一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法技术

本发明专利技术提供一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，包括：采用超声速面元法对飞机流场进行求解，得到声爆信号监测位置线的压力系数分布；利用变换公式压力系数分布，变换为声爆信号监测位置线的线化超压信号分布；利用平面非线性波特征线修正方程，对线化超压信号分布进行非线性修正，得到带有多值点的扭曲超压信号分布；利用面积平衡原则与势函数方法，在扭曲超压信号分布中确定激波位置，根据激波位置对扭曲超压信号分布进行修正，得到声爆信号分布。该方法避免了飞机“体积分布”与“升力分布”两个等效截面积分布的求解，且考虑了激波传播过程中的非线性效应，能够对任意复杂外形超声速民机进行全周向角的近场声爆快速预测。速预测。速预测。

【技术实现步骤摘要】
一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法


[0001]本专利技术属于空气动力学
，具体涉及一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法。

技术介绍

[0002]更快的旅行速度是人类永恒的追求。相较传统高亚声速民机，超声速民机的飞行速度可达现有民机的2倍或以上，能成倍缩短空中飞行时间，大幅提高旅行效率。超声速民机在民航运输领域起到类似于公路系统中“高速公路”、铁路系统中“高铁”的作用，已经成为下一代和未来民机发展的主要方向之一，是航空科技领域新的战略制高点。发展超声速民机对人类社会科学发展、技术进步和产业创新具有重要的引领和推动作用。然而，超声速民机在超声速飞行时产生的激波、膨胀波系经大气传播到地面会形成声爆。声爆具有压力脉动强、上升时间短、影响区域广的特点，严重影响地面的正常生产生活。因此，声爆是制约其发展的首要瓶颈问题。以曾经投入过商业运营的“协和”号超声速民机为例，其巡航时地面声爆高达108PLdB，被严禁在陆地上空进行超声速飞行，这也是其商业运营失败的重大原因之一。最终，“协和”号退出了历史的舞台。
[0003]解决声爆问题，首先要突破声爆预测这一核心关键技术。目前，工程上最为实用的声爆预测方法为“近场预测”与“远场传播”相结合的方法。首先求出飞行器几倍体长处的近场信号，而后通过远场传播方程传播到地面。而其中近场声爆预测又分为基于CFD的高可信度预测方法与基于线化理论的快速预测方法。利用CFD对近场声爆进行数值模拟需要千万级甚至亿级的网格量，计算量十分巨大，这严重影响设计效率。而快速预测方法由于可以在很短时间内评估大量构型，因此对于低声爆超声速民机的概念设计有着重要意义。近场声爆快速预测方法是基于线化理论建立起来的，其中主要有两种方法求解超声速线化小扰动速度势方程。一种是通过理论解析求解，将飞行器体积和升力对空气的扰动等效为一个当量旋成体的扰动，并利用一些基本流动的解析解来构建F函数来表征飞行器的扰动特性，再考虑非线性平面波修正公式对平行的特征线进行修正，这样计算出的空间压力信号具有二阶精度。但是该方法需要计算飞行器的体积与升力等效截面积分布及其二阶导数，计算过程比较繁琐。另一种是通过面元法数值求解，直接获得空间中的压力信号。虽然该方法避免了等效截面积的求解，但是无法考虑激波传播过程中的非线性效应。
[0004]此外，由于近年来对于声爆认识的加深，已有研究发现只进行单个周向角的低声爆设计容易导致其他方向声爆性能恶化。因此，为了保证飞行过程中整个声爆毯内都有较低的声爆水平，对超声速民机的设计开始不再仅仅局限只考虑航迹正下方(under
‑
track)的声爆特性，还需考虑航迹侧向(off
‑
track)声爆的全周向角设计。这就要求快速预测需要在全周向角的预测上面都具有一定的精度。而传统的基于线化理论的近场声爆预测方法在侧向由于进行了更多的假设，预测精度下降。因此，现有技术中迫切需要一种快速的、可以预测全周向角的近场声爆预测方法，且预测精度满足概念设计的要求，从而为概念设计阶段的全声爆毯低声爆设计提供支撑。

技术实现思路

[0005]针对现有技术存在的缺陷，本专利技术提供一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，可有效解决上述问题，为开展全声爆毯低声爆设计提供预测手段。
[0006]本专利技术采用的技术方案如下：
[0007]本专利技术提供一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，包括以下步骤：
[0008]步骤1，获取待预测全周向角近场声爆的飞机几何外形，根据所述飞机几何外形确定飞机物面；获取飞机的飞行状态参数；确定需要进行近场声爆快速预测的声爆信号监测位置线；所述声爆信号监测位置线通过全周向角中的指定周向角θ0、与飞机的距离r0以及声爆信号监测位置线长度l0三个参数确定；
[0009]步骤2，根据所述飞机物面设置相应的边界条件；
[0010]步骤3，在所述边界条件的约束下，以所述飞行状态参数作为输入，采用超声速面元法对飞机流场进行求解，得到声爆信号监测位置线的压力系数分布；
[0011]步骤4，利用变换公式将声爆信号监测位置线的压力系数分布，变换为声爆信号监测位置线的线化超压信号分布；
[0012]步骤5，利用平面非线性波特征线修正方程，对声爆信号监测位置线的线化超压信号分布进行非线性修正，得到带有多值点的扭曲超压信号分布；
[0013]步骤6，利用面积平衡原则与势函数方法，在所述扭曲超压信号分布中确定激波位置，根据激波位置对所述扭曲超压信号分布进行修正，得到修正后的扭曲超压信号分布，即为在声爆信号监测位置线预测得到的声爆信号分布。
[0014]优选的，步骤1中，所述声爆信号监测位置线为：
[0015]以飞机机头为坐标原点o，机身轴线为x轴，垂直于x轴指向空间的轴系为r轴，r轴与机身正下方对称面所成夹角即为周向角θ；
[0016]在周向角θ指定为指定周向角θ0，与飞机的距离指定为距离r0时，在空间中确定的位置点表示为A(x0,r0,θ0)；其中，x0为位置点的x坐标；
[0017]以位置点A(x0,r0,θ0)为起始点，平行于x轴并指向x正方向作一条长度为l0的线段，该线段即为声爆信号监测位置线。
[0018]优选的，所述飞行状态参数包括：自由来流马赫数M
∞
、自由来流速度矢量飞行高度处的自由来流动压q
∞
、巡航高度自由来流的大气压强p
∞
、空气的比热比和当地马赫数Ma。
[0019]优选的，步骤3具体为：
[0020]步骤3.1，将声爆信号监测位置线等距离取m个监测点，则m个监测点中的第k个监测点的坐标为(x
k
,r0,θ0)，其中，k＝1,2,3,
…
,m；
[0021]步骤3.2，采用以下方法，得到第k个监测点(x
k
,r0,θ0)的压力系数C
p
(x
k
,r0,θ0)：
[0022]步骤3.2.1，以飞机机头为坐标原点o，机身轴线为x轴，机身对称面上过原点o且垂直于x轴并指向机身正上方的轴线为z轴，垂直于xoz平面并且过o点的轴线为y轴，建立xyz坐标系；
[0023]步骤3.2.2，将第k个监测点的坐标(x
k
,r0,θ0)转换到xyz坐标系，由此得到第k个监测点在xyz坐标系中的直角坐标为(x
k
,y0,z0)；
[0024]步骤3.2.3，构建公式(1)所示的xyz坐标系中的压力系数C
P
(x,y,z)的通用表达
式：
[0025][0026]其中：
[0027]u(x,y,z)代表xyz坐标系中扰动速度沿x方向的通用表达式；
[0028]v(x,y,z)代表xyz坐标系中扰动速度沿y方向的通用表达式；
[0029]代表xyz坐标系中扰动速度沿z方向的通用表达式；
[0030]M本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，获取待预测全周向角近场声爆的飞机几何外形，根据所述飞机几何外形确定飞机物面；获取飞机的飞行状态参数；确定需要进行近场声爆快速预测的声爆信号监测位置线；所述声爆信号监测位置线通过全周向角中的指定周向角θ0、与飞机的距离r0以及声爆信号监测位置线长度l0三个参数确定；步骤2，根据所述飞机物面设置相应的边界条件；步骤3，在所述边界条件的约束下，以所述飞行状态参数作为输入，采用超声速面元法对飞机流场进行求解，得到声爆信号监测位置线的压力系数分布；步骤4，利用变换公式将声爆信号监测位置线的压力系数分布，变换为声爆信号监测位置线的线化超压信号分布；步骤5，利用平面非线性波特征线修正方程，对声爆信号监测位置线的线化超压信号分布进行非线性修正，得到带有多值点的扭曲超压信号分布；步骤6，利用面积平衡原则与势函数方法，在所述扭曲超压信号分布中确定激波位置，根据激波位置对所述扭曲超压信号分布进行修正，得到修正后的扭曲超压信号分布，即为在声爆信号监测位置线预测得到的声爆信号分布。2.根据权利要求1所述的一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，其特征在于，步骤1中，所述声爆信号监测位置线为：以飞机机头为坐标原点o，机身轴线为x轴，垂直于x轴指向空间的轴系为r轴，r轴与机身正下方对称面所成夹角即为周向角θ；在周向角θ指定为指定周向角θ0，与飞机的距离指定为距离r0时，在空间中确定的位置点表示为A(x0,r0,θ0)；其中，x0为位置点的x坐标；以位置点A(x0,r0,θ0)为起始点，平行于x轴并指向x正方向作一条长度为l0的线段，该线段即为声爆信号监测位置线。3.根据权利要求1所述的一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，其特征在于，所述飞行状态参数包括：自由来流马赫数M
∞
、自由来流速度矢量飞行高度处的自由来流动压q
∞
、巡航高度自由来流的大气压强p
∞
、空气的比热比和当地马赫数Ma。4.根据权利要求1所述的一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，其特征在于，步骤3具体为：步骤3.1，将声爆信号监测位置线等距离取m个监测点，则m个监测点中的第k个监测点的坐标为(x
k
,r0,θ0)，其中，k＝1,2,3,
…
,m；步骤3.2，采用以下方法，得到第k个监测点(x
k
,r0,θ0)的压力系数C
p
(x
k
,r0,θ0)：步骤3.2.1，以飞机机头为坐标原点o，机身轴线为x轴，机身对称面上过原点o且垂直于x轴并指向机身正上方的轴线为z轴，垂直于xoz平面并且过o点的轴线为y轴，建立xyz坐标系；步骤3.2.2，将第k个监测点的坐标(x
k
,r0,θ0)转换到xyz坐标系，由此得到第k个监测点在xyz坐标系中的直角坐标为(x
k
,y0,z0)；步骤3.2.3，构建公式(1)所示的xyz坐标系中的压力系数C
P
(x,y,z)的通用表达式：
其中：u(x,y,z)代表xyz坐标系中扰动速度沿x方向的通用表达式；v(x,y,z)代表xyz坐标系中扰动速度沿y方向的通用表达式；代表xyz坐标系中扰动速度沿z方向的通用表达式；M
∞
为自由来流马赫数；步骤3.2.4，将第k个监测点的坐标(x
k
,y0,z0)代入公式(1)，得到第k个监测点的压力系数C
P
(x
k
,y0,z0)，由于C
P
(x
k
,y0,z0)＝C
p
(x
k
,r0,θ0)，因此得到第k个监测点(x
k
,r0,θ0)的压力系数C
p
(x
k
,r0,θ0)；步骤3.3，采用步骤3.2的方法，得到m个监测点中每个监测点的压力系数，形成声爆信号监测位置线的压力系数分布。5.根据权利要求4所述的一种超声速民机全周向角近场声爆快速预测方法，其特征在于，步骤3.2.3中，公式(1)采用以下方法得到：步骤3.2.3.1，将所述飞机物面结构化为n个网格，分别表示为：第1个网格，第2个网格,
…
,第n个网格，各网格的坐标分别为：(x1,y1,z1)，(x2,y2,z2),...,(x
n
,y
n
,z
n
)；步骤3.2.3.2，在每个网格均布置强度未知的流动基本解；其中，强度未知的流动基本解包括强度未知的点源和强度未知的偶极子；步骤3.2.3.3，确定每个网格布置的点源强度，方法为：对于任意的第i个网格(x
i
,y
i
,z
i
)，i＝1,2,...,n，采用公式(2)确定其点源强度σ(x
i
,y
i
,z
i
)：其中：为自由来流速度矢量；为第i个网格(x
i
,y
i
,z
i
)的单位法向量；步骤3.2.3.4，确定每个网格布置的偶极子强度，方法为：1)对于n个网格，当选择第1个网格为诱导点时，其他n
‑
1个网格的偶...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈晴，韩忠华，丁玉临，乔建领，张科施，宋科，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：