微元密切面與原三維空間的位置關系進行疊加變換，最終形成空間中三維曲面激波的波后流場與激波依賴區壁面。

具體步驟包括以下流程：

(1)根據Rankine-Hugoniot方程，由非均勻來流條件和三維曲面激波形狀計算激波波后參數；