给定下游边界的超声速流场逆向求解方法

推进技术 ›› 2016, Vol. 37 ›› Issue (4): 624-631.

给定下游边界的超声速流场逆向求解方法

韩伟强,朱呈祥,尤延铖,李怡庆

厦门大学航空航天学院，福建厦门 361005,厦门大学航空航天学院，福建厦门 361005,厦门大学航空航天学院，福建厦门 361005,厦门大学航空航天学院，福建厦门 361005

发布日期:2021-08-15
作者简介:韩伟强，男，硕士生，研究领域为高超声速进气道设计。E-mail: weiqiang.hann@qq.com 通讯作者:尤延铖，男，博士，教授，研究领域为高超声速推进系统设计。
基金资助:
国家自然科学基金(51276151,91441128)；国防基础科研(B1420133058)；中央高校基本科研业务费

An Inverse Method for Supersonic Flowfield with Given Downstream Boundary

School of Aerospace Engineering，Xiamen University，Xiamen 361005，China,School of Aerospace Engineering，Xiamen University，Xiamen 361005，China,School of Aerospace Engineering，Xiamen University，Xiamen 361005，China and School of Aerospace Engineering，Xiamen University，Xiamen 361005，China

Published:2021-08-15

摘要/Abstract

摘要： 为了实现超声速流场出口参数的可控设计，借鉴特征线方法在古尔赛特与柯西问题两类边值条件中的应用，提出了一种根据下游边界条件求解其依赖域的逆柯西问题求解方法，并在此基础上发展了一种均匀来流条件下的超声速流场逆向求解方法。对轴对称内收缩流场、二维平面流场、轴对称外锥流场三个典型算例校核表明，逆向求解方法得到的计算结果与正向特征线方法一致，由此验证了该逆向求解方法的可行性，并有效拓展了超声速流场的设计思路。

关键词: 特征线法；超声速流场；下游边界；逆向求解

Abstract: For the controllable design of exit parameters in supersonic flowfield，a new method of solving the inverse Cauchy problem，referring to the Method of Characteristics applied in the Goursat and Cauchy problems，is proposed to calculate the domain of dependence according to known downstream condition. On this basis，an inverse method for supersonic flowfield with the uniform flow condition is further developed. The validation of three typical cases (axisymmetric internal compression flowfield，two-dimensional planar flowfield and external conical flowfield) shows that results obtained by the inverse method agree well with those obtained by forward MOC，which verifies the feasibility of the inverse method and expands the thought of supersonic flowfield design effectively.

Key words: Method of characteristics；Supersonic flowfield；Downstream boundary condition；Inverse method

韩伟强,朱呈祥,尤延铖,李怡庆. 给定下游边界的超声速流场逆向求解方法[J]. 推进技术, 2016, 37(4): 624-631.

HAN Wei-qiang,ZHU Cheng-xiang,YOU Yan-cheng,LI Yi-qing. An Inverse Method for Supersonic Flowfield with Given Downstream Boundary[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(4): 624-631.

参考文献

[1] 卫锋, 贺旭照, 贺元元, 等. 三维内转式进气道双激波基准流场的设计方法[J]. 推进技术, 2015, 36(3): 358-364. (WEI Feng, HE Xu-zhao, HE Yuan-yuan, et al. Design Method of Dual-Shock Wave Basic Flow-Field for Inward Turning Inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(3): 358-364.)
[2] Sobieczky H, Dougherty F C, Jones K. Hypersonic Waverider Design from Given Shock Wave[C]. USA: First International Waverider Symposium, 1990.
[3] Eggers T, Sobieczky H, Center K B. Design of Advanced Waveriders with High Aerodynamic Efficiency[R]. AIAA 93-5141.
[4] Sobieczky H, Zores B, Wang Z, et al. High Flow Speed Design Using the Theory of Oculating Cones and Axisymmetric Flows[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 1999, 12(1): 1-7.
[5] Qian Y J, Zhao H S. Characteristic Calculation of a Supersonic Axisymmetric Inlet with Three Stages Compression[R]. Technical Report of BIAA BH-F110.
[6] 高文智, 李祝飞, 杨基明, 等. 一种用于前缘钝化高超声速进气道设计评估的CFD/特征线组合方法及其应用[J]. 推进技术, 2013, 34(12): 1585-1592. (GAO Wen-zhi, LI Zhu-fei, YANG Ji-ming, et al. A Combined CFD/Characteristic Method for Design and Performance Prediciton of Hypersonic Inlet with Leading Edge Bluntness[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(12): 1585-1592.)
[7] 南向军, 张堃元, 金志光, 等. 矩形转圆形高超声速内收缩进气道数值及试验研究[J]. 航空学报, 2011, 32(6): 988-996.
[8] 戴梧叶, 刘宇. 特征线法在塞式喷管中的应用[J]. 航空动力学报, 2000, 15(4): 371-374.
[9] 卢鑫, 岳连捷, 肖雅彬, 等. 超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计[J]. 推进技术, 2011, 32(1): 91-96. (LU Xin, YUE Lian-jie, XIAO Ya-bin, et al. Design of Scramjet Nozzle Based on Streamline Tracing Technique[J]. Journal of Propulsion Technology, 2011, 32(1): 91-96.)
[10] 赵一龙, 赵玉新, 王振国. 等. 超声速型面可控喷管设计方法[J]. 国防科技大学学报, 2012, 34(5): 1-4.
[11] Anderson Bernbard H. Design of Supersonic Inlets by a Computer Program Incorporating the Method of Characteristics[R]. NASA TN D-4960.
[12] 尤延铖, 梁德旺. 内乘波式进气道内收缩基本流场研究[J]. 航空动力学报, 2008, 26(2): 203-207.
[13] 南向军, 张堃元, 金志光, 等. 压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计[J]. 航空动力学报, 2011, 26(3): 518-523.
[14] 李永洲, 张堃元, 南向军. 基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计[J]. 航空动力学报, 2012, 27(11): 2484-2491.
[15] 方兴军. 控制出口速度分布的超声速内流通道反设计[D]. 南京:南京航空航天大学, 2012.
[16] 郭善广, 王振国, 赵玉新, 等. 高超声速二元进气道前体曲线激波逆向设计[J]. 航空学报, 2014, 35(5): 1246-1256.
[17] 张林, 张堃元, 王磊, 等. 基于壁面马赫数梯度的高超声速弯曲激波二维进气道数值研究[J]. 航空动力学报, 2013, 28(4): 752-758.
[18] 王磊, 张堃元, 向有志. 等高超声速二元弯曲激波压缩面反设计方法的参数化研究[J]. 南京航空航天大学学报, 2013, 45(4): 441-446.
[19] Daniel E F Barkmeyer, Starkey R P, Lewis M J. Inverse Waverider Design for Inward Turning Inlets[R]. AIAA 2005-3915.
[20] Matthews A J, Jones T V. Design and Test of a Modular Waverider Hypersonic Intake[R]. AIAA 2005-3379.
[21] 李永洲, 张堃元, 南向军, 等. 类水滴进口高超声速内收缩进气道设计及数值研究[J]. 航空动力学报, 2012, 27(6): 1355-1361.
[22] 朱伟. 基于马赫数分布规律的高超矩形转圆内转式进气道设计研究[D]. 南京:南京航空航天大学, 2012.
[23] 贺旭照, 周正, 倪鸿礼. 密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析[J]. 推进技术, 2012, 33(4): 510-515. (HE Xu-zhao, ZHOU Zheng, NI Hong-li. Integrated Design Methods and Performance Analyses of Osculating Inward Turning Cone Waverider Forebody Inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(4): 510-515.)
[24] Lewis M. A Hypersonic Propulsion Airframe Integration Overview[R]. AIAA 2003-4405.
[25] Zucrow M J, Hoffman J D. Gas Dynamics[M]. New York: John Wiley & Sons, Inc., 1976.　　　　　　　　　　　　　*　收稿日期:2015-09-02；修订日期:2015-12-01。基金项目:国家自然科学基金(51276151,91441128)；国防基础科研(B1420133058)；中央高校基本科研业务费 (20720140540)。作者简介:韩伟强,男,硕士生,研究领域为高超声速进气道设计。E-mail: weiqiang.hann@qq.com通讯作者:尤延铖,男,博士,教授,研究领域为高超声速推进系统设计。E-mail: yancheng.you@xmu.edu.cn(编辑:梅瑛)