CN106553760B - 埋入式进气道唇口的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种埋入式进气道唇口的设计方法，通过合理选择进气道内通道中心线上的控制点位置，可以得到控制与水平方向相位角的基准线。通过改变该相位角，可以得到一系列基准面。在该基准面上构造出平面样条曲线，满足曲线端点处切向矢量的方向约束以及曲线的形状变化约束，从而将平面曲线和样条曲线的思想引入到唇口修型的过程中；可以较好地完成一般情况下的埋入式进气道唇口的设计。采用该方法所完成的过渡曲面，可以保证与机身外表面以及进气道内通道曲面的光滑过渡。

Description

埋入式进气道唇口的设计方法

技术领域

本发明涉及埋入式进气道设计技术领域，尤其设计一种埋入式进气道唇口的设计方法。

背景技术

埋入式进气道是一种将进口埋入机身或机翼之中，不呈现任何突起部分的特殊进气道。这样的设计能够有效地减小飞行器的迎风面积，降低迎风阻力和雷达散射截面积，从而具有较好的隐身性能。除了上述优点外，由于其与机身融于一体，可使飞行器周向尺寸相对减小，有利于飞行器的安放、携带和箱式发射。以上诸多的优势使得埋入式进气道愈来愈受到国内外研究者的关注。

埋入式进气道唇口修型即唇口过渡面的生成是埋入式进气道设计中的难点：埋入式进气道唇口兼具进气道和机身外形气动设计的特点，唇口过渡面必须满足外形和内通道的形状约束，即需要保证与飞行器机身表面以及进气道内通道表面的光滑过渡。唇口埋入式进气道唇口设计也是埋入式进气道设计的关键所在：唇口侧棱形状决定了卷吸涡的强度，也直接影响进气道出口的总压恢复和畸变度，大部分提高埋入式进气道性能的工作都是围绕着唇口设计而展开的。但与此同时，在国内外公开的文献中，尚未见到关于埋入式进气道唇口的详细设计方法。由于飞行器机身曲面与气动S弯通道的形态差别较大，从前唇口到后唇口的圆周方向上，曲面上各点曲率、切矢方向变化较大，因此，作为过渡曲面的埋入式进气道唇口曲面三维效应比较强。比较难于总结出唇口曲面的设计变量以及其变化规律，这样也就很难设计出埋入式进气道唇口。因此构造该曲面比较困难，难以用一种方法或者一张曲面来构造。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

为解决上述问题，本发明提出一种埋入式进气道唇口的设计方法，能够有效提高埋入式进气道唇口设计的可靠性和方便性。

一种埋入式进气道唇口的设计方法，包括：

导入机身实体构型和进气道内通道构型，将所述进气道内通道构型与机身构型进行相贯，获得前唇口相贯线和后唇口相贯线，根据进气道总长确定进气道前唇口起点，并设计后唇口起点；

根据所述前唇口相贯线和前唇口起点设计前唇口型线，根据所述后唇口起点和后唇口相贯线设计后唇口型线；

根据所述前唇口型线端点和后唇口型线端点确定进气道内外通道剖切面，根据所述进气道内外通道剖切面确定进气道内轮廓线；

构建机身圆柱面和子午面，分别设计得到脊线在圆柱面的第一投影线和在子午面上的第二投影线，根据所述第一投影线和第二投影线确定脊线；

设计外轮廓线在圆柱面的第三投影线，根据所述第三投影线和机身曲面确定外轮廓线；

确定唇口各相位截面线，根据所述外轮廓线、内轮廓线、脊线以及唇口各相位截面线扫掠获得进气道唇口曲面。

本发明提供的埋入式进气道唇口的设计方法，实现了复杂变截面埋入式进气道唇口的型面生成，初步展示了该进气道唇口设计方法的可行性，为高亚声速埋入式进气道唇口设计方法的参数化研究打下了基础，有效提高埋入式进气道唇口设计的可靠性和方便性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法一种实施例的流程图。

图2为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中进气道内通道的结构示意图。

图3为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中机身实体构型与进气道内通道构型相贯的结构示意图。

图4为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中前唇口线和后唇口线一种实施例的结构示意图。

图5为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中前唇口结构示意图。

图6为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中一种实施例的前唇口型线示意图。

图7为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中后唇口结构示意图。

图8为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中一种实施例的后唇口线示意图。

图9为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中的内轮廓线、外轮廓线和脊线的示意图。

图10为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中圆柱面示意图。

图11为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中空间曲线在圆柱面和子午面的投影示意图。

图12为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中空间点和投影点的关系示意图。

图13为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中投影曲线的控制点位置示意图。

图14为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中一种实施例的外轮廓线在圆柱面的投影示意图。

图15为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中一种实施例的脊线在圆柱面投影示意图。

图16为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中一种实施例的脊线在子午面投影示意图。

图17为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中某相位角下唇口过渡平面曲线示意图。

图18为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中β＝110°时唇口截面线旋转至XOY平面显示的构型图。

图19为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中扫掠得到的唇口曲面示意图。

图20和图21为本发明提供的埋入式进气道唇口设计方法中得到的进气道整体示意图。

具体实施方式

下面参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或者更多个其他附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。

参考图1，本实施例提供一种埋入式进气道唇口的设计方法，包括：

步骤S101，导入机身实体构型和进气道内通道构型，将所述进气内通道构型与机身构型进行相贯，获得前唇口相贯线和后唇口相贯线，根据进气道总长确定进气道前唇口起点，设计后唇口起点；

步骤S102，根据所述前唇口相贯线和前唇口起点设计前唇口型线，根据所述后唇口起点和后唇口相贯线设计后唇口型线；

步骤S103，根据所述前唇口型线端点和后唇口型线端点确定进气道内外通道剖切面，根据所述进气道内外通道剖切面确定进气道内轮廓线；

步骤S104，构建圆柱面和子午面，分别设计得到脊线在圆柱面的第一投影线和在子午面上的第二投影线，根据所述第一投影线和第二投影线确定脊线；

步骤S105，设计外轮廓线在圆柱面的第三投影线，根据所述第三投影线和机身曲面确定外轮廓线；

步骤S106，确定唇口各相位截面线，根据所述外轮廓线、内轮廓线、脊线以及唇口各相位截面线扫掠获得进气道唇口曲面。

参考图2，进气道的入口截面形状为半圆和圆角矩形的组合，出口截面为圆形，进气道内通道中心线为进气道内通道各截面的中点的连线。

参考图3，图3为机身实体构型和进气道内通道构型相贯后的结构示意图，BG为进气道内通道与对称面T₁T₂T₃T₄的第一交线，前唇口1和后唇口2均存在尖角和锐边，内外曲面在唇口处均存在一阶导数不连续的问题，这会导致流动的分离，从而降低总压恢复系数以及增大畸变度，因此需要对唇口进行光顺。

参考图4和图5，A为前唇口起点，前唇口相贯线包括曲线段BC，在第一交线BG上确定第一端点C，通过约束曲线在前唇口起点A和第一端点C切向方向的空间位置，使得所述第一端点C与进气道内通道光滑连接，连接前唇口起点A和第一端点C获得前唇口型线AN₁C，图6为一种实施例的前唇口型线示意图。

在图5中，在直线AC上取一控制点N₂，作N₁N₂垂直于AC。定义N₁N₂长度与AC长度之比以及AN₂长度与AC长度之比为形状控制参数，这两个参数的范围都是0到1。通过改变这两个参数的数值，可以改变前唇口截面曲线AN₁C的形状。作为一种可选的实施方式，优化之后的参数取值见表1。

参考图7，后唇口相贯线包括后唇口相贯线DF，D为后唇口起点，通过约束第二端点E和第三端点F，使得曲线在第二端点E与机身表面光滑连接且在第三端点F处与进气道内通道光滑连接，连接第二端点E和第三端点F获得后唇口型线EN₃F，图8为一种实施例的后唇口型线示意图。

在图7中，在直线EF上取一控制点N₄，作N₃N₄垂直于EF。定义N₃N₄长度与EF长度之比以及EN₄长度与EF长度之比为形状控制参数，这两个参数的范围都是0到1。通过改变这两个参数的数值，可以改变后唇口截面曲线EN₃F的形状。优化之后的参数取值见表1。

设计变量

取值

BC弧长	287mm
		N<sub>1</sub>N<sub>2</sub>/AC	0.0557
AN<sub>2</sub>/AC	0.366
		DE弧长	24.8mm
DF弧长	24.1mm
		N<sub>3</sub>N<sub>4</sub>/EF	0.776
EN<sub>4</sub>/EF	0.491

表1

进一步地，根据第一端点C和第三端点F的连线以及Z方向的基准轴确定进气道内外通道剖切面STUV，进气道内外通道剖切面STUV将所述进气道分为唇口和内通道；参考图9，进气道内外通道剖切面STUV与内通道的交线即为进气道内轮廓线6，此外，进气道唇口过渡面和机身表面相交会得到另一条交线，该交线为外轮廓线4。

参考图10，基于机身表面C₁D₁E₁E₂D₂C₂构建圆柱面A₁A₂B₂B₁，使圆柱面A₁A₂B₂B₁中心线和机身中心线O₃O₄重合，参考图11，子午面A₃A₄O₄O₃与圆柱面A₁A₂B₂B₁垂直。图11显示了空间曲线与圆柱面和子午面的投影线关系，第一空间曲线10可以向圆柱面A₁A₂B₂B₁投影，得到第二空间曲线9，再向子午面投影，得到第三空间曲线11。图12显示出了空间点与投影点的关系，圆O为圆柱面A₁A₂B₂B₁的截面，OW₂为子午面，对于空间曲线上的点L，均可以投影到圆柱面和子午面上，从几何关系上，可以引出以下表达式：

θ＝arctan(z/y)； (2)

对于空间曲线在圆柱面的投影，可以转换为θ-x的关系曲线，对于空间曲线在子午面上的投影，可以转换为R-x的关系曲线，R为空间点到圆柱面轴线的距离，脊线和外轮廓线均可以采用这种方法设计，对于脊线，先设计得到脊线在圆柱面的第一投影线，对于某一x值，可以得到θ值，接下来设计脊线在子午面上的第二投影线，对于某一x值，可以得到与其对应的R值，之后逆向求解公式(1)和公式(2)，可以得到y值和z值，由此可以确定空间点坐标L(x,y,z)点，由此可以确定脊线的空间曲线。

对于外轮廓线的情况，在实际操作中，设定外轮廓线在子午面的R-x关系曲线为一常值函数，即各点处的R值均等于前唇口起始点到圆柱面中心线的距离。当外轮廓线在圆柱面的投影线设计完成后，即可以得到投影点坐标(x,θ)。如图12所示，该坐标与机身曲线F₁F₂，可以共同确定K点，即是外轮廓线在机身表面的设计点。逐点操作后，可以最终确定外轮廓线。

在具体操作上，将外轮廓线在圆柱面的投影线设计为三段曲线，包括第一曲线、第二曲线和第三曲线，第一曲线为幂函数，函数表达式为：

θ＝k(x-x₀)^b+θ₀； (3)

公式(3)中的x₀和θ₀为前唇口起始点对应的x值和θ值；

第三曲线也为幂函数，函数表达式为：

θ＝k(x₀-x)^b+θ₀； (4)

公式(4)中的x₀和θ₀为后唇口起始点对应的x值和θ值；

公式(3)和(4)中都有两个未知量k和b，当指定该幂函数曲线通过两个已知点时，即可求解得到k和b值。这两个已知点即是控制点，通过对这两点位置的设计，可以控制幂函数的形状。

第二曲线为连接所述第一曲线和第三曲线的样条曲线。

图14显示出实施例中设计完成的三条曲线，其中虚线15代表第一曲线，实线16代表第二曲线，点划线17代表第三曲线。

将脊线在圆柱面的投影线也设计为三段曲线，第一段是幂函数曲线，曲线的起始点满足脊线起始点的θ-x值，通过在幂函数曲线上设置两个控制点，以此来控制幂函数的形状。第三段也是幂函数曲线，曲线的起点满足脊线结尾点的θ-x值，通过在幂函数曲线上设置两个控制点，以此来控制幂函数的形状。第二段曲线，即连接上面所述两条幂函数曲线的是样条曲线，该曲线满足在连接点处的光滑连接，在曲线上可以设置多个控制点，以控制曲线形态。图15显示出实施例中设计完成的三条曲线，其中虚线18代表幂函数曲线，实线19代表样条曲线，点划线20代表幂函数曲线。

将脊线在子午面的投影线也设计为三段曲线，包括第四曲线、第五曲线和第六曲线，所述第四曲线的表达式为：

R＝k(x-x₀)^b+R₀； (5)

所述第六曲线的表达式为：

R＝k(x₀-x)^b+R₀； (6)

其中，x₀和R₀为前唇口起始点对应的x值和R值；

第五曲线为连接所述第四曲线和第六曲线的样条曲线。

在公式(5)中，x₀和R₀为前唇口起始点对应的x值和R值，因此是已知的。公式(5)中有两个未知量k和b，当指定该幂函数曲线通过两个已知点时，即可求解得到k和b值。这两个已知点即是控制点，通过对其设计，可以控制幂函数的形状。

在公式(6)中，x₀和R₀分别代表脊线终点的x值和R值，因此x₀和R₀均是已知的。公式(6)中有两个未知量k和b，当指定该幂函数曲线通过两个已知点时，即可求解得到k和b值。这两个已知点即是控制点，通过对这两点位置的设计，可以控制幂函数的形状。

脊线在子午面的投影线的第五曲线，即连接上面所述两条幂函数曲线的样条曲线，该曲线满足在连接点处的光滑连接，在曲线上可以设置多个控制点，以控制曲线形态。图16显示出实施例中设计完成的三条曲线，其中虚线21代表幂函数曲线，实线22代表样条曲线，点划线23代表幂函数曲线。

表2显示出脊线在圆柱面的第一投影线，脊线在子午面上的第二投影线以及外轮廓线在圆柱面的第三投影线的控制点的坐标值，x的单位为mm，θ的单位为弧度，R的单位为mm。

表2

图17是某相位角下的唇口过渡平面曲线定义图，7是进气道内通道中心线。P点为进气道内外通道剖切面STUV与进气道内通道中心线7的交点。根据微分几何的理论，空间曲线在每一点处均有其对应的主法线和法平面。沿用微分几何的定义，PM₁是进气道内通道中心线7过P点的主法线，在进气道内通道中心线7过P点的法平面内通过P点构造一条直线PM₂，使其与主法线PM₁的夹角为β。定义β即是唇口截面线设计的相位角，该相位角确定了唇口截面线的相对位置。按照上述定义方法，对于后唇口，其相位角为0°，对于前唇口，其相位角为180°。PM₁和PM₂所确定的平面也是法平面，以下将其称为法平面M₁PM₂。是内通道中心线7在P点的切向矢量，该矢量与直线PM₂可以确定一个平面，将其称为切割平面，并定义为H₁H₂H₃H₄平面。切割平面H₁H₂H₃H₄与机身表面相交会得到一条交线，该交线与外轮廓线4相交会得到一个交点，将该点定义为P₁，该上述交线在交点P₁的切向矢量定义为同样地，切割平面H₁H₂H₃H₄与进气道内通道曲面也会相交得到一条交线，该交线与内轮廓线6相交会得到一个交点，将该点定义为P₃，上述交线在P₃点的切向矢量定义为切割平面H₁H₂H₃H₄与脊线5会相交得到一个交点，将该点定义为第三交点P₂。定义在第三交点P₂处有一矢量该矢量方向与直线段P₁P₃方向平行。综上所述，曲线P₁P₂P₃将是相位角为β时的唇口截面曲线，其中第一交点P₁在外轮廓线上，第二交点P₂在脊线上，第三交点P₃在内轮廓线上。因为这三点均在切割平面H₁H₂H₃H₄上，因此可以采用平面样条曲线来构造该唇口截面曲线，该平面样条曲线的起始点为第一交点P₁，终点为第二交点P₃，并且通过第三交点P₂，在起始点满足矢量方向的约束，在终点满足矢量方向的约束，在交点P₂处满足矢量方向的约束。图18显示出β＝110°时唇口截面线旋转至XOY平面显示的精确构型，其中的和分别是交点P₁、交点P₂以及交点P₃的约束切向矢量。通过设定β，可以依次得到从0°到180°的各个相位的截面线的形状。

当进气道内轮廓线、外轮廓线、脊线以及各相位截面线都确定之后，在UG中运用扫掠的方法，可以将过渡线和边界线连成一个曲面，该曲面如图19所示所示。因为各个控制曲线保证了内外矢量的一致性，因此该曲面可以保证与机身与进气道内通道曲面的光滑过渡。将进气道唇口过渡曲面与机身曲面、进气道内通道曲面整体显示出来，即如图20和图21所示。

将进气道唇口曲面与机身和进气道内通道曲面拼接之后，可以得到包含进气道的实体模型，以此为基础构建流场计算网格。在计算流体力学软件中进行流场计算，从而评估进气道性能。

如果根据上一步骤得到的进气道性能不理想，那么，就重新开展进气道唇口外轮廓线、内轮廓线、脊线以及典型相位处唇口型线的生成。

本发明提供的埋入式进气道唇口的设计方法，通过合理选择进气道前唇口截面线端点和后唇口截面线端点，可以得到控制与进气道内通道某点处主法线方向相位角的基准线。通过改变该相位角，可以得到一系列基准面。在该基准面上构造出平面样条曲线，满足曲线端点处切向矢量的方向约束以及曲线的形状变化约束，从而将平面曲线和样条曲线的思想引入到唇口修型的过程中。采用这一方法可以较好地完成一般情况下的埋入式进气道唇口的设计。采用该方法所完成的过渡曲面，可以保证与机身外表面以及进气道内通道曲面的光滑过渡。实现了复杂变截面埋入式进气道唇口的型面生成，初步展示了该进气道唇口设计方法的可行性，为高亚声速埋入式进气道唇口设计方法的参数化研究打下了基础。

虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本申请的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。

Claims (8)

1.一种埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，包括：

导入机身实体构型和进气道内通道构型，将所述进气道内通道构型与机身实体构型进行相贯，获得前唇口相贯线和后唇口相贯线，根据进气道总长确定进气道前唇口起点，并设计后唇口起点；

根据所述前唇口相贯线和前唇口起点设计前唇口型线，根据所述后唇口起点和后唇口相贯线设计后唇口型线；

根据所述前唇口型线端点和后唇口型线端点确定进气道内外通道剖切面，根据所述进气道内外通道剖切面确定进气道内轮廓线；

构建机身圆柱面和子午面，分别设计得到脊线在圆柱面的第一投影线和在子午面上的第二投影线，根据所述第一投影线和第二投影线确定脊线；

设计外轮廓线在圆柱面的第三投影线，根据所述第三投影线和机身曲面确定外轮廓线；

确定唇口各相位截面线，根据所述外轮廓线、内轮廓线、脊线以及唇口各相位截面线扫掠获得进气道唇口曲面。

2.根据权利要求1所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，所述根据所述前唇口相贯线和前唇口起点设计前唇口型线，包括：

确定进气道内通道和对称面的第一交线；

在所述第一交线上确定第一端点，使得所述第一端点与进气道内通道光滑连接，连接前唇口起点和所述第一端点获得前唇口型线；

所述后唇口相贯线包括第一后唇口相贯线和第二后唇口相贯线，所述第一后唇口相贯线和第二后唇口相贯线的起点均为后唇口起点，根据所述后唇口起点和后唇口相贯线获得后唇口型线，包括：

通过约束所述第一后唇口相贯线的第二端点和第二后唇口相贯线的第三端点使得所述第二端点与机身表面光滑连接且第三端点与所述进气道内通道光滑连接，连接所述第二端点和第三端点获得所述后唇口型线。

3.根据权利要求2所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，所述根据所述前唇口型线端点和后唇口型线端点确定进气道内外通道剖切面，根据所述进气道内外通道剖切面确定进气道内轮廓线，包括：

根据所述第一端点和第三端点的连线以及Z方向的基准轴确定进气道内外通道剖切面，所述进气道内外通道剖切面将所述进气道分为唇口和内通道；

确定所述进气道内外通道剖切面与所述内通道的交线为进气道内轮廓线。

4.根据权利要求2所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，所述根据所述第一投影线和第二投影线确定脊线，包括：

将所述第一投影线转换为θ-x关系曲线，将所述第二投影线转换 为R-x关系曲线，R为前唇口起点到机身中心线的距离；

根据以下公式求解脊线的各个空间点坐标：

θ＝arctan(z/y)；

根据各个空间点坐标确定脊线。

5.根据权利要求4所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，设计外轮廓线在圆柱面的第三投影线，根据所述第三投影线和机身曲面确定外轮廓线，包括：

根据所述第三投影线获得投影点坐标；

根据所述投影点坐标和机身曲线确定外轮廓线设计点；

逐点确定外轮廓线设计点以获得外轮廓线。

6.根据权利要求5所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，所述外轮廓线在所述圆柱面的投影线包括第一曲线、第二曲线和第三曲线，所述第一曲线的函数表达式为：

θ＝k(x-x₀)^b+θ₀；

所述第三曲线的函数表达式为：

θ＝k(x₀-x)^b+θ₀；

其中，x₀和θ₀为前唇口起始点对应的x值和θ值；

所述第二曲线为连接所述第一曲线和第三曲线的样条曲线。

7.根据权利要求6所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，所述脊线在所述子午面的投影线包括第四曲线、第五曲线和第六曲线，所述第四曲线的表达式为：

R＝k(x-x₀)^b+R₀；

所述第六曲线的表达式为：

R＝k(x₀-x)^b+R₀；

其中，x₀和R₀为前唇口起始点对应的x值和R值；

所述第五曲线为连接所述第四曲线和第六曲线的样条曲线。

8.根据权利要求7所述的埋入式进气道唇口的设计方法，其特征在于，所述确定唇口各相位截面线，包括：

获取进气道内通道中心线与所述进气道内外通道剖切面的交点，并根据过所述交点的主法线确定相位角以及对应的切割平面；

获取所述切割平面与机身表面的第二交线，将所述第二交线与所述外轮廓线相交得到第一交点；

获取所述切割平面与脊线的第二交点；

获取所述切割平面与进气道内通道曲面的第三交线，将所述第三交线与所述内轮廓线相交得到第三交点；

平滑连接所述第一交点、第二交点和第三交点获得相应相位的截面线。