CN104143018B - 一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法 - Google Patents
一种高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法 Download PDFInfo
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Abstract
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。
Description
技术领域
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
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。
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。
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。
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
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，采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。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
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：
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xR,xL为曲面块在x-y平面上x方向的边界，yU,yD为曲面块在x-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，N1与N2定义几何外形的类别，其具体形式为 和为两方向的Bernstein多项式函数，bi,j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bi,j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bi,j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。
所述步骤(1)中给定的原准飞行器几何外形和各总体设计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，展弦比，尖梢比、前缘后掠角以及进气道控制参数。
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。
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。
本发明具有以下有益效果：
本方法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，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；本方法适用于类乘波高超声速的机体与内收缩进气道的一体化建模，建模过程中适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，可以应用于高超声速飞行器气动外形的多学科综合优化中。
建模过程简单、快捷，能够方便的修改飞行器曲面控制参数以生成大量不同的几何外形，方便优化设计的选型。建模结果为三维表面网格数据，稍加修改即可构建适用于高超声速快速气动力计算所使用的表面网格单元，方便高超声速气动力特性的评估。
附图说明
图1高超声速飞行器机体与内收缩进气道综合建模方法的流程示意图；
图2高超声速飞行器机身前体上下表面形状；
图3高超声速飞行器机身后体上下表面形状；
图4高超声速飞行器机翼上下表面形状(一侧)；
图5高超声速飞行器光顺连接后全机构型图；
图6高超声速飞行器机体前体切割后的全机构型图；
图7高超声速飞行器内收缩进气道基准流场结构示意图；
图8高超声速飞行器唇口形状与内收缩基准流场组合示意图；
图9高超声速飞行器内收缩进气道；
图10高超声速飞行器与内收缩进气道综合建模主视图；
图11高超声速飞行器与内收缩进气道综合建模俯视图；
图12高超声速飞行器与内收缩进气道综合建模左视图；
图13高超声速飞行器与内收缩进气道综合建模立体示意图；
图中符号说明如下：
1、前体上表面；2、前体下表面；3、后体上表面；4、后体下表面；5、机翼上表面；6、机翼下表面；7、翼身连接段；8、机体尾部；9、基准流场外壁面；10、基准流场中心体；11、基准流场入射激波；12、基准流场反射激波；13、进气道唇口形状14、内收缩进气道唇口；15、内收缩进气道喉道；16、进气道包络面。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细描述：
本发明整体建模方法的流程图如图1所示。
给定总体设计指标，确定总体坐标系：
需要给定的总体设计参数，有机身前体长度，后体长度，机身最大宽度，机身最大厚度，机翼面积，展弦比，尖梢比、前缘后掠角以及进气道控制参数。坐标系选为直角坐标系，机身轴线方向为x方向，翼展方向为y方向，z方向为飞行器高度方向，确定直角坐标系表达方式
求解各块曲面控制参数：
为了求解各块曲面控制参数，可以参照原准机型，本发明附图中方实例照了美国HTV-3X机型。根据已有的HTV-3X表面网格模型提取其各块中的轮廓线，借助二维类别形状函数法求解该曲线的控制参数，然后采用三维类别形状函数法生成各块的曲面形状。
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xR,xL为曲面块在x-y平面上x方向的边界，yU,yD为曲面块在x-y平面上y方向的边界；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，N1和N2都为1.0，和为两方向的Bernstein多项式函数，bi,j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；
求解过程中，Bernstein多项式为4阶，采用最速下降法搜索曲面控制参数的值以保证重构的曲面形状与原有曲面误差最小。各部件形状见图2至图4。
各部件组合光顺与全机模型的生成：
各部件曲面控制参数求解完成后，根据各部件几何位置进行组合。在前体与后体的连接处进行细微调整以实现光滑过度。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，将误差链的开环处设定在后体表面；
对于机身与机翼的结合部位，构建光滑的过渡曲面以保证两者连接顺利。机翼与机身连接面的光顺处理，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。
本发明的实例是采用了4*4阶的bernstein多项式，所以控制矩阵bi,j是一个5*5的矩阵。机翼机身连接面控制矩阵的第1行是机身(后体)控制矩阵中的第5行，机翼机身连接面控制矩阵的第2行是机身(后体)控制矩阵中的第4行。机翼机身连接面控制矩阵的第5行是机翼控制矩阵中的第1行，机翼机身连接面控制矩阵的第4行是机翼控制矩阵中的第2行，机翼机身连接面控制矩阵的第3行是第2行和第4行的平均值。上下关系要对应，机身上表面与机翼上表面构成上机翼机身连接面，机身下表面与机翼下表面构成下机翼机身连接面。
因为步骤B中求解的参数皆为无量纲的量，在实现无量纲的量向有量纲的量转换的过程中就可以引入总体的设计参数并对曲面控制参数进行微调即可生成全机模型，见图5。
确定前缘压缩角α，切割机身前体表面：
测量全机模型得到机身前缘压缩角α。根据进气道控制参数切割机身前体，本方法中控制参数为0.3，即切割前体最外侧的30％的部分，切割完成后的全机模型见图6。切割完成后，可以根据进气道包络面前点位置和最低点位置给出预估的唇口形状。
生成内收缩进气道基准流场：
内收缩进气道基准流场采用轴对称的内收缩直锥流场，但在内锥轴线上布置一个圆柱中心体保证入射激波打在中心体上产生正规反射，提高基准流场品质。因为该基准流场具有轴对称的特性，故采用特征线法求解，以实现激波入射激波面的准确捕捉，该流场结构示意图见图7。
内收缩进气道的生成：
将预估唇口形状向基准流场的入射激波面投影，如图8所示。选取投影线上的点在基准流场中进行流线追踪，追踪所得的各条流线的包络形成了内收缩进气道的形面，如图9所示。
重构进气道包络面，完成建模：
根据生成的进气道的唇口形状和原有的进气道控制参数，结合切割后前体轮廓线，借助NURBS曲面造型中的Coons曲面生成方法重构进气道包络面，完成全机建模，见图10至图13。
Claims (4)
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xR,xL为曲面块在x-y平面上x方向的边界，yU,yD为曲面块在x-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，N1与N2定义几何外形的类别，其具体形式为 和为两方向的Bernstein多项式函数，bi,j所构成的矩阵为所求的曲面控制参数，x、y是建模时部件的x方向的坐标和y方向的坐标，z是z方向坐标，Nx、Ny是建模时x和y方向控制变量的个数，Nx、Ny等于采用的Bernstein多项式函数的阶数；
当特征方向为y方向时，z坐标的变换关系为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bi,j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bi,j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)中给定的原准飞行器几何外形和各总体设计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，展弦比，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体方法为：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。
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| GR01 | Patent grant | ||
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Granted publication date: 20170524 Termination date: 20180709 |
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