三维超声速流动的压力反问题

为了进一步探索三维超声速流道的设计方法,采用一种预设壁面压力分布计算壁面型线的思想,并结合双特征线方法提出一种全三维超声速流动压力反问题的求解方法。在三维超声速流场设计中,可直接根据来流条件和壁面压力分布求解壁面的三维坐标,通过空间步进的方式,使得解在一系列解平面上推进,从而使得所设计的型面与预设的壁面压力分布相容。通过Prandtl-Meyer膨胀波的理论解验证了该格式的设计精度。根据预设的压力分布,设计了圆形和椭圆形入口的三维超声速喷管,并将设计方法与数值模拟进行对比验证。验证结果表明:所设计的流场与CFD计算得到的等值线符合得较好,因此基于双特征线的压力反问题求解方法具备三维超声速气动设计的能力,并具有纯三维、高精度、壁面压力分布可控的优势,对未来高超声速气动设计应用将起到重要的支撑作用。     

三维超声速压力反问题的特征线求解技术

为了进一步探索三维超声速气动反问题的求解方法,基于双特征线理论及Butler解法,研究了三维超声速流线压力反问题的适定性。为了确保解的唯一性,提出在限定壁面膨胀/压缩方向时存在壁面压力与三维坐标的一一映射关系。基于该映射关系,提出了三维压力反问题的双特征线求解技术(iMOC-3D求解器)。采用Prandtl-Meyer膨胀波、Busemann进气道的理论解,对iMOC-3D求解方法的膨胀、压缩过程进行了精度评估,误差均为1×10~(-4)量级。为了进一步验证设计方法的可靠性和易控性,设计了进口为矩形和三角形的超声速喷管;通过设计壁面压力分布,完成了均匀膨胀的轴对称喷管设计,并将设计结果与数值模拟进行对比验证。研究表明:预设三维流线下游未知点的压力值,存在多个流动方向满足该压力条件,即该问题的解不唯一,因此三维超声速流线压力反问题是非适定的。对比验证表明:所设计的流场与CFD计算得到的等值线符合得较好,流场参数的最大误差为1%。因此,所提出的双特征线解法具有一定的可靠性,有望为三维超声速流道设计提供新思路。     

基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计与初步评估

介绍了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计方法,并对设计的进气道的气动性能进行了初步评估。轴对称逆置等熵喷管采用特征线方法生成,以3°截短逆置喷管流动为基准流场,定义进气道出口为圆形截面,采用流线追踪方法和三维造型工具,生成了三维内收缩的超声速进气道,内收缩比CR=6.18。采用自主CFD软件分析了设计的内收缩进气道性能。无粘和粘性湍流计算表明,在设计点、起动状态下流线追踪进气道出口总压恢复系数高,流动核心区较为均匀。     

圆形截面超声速流道三维消波过程中的压力传播与几何变形

为了研究圆截面超声速流道因局部变形而导致的消波不完全问题,该问题涉及到马赫波的三维相交、反射、聚焦及耗散作用,采用所提出的特征线消波技术,设计了壁面存在局部高/低压区的圆截面超声速消波流道;以此来探索压力波在超声速圆管中的聚焦和三维传播、消波过程中圆截面流道的变形特性、压力波与壁面变形的耦合作用、以及多扰动源产生压力波的相交过程。通过分析消波流道的流场结构,可以发现:在局部高压区下游,出现压缩波与膨胀波的马赫锥相互嵌套的三维传播形式;圆弧壁面对压力波有聚焦作用。根据消波过程中壁面的变形可以发现:壁面变形主要沿扰动源下游发展,波形沿流向不断增大而不能回归原型,即呈现发散趋势,展现了流动的非线性。采用压力的均方差对流场的均匀性进行评估,发现:弱压力扰动的流场可进行线性叠加;沿着流向扰动范围扩大,峰值减小,避免汇聚成强扰动。     

超燃冲压发动机尾喷管流线追踪设计

为了满足超燃冲压发动机三维流道排气系统一体化设计需要,基于轴对称最大推力喷管流动的基准流场,采用流线追踪方法发展了三维尾喷管构型设计技术。根据典型的高超声速飞行条件,设计得到了进口方形,尺寸50mm×50mm,长度560mm,出口高度147mm的三维尾喷管无粘构型,并对其进行了粘性修正。对该尾喷管构型在设计状态进行了无粘和有粘流场计算,得到了推力和升力等性能参数,并对其流场结构有了初步的认识。计算发现,流线追踪构型能有效增大推力,而粘性力是造成推力损失的重要因素。     

基于三维特征线理论的曲面激波流场反设计方法

激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一。为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷,本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元,发展了用于设计曲面激波流场的阵面推进方法及并行加速方法。通过对Euler方程中微分算子进行特征分解,重构了流场的控制方程,并提出了适用于求解该控制方程的Tikhonov-Lagrange拟合法,实现了三维流场的稳定求解。利用提出的设计方法,分别对高马赫数圆锥激波流场、椭圆锥激波流场、小攻角来流下的圆锥激波流场及由Bezier曲面描述的一般性曲面激波流场算例进行了设计,并与数值模拟结果进行了对比。计算结果表明,当前设计方法实现了对横向压力梯度及攻角引起的三维流动效应的合理求解,其中典型截面的壁面压力及马赫数分布与数值模拟结果相比误差分别小于0.3%和1.7%,且具有较高的并行效率。该设计方法拓展了特征线理论在全三维激波流场反设计领域的应用范围,在高超声速全三维乘波布局设计领域具有重要发展前景。     

三维内转式进气道双激波基准流场的设计方法

探索了一种三维内转式进气道基准流场的设计新思路,基准流场由特征线方法设计的曲面压缩系统组成,包含一道入射激波和一道末端激波,消除了激波在内通道的连续反射。通过数值模拟对该设计思路进行了验证,结果表明:该双激波轴对称基准流场,前缘激波和末端激波入射位置与设计吻合,末端激波入射在肩点且完全实现消波;特征线计算获取的外壁面马赫数分布和CFD结果吻合较好;经过设计,在喉部截面上流动参数比较均匀,总压恢复系数达到0.91;无粘条件下流线追踪进气道完全继承了基准流场的流动特征,流量捕获系数0.999,喉道总压恢复0.88,与同设计条件流线追踪Busemann进气道相当。     

给定下游边界的超声速流场逆向求解方法

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。     

基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计

通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合，实现了对基准Busemann流场的气动截短，构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的“糖勺”型进气道进行了无黏验证分析.结果表明:特征线和CFD计算结果相吻合，可控消波内转基准流场设计合理可行.该基准流场继承了Busemann设计方法的高效压缩特性，且反射激波得到有效控制，基本实现消波，性能优于传统的截短Busemann流场.在设计点马赫数为7条件下，喉部截面参数均匀，增压比为18.32，总压恢复系数为0.878，压缩效率为0.936，隔离段内几乎无损失,出口气流匀直，气流角均在±0.4°以内.流线追踪得到的“糖勺”型进气道出口形状更加饱满，流动特征与可控消波内转基准流场基本一致.      

开式风洞超声速压气机流场起动的数值研究

在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明：起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1 倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性可满足试验需求。