适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法与流程

1.本发明涉及飞行器设计技术领域，具体涉及适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法。


背景技术：

2.飞翼布局飞行器设计中，由于出于隐身设计的考虑，进气道通常采用背负式半埋入进气道。唇口外形需要满足外部阻力小和唇口损失小这两个基本要求，但在亚声速内埋式进气道唇口设计中，由于隐身与机身融合的要求，唇口对外形对进气道流场的畸变也有重大的影响。唇口收缩比，对唇口和扩压器的马赫数分布和附面层都有影响，气流入口后有一速度峰值，随后沿管道速度降低，压力增加，产生逆压梯度，容易出现附面层分离及旋涡。唇口收缩比增加，能减小内唇表面上不利的速度峰值，延迟分离，特别是在低速大迎角时，能有效地增大发生分离的迎角。因此，唇口的参数化设计与性能评估至关重要。
3.目前，对于唇口的参数化设计的研究都集中在二维参数化，对与机身高度融合的半埋入式进气道唇口的参数化设计的研究缺乏，急需一种适用于飞翼布局半埋入进气道唇口的参数化方法。


技术实现要素：

4.本发明的目的是为了解决上述问题，提供适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法，实现唇口与外部机身和内部进气道都光滑过渡的唇口参数化设计。
5.为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法，包括以下步骤：s1、构造唇口外罩内轮廓线和外轮廓线；s2、唇口外罩二维参数化；s3、唇口外罩三维参数化，形成唇口结构网格；s4、构造唇口外罩与机身过渡网格和全机气动力计算网格；s5、建立唇口外罩结构网格与过渡网格的映射关系；s6、建立过渡网格与气动力计算网格的映射关系；s7、唇口参数化变形及气动力计算。
6.进一步地，步骤s1中，由机身连接线与喉道曲线，构造唇口外罩内轮廓和外轮廓曲线，具体方法为：在catia中提取机身唇口连接线，作为唇口构造的外轮廓线；半埋入式进气道通常为卵圆形或椭圆形，取上方光滑段并延伸一段距离作为唇口构造的内轮廓线；内轮廓线和外轮廓线取相同的点数。
7.进一步地，步骤s2中，唇口外罩的内轮廓和外轮廓具有相同的点数，同一序号下的内外两点组成的线段与经过内点的x轴线构成一个平面，该平面是二维外罩轮廓线的基准平面；二维轮廓线是进气道喉道点到机身连接点的线，其参数化方法是：整条曲线分为
三段，前缘唇口段、唇口到喉道段和唇口到机身段，前缘唇口段外形为翼型的前缘段，选用naca0012翼型，取其10%以前的部分，唇口到厚道段和唇口机身段为hermite曲线，hermit曲线由两点和两点处的切线构成，唇口部分点坐标与切线已知，喉道和机身处点坐标已知，切线取x方向；在唇口二维参数化中，前缘点的坐标由喉道到前缘点的x向长度、喉道到唇口前缘的扩张角决定。
8.进一步地，步骤s3中，唇口外罩的三维参数主要为周向参数，包括喉道线上点与中心点线段的周向角以及周向角对应的唇口前缘长度；根据周向角以及周向角对应的唇口前缘长度构造唇口轮廓线，构造完成后，以喉道点x向线为轴，机身点相对喉道点的周向角为旋转角度，将轮廓线进行旋转；遍历所有喉道线后，构成唇口外罩结构网格面。
9.进一步地，步骤s4中，构造的唇口外罩结构网格面与机身下方和机头前方部分，在catia中构造过渡面，形成完整的机身唇罩外形；对唇罩、机身唇罩过渡段绘制过渡曲线，以及全机气动力计算网格。
10.进一步地，步骤s5中，以步骤s3建立的唇口外罩结构网格为背景网格，采用面积比例系数法，建立过渡网格与唇口外罩结构网格的映射关系；面积比例系数通过下式计算：计算：计算：计算：待映射点在四边形的映射坐标可以表示为：。
11.进一步地，步骤s6中，以过渡网格为背景网格，建立气动力计算网格点与过渡网格之间的映射关系。
12.进一步地，步骤s7中，根据新的唇口参数生成新的唇口外罩网格，带动过渡网格变形，并由过渡网格带动气动力计算网格变形，得到新唇口外罩气动力计算网格，并进行cfd计算，得到新唇口气动特性和进气道性能。
13.与现有技术相比，本方案的有益效果：本发明的该设计方法能够实现飞翼布局背负式半埋入进气道唇口的参数化，并可直接交由cfd计算该唇口的气动力特性，可支持唇口外形的寻优。
附图说明
14.图1为本发明实施例中一种适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法的流程图；图2为本发明实施例中飞翼布局机身与喉道基础外形；
图3为本发明实施例中唇口外罩二维参数化示意；图4为本发明实施例中唇口外罩三维参数化示意；图5为本发明实施例中唇口外罩结构网格；图6为本发明实施例中唇口外罩过渡网格；图7为本发明实施例中判断点与四边形网格单元位置关系示意图。
具体实施方式
15.为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明的实施例及附图，对本发明的技术方案进行进一步详细地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
16.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合实施例来详细说明本发明。
17.实施例：如图1所示，适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法，包括以下步骤：步骤1、构造唇口外罩内轮廓线和外轮廓线：由机身连接线与喉道曲线，构造唇口外罩内轮廓和外轮廓曲线；唇口外罩参数化的基础是，唇口与机身连接线，喉道曲线。在catia中提取机身唇口连接线，作为唇口构造的外轮廓线，如图2所示（图2中x、y、z为三坐标轴方向）。半埋入式进气道通常为卵圆形或椭圆形，取上方光滑段并延伸一段距离作为唇口构造的内轮廓线。内外轮廓线取相同的点数。
18.步骤2、唇口外罩二维参数化：唇口外罩内/外轮廓具有相同的点数，同一序号下的内外两点组成的线段与经过内点的x轴线构成一个平面，该平面是二维外罩轮廓线的基准平面。二维轮廓线是进气道喉道点到机身连接点的线，如图3所示（图3中弦长是选用的naca0012翼型从前缘到后缘的长度，取前10%部分作为唇口前缘外形，这一部分称为翼型段。扩张度是指喉道末端点到翼型前缘点的纵向距离），其参数化方法是：整条曲线分为三段，前缘唇口段、唇口到喉道段和唇口到机身段，前缘唇口段外形为翼型的前缘段，这里选用naca0012翼型，取其10%以前的部分，唇口到厚道段和唇口机身段为hermite曲线，hermit曲线由两点和两点处的切线构成，唇口部分点坐标与切线已知，喉道和机身处点坐标已知，切线取x方向。在唇口二维参数化中，前缘点的坐标是重要的参数，其坐标由喉道到前缘点的x向长度、喉道到唇口前缘的扩张角决定。
19.步骤3、唇口外罩三维参数化：唇口外罩的三维参数如图4所示（图中，沿周向有4个占位的唇口轮廓线，θ1、θ2、θ3、θ4为这四个占位以喉道中心点为圆心的圆的周向角，垂直向上为0
°
，因此θ1为0
°
。l1、l2、l3、l4分别为四个唇口轮廓线前缘点到喉道截面的x向距离），主要是周向参数，包括喉道线上点与中心点线段的周向角以及周向角对应的唇口前缘长度。根据这两个参数构造唇口轮廓线，构造完成后，以喉道点x向线为轴，机身点相对喉道点的周向角为旋转角度，将轮廓线
进行旋转。遍历所有喉道线后，就构成了如图5所示的唇口外罩结构网格面。
20.步骤4、构建唇口外罩与机身过渡网格和全机气动力计算网格：构造的唇口外罩结构网格面与机身下方和机头前方部分是不相连的，需要在catia中构造过渡面，形成完整的机身唇罩外形。对唇罩、机身唇罩过渡段绘制如图6所示的过渡网格，以及全机气动力计算网格。
21.步骤5、建立唇口外罩结构网格与过渡网格的映射关系：以步骤3建立的唇口外罩结构网格为背景网格，采用面积比例系数法，建立过渡网格与唇口外罩结构网格的映射关系。面积比例系数法的具体表述：图7出了待映射点和四边形单元的图例，p1、p2、p3、p4为四边形四个点的坐标，为被映射点在四边形上的映射坐标。a1、a2、a3、a4为被映射点与其中两点组成的三角形的面积。则比例系数可通过下式计算：算：算：算：待映射点在四边形的映射坐标可以表示为：。
22.步骤6、建立过渡网格与气动力计算网格的映射关系：以过渡网格为背景网格，建立气动力计算网格点与过渡网格之间的映射关系。
23.步骤7、唇口参数化变形及气动力计算：根据新的唇口参数生成新的唇口外罩网格，带动过渡网格变形，并由过渡网格带动气动力计算网格变形，得到新唇口外罩气动力计算网格，并进行cfd计算，得到新唇口气动特性和进气道性能。
24.在本发明的上述实施例中，本发明的上述设计方法能够实现飞翼布局背负式半埋入进气道唇口的参数化，并可直接交由cfd计算该唇口的气动力特性，可支持唇口外形的寻优。
25.以上具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。