发展用于高速飞行器前体/进气道匹配设计的逆特征线法

摘要：

发展了一个可以在给定激波形状的条件下得到相应型面的逆特征线法,解决了前人方法求解鲁棒性和精度差的问题.对于一个非均匀超声速来流下给定形状的激波,该方法可求解出能生成该激波的气动型面及依赖域流场.数值校验表明:在马赫数为5的来流条件下逆特征线法按给定的圆锥激波计算的圆锥形状(锥顶角)相对误差小于0.5‰;通过两级轴对称激波的流场校验计算,可精准地求解出对应于此流场的两级外压缩圆锥.应用该方法设计了3个气动问题的造型:具有两级激波的Bump型面、马赫数为4的乘波前体以及乘波前体与进气道一体化造型.流场CFD计算结果显示这些造型设计效果良好,说明该逆特征线法可为这些问题的提供了一种途径.

关键词：特征线法、反问题、Bump型面、乘波机、进气道

所属期刊栏目：29

分类号：V231.3(航空发动机（推进系统）)

在线出版日期：2014-08-01（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页码：1444-1452