一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法
【专利摘要】本发明提供一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法，包括以下步骤：(1)建立直角坐标系，构建原准飞行器机体表面网格；(2)将飞行器各部件进行分块参数化表达处理，生成各部件的几何外形；(3)各部件几何位置进行组合，对各部件连接处进行光顺处理(4)根据进气道安装位置切割飞行器前体的上、下表面，并构建进气道曲面形面；(5)重建机身上下表面的进气道包络面，完成飞行器机身与进气道的综合建模；本方法体现了进气道系统的几何形面对整个高超声速飞行器完整机身构型的影响，建模过程中使用控制变量少且可以根据气动特性灵活调整，总体表达精度高。
【专利说明】一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于高超声速飞行器设计领域，涉及一种几何外形建模方法，尤其涉及一 种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法。
【背景技术】
[0002] 以超燃冲压发动机或是组合发动机为动力的高超声速飞行器可以在40Km以上的 高空实现飞行速度在5马赫以上的急速飞行，具有飞行速度快、飞行高度高、突防能力强、 生存能力好等优良特性，可以广泛用于战略武器的全球快速投递、战区高空侦查和可重复 使用航天运载器等诸多领域。因为该型飞行器飞行条件恶劣，机体对气动力和气动热的要 求极高，所以要求机身与进气道一体化设计和制造以实现气动效率的最大化。
[0003] 针对高超声速飞行器推进系统的研究已经持续了近70年，基本可以依据压缩类 型分为外收缩和内收缩两类进气道。两类进气道中又有二维平板进气道、二维轴对称进气 道、模块化进气道、流线追踪进气道等多种类型。综合分析各种高超声速进气道构型，基于 流线追踪方法的内收缩进气道可以使用较短的压缩路径来实现对气流的高效压缩。内收缩 进气道还具有良好的乘波特性，在实现气流压缩的同时还能收束更多的高压气体以产生升 力。
[0004] 高超声速飞行器机体与进气道的综合设计具体是指在设计飞行器前体部件的同 时着重考虑进气道的布置形式和进气道唇口对飞行器前体形状的影响。由于高超声速飞行 器气动外形与进气道的一体化设计的特点，使得该型飞行器的气动特性与进气道的效率产 生了强烈的耦合关系，因此高超声速飞行器气动外形和进气道的设计必须统一为整体的设 计单元，在两者设计变量发生改变的时候能够生成新的飞行器几何外形。不仅如此，对于高 超声速飞行器的气动外形优化以及气动热分析等其他方面也需要一种快速的飞行器几何 外形三维建模方法。
[0005] 目前国内外高超声速飞行器设计研究领域，对于该型飞行器的几何建模方法主要 存在以下几个问题，一是建模过程不能完整体现进气道对高超声速飞行器气动外形的影 响，部分设计手段还仅仅停留在基本构型研究上，不能够应用于实际设计；二是现有建模方 法参数庞杂，或着重于整体方案的设计，或立足于局部细节的优化，但都没能给出全面的建 模方法，而且原有建模方法不能使用与高超声速飞行器气动特性直接相关的几何参数，使 建模过程不够直观。另外，一些成熟的CAD软件虽然能够实现复杂的几何建模功能，但其基 本思路是尺寸驱动原理，适用于单独的小型零件的设计，不适用于集成度高的高超声速飞 行器的参数化设计。有关高超声速飞行器几何外形参数化表达的研究将是未来的研究热 点。
【发明内容】
[0006] 本发明目的在于提供一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法，米 用直观反映高超声速飞行器气动特性的参数实现快速建模，克服了现有方法的不足，体现 了高超声速飞行器中对机体与进气道一体化的设计特点。
[0007] 为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
[0008] -种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法，包括以下步骤：
[0009] 步骤（1)、按照给定的原准飞行器几何外形和各总体设计参数建立直角坐标系，机 身轴线方向为X方向，翼展方向为y方向，飞行器高度方向为z方向，确定直角坐标系表达 方式，构建原准飞行器机体表面网格；
[0010] 步骤（2)、将飞行器各部件进行分块参数化表达处理，生成各部件的几何外形；
[0011] 针对每一块部件进行表达参数的求解，求解过程中将各量单位化表达，单位化方 法为
【权利要求】
1. 一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法，其特征在于包括以下步 骤： 步骤（1)、按照给定的原准飞行器几何外形和各总体设计参数建立直角坐标系，机身轴 线方向为X方向，翼展方向为y方向，飞行器高度方向为z方向，确定直角坐标系表达方式， 构建原准飞行器机体表面网格； 步骤（2)、将飞行器各部件进行分块参数化表达处理，生成各部件的几何外形； 针对每一块部件进行表达参数的求解，求解过程中将各量单位化表达，单位化方法为
'其中χκ，χι^为曲面块在χ-y平面上X方向的边界，y^，y D为曲面 块在χ-y平面上y方向的边界； 采用类别形状函数法进行飞行器曲面表达； 使用单位化的ψ，η表达z方向的无量纲坐标ζ，表达式为
为类型函数，Ν1与Ν2定义几何外形的 类别，其具体形式为
丨为两方向的Bernstein多项式函 数，by所构成的矩阵为所求的曲面控制参数； 当特征方向为y方向时，z坐标的变换关系为i
zu与zD分别是 曲面块位于yu与yD边界处轮廓线的Z坐标，依据上式完成Z方向的无量纲量向有量纲量的 转换，生成各部件的几何外形； 步骤（3)、各部件外形完成后，根据各部件几何位置进行组合，微调曲面控制参数，对各 部件连接处进行光顺处理，构建满足总体设计要求的各部件几何形状； 机身前体与后体部件的光顺处理，前体曲面和后体曲面的控制参数求得之后，将后体 表面控制参数矩阵by中确定前后两表面连接线的那一列参数替换为前体表面控制参数中 确定前后两表面连接线的那一列参数，通过调整后体表面使两表面的连接处完全一致； 机翼与机身连接面的光顺处理，控制机翼机身连接面by矩阵中，最上边的两行表达与 机身连接的连续性条件和导数条件，最下边的两行表达与机翼连接的连续性条件和导数条 件，矩阵中其余参数使用平均插值得到； 步骤（4)、确定进气道安装位置控制点和机身前缘压缩角α，根据进气道安装位置切 割飞行器前体的上、下表面，提取预估唇口形状曲线；并构建进气道曲面形面； 步骤（5)、由进气道安装位置控制点与飞行器外形轮廓切割线构成控制线，再结合进气 道唇口前缘线借助NURBS曲面造型中的Coons曲面构建方法重建机身上下表面的进气道包 络面，完成飞行器机身与进气道的综合建模。
2. 根据权利要求1所述的建模方法，其特征在于：所述步骤（1)中飞行器机体与内收 缩进气道参数包括机身前体长度，后体长度，机身最大宽度，机身最大厚度，机翼面积，展弦 t匕，尖梢比、前缘后掠角以及进气道控制参数。
3. 根据权利要求1所述的建模方法，其特征在于：所述步骤（3)中机翼与机身连接面 的光顺处理具的方法为：将机身表面后体控制参数矩阵中的最后一行参数按顺序赋值给机 翼机身连接面控制矩阵的第一行，将机身表面后体控制参数矩阵中的倒数第二行按顺序赋 值给机翼机身连接面控制矩阵的第二行；将机翼表面控制参数矩阵中的第一行按顺序赋值 给机翼机身连接面控制矩阵的最后一行参数，将机翼表面控制参数矩阵中的第二行参数按 顺序赋值给机翼机身连接面控制矩阵的倒数第二行，矩阵中的其他参数使用平均插值。
4.根据权利要求1所述的建模方法，其特征在于：所述步骤（4)中构建进气道曲面形 面的具体方法为：根据机身前缘压缩角α确定内收缩直锥壁面的前缘折转角，采用与飞行 器设计情况相同的物理条件求解内收缩直锥流场，将预估唇口形状向内收缩基准流场的入 射激波面投影，确定流线追踪的起点，利用流线追踪技术并最终构成进气道曲面形面。
【文档编号】G06F17/50GK104143018SQ201410325761
【公开日】2014年11月12日 申请日期:2014年7月9日 优先权日:2014年7月9日
【发明者】蔡晋生, 王骥飞, 刘传振, 段焰辉 申请人:西北工业大学