一种基于二维弯曲特征线理论的强干扰区型面设计方法技术

本发明专利技术发展基于二维弯曲特征线理论的强干扰区型面设计方法，包括：步骤(1)，获取预设激波形状；步骤(2)，获取流场数据i；步骤(3)，根据预设激波形状和流场数据i，确定壁面形状i；步骤(4)，根据壁面形状i执行流场仿真，得到流场数据i+1；步骤(5)，根据流场数据i+1和壁面形状i对应的流场参数，判断仿真激波形状i和预设激波形状的相似度是否达到要求；步骤(6)，如果达到要求，输出壁面形状i，如果未达到要求，则i＝i+1，并重新执行步骤(2)～(6)。由此填补我国在激波强干扰区飞行器外形反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。波干扰气动热环境分析提供支持。波干扰气动热环境分析提供支持。

【技术实现步骤摘要】
一种基于二维弯曲特征线理论的强干扰区型面设计方法


[0001]本申请涉及组合动力飞行器的
，特别是一种基于二维弯曲特征线理论的强干扰区型面设计方法。

技术介绍

[0002]高超声速内外流一体飞行器进气道唇口前缘在对称面内具有准二维特性，在工程应用前期一般将对称面内的流场的求解视为二维问题进行，流场三维效应带来的影响仅在边界条件中考虑。为使飞行器进气系统在预定飞行条件正常工作，需对唇口强干扰区型面进行设计，在满足工作条件的前提下尽可能减弱(理想情况下无激波干扰)激波干扰特征，以达到降低壁面热流的效果。
[0003]国内外激波干扰型面设计方法目前主要以Oswatitsch配波理论和等熵压缩理论为基础，通过斜激波特征线交替推进求解激波后流场，反复迭代最终设计出壁面中心线型面。该方法常用于传统二元进气道设计，但考虑到高超声速飞行器进气道外形多为弯曲型面，激波形式为弯曲压缩激波，因此需研究新的干扰区型面设计方法。同时Oswatitsch配波理论使用范围有限，在高超声速条件下原有公式也不再适用。

技术实现思路
/>[0004]本申本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种壁面设计方法，其特征在于，包括：步骤(1)，获取预设激波形状；步骤(2)，获取流场数据i；步骤(3)，根据所述预设激波形状和所述流场数据i，确定壁面形状i，所述壁面形状if
W,i
()满足：y
W,i
＝f
W,i
(x
W,i
),0≤x
W,i
≤L，x
W,i
为壁面x坐标，y
W,i
为壁面y坐标，y
st0,i
为流线起点y坐标，M
x,i
为截面x的马赫数，q
∞
为标准热流，q
x,i
为截面x的热流，μ为截面x的马赫角，θ
x,i
为截面x的气流流动角度；步骤(4)，根据所述壁面形状i执行流场仿真，得到流场数据i+1；步骤(5)，根据所述流场数据i+1和所述壁面形状i对应的流场参数，判断仿真激波形状i和所述预设激波形状的相似度是否达到要求；步骤(6)，如果达到要求，输出所述壁面形状i，如果未达到要求，则i＝i+1，并重新执行步骤(2)～(6)。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设激波形状用于指示以下至少一项：压缩面气动参数分布、出口参数分布和弯曲激波形态。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述流场数据i包括以下至少一项：激波前后参数、壁面参数、出口参数、流场内流线数据。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，针对同侧斜激波1与斜激波2相交的情况，所述流线数据i满足：分立膨胀波转折角其中，M表示马赫数，p表示压力，k为气体比热比，下标BC表示来流经过转折角δ
BC
＝δ
B
+δ
C
的区域，B区域为所述斜激波1和所述斜激波2之间的区域，B区域位于所述斜激波2的上游，C区域为所述斜激波2的下游区域。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述壁面形状i还f
W,i
()满足：δ
W,i
表示壁面处的转折角。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述壁面形状i为超声速弯曲前缘段和亚声速根部区域的壁面形状，所述超声速弯曲前缘段和所述亚声速根部区域通过弯曲激波形态和壁面热流确定。7.根据权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：张旭辉，姚冉，王兆伟，杨旸，费王华，尹戈玲，秦云鹏，雷建长，张永，黄育秋，赵大海，崔智亮，周添，罗健，牛翊潼，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：