文献类型：期刊文章

作　　者：乔文友[1] 黄国平[1] 夏晨[1] 汪明生[1]

机构地区：[1]南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室,南京210016

出　　处：《航空动力学报》

基　　金：江苏省普通高校研究生科研创新计划资助项目(CXLX12_0168)

年　　份：2014

卷　　号：29

期　　号：6

起止页码：1444-1452

语　　种：中文

收录情况：AJ、BDHX、BDHX2011、CAS、CSA、CSA-PROQEUST、CSCD、CSCD2013_2014、EI(收录号：20142817936111)、IC、INSPEC、JST、RCCSE、SCOPUS、ZGKJHX、核心刊

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

分 类 号：V231.3]