CN109606728B - 一种高超声速飞行器前体设计方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超声速飞行器前体设计方法及系统，该方法包括以下步骤：根据给定的前体末端参数，通过二维拟合函数对前体末端型面造型；根据所述前体末端型面所在平面坐标系中的横向缩放因子随流向的变化率及纵向缩放因子随流向的变化率，所述流向为所述的前体长度方向，对上述前体末端型面进行三维变换，生成所需求的前体。与目前的高超声速飞行器前体设计方法相比，本发明的一种高超声速飞行器前体设计方法能实现前体任意形状需求要求，实现丰富的变形能力。

Description

一种高超声速飞行器前体设计方法及系统

技术领域

本发明涉及飞行器前体设计技术领域，尤其是一种高超声速飞行器前体设计方法及系统。

背景技术

高超声速飞行器是以超燃冲压发动机以及组合发动机为动力，能在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行器。高超声速飞行器涵盖高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等多个层面，是遂行“时敏目标快速打击”、“全球快速到达”、“快速进入空间”等任务目标的理想飞行器。发展高超声速飞行器，对国民经济、国防建设和国家科学技术发展具有十分重大和深远意义。

对于高超声速飞行器，其前体主要有三个作用。首先，前体可提供载荷空间，例如目前的高超声速巡航导弹，为了导引装置通常放置于弹头前侧，也就是前体内，更好的发挥其导引作用；其次，前体的另一重要功能是可以提供升力，其升阻比越高，则气动性能越好；此外，对于吸气式高超声速飞行器而言，还可以利用前体前侧机身对气流进行预压缩，而后气流进入进气道进行进一步压缩，最终在燃烧室组织燃烧。前体的预压缩功能进一步提高了进气道的压缩性能。

综上，前体的性能严重影响整个高超声速飞行器的工作状态。当前，前体的设计方法并没有公开的文献介绍直接应用于高超声速飞行器前体的设计方法，相关文献(J.N.Nielsen.Missile Aerodynamics[M].New York,Toronto,London:McGraw-Hill BookCompany,Inc.,1960:280-293.)给出了旋成体导弹弹头的设计方法，即冯卡门曲线，可以实现在给定的长度和截面半径下，生成阻力最小的旋成体外形。另一篇文献(Kulfan BM.AUniversal Parametric Geometry Representation Method-"CST"[C].In:45th AIAAAerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno,Nevada:American Institute ofAeronautics and Astronautics；2007.)首次提出的应用于一种双层翼型拟合方法，该参数化设计方法简称为CST方法，该文献主要介绍了形函数和类函数，两者组合可以生成二维翼型外形和三维类椭球外形，该方法原函数只能为三维外形参数化提供基础描述，对于特定的需求，需要对其函数进行改进。

目前，对于前体设计并没有特定的设计方法，对于旋成体而言，其型线为二维形状，设计方法较为简单，例如冯卡门曲线就可以满足设计需求；对于非旋成体，当前方法多是在数模软件(如SolidWorks)里依托经验进行设计，其设计结果严重依赖设计者的经验。随着设计的需要，如三维前体外形需要多次迭代优化时，当前方法效率低，甚至不能实现。

发明内容

本发明提供一种高超声速飞行器前体设计方法及系统，用于克服现有技术中往往不能对前体外形进行直接控制，并且生成的外形较为单一等缺陷，实现任意横截面的前体设计需求，同时能够在给定空间约束下，可通过缩放因子很直观的对前体造型进行控制。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速飞行器前体设计方法，所述前体设计方法包括以下步骤：

步骤S1：根据给定的前体末端参数或者几何形状，通过二维拟合函数对前体末端型面造型；

步骤S2：根据所述前体末端型面所在平面坐标系中的横向缩放因子随流向的变化率及纵向缩放因子随流向的变化率，所述流向为所述的前体长度方向，对上述前体末端型面进行三维变换，生成所需求的前体。

为实现上述目的，本发明还提供一种高超声速飞行器前体设计系统，包括处理器和储存器，所述存储器中存储有高超声速飞行器前体设计程序，在所述处理器运行所述高超声速飞行器前体设计程序时执行上述方法的步骤。

本发明的一种高超声速飞行器前体设计方法及系统，主要是从二维形状出发，在实现二维造型后，将其拓展到三维外形设计。首先，根据给定的前体末端参数或者几何形状，通过二维拟合函数对前体末端型面造型，所述二维拟合函数为CST方法，该方法用较少的变量，就能实现较大范围变形和精度较高的几何形状的拟合；然后，根据给定前体长度，通过给定其三维方向的横向、纵向的缩放因子随流向的变化率，生成所需求的前体。本发明的一种高超声速飞行器前体设计方法实现了任意前体截面二维形状的拟合，可满足各类形状设计要求；并且通过样条曲线实现缩放因子的控制，通过控制点的变动，可以将前体轮廓线完全控制，同时为导引头的设计空间提供了便捷的控制方法。

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示出的结构获得其他的附图。

图1为带导引头前体约束示意图；

图2a为前体设计参数示意图；

图2b为图2a的俯视图；

图2c为图2a的左视图；

图3为给定离散点坐标拟合后对比图(2阶)；

图4为前体末端上下曲线拟合效果图；

图5为通过B样条曲线确定缩放因子示意图(3阶)；

图6为三个缩放因子具体形式的对比图；

图7为一种三维前体示意图；

图8为一种三维前体示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

请参照图1至图2，本发明提供一种高超声速飞行器前体设计方法，所述前体设计方法包括以下步骤：

步骤S1：根据给定的前体末端参数或者几何形状(例如离散点坐标，能根据前体末端参数确定离散点坐标)，通过二维拟合函数对前体末端型面造型，如图3～4所示；

所述给定前体末端参数或者几何形状为给定的yz平面上的二维离散点坐标(y，z)。

所述二维拟合函数为CST方法，采用文献(Kulfan BM.A Universal ParametricGeometry Representation Method-"CST"[C].In:45th AIAA Aerospace SciencesMeeting and Exhibit.Reno,Nevada:American Institute of Aeronautics andAstronautics；2007.)提出的翼型函数进行拟合，该二维翼型函数，其表述形式为：

前体末端型面以坐标对和给出，其中前体末端型面上层型线定义为：

前体末端型面下层型线定义为：

其中：

式中：n_u、n_l为控制前体末端型面上下曲线的伯恩斯坦多项式阶数；z^u、z^l为拟合上下曲线离散点的函数；y为无量纲自变量；为拟合上下曲线离散点函数的系数；为拟合上下曲线端点(前体末端形状外侧)的坐标。

利用以上函数拟合前体末端型面，即找到矢量。

给定系数和就能构造近似前体末端型面。但在实际中，给定的二维形状是以坐标对的形式给出的，因此前体末端型面上层型线可写为：

B^u·v^u＝Z^u

其中

式中：Z^u为用于拟合上曲线的离散点；z^u为拟合上曲线离散点的函数；为拟合上层型线端点(前体末端形状外侧)的坐标；v^u为拟合上层型线离散点函数的系数；B^u为拟合上层型线的矩阵，该矩阵为伯恩斯坦多项式组成的矩阵，具体如下式：

(1)

(2)

通过矩阵变换，获得上层型线的二维拟合函数的矢量系数：v^u＝(B^uTB^u)^-1·B^uTZ^u由此确定上层型线；

式中：v^u为拟合上层型线离散点函数的系数；B^u为拟合上曲线的矩阵；B^uT为拟合上层型线矩阵B^u的转置；Z^u为用于拟合上层型线的离散点。

前体末端型面下层型线也用同样方法求得，即：

在实际中，给定的二维形状是以坐标对的形式给出的，因此前体末端型面下层型线可写为：

B^l·v^l＝Z^l

其中

式中：Z^l为用于拟合下层型线的离散点；z^l为拟合下层型线离散点的函数；为拟合下层型线端点(前体末端形状外侧)的坐标；v^l为拟合下层型线离散点函数的系数；B^l为拟合下层型线的矩阵，该矩阵为伯恩斯坦多项式组成的矩阵，具体如下式：

(3)

(4)

通过矩阵变换，获得下层型线的二维拟合函数的矢量系数：v^l＝(B^lTB^l)^-1·B^lTZ^l由此确定下层型线；

式中：v^l为拟合下层型线离散点函数的系数；B^l为拟合下层型线的矩阵；B^lT为拟合下层型线矩阵B^l的转置；Z^l为用于拟合下层型线的离散点。

步骤S2：根据所述前体末端型面所在平面坐标系中的横向缩放因子随流向的变化率、纵向缩放因子随流向的变化率以及给定前体长度，对上述前体末端型面进行三维变换，生成所需求的前体；所述流向为气流在所述前体长度方向的流动方向；

所述步骤S2中，所述三维变换包括：

根据上层型线所在平面坐标系中的缩放因子获得上表面：

根据下层型线所在平面坐标系中的缩放因子获得下表面：

式中，n_u、n_l为控制前体末端型面上、下层型线的伯恩斯坦多项式阶数；L为指定的前体长度；η为无量纲自变量；和为缩放因子；y^u和y^l为拟合上下表面在y轴方向上离散点的曲线函数；为拟合上下表面y轴方向上离散点函数的系数；为拟合上下表面y轴方向上端点(前体末端形状外侧)的坐标；

所述缩放因子均通过B样条曲线来确定，所述B样条曲线中的控制点和阶数均根据设计需要给定，如图5所示；

所述无量纲自变量η分别为xz平面自变量、yz平面自变量。

设计者根据需要给定控制点和阶数，即可通过B样条曲线确定缩放因子；如图5为给出4个控制点[(0,0),(0.1,0.5),(0.6,1),(1,1)]和3阶B样条函数确定的曲线示意图。

类似，设计者根据需要给出控制点和阶数通过所述方法利用B样条曲线确定和

图1为带导引头前体约束示意图，在高超声速导弹设计中，其弹体某一位置需要放置载荷(如图1中导引头装置)，要求设计方法能根据载荷的大小及放置位置相应调整外形，同时为了获得高性能的升阻比，其截面要求为扁平形状，而不是圆截面，针对这一技术问题，因此需要发明一种设计方法，能根据设计约束需求，快速生成所需的外形。

图2a为前体设计参数示意图，参见图2b，Cm为z向尺寸，控制前体俯视图胖瘦的参数，由缩放因子控制，L为前体长度，参见图2a及图2c，Cu、Cd为y方向尺寸，控制前体侧视图胖瘦的参数，由缩放因子控制，Hm和Hd为共同控制前体末端型面下高度的参数，Hu为控制前体末端型面上高度的参数，lu、ld为前体末端型面上、下层型线参数，w为前体宽度，本发明主要是从二维形状出发，在实现二维造型后，将其拓展到三维外形设计。

图3为给定离散点坐标拟合后对比图(2阶)，图4为前体末端上、下层型线拟合效果图，本发明步骤S1中，根据给定的前体末端参数或者几何形状(即离散点坐标)，通过二维拟合函数对前体末端型面造型。

图5为通过B样条曲线确定缩放因子示意图(3阶)，图6为三个缩放因子具体形式的对比图，本发明步骤S2中，所述缩放因子通过B样条曲线来确定，所述B样条曲线中的控制点和阶数均根据设计需要给定，可唯一确定一条样条曲线，从而确定不同自变量下的缩放因子。

图7、图8为2种给定不同前体末端参数或者几何形状的三维前体示意图。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (6)

1.一种高超声速飞行器前体设计方法，其特征在于，所述前体设计方法包括以下步骤：

步骤S1：根据给定的前体末端参数，通过二维拟合函数对前体末端型面造型；

步骤S2：根据所述前体末端型面所在平面坐标系中的横向缩放因子随流向的变化率、纵向缩放因子随流向的变化率以及给定前体长度，对上述前体末端型面进行三维变换，生成所需求的前体；所述步骤S2中，

根据上层型线所在平面坐标系中的缩放因子获得：

根据下层型线所在平面坐标系中的缩放因子获得：

式中，n_u、n_l为控制前体末端型面上、下层型线的伯恩斯坦多项式阶数；L为指定的前体长度；η为无量纲自变量；和为缩放因子；y^u和y^l为拟合上、下层型线离散点的拟合函数；为拟合上下层型线离散点函数的系数；为拟合上、下层型线端点的坐标，所述无量纲自变量η分别为xz平面自变量、yz平面自变量。

2.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器前体设计方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

步骤S11，根据所述给定前体末端参数获得给定的yz平面坐标系上的二维离散点坐标(y，z)；

步骤S12，通过CST方法分别获得前体末端型面中上层型线的所述二维拟合函数及下层型线的所述二维拟合函数；

步骤S13，根据伯恩斯坦多项式以及二维离散点的坐标分别获得所述上层型线的所述二维拟合函数中的矢量系数及下层型线的所述二维拟合函数中的矢量系数；

步骤S14，根据所述上层型线的所述二维拟合函数及其矢量系数拟合上曲线；根据所述下层型线的所述二维拟合函数及其矢量系数拟合下曲线；所述上曲线和下曲线共同形成所述前体末端型面造型。

3.如权利要求2所述的一种高超声速飞行器前体设计方法，其特征在于，所述步骤S11包括：

步骤S111，所述前体末端参数包括所述前体末端的几何形状，将所述几何形状的图形置于yz平面坐标系上；

步骤S112，从所述前体末端的几何形状的图形中取多个离散点，通过测量获得多个离散点的坐标。

4.如权利要求2或3所述的一种高超声速飞行器前体设计方法，其特征在于，所述步骤S12包括：所述前体末端型面表述形式为：

其中前体末端型面中上层型线的拟合函数具体形式为：

其中前体末端型面中下层型线的拟合函数具体形式为：

式中，n_u、n_l为控制前体末端型面上下曲线的伯恩斯坦多项式阶数；z^u、z^l分别为拟合上层型线、下层型线离散点的函数；y为无量纲自变量； 分别为拟合上层型线、下层型线离散点函数的系数；分别为拟合上、下层型线端点的坐标。

5.如权利要求4所述的一种高超声速飞行器前体设计方法，其特征在于，步骤13包括：根据

B^u·v^u＝Z^u

B^u为伯恩斯坦多项式组成的矩阵，具体如下式：

通过矩阵变换，获得上层型线的二维拟合函数的矢量系数：v^u＝(B^uTB^u)^-1·B^uTZ^u；

式中，v^u为拟合上层型线离散点函数的系数；B^u为拟合上层型线的矩阵；B^uT为拟合上层型线矩阵B^u的转置；Z^u为用于拟合上层型线的离散点；

根据：

B^l·v^l＝Z^l

B^l为伯恩斯坦多项式组成的矩阵，具体如下式：

最后一项为：

通过矩阵变换，获得下层型线的二维拟合函数的矢量系数：v^l＝(B^lTB^l)^-1·B^lTZ^l；

式中，v^l为拟合上层型线离散点函数的系数；B^l为拟合上层型线的矩阵；B^lT为拟合上层型线矩阵B^l的转置；Z^l为用于拟合上层型线的离散点。

6.一种高超声速飞行器前体设计系统，其特征在于，包括处理器和储存器，所述储存器中存储有高超声速飞行器前体设计程序，在所述处理器运行所述高超声速飞行器前体设计程序时执行所述权利要求1～5任一项所述方法的步骤。