一种基于两区流场的高超声速前体设计方法技术

本发明专利技术公开一种基于两区流场的高超声速前体设计方法及装置，该方法包括：由来流条件和直激波型线求解直激波依赖域流场；由流量捕获要求和来流条件确定位于流线起点；根据依赖域出口型线和给定膨胀波控制因子获得膨胀域流场，从流线起始点在两区流场中流线追踪，以追踪流线与已知唇口间的距离为目标对膨胀波控制因子优化，达到设定目标时停止迭代；由优化膨胀波控制因子获得膨胀域流场壁面线；以生成的壁面线为母线，以经过直激波起点的水平轴为旋转轴按照给定中心角旋转获得进气道前体型面。解决现有技术中前体与进气道分开设计使得后期反复调整时流量捕获设计复杂等问题，提供一体化设计方法实现流量捕获精准控制并降低设计复杂程度。

【技术实现步骤摘要】
一种基于两区流场的高超声速前体设计方法
本专利技术涉及轴对称高超声速飞行器
，具体是一种基于两区流场的高超声速前体设计方法。
技术介绍
轴对称高超声速飞行器进气道的作用在于捕获一定量的气流，并对其进行减速增压，然后将气流输送到燃烧室中进行燃烧。由于来流速度高，高超声速前体需要承担一部分对气流压缩的作用。同时由于设备装载的需要，飞行器前体往往需要较大的空间，因此在飞行器总体布局中常常将进气道布置在腹部。这种进气系统方案下，由于前体较长，带来进气道流量控制、边界层问题、进气道起动等问题，设计难度显著增大。目前的方法为进气系统的正向设计，即先设计飞行器前体形状，然后再在前体流场中布置满足流量要求的进气道入口，然后根据流量捕获要求设计唇口形状，从而捕获特定量的气流，完成初步设计。具有如下缺陷：首先，对于工程设计任务而言，还需要和其他系统协调，不断调整前体形状及进气口形状等，使得飞行器设计任务封闭。其次，这种做法将飞行器前体和进气道设计分开设计，一方面不满足高超声速飞行器一体化设计的要求；再次，唇口大小和形状的设计不本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于两区流场的高超声速前体设计方法，其特征在于，包括以下步骤：/n根据来流条件和已知直激波型线AB获得直激波依赖域流场流向切面壁面线AC；/n根据流量捕获要求和来流条件确定位于直激波上的流线起始点；/n根据直激波依赖域出口型线和给定的膨胀波控制因子，采用特征线法获得膨胀域流场流向切面壁面线；/n采用流线追踪方法，从直激波上的流线起始点在得到的直激波依赖域流场和膨胀域流场中进行流线追踪，以得到的追踪流线与已知唇口点之间的距离为优化目标进行迭代对膨胀波控制因子优化，在所述距离达到设定目标时停止迭代；获得最终优化的膨胀波控制因子；/n由最终优化的膨胀波控制因子获得的膨胀域流场流向切面壁面线；...

【技术特征摘要】
1.一种基于两区流场的高超声速前体设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据来流条件和已知直激波型线AB获得直激波依赖域流场流向切面壁面线AC；
根据流量捕获要求和来流条件确定位于直激波上的流线起始点；
根据直激波依赖域出口型线和给定的膨胀波控制因子，采用特征线法获得膨胀域流场流向切面壁面线；
采用流线追踪方法，从直激波上的流线起始点在得到的直激波依赖域流场和膨胀域流场中进行流线追踪，以得到的追踪流线与已知唇口点之间的距离为优化目标进行迭代对膨胀波控制因子优化，在所述距离达到设定目标时停止迭代；获得最终优化的膨胀波控制因子；
由最终优化的膨胀波控制因子获得的膨胀域流场流向切面壁面线；
以生成的直激波依赖域流场流向切面壁面线和膨胀域流场流向切面壁面线为母线，以经过直激波起点的水平轴为旋转轴按照给定中心角旋转获得进气道前体型面。


2.如权利要求1所述的基于两区流场的高超声速前体设计方法，其特征在于，所述获得膨胀域流场流向切面壁面线的步骤包括：
根据给定膨胀波控制因子确定E点，对直激波依赖域流场在流向切面上的壁面线终止点C与E点之间的直线连线进行离散，获得若干离散点；
对直激波依赖域流场的出口型线进行离散，获得各离散点位置及各离散点的流动参数；
通过二分法预定膨胀域流场流向切面壁面线上一壁面点压力值；
根据预定压力值和基于特征线法中基于压力的特征线壁面点求解方法获得该壁面点的位置坐标和流动参数；
所述离散点中以靠近依赖域流场壁面线结束点的方向为上游点，以远离所述依赖域流场壁面线结束点的方向为下游点，基于特征线法中根据上游相邻点求解下游内部点方法，获得从该壁面点发出的马赫线上的点的位置坐标及流动参数；
在从该壁面点发出的马赫线的末端点与该壁面点位置坐标及经过该壁面点发出的马赫线反向延长线的末端点的相对位置关系满足收敛条件时，结束上述迭代运算，并将最后一轮预定的压力值作为合格的压力值；其中经过上述壁面点马赫线反向延长线的末端点为线段CE上与该壁面点预定的压力值对应的离散点；
根据合格的压力值及基于特征线法中基于压力的特征线壁面点求解方法获得该壁面点的位置坐标和流动参数；
通过空间步进，获得膨胀域流场内所有壁面点和内部点的位置坐标和流动参数，获得膨胀域流场流向切面壁面线。


3.如权利要求2所述的基于两区流场的高超声速前体设计方法，其特征在于，所述通过二分法预定膨胀域一壁面点压力值的步骤包括：
选择取值为点H0对应上游壁面点C的压力值；的取值由下式(1)确定：



Pa为给定值，其值的大小与马赫波初始线C-G1的斜率和离散精度有关；取值范围在1×10～1×103量级之间；
由此，通过式(2)初次确定待求解的壁面点H0的压力值：



给定待求解的壁面点H0静压的取值区间其中为点H0压力取值的下界，为点H0压力取值的上界，参数右上角标的数字代表二分法迭代的次数，初始条件中二分法的迭代次数为0。


4.如权利要求3所述的基于两区流场的高超声速前体设计方法，其特征在于，该壁面点H0的上游壁面点C，与上游壁面点C相邻的内部点G1；所述根据预定压力值和基于特征线法中基于压力的特征线壁面点求解方法获得该壁面点的位置坐标和流动参数的步骤包括：
对壁面点H0位置坐标和流动参数进行预估的步骤，具体包括：
由内部点G1发出的右行特征线G1-H0和上游壁面点C发出流线C-H0相交，交点为下游壁面点H0；点H0的位置坐标由式(3)求解得到；






式(3)中，下标n代表该参数为待求解的下游壁面点，在式中代表点H0的参数；下标m1代表该参数为上游相邻内部点，在式中代表点G1的参数；下标m0代表该参数为上游壁面点，在式中代表C的参数；式(3)中θ为该点的流动方向角，μ为该点的马赫角，式(3)中流动方向角μm1可通过式(4)中给定该点的速度V和静温T求得；
将式(2)中得到的点H0的压力值代入方程(5)、(6)，求得点H0的速度和密度，式(5)、(6)中下标m0的参数代表该参数为上游壁面点的参数，在式中代表点C的参数，下标n的参数代表待求点的参数，在式中代表H0的参数；am0为C点的当地声速，可通过式(4)求解得到；
pn-pm0＝(am0)2(ρn-ρm0)(5)
ρm0Vm0(Vn-Vm0)+pn-pm0＝0(6)
再通过求解式(7)，得到点H0的流动方向角θH0：



至此完成对壁面点H0位置坐标和流动参数的预估；
对壁面点H0位置坐标和流动参数进行校正的步骤，具体包括：
以代替式(3)中右边部分得到式(8)，代入计算，即：



得到校正后的点H0的位置坐标；
将式(7)中的差分因子以外的量用平均值代替，得到式(9)并计算，得到H0的速度、密度和流动方向角：



重复上述校正过程，当迭代至满足式(10)时认为计算收敛，停止计算，输出校正后得到的壁面点H0位置坐标和流动参数，至此，完成对壁面点H0的求解；式(9)中εb为给定值，取值范围设置为10-4～10-3；
|Vn-Vn-1|≤εb(10)
式(10)中参数的上标代...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵星宇，徐尚成，王翼，范晓樯，苏丹，周芸帆，闫郭伟，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43