CN101477710B - 一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法 - Google Patents

Abstract

一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法，该方法具体有八个步骤；步骤一：设计推进系统的二维流动通道几何型面；步骤二：设计飞行器机身俯视轮廓曲线；步骤三：设计飞行器机身侧视轮廓曲线；步骤四：设计飞行器机身纵向主要站位截面形式及控制参数变化方式；步骤五：生成飞行器三维机身；步骤六：生成三维超燃冲压发动机罩；步骤七：设计翼面轮廓图，并生成三维翼面；步骤八：装配机身、发动机罩以及各翼面生成三维机身推进一体化外形。该方法建模过程简单、快捷，体现了高超声速飞行器机身推进一体化的特点，可提高超声速飞行器设计、研制以及制造的速度与效率。

Description

一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法

(一)技术领域：

本发明涉及一种外形建模方法，尤其涉及一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法，属于高超声速飞行器的设计与研制领域。

(二)背景技术：

以超燃冲压发动机及其组合动力发动机为推进系统的高超声速飞行器，具有飞行马赫数5以上的高速特点，可广泛应用于快速响应的导弹、全球侦察及可重复使用航天运载器。这种类型的飞行器具有机身与推进系统一体化的特点，不能像传统飞行器那样分别设计研制飞行器机身与发动机推进系统，而是要在一体化的前提下进行同步的设计与研制。

高超声速飞行器机身推进一体化具体而言即飞行器的前体同时也是推进系统的进气预压缩部件，而后体同时也是推进系统的燃气排出部件，因此机身构型与推进系统紧密相连，二者不可分割。由于高超声速飞行器机身推进一体化的这一特点，使得该飞行器的气动特性和推进系统的性能产生了强烈的耦合关系，而分析研究二者的耦合关系以及开展高超声速飞行器机身推进一体化的设计必须要有一个共同的设计对象，在二者的设计变量发生改变的时候能够生成新的飞行器的几何外形。另外，对高超声速飞行器进行气动力、气动热、结构等分学科的分析，以及风洞试验中试验模型的设计制造，也都需要一种快速的飞行器几何外形三维建模的方法。

目前在国内外高超声速飞行器设计研制领域，对于高超声速飞行器的几何建模，主要存在两个主要的问题，一是设计参数不明确，只描述了各部件局部的曲线方程，没有给出一套完整的能够驱动几何外形变化的设计参数，不便于总体设计与多学科设计优化过程采用；二是没有能体现高超声速飞行器机身推进一体化的特点，仅说明整个飞行器外形的生成方法，没有体现出推进系统的流动型面对机身外形的影响。另外，目前工程上广泛使用的三维几何建模软件如Pro/E，CATIA，SolidWorks等都有参数化建模的功能，主要是采用尺寸驱动的原理，这种参数化建模的方法对于型面较为简单的工业零件来说是适用的，但对于飞行器几何外形的参数化仍然没有系统的解决办法，主要是由于飞行器几何外形的复杂，各学科分析对几何外形的模型有不同的要求。因此飞行器复杂几何外形的参数化建模方法仍是今后飞行器设计尤其是多学科设计优化中需要进一步深入进行研究的问题。

(三)发明内容：

1、发明目的

本发明的目的是提供一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法，该方法克服了现有技术的不足，解决了高超声速飞行器机身推进一体化的设计与研制中存在的问题。

2、技术方案

一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法，该方法具体建模步骤如下：

(1)设计推进系统的二维流动通道几何型面

在给定飞行器总长度的约束下，进行高超声速飞行器推进系统的流动通道的设计，具体包括前体进气道、燃烧室、后体喷管三部分组成。前体进气道由多个压缩楔面组成；燃烧室由等截面隔离段和扩张段组成；后体喷管为曲线形式。整个推进系统的流动通道形成了高超声速飞行器的下表面，从飞行器头部到飞行器尾端，是一个完整的流动通道。

其中前体进气道的设计原则是激波交汇在流动通道下壁面的唇口处，各压缩楔面的角度可按照等激波角、总压恢复最大等原则分配；燃烧室中等截面隔离段的长度和扩张段的长度及扩张角，由工程经验确定；后体喷管的曲线可采用二次函数y＝ax²+bx+c或三次函数y＝ax³+bx²+cx+d等方式描述，其中x，y为坐标值，a，b，c，d为函数的常系数。

(2)设计飞行器机身俯视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和最大机身宽度的约束下，设计左右对称的机身俯视轮廓曲线，轮廓曲线由设计者根据其设计意图选择适当的描述函数，如采用指数函数y＝Axⁿ，其中x，y为坐标值，A为常数，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数。

(3)设计飞行器机身侧视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和上表面高度的约束下，结合流动通道的型面设计机身侧视轮廓曲线，包括上表面轮廓曲线，以及超燃冲压发动机罩侧视图，即定义进气道侧壁形式，以及后体喷管的侧壁形式。

(4)设计飞行器机身纵向主要站位截面形式及控制参数变化方式

以指数函数y＝Axⁿ为基础在飞行器机身纵向的若干站位处设计截面形式，其中x，y为坐标值，A为常数，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数。根据所设计的飞行器纵向站位截面形式变化趋势，定义飞行器纵向截面控制参数的变化方式。

(5)生成飞行器三维机身

根据(1)、(2)、(3)步骤形成的约束轮廓，以及(4)步骤对截面变化的定义，自头部至尾部，逐段生成飞行器机身的截面，最终生成飞行器三维机身。

(6)生成三维超燃冲压发动机罩

根据(1)和(3)步骤的设计结果，沿发动机罩长度方向，逐截面生成三维超燃冲压发动机罩

(7)设计翼面轮廓图，并生成三维翼面

设计各翼面的平面及剖面轮廓图，生成三维翼面。

(8)装配机身、发动机罩以及各翼面生成三维机身推进一体化外形

通过坐标转换，装配机身、发动机罩以及各翼面，生成三维机身推进一体化外形，所生成的三维表面数据，可进一步用于气动、结构等分学科的分析计算，以及试验模型或真实飞行器的制造，特别适用于数控加工。

3、优点与功效

1)体现了高超声速飞行器机身推进一体化的特点，体现出了推进系统的流动通道几何型面对整个飞行器完整机身构型的影响；

2)适用于高超声速飞行器复杂型面的建模，设计变量较少，可灵活选择适当的设计变量，适用于总体多学科设计优化中驱动整个飞行器外形的变化。

3)建模过程简单、快捷，结果形式为飞行器表面的三维数据，便于与气动、结构等分学科的分析计算进行数据交换，也便于进行模型或真实飞行器的数控加工，可提高超声速飞行器设计、研制以及制造的速度与效率。

(四)附图说明：

图1高超声速飞行器机身推进一体化建模流程示意图

图2高超声速飞行器推进系统流动通道设计示意图

图3高超声速飞行器机身俯视轮廓示意图

图4高超声速飞行器机身侧视轮廓示意图

图5高超声速飞行器机身截面轮廓示意图

图6高超声速飞行器机身截面轮廓变化示意图

图7高超声速飞行器机身生成示意图

图8高超声速飞行器发动机罩生成示意图

图9高超声速飞行器机翼生成示意图

图10高超声速飞行器全机建模结果主视图

图11高超声速飞行器全机建模结果俯视图

图12高超声速飞行器全机建模结果左视图

图13高超声速飞行器全机建模结果立体示意图

图中符号说明如下：

1、前体进气道；2、燃烧室；3、后体尾喷管；4、隔离段；5燃烧室扩张段；6；发动机唇口；7、机身上表面侧视轮廓曲线；8、进气道侧壁前缘；9、后体喷管侧壁后缘；

y＝Axⁿ指数函数，x，y为坐标值，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数，A为当前函数的常数.

(五)具体实施方式：

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

其建模方法的设计流程图如图1所示，具体步骤如下：

(1)设计推进系统的二维流动通道几何型面

在给定飞行器总长度的约束下，进行高超声速飞行器推进系统的流动通道的设计，具体包括前体进气道(图2中的1)、燃烧室(图2中的2)、后体喷管(图2中的3)三部分组成。前体进气道由多个压缩楔面组成；燃烧室由等截面隔离段(图2中的4)和扩张段(图2中的5)组成；后体喷管为曲线形式。整个推进系统的流动通道形成了高超声速飞行器的下表面，从飞行器头部到飞行器尾端，是一个完整的流动通道。

其中前体进气道的设计原则是激波交汇在流动通道下壁面的唇口处(图2中的6)，各压缩楔面的角度按照总压恢复最大等原则分配；燃烧室中等截面隔离段的长度和扩张段的长度及扩张角，由工程经验确定；后体喷管的曲线采用二次函数y＝ax²+bx+c方式描述，其中x，y为坐标值，a，b，c为函数的系数，由起点切线斜率，终点切线斜率，以及喷管出口高度三个条件求解确定。

(2)设计飞行器机身俯视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和尾部宽度的约束下，设计左右对称的机身俯视轮廓曲线，轮廓曲线由设计者根据其设计意图选择适当的描述函数。如图3所示，本示例中采用y＝Axⁿ指数函数描述，其中x，y为坐标值，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数，当改变该函数的n值，可改变曲线形式，特别适合于描述飞行器头部宽度的变化。A为当前函数的常数，由机身长度L、宽度W，以及所选择的当前n值确定， $A=\frac{W}{{2L}^n}.$

(3)设计飞行器机身侧视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和上表面高度的约束下，结合流动通道的型面设计机身侧视轮廓曲线，包括上表面轮廓曲线(图4中的7)，以及超燃冲压发动机罩侧视图，即定义进气道侧壁形式(图4中的8)，以及后体喷管的侧壁形式(图4中的9)。

(4)设计飞行器机身纵向主要站位截面形式及控制参数变化方式

如图6所示，以指数函数y＝Axⁿ为基础在飞行器机身纵向的若干站位处设计截面形式，其中x，y为坐标值，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数，随着n值的变化，可连续地改变截面形式。A为当前函数的常数，由当前位置机身宽度W_local，当前位置机身高度H_local，以及所选择的当前n值确定， $A=\frac{H_{\mathrm{local}}}{{\left(\frac{W_{\mathrm{local}}}{2}\right)}^n}.$ 根据所设计的飞行器纵向站位截面形式变化趋势，定义飞行器纵向截面控制参数的变化方式，如图6所示，该示例中n按照线性规律从0.5变化到0.1。

(5)生成飞行器三维机身

根据(1)、(2)、(3)步骤形成的约束轮廓，以及(4)步骤对截面变化的定义，自头部至尾部，逐段生成飞行器机身的截面，最终生成飞行器三维机身，如图7所示。

(6)生成三维超燃冲压发动机罩

根据(1)和(3)步骤的设计结果，沿发动机罩长度方向，逐截面生成三维超燃冲压发动机罩，如图8所示。

(7)设计翼面轮廓图，并生成三维翼面

设计各翼面的平面及剖面轮廓图，生成三维翼面，如图9所示。

(8)装配机身、发动机罩以及各翼面生成三维机身推进一体化外形

通过坐标转换，装配机身、发动机罩以及各翼面，生成三维机身推进一体化外形，如图10、图11、图12、图13所示。所生成的三维表面数据，可进一步用于气动、结构等分学科的分析计算，以及试验模型或真实飞行器的制造，特别适用于数控加工。

Claims (1)

1.一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法，其特征在于：该方法具体建模步骤如下：

步骤一：设计推进系统的二维流动通道几何型面

在给定飞行器总长度的约束下，进行高超声速飞行器推进系统的流动通道的设计，具体包括前体进气道、燃烧室、后体喷管三部分组成；前体进气道由多个压缩楔面组成；燃烧室由等截面隔离段和扩张段组成；后体喷管为曲线形式；整个推进系统的流动通道形成了高超声速飞行器的下表面，从飞行器头部到飞行器尾端，是一个完整的流动通道；

其中前体进气道的设计原则是激波交汇在流动通道下壁面的唇口处，各压缩楔面的角度可按照等激波角、总压恢复最大等原则分配；燃烧室中等截面隔离段的长度和扩张段的长度及扩张角，由工程经验确定；后体喷管的曲线可采用二次函数y＝ax²+bx+c或三次函数y＝ax³+bx²+cx+d等方式描述，其中x，y为坐标值，a，b，c，d为函数的常系数；

步骤二：设计飞行器机身俯视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和最大机身宽度的约束下，设计左右对称的机身俯视轮廓曲线，轮廓曲线由设计者根据其设计意图选择适当的描述函数，如采用指数函数y＝Axⁿ，其中x，y为坐标值，A为常数，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数；

步骤三：设计飞行器机身侧视轮廓曲线

在给定飞行器总长度和上表面高度的约束下，结合流动通道的型面设计机身侧视轮廓曲线，包括上表面轮廓曲线，以及超燃冲压发动机罩侧视图，即定义进气道侧壁形式，以及后体喷管的侧壁形式；步骤四：设计飞行器机身纵向主要站位截面形式及控制参数变化方式

以指数函数y＝Axⁿ为基础，在飞行器机身纵向的若干站位处设计截面形式，其中x，y为坐标值，A为常数，n为控制轮廓曲线曲率变化的参数，根据所设计的飞行器纵向站位截面形式变化趋势，定义飞行器纵向截面控制参数的变化方式；

步骤五：生成飞行器三维机身

根据步骤一、二、三形成的约束轮廓，以及步骤四对截面变化的定义，自头部至尾部，逐段生成飞行器机身的截面，最终生成飞行器三维机身；

步骤六：生成三维超燃冲压发动机罩

根据步骤一和步骤三的设计结果，沿发动机罩长度方向，逐截面生成三维超燃冲压发动机罩；

步骤七：设计翼面轮廓图，并生成三维翼面

设计各翼面的平面及剖面轮廓图，生成三维翼面；

步骤八：装配机身、发动机罩以及各翼面生成三维机身推进一体化外形

通过坐标转换，装配机身、发动机罩以及各翼面，生成三维机身推进一体化外形，所生成的三维表面数据，可进一步用于气动、结构等分学科的分析计算，以及试验模型或真实飞行器的制造，特别适用于数控加工。

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