CN111859546B - 一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统 - Google Patents

一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统，该方法包括：采用类/形状函数变换方法对前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面具有形状控制量的形状；采用幂次曲线的生成准则得到前体横截面具有尺寸控制量的几何约束，并基于几何约束得到前体横截面的设计尺寸；基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子，得到每个前体横截面的实际尺寸；基于每个前体横截面的实际尺寸通过三维建模软件二次开发自动放样得到三维前体曲面，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节形状控制量和/或尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优。只需要给定飞行器前体构型的几何尺寸与设计来流条件，就能够得到该条件下最优的构型。

Description

一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统
技术领域
本发明涉及技术领域，具体是一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统。
背景技术
高超音速武器具有许多优点，例如飞行速度快，射程远和打击效率高，是专为对抗THAAD等飞行器防御系统而设计的。高超音速武器有两种主要类型：高音速巡航飞行器和高音速滑行飞行器。高超音速巡航飞行器在地球大气层内工作，高音速滑翔飞行器将在飞行时间内离开并重新进入地球大气层。因此，设计具有最佳空气动力学性能的最优飞行器至关重要。
自第二次世界大战期间德国首先使用飞行器袭击伦敦以来，这些年来，飞行器已进入许多国家的武器库。具有圆形截面主体的飞行器由于其结构简单和易于制造而被广泛使用，甚至包括最新的服役构型，例如俄罗斯的Kh-47M2，中国的CJ-100，美国的LGM-30G民兵三。为了提高圆形截面飞行器的空气动力学性能，全世界的研究人员进行了大量的理论和实验研究。这些研究发现，就性能而言，最好的高超音速前体配置是冯·卡曼(基于Haack系列)和3/4幂次曲线。
但是在某些复杂的场景中，圆形截面飞行器的空气动力学性能不能满足机动性或巡航要求。因此提出了非圆形截面形状的概念，并将其应用于飞行器的设计。非圆形飞行器的空气动力学特性在很大程度上取决于其形状。已经进行了一些与飞行器形状有关的数值和实验工作，以比较方形，菱形和椭圆形截面形状之间的空气动力和力矩。Priola提出了一个称为形状因子α的参数。α量化飞行器前体的横截面形状。在α＝0时，形状是圆形，在α＝1时，形状是尖角。但是现有的非圆截面飞行器的前体为方形，菱形和三角形截面，具有加工较难，气动性能较差，防热困难等问题。
发明内容
针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统，只需要给定飞行器前体构型的几何尺寸与设计来流条件，就能够得到该条件下最优的构型，而且在设计过程中能灵活改变前体各个截面的形状，能大大丰富前体设计空间样本的种类。
为实现上述目的，本发明提供一种非圆截面飞行器前体的设计方法，包括如下步骤：
步骤1，采用类/形状函数变换方法对前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面的形状模型，其中，所述形状模型中具有至少一个能够控制前体横截面改变的形状控制量；
步骤2，采用幂次曲线的生成准则得到前体横截面具有至少一个尺寸控制量的几何约束，并基于几何约束得到前体横截面的设计尺寸；
步骤3，基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子，并基于每个前体横截面的形状模型、比例因子与设计尺寸得到每个前体横截面的实际尺寸；
步骤4.基于每个前体横截面的实际尺寸通过三维建模软件二次开发自动放样得到三维前体曲面，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤1中，所述形状控制量的数量为两个。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤1中，采用类/形状函数变换方法对前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面的形状模型，具体为：
Figure BDA0002604976830000021
式中，
Figure BDA0002604976830000022
表示前体横截面的形状模型，
Figure BDA0002604976830000023
表示类函数，
Figure BDA0002604976830000024
表示形状函数，N1、N2为形状控制量。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤2中，所述尺寸控制量的数量为两个。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤2具体包括：
将前体横截面的形状模型进行离散化，得到前体横截面各个离散点的初始坐标为：
Figure BDA0002604976830000025
式中，N表示第i个前体横截面的离散点总数，xi表示第i个前体横截面在x轴的位置，
Figure BDA0002604976830000026
表示第i个前体横截面中第j个离散点在y轴的位置，
Figure BDA0002604976830000027
表示第i个前体横截面中第j个离散点在z轴的位置，j＝1,2，···，N；
采用幂次曲线的生成，得到三维前体具在水平投影和垂直投影方向的两个几何约束，其表达式分别为：
Figure BDA0002604976830000031
Figure BDA0002604976830000032
式中，hi表示第i个前体横截面在垂直方向上投影的尺寸，wi表示第i个前体横截面在水平方向上投影的尺寸，H表示前体的整体设计尺寸中的高度，L表示前体的整体设计尺寸中的长度，W表示前体的整体设计尺寸中的宽度，M1、M2为尺寸控制量。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤3具体包括：
基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子：
Figure BDA0002604976830000033
Figure BDA0002604976830000034
基于比例因子得到前体横截面各个离散点的实际坐标为：
Figure BDA0002604976830000035
式中，
Figure BDA0002604976830000036
表示第i个前体横截面在垂直方向上投影的比例因子，ai表示第i个前体横截面的形状模型在垂直方向上投影的基础尺寸，
Figure BDA0002604976830000037
表示第i个前体横截面在水平方向上投影的比例因子，bi表示第i个前体横截面的形状模型在水平方向上投影的基础尺寸。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤4中，所述优化目标为升阻比。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤4中，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优，具体为：
根据三维前体生成网格，随后将生成的网格导入仿真软件进行循环仿真；
在前体的升阻比满足最优条件时停止循环，并输出前体的最终构型；
在前体的升阻比不满足最优条件时，采用进化算法调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量后重新进行循环仿真。
为实现上述目的，本发明还提供一种非圆截面飞行器前体的设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的步骤。
本发明提供的一种非圆截面飞行器前体的设计方法及系统，只需要给定飞行器前体构型的几何尺寸与设计来流条件，就能够得到该条件下最优的构型，而且在设计过程中能灵活改变前体各个截面的形状，能大大丰富前体设计空间样本的种类。
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为本发明实施例中前体放样在由平行切面和辅助线生成的一系列横截面的示意图；
图2为本发明实施例中非圆形飞行器前体的尺寸示意图；
图3为本发明实施例中非圆截面飞行器前体的设计方法的流程示意图；
图4为本发明实施例中不同类函数的指数所对应的形状示意图；
图5为本发明实施例中形状模型的参数曲线离散化示意图；
图6为本发明实施例中点云的实际坐标和目标坐标之间存在差异示意图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
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。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
复杂的三维物体的外部几何形状可以看作是放样在由平行切面和辅助线生成的一系列横截面上的表面，即如图1所示，因此，前体几何形状的设计由横截面形状和尺寸准则决定。基于此本实施例提供了一种非圆截面飞行器前体的设计方法。前体的长度、宽度与高度构成了前体的整体尺寸，这些尺寸决定了前体的尺寸并反过来影响其空气动力学性能。图2给出了非圆形飞行器前体的三个视图，其中，L是前体的总长度、W是前体的宽度、H是前体的高度。长度与高度纸币以及长度与宽度之比可以分别视为前体水平投影和垂直投影的细度比。
参考图3，本实施例中的非圆截面飞行器前体的设计方法具体包括如下步骤：
步骤1，采用类/形状函数变换方法对前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面的形状模型，其中，形状模型中具有至少一个能够控制前体横截面改变的形状控制量。
本实施例中，形状控制量的数量为两个。采用类/形状函数变换方法将前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面的形状模型，具体为：
Figure BDA0002604976830000051
式中，
Figure BDA0002604976830000052
表示前体横截面的形状模型，
Figure BDA0002604976830000053
表示类函数，
Figure BDA0002604976830000054
表示形状函数，N1、N2为形状控制量。其中，在横截面的形状设计中，形状函数为一个常数，改变类函数的指数，即形状控制量N1、N2，即能改变形状模型体现的形状，即如图4所示。
步骤2，采用幂次曲线的生成准则得到前体横截面具有至少一个尺寸控制量的几何约束，并基于几何约束得到前体横截面的设计尺寸。
从几何角度来看，步骤1中的形状模型代表的是参数曲线，但是从计算机科学的角度来看，曲线存储为许多离散点，即如图5所示。因此需将前体横截面的形状模型进行离散化，得到前体横截面各个离散点的初始坐标为：
Figure BDA0002604976830000061
式中，N表示第i个前体横截面的离散点总数，xi表示第i个前体横截面在x轴的位置，
Figure BDA0002604976830000062
表示第i个前体横截面中第j个离散点在y轴的位置，
Figure BDA0002604976830000063
表示第i个前体横截面中第j个离散点在z轴的位置，j＝1,2，···，N。
在放样过程中，引导曲线控制放样曲面的形状并提供一些几何约束。由于在轴对称前体的设计中具有良好的性能，本实施例采用幂次曲线的生成，得到三维前体具在水平投影和垂直投影方向的两个几何约束，具体包括垂直投影约束与水平投影约束，为：
Figure BDA0002604976830000064
Figure BDA0002604976830000065
式中，hi表示第i个前体横截面在垂直方向上投影的尺寸，wi表示第i个前体横截面在水平方向上投影的尺寸，H表示前体的整体设计尺寸中的高度，L表示前体的整体设计尺寸中的长度，W表示前体的整体设计尺寸中的宽度，M1、M2为尺寸控制量。
步骤3，基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子，并基于每个前体横截面的形状模型、比例因子与设计尺寸得到每个前体横截面的实际尺寸。
根据上述的几何约束可以确定每个横截面形状的整体尺寸。但是点云的实际坐标和目标坐标之间存在差异，即如图6所示。因此，应计算比例因子以更改每个横截面形状的大小。首先基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子，为：
Figure BDA0002604976830000066
Figure BDA0002604976830000067
基于比例因子得到前体横截面各个离散点的实际坐标为：
Figure BDA0002604976830000068
式中，
Figure BDA0002604976830000069
表示第i个前体横截面在垂直方向上投影的比例因子，ai表示第i个前体横截面的形状模型在垂直方向上投影的基础尺寸，
Figure BDA00026049768300000610
表示第i个前体横截面在水平方向上投影的比例因子，bi表示第i个前体横截面的形状模型在水平方向上投影的基础尺寸。在得到前体横截面各个离散点的实际坐标即代表得到前体各个界面的形状与尺寸，其中，ai、bi表示的基础尺寸及形状模型当前的形状所具有的实际尺寸。
步骤4.基于每个前体横截面的实际尺寸通过三维建模软件二次开发自动放样得到三维前体曲面，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优。
由于步骤3中得到的只是形状在数学意义上的点云，而不是几何意义上的点、曲线和曲面。因此本实施例中使用三次B样条算法将点云转换为曲线。之后，使用CAD软件放样多个横截面和准则，以获得最终需要的光滑表面，即得到三维前体。
在得到三维前体后，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优，具体为：
根据三维前体生成网格，随后将生成的网格导入仿真软件进行循环仿真；
在前体的升阻比满足最优条件时停止循环，并输出前体的最终构型；
在前体的升阻比不满足最优条件时，采用进化算法调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量后重新进行循环仿真。
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 (9)

1.一种非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，采用类/形状函数变换方法将前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面的形状模型，其中，所述形状模型中具有至少一个能够控制前体横截面改变的形状控制量；
步骤2，采用幂次曲线的生成准则得到前体横截面具有至少一个尺寸控制量的几何约束，并基于几何约束得到前体横截面的设计尺寸；
步骤3，基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子，并基于每个前体横截面的形状模型、比例因子与设计尺寸得到每个前体横截面的实际尺寸；
步骤4.基于每个前体横截面的实际尺寸通过三维建模软件二次开发自动放样得到三维前体曲面，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优。
2.根据权利要求1所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤1中，所述形状控制量的数量为两个。
3.根据权利要求2所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤1中，采用类/形状函数变换方法对前体横截面形状进行参数化表达，得到各个前体横截面的形状模型，具体为：
Figure FDA0002604976820000011
式中，
Figure FDA0002604976820000017
表示前体横截面的形状模型，
Figure FDA0002604976820000012
表示类函数，
Figure FDA0002604976820000013
表示形状函数，N1、N2为形状控制量。
4.根据权利要求1所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤2中，所述尺寸控制量的数量为两个。
5.根据权利要求4所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤2具体包括：
将前体横截面的形状模型进行离散化，得到前体横截面各个离散点的初始坐标为：
Figure FDA0002604976820000014
式中，N表示第i个前体横截面的离散点总数，xi表示第i个前体横截面在x轴的位置，
Figure FDA0002604976820000015
表示第i个前体横截面中第j个离散点在y轴的位置，
Figure FDA0002604976820000016
表示第i个前体横截面中第j个离散点在z轴的位置，j＝1,2，···，N；
采用幂次曲线的生成，得到三维前体具在水平投影和垂直投影方向的两个几何约束，其表达式分别为：
Figure FDA0002604976820000021
Figure FDA0002604976820000022
式中，hi表示第i个前体横截面在垂直方向上投影的尺寸，wi表示第i个前体横截面在水平方向上投影的尺寸，H表示前体的整体设计尺寸中的高度，L表示前体的整体设计尺寸中的长度，W表示前体的整体设计尺寸中的宽度，M1、M2为尺寸控制量。
6.根据权利要求5所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤3具体包括：
基于形状模型中前体横截面的基础尺寸与前体横截面的设计尺寸得到每个前体横截面的比例因子：
Figure FDA0002604976820000023
Figure FDA0002604976820000024
基于比例因子得到前体横截面各个离散点的实际坐标为：
Figure FDA0002604976820000025
式中，
Figure FDA0002604976820000026
表示第i个前体横截面在垂直方向上投影的比例因子，ai表示第i个前体横截面的形状模型在垂直方向上投影的基础尺寸，
Figure FDA0002604976820000027
表示第i个前体横截面在水平方向上投影的比例因子，bi表示第i个前体横截面的形状模型在水平方向上投影的基础尺寸。
7.根据权利要求1至6任一项所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤4中，所述优化目标为升阻比。
8.根据权利要求7所述非圆截面飞行器前体的设计方法，其特征在于，步骤4中，将三维前体生成网格后进行循环仿真，调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量直至仿真优化目标达到最优，具体为：
根据三维前体生成网格，随后将生成的网格导入仿真软件进行循环仿真；
在前体的升阻比满足最优条件时停止循环，并输出前体的最终构型；
在前体的升阻比不满足最优条件时，采用进化算法调节至少一个形状控制量和/或至少一个尺寸控制量后重新进行循环仿真。
9.一种非圆截面飞行器前体的设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至8任一项所述方法的步骤。
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基于中心引力算法的箱型梁面几何尺寸参数优化;杨丁等;《机械设计与制造》;20150908(第09期);全文 *
飞行器参数化几何建模方法研究;冯毅等;《空气动力学学报》;20120815(第04期);全文 *

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CN111859546A (zh) 2020-10-30

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