news 2026/4/24 5:29:23

【锥体】在自由流条件和激波角下模拟锥体上在 0 攻角下的超音速流动(利用四阶Runge Kutta数值积分Taylor-Maccoll方程)附Matlab代码

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张小明

前端开发工程师

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【锥体】在自由流条件和激波角下模拟锥体上在 0 攻角下的超音速流动(利用四阶Runge Kutta数值积分Taylor-Maccoll方程)附Matlab代码

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🔥 内容介绍

一、研究背景与意义

在航空航天领域,超音速飞行时飞行器表面的气流特性对其空气动力学性能有着关键影响。锥体作为一种常见的飞行器头部形状,研究其在超音速流动下的特性具有重要意义。通过模拟锥体在自由流条件和特定激波角下、0 攻角的超音速流动,可以深入了解激波与边界层的相互作用、压力分布以及气流的变化规律,为飞行器的设计和优化提供理论支持,提高飞行器的飞行性能、稳定性和安全性。

二、相关物理概念

  1. 超音速流动

    :当气流速度超过当地音速时,即进入超音速流动状态。在超音速流动中,气流的压缩和膨胀过程以激波和膨胀波的形式传播,与亚音速流动有着截然不同的特性。例如,超音速气流遇到障碍物时会产生激波,激波前后气流的参数(如压力、温度、密度等)会发生突变。

  2. 激波角

    :激波面与来流方向之间的夹角称为激波角。激波角的大小与来流马赫数以及物体的形状有关。不同的激波角对应着不同的激波强度和气流参数变化,对锥体表面的流动特性有着显著影响。

  3. 0 攻角

    :攻角是指飞行器的纵轴与来流方向之间的夹角。0 攻角意味着来流方向与锥体的对称轴方向一致,这种情况下可以简化对锥体表面流动的分析,专注于研究锥体形状和自由流条件对超音速流动的影响。

三、Taylor - Maccoll 方程

  1. 方程推导

    :Taylor - Maccoll 方程是描述轴对称超音速流动绕圆锥体的基本方程。它基于可压缩流体的基本守恒定律(质量守恒、动量守恒和能量守恒),在柱坐标系下进行推导。通过对流动进行一些合理假设,如定常、绝热、无粘等,得到了一组关于气流参数(如速度、压力、密度等)沿圆锥母线方向变化的常微分方程。

  2. 方程形式

    :以无量纲形式表示,Taylor - Maccoll 方程通常包含关于速度分量、压力、密度等变量的导数项。例如,对于速度分量 u 和 v(分别为沿圆锥母线方向和垂直于圆锥母线方向的速度分量),方程中会涉及到它们对圆锥半顶角 θ 的导数关系,以及与其他无量纲参数(如马赫数 M 等)的耦合关系。这些方程反映了在圆锥体表面,气流参数如何随着圆锥半顶角的变化而变化,是求解锥体表面超音速流动的关键。

四、四阶 Runge - Kutta 数值积分方法

五、边界条件与求解过程

  1. 边界条件

    :为了求解 Taylor - Maccoll 方程,需要设定合适的边界条件。在圆锥顶点处(θ=0),通常假设气流参数具有特定的值,例如速度、压力等。在激波处,根据激波前后气流参数的跳跃关系(如兰金 - 于戈尼奥关系)来确定边界条件。激波角作为已知条件,用于约束激波处的气流参数变化。此外,自由流条件(如自由流马赫数、压力、温度等)也是重要的边界条件,它们决定了整个流动的初始状态。

  2. 求解过程

    :首先,根据给定的自由流条件和激波角,初始化边界条件。然后,利用四阶 Runge - Kutta 方法对 Taylor - Maccoll 方程进行数值积分。在积分过程中,通过不断迭代计算,逐步更新气流参数在不同圆锥半顶角位置的值。当计算得到的气流参数满足所有边界条件时,即得到了满足要求的解,其中包括与激波角相匹配的锥角。这个锥角是该问题的关键参数之一,它反映了在给定自由流条件和激波角下,锥体能够产生特定超音速流动的几何形状特征。

⛳️ 运行结果

📣 部分代码

%% Inputs (EDIT HERE)

M1 = 6; % Upstream Mach number

k = 1.4; % Ratio of specific heats (assume constant throughout)

thetaS = 12; % Shock Angle in [deg]

delTheta = -0.1; % Iteration increment size [deg] (must be negative)

%% ===== Initial setup (DO NOT EDIT PAST HERE) =====

%{

The following code computes the Mach number immediately after the shock

wave away from the cone surface using the locally planar approximation

where the shock components can be evaluated using the 2D oblique shock

relations on the ray immediately after the shock.

%}

thetaS = deg2rad(thetaS);

delTheta = deg2rad(delTheta);

Mn1 = M1*sin(thetaS); % Normal upstream Mach number to shock wave

Mn2 = sqrt((1+((k-1)/2)*(Mn1^2))/(k*Mn1^2 - (k-1)/2)); % Normal Mach number after shock away from cone

deltaShock = atan( (2*(M1^2 * sin(thetaS)^2 - 1))/(tan(thetaS)*(2+(M1^2)*(k+cos(2*thetaS)))) ); % Flow turn angle of shock

M2 = Mn2/sin(thetaS - deltaShock); % Mach number after shock away from cone surface

rP2P1 = ( 2*k*Mn1^2 - (k-1) )/(k+1); % Ratio of P2 to freestream pressure

🔗 参考文献

[1]Najam-us-Saqib,HE,Lin-shu.Hypersonic Waverider Surface Development Using Aerodynamic Flow Around Conical Bodies[J].计算机辅助绘图.设计与制造:英文版, 2006(001):016.

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