一種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法
2023-08-06 05:36:36 1
一種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法
【專利摘要】本發明提供一種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法，包括以下步驟：(1)建立直角坐標系，構建原準飛行器機體表面網格；(2)將飛行器各部件進行分塊參數化表達處理，生成各部件的幾何外形；(3)各部件幾何位置進行組合，對各部件連接處進行光順處理(4)根據進氣道安裝位置切割飛行器前體的上、下表面，並構建進氣道曲面形面；(5)重建機身上下表面的進氣道包絡面，完成飛行器機身與進氣道的綜合建模；本方法體現了進氣道系統的幾何形面對整個高超聲速飛行器完整機身構型的影響，建模過程中使用控制變量少且可以根據氣動特性靈活調整，總體表達精度高。
【專利說明】一種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬於高超聲速飛行器設計領域，涉及一種幾何外形建模方法，尤其涉及一 種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法。
【背景技術】
[0002] 以超燃衝壓發動機或是組合發動機為動力的高超聲速飛行器可以在40Km以上的 高空實現飛行速度在5馬赫以上的急速飛行，具有飛行速度快、飛行高度高、突防能力強、 生存能力好等優良特性，可以廣泛用於戰略武器的全球快速投遞、戰區高空偵查和可重複 使用航天運載器等諸多領域。因為該型飛行器飛行條件惡劣，機體對氣動力和氣動熱的要 求極高，所以要求機身與進氣道一體化設計和製造以實現氣動效率的最大化。
[0003] 針對高超聲速飛行器推進系統的研究已經持續了近70年，基本可以依據壓縮類 型分為外收縮和內收縮兩類進氣道。兩類進氣道中又有二維平板進氣道、二維軸對稱進氣 道、模塊化進氣道、流線追蹤進氣道等多種類型。綜合分析各種高超聲速進氣道構型，基於 流線追蹤方法的內收縮進氣道可以使用較短的壓縮路徑來實現對氣流的高效壓縮。內收縮 進氣道還具有良好的乘波特性，在實現氣流壓縮的同時還能收束更多的高壓氣體以產生升 力。
[0004] 高超聲速飛行器機體與進氣道的綜合設計具體是指在設計飛行器前體部件的同 時著重考慮進氣道的布置形式和進氣道唇口對飛行器前體形狀的影響。由於高超聲速飛行 器氣動外形與進氣道的一體化設計的特點，使得該型飛行器的氣動特性與進氣道的效率產 生了強烈的耦合關係，因此高超聲速飛行器氣動外形和進氣道的設計必須統一為整體的設 計單元，在兩者設計變量發生改變的時候能夠生成新的飛行器幾何外形。不僅如此，對於高 超聲速飛行器的氣動外形優化以及氣動熱分析等其他方面也需要一種快速的飛行器幾何 外形三維建模方法。
[0005] 目前國內外高超聲速飛行器設計研究領域，對於該型飛行器的幾何建模方法主要 存在以下幾個問題，一是建模過程不能完整體現進氣道對高超聲速飛行器氣動外形的影 響，部分設計手段還僅僅停留在基本構型研究上，不能夠應用於實際設計；二是現有建模方 法參數龐雜，或著重於整體方案的設計，或立足於局部細節的優化，但都沒能給出全面的建 模方法，而且原有建模方法不能使用與高超聲速飛行器氣動特性直接相關的幾何參數，使 建模過程不夠直觀。另外，一些成熟的CAD軟體雖然能夠實現複雜的幾何建模功能，但其基 本思路是尺寸驅動原理，適用於單獨的小型零件的設計，不適用於集成度高的高超聲速飛 行器的參數化設計。有關高超聲速飛行器幾何外形參數化表達的研究將是未來的研究熱 點。
【發明內容】
[0006] 本發明目的在於提供一種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法，米 用直觀反映高超聲速飛行器氣動特性的參數實現快速建模，克服了現有方法的不足，體現 了高超聲速飛行器中對機體與進氣道一體化的設計特點。
[0007] 為實現上述目的，本發明採用以下技術方案：
[0008] -種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法，包括以下步驟：
[0009] 步驟（1)、按照給定的原準飛行器幾何外形和各總體設計參數建立直角坐標系，機 身軸線方向為X方向，翼展方向為y方向，飛行器高度方向為z方向，確定直角坐標系表達 方式，構建原準飛行器機體表面網格；
[0010] 步驟（2)、將飛行器各部件進行分塊參數化表達處理，生成各部件的幾何外形；
[0011] 針對每一塊部件進行表達參數的求解，求解過程中將各量單位化表達，單位化方 法為
【權利要求】
1. 一種高超聲速飛行器機體與內收縮進氣道綜合建模方法，其特徵在於包括以下步 驟： 步驟（1)、按照給定的原準飛行器幾何外形和各總體設計參數建立直角坐標系，機身軸 線方向為X方向，翼展方向為y方向，飛行器高度方向為z方向，確定直角坐標系表達方式， 構建原準飛行器機體表面網格； 步驟（2)、將飛行器各部件進行分塊參數化表達處理，生成各部件的幾何外形； 針對每一塊部件進行表達參數的求解，求解過程中將各量單位化表達，單位化方法為
'其中χκ，χι^為曲面塊在χ-y平面上X方向的邊界，y^，y D為曲面 塊在χ-y平面上y方向的邊界； 採用類別形狀函數法進行飛行器曲面表達； 使用單位化的ψ，η表達z方向的無量綱坐標ζ，表達式為
為類型函數，Ν1與Ν2定義幾何外形的 類別，其具體形式為
丨為兩方向的Bernstein多項式函 數，by所構成的矩陣為所求的曲面控制參數； 當特徵方向為y方向時，z坐標的變換關係為i
zu與zD分別是 曲面塊位於yu與yD邊界處輪廓線的Z坐標，依據上式完成Z方向的無量綱量向有量綱量的 轉換，生成各部件的幾何外形； 步驟（3)、各部件外形完成後，根據各部件幾何位置進行組合，微調曲面控制參數，對各 部件連接處進行光順處理，構建滿足總體設計要求的各部件幾何形狀； 機身前體與後體部件的光順處理，前體曲面和後體曲面的控制參數求得之後，將後體 表面控制參數矩陣by中確定前後兩表面連接線的那一列參數替換為前體表面控制參數中 確定前後兩表面連接線的那一列參數，通過調整後體表面使兩表面的連接處完全一致； 機翼與機身連接面的光順處理，控制機翼機身連接面by矩陣中，最上邊的兩行表達與 機身連接的連續性條件和導數條件，最下邊的兩行表達與機翼連接的連續性條件和導數條 件，矩陣中其餘參數使用平均插值得到； 步驟（4)、確定進氣道安裝位置控制點和機身前緣壓縮角α，根據進氣道安裝位置切 割飛行器前體的上、下表面，提取預估唇口形狀曲線；並構建進氣道曲面形面； 步驟（5)、由進氣道安裝位置控制點與飛行器外形輪廓切割線構成控制線，再結合進氣 道唇口前緣線藉助NURBS曲面造型中的Coons曲面構建方法重建機身上下表面的進氣道包 絡面，完成飛行器機身與進氣道的綜合建模。
2. 根據權利要求1所述的建模方法，其特徵在於：所述步驟（1)中飛行器機體與內收 縮進氣道參數包括機身前體長度，後體長度，機身最大寬度，機身最大厚度，機翼面積，展弦 t匕，尖梢比、前緣後掠角以及進氣道控制參數。
3. 根據權利要求1所述的建模方法，其特徵在於：所述步驟（3)中機翼與機身連接面 的光順處理具的方法為：將機身表面後體控制參數矩陣中的最後一行參數按順序賦值給機 翼機身連接面控制矩陣的第一行，將機身表面後體控制參數矩陣中的倒數第二行按順序賦 值給機翼機身連接面控制矩陣的第二行；將機翼表面控制參數矩陣中的第一行按順序賦值 給機翼機身連接面控制矩陣的最後一行參數，將機翼表面控制參數矩陣中的第二行參數按 順序賦值給機翼機身連接面控制矩陣的倒數第二行，矩陣中的其他參數使用平均插值。
4.根據權利要求1所述的建模方法，其特徵在於：所述步驟（4)中構建進氣道曲面形 面的具體方法為：根據機身前緣壓縮角α確定內收縮直錐壁面的前緣折轉角，採用與飛行 器設計情況相同的物理條件求解內收縮直錐流場，將預估唇口形狀向內收縮基準流場的入 射激波面投影，確定流線追蹤的起點，利用流線追蹤技術並最終構成進氣道曲面形面。
【文檔編號】G06F17/50GK104143018SQ201410325761
【公開日】2014年11月12日 申請日期:2014年7月9日 優先權日:2014年7月9日
【發明者】蔡晉生, 王驥飛, 劉傳振, 段焰輝 申請人:西北工業大學