CN112668098B - 一种整流罩设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机整流罩设计技术领域，特别涉及一种整流罩设计方法。该方法包括步骤S1、确定用于伸出机体之外的设备的整流罩的整体框架，在整流罩上设置多个过渡点将所述整流罩划分为多个区域，确定过各区域之间的过渡曲面过渡方式以及两侧的区域与机体的曲面过渡方式；步骤S2、以所述过渡点坐标为变量，以所述整流罩能够容纳所述设备为约束条件，以所述整流罩的曲面光滑为优化目标，进行变量解算，获取过渡点坐标值；步骤S3、根据所述过渡点坐标值及预设的曲面过渡方式生成整流罩。本申请能够较好地实现整流罩与周边曲面的融合，在保证装置空间需求的前提下，对整流罩外形作到了气动、隐身外形一体化设计。

Description

一种整流罩设计方法

技术领域

本申请属于飞机整流罩设计技术领域，特别涉及一种整流罩设计方法。

背景技术

在隐身飞机设计过程中，不仅要对整机的强散射源部件外形作严格控制，还应尽可能保证飞机外表面光滑、“干净”，使飞机的散射源减少到最低限度。因此，当拦阻钩凸出机体时，对飞机隐身性能造成严重破坏，必须对其作整流罩设计。该整流罩外形设计，需解决以下四方面问题：

1)整流罩自身RCS散射作到可控；

2)整流罩与周边部件的RCS耦合散射作到可控；

3)整流罩需综合考虑隐身RCS、气动阻力要求，作到气动隐身一体化优化设计；

4)整流罩需满足拦阻钩布置空间、舱门设计、工艺实现等结构设计要求。

针对以上问题，整流罩外形只有进行针对性设计，方可妥善解决问题，有效控制拦阻钩对飞机气动阻力、隐身RCS散射量值的影响,以保证整机隐身、气动性能指标顺利实现。

发明内容

本发明主要针对凸出机体表面的拦阻装置，提供一种满足隐身、气动、结构布置、工艺实现等方面要求的整流罩设计方法，使得其对飞机气动阻力、隐身RCS散射量值的影响作到最小、可控。

本申请提供了一种整流罩设计方法，主要包括：

步骤S1、确定用于伸出机体之外的设备的整流罩的整体框架，在整流罩上设置多个过渡点将所述整流罩划分为多个区域，确定过各区域之间的过渡曲面过渡方式以及两侧的区域与机体的曲面过渡方式；

步骤S2、以所述过渡点坐标为变量，以所述整流罩能够容纳所述设备为约束条件，以所述整流罩的曲面光滑为优化目标，进行变量解算，获取过渡点坐标值；

步骤S3、根据所述过渡点坐标值及预设的曲面过渡方式生成整流罩。

优选的是，步骤S1中，进一步包括：

步骤S11、确定用于存放设备的整流罩的对称面；

步骤S12、确定对称面内设备所占空间的最低点；

步骤S13、按照设备的长高比确定设备的沿长度方向的前后限制点；

步骤S14、以所述最低点、前后限制点构建第一纵向控制线；

步骤S15、在所述第一纵向控制线的一侧，根据设备的空间安装需求，确定该侧的沿纵向方向的两个第一控制点，并根据这两个第一控制点确定第二纵向控制线；

步骤S16、在两个第一控制点的背离所述第一纵向控制线的一侧，按照横向外倾的倾角不小于设定值的原则，确定两个第二控制点，根据这两个第二控制点确定第三纵向控制线；

步骤S17、在所述第一纵向控制线的另一侧，同样形成第二纵向控制线及第三纵向控制线，两个第二纵向控制线之间为过渡曲面，第二纵向控制线及第三纵向控制线之间为直纹面，第三纵向控制线外侧为过渡曲面。

优选的是，步骤S17中，相邻两个面之间采用凸曲面连接，所述凸曲面是指沿整流罩的远离机体的方向凸出所形成的曲面。

优选的是，步骤S17中，第三纵向控制线外侧的过渡曲面与机体采用凹曲面连接，所述凹曲面是指沿整流罩的朝向机体的方向凸出所形成的曲面。

优选的是，步骤S15中，所述两个第一控制点之间的距离占整流罩整个纵向长度的1/3。

优选的是，步骤S13之后进一步包括：

以前限制点为中心，按照与对称面成θ₁角裁切机身曲面，形成前侧边界线，在前侧边界线上，按照中心宽度的w₁倍设置前端横向边界点；

以后限制点为中心，按照与对称面成θ₂角裁切机身曲面，形成后侧边界线，在后侧边界线上，按照中心宽度的w₂倍设置后端横向边界点；

所述中心宽度是指整流罩的所述最低点处的宽度。

优选的是，步骤S15中，在确定第二纵向控制线之前，进一步包括确定前侧边界线及后侧边界线上的控制点，所述前侧边界线及后侧边界线上的控制点根据所述第一控制点处的整流罩宽度及参数w₁和w₂确定。

本申请具有以下几个优点：

1)提出一种适用于隐身飞机的拦阻钩整流罩外形设计形式，造型简捷、实用；

2)设计因素考虑全面，涵盖了布置空间、部件耦合、气动阻力等常规需求；

3)能够准确将设计约束转化为几何设计，有效将布置空间、气动阻力、部件耦合等约束转化为整流罩外形点位置、线切矢控制设计来实现；

4)较好地实现了整流罩与周边曲面的融合设计，在保证拦阻钩装置空间需求的前提下，对整流罩外形作到了气动、隐身外形一体化设计。

本申请主要应用于隐身飞机拦阻钩整流罩外形的方案设计。该技术不受单发、双发布局的限制，设计简捷、结构紧凑，具有普遍适用性，应用范围广，在军机的设计上有广泛的应用前景。

附图说明

图1是本申请的整流罩设计方法的整流罩过渡点设定参考示意图。

图2是图1所示实施例的侧视图。

图3是图1所示实施例的前视图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种整流罩设计方法，包括：

步骤S1、确定用于伸出机体之外的设备的整流罩的整体框架，在整流罩上设置多个过渡点将所述整流罩划分为多个区域，确定过各区域之间的过渡曲面过渡方式以及两侧的区域与机体的曲面过渡方式；

步骤S2、以所述过渡点坐标为变量，以所述整流罩能够容纳所述设备为约束条件，以所述整流罩的曲面光滑为优化目标，进行变量解算，获取过渡点坐标值；

步骤S3、根据所述过渡点坐标值及预设的曲面过渡方式生成整流罩。

结合图1至图3进行详细说明。

在步骤S1中，具体包括：

步骤S11、确定用于存放设备的整流罩的对称面，本申请设备主要是指拦阻钩，如图1所示，其对称面是指垂直于图1所在的平面，且包含线段AOB的平面。

步骤S12、确定对称面内设备所占空间的最低点，由于拦阻钩一般放置于整流罩正中心位置，且拦阻钩的最低点也将是整流罩的最低点，图1中指位置O。

步骤S13、按照设备的长高比确定设备的沿长度方向的前后限制点。

该步骤中，在对称面内，以拦阻装置空间需求最低点O(拦阻钩凸出机体外的最低点)为基准，按照长(前端到O点的距离)高(机体到O点的距离)比α，确认前端极限点A；以极限点A为中心，按照与对称面成θ₁角裁切机身曲面，形成边界AC。应当注意的是，此时C点位置未确定，仅确定了AC的方向/所在平面。

同理，在该步骤中，在对称面内，以拦阻装置空间需求最低点O为基准，按照长高比β，确认前端极限点B；以极限点B为中心，按照与对称面成θ₂角裁切机身曲面，形成边界BD。

之后，按照宽(图1中的O点上下侧)高比γ，确认最低点O处的宽度点P；按照OP宽度的w₁倍设置前端横向边界点C；按照OP宽度的w₂倍设置后端横向后边界点D；依据点C、P、D，在机身表面构建最外侧纵向边界。

步骤S14、以所述最低点、前后限制点构建第一纵向控制线。

该步骤中，在对称面内，采用多段曲线组合构建纵向控制线，这里以最低点O为基准，向前、向后分别采用“直线+凹曲线”构建与机身连接且连续的控制线，两段直线间采用凸曲线(自机身向外的方向)进行连接。

步骤S15、在所述第一纵向控制线的一侧，根据设备的空间安装需求，确定该侧的沿纵向方向的两个第一控制点，并根据这两个第一控制点确定第二纵向控制线。

该步骤是通过第一条纵向控制线推演第二条纵向控制线，具体的，参考图1，以对称面内纵向控制线，按照对称面法向生成直纹面，在直纹面内，根据拦阻装置纵向空间需求，确认纵向控制线的控制点E、F(EF之间的距离约占整流罩整个纵向长度的1/3)；在前端横向边界AC上，按照控制点E宽度的w₁倍定义控制点E′；在后端横向边界BD上，按照控制点F宽度的w₂倍定义控制点F′；依据点E′、E、F、F′，构建第二条纵向控制线。

步骤S16、在两个第一控制点的背离所述第一纵向控制线的一侧，按照横向外倾的倾角不小于设定值的原则，确定两个第二控制点，根据这两个第二控制点确定第三纵向控制线。、

该步骤中，以第二条纵向控制线为基础，按照横向控制线外倾角不小于δ的原则，根据拦阻装置横向空间需求，确认纵向控制线的控制点G、H；在前端横向边界AC上，按照控制点G宽度的w₁倍定义控制点G′；在前端横向边界AC上，按照控制点H宽度的w₂倍定义控制点H′；依据点G′、G、H、H′，构建第三条纵向控制线。

步骤S17、在所述第一纵向控制线的另一侧，同样形成第二纵向控制线及第三纵向控制线，两个第二纵向控制线之间为过渡曲面，第二纵向控制线及第三纵向控制线之间为直纹面，第三纵向控制线外侧为过渡曲面。

该步骤用于搭建整流罩曲面，主要包括：

1)搭建框架曲面，根据以上构建的三条纵向控制线，从前至后，按照“过渡曲面+直纹面+过渡曲面”的分段形式构建曲面。

2)搭建框架曲面间的融合曲面，在上一步构建的框架曲面基础上，按照“过渡曲面+凸曲面+过渡曲面”的分段形式构建融合曲面。

3)搭建框架曲面与机身间的融合曲面，在第三条纵向控制线和最外侧纵向边界，按照“过渡曲面+凹曲面+过渡曲面”的分段形式构建融合曲面。

在搭建的整流罩曲面基础上，可进一步微调参数，以求取整流罩曲面质量的进一步优化；并将优化结果进行对称，生成整个整流罩曲面，表1给出了上述步骤中的具体参数。

表1整流罩设计参数

在一个具体的实施例中，各参数如下：

前端横向边界确定：本例中拦阻装置凸出机体200mm，长高比α定义为15，边界角度θ₁定义为45°；

后端横向边界确定：长高比β定义为10，边界角度θ₂定义为45°；

最外侧纵向边界确定：宽高比γ定义为5；前段，后段宽度因子w₁w2均定义为0.3。

在步骤S2中，变量主要包括EFGH四个点的位置，以及角度因子δ；

优化目标为曲面光滑，即一阶连续值最小。

本申请具有以下几个优点：

1)提出一种适用于隐身飞机的拦阻钩整流罩外形设计形式，造型简捷、实用；

2)设计因素考虑全面，涵盖了布置空间、部件耦合、气动阻力等常规需求；

3)能够准确将设计约束转化为几何设计，有效将布置空间、气动阻力、部件耦合等约束转化为整流罩外形点位置、线切矢控制设计来实现；

4)较好地实现了整流罩与周边曲面的融合设计，在保证拦阻钩装置空间需求的前提下，对整流罩外形作到了气动、隐身外形一体化设计。

本申请主要应用于隐身飞机拦阻钩整流罩外形的方案设计。该技术不受单发、双发布局的限制，设计简捷、结构紧凑，具有普遍适用性，应用范围广，在军机的设计上有广泛的应用前景。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种整流罩设计方法，其特征在于，包括：

步骤S1、确定用于伸出机体之外的设备的整流罩的整体框架，在整流罩上设置多个过渡点将所述整流罩划分为多个区域，确定过各区域之间的曲面过渡方式以及两侧的区域与机体之间的曲面过渡方式；

步骤S2、以所述过渡点坐标为变量，以所述整流罩能够容纳所述设备为约束条件，以所述整流罩的曲面光滑为优化目标，进行变量解算，获取过渡点坐标值；

步骤S3、根据所述过渡点坐标值及预设的曲面过渡方式生成整流罩；

其中，步骤S1中，将所述整流罩划分为多个区域包括：

步骤S11、确定用于存放设备的整流罩的对称面；

步骤S12、确定对称面内设备所占空间的最低点；

步骤S13、按照设备的长高比确定设备的沿长度方向的前后限制点；

步骤S14、以所述最低点、前后限制点构建第一纵向控制线；

步骤S15、在所述第一纵向控制线的一侧，根据设备的空间安装需求，确定该侧的沿纵向方向的两个第一控制点，并根据这两个第一控制点确定第二纵向控制线；

步骤S16、在两个第一控制点的背离所述第一纵向控制线的一侧，按照横向外倾的倾角不小于设定值的原则，确定两个第二控制点，根据这两个第二控制点确定第三纵向控制线；

步骤S17、在所述第一纵向控制线的另一侧，同样形成第二纵向控制线及第三纵向控制线，两个第二纵向控制线之间为过渡曲面，第二纵向控制线及第三纵向控制线之间为直纹面，第三纵向控制线外侧为过渡曲面。

2.如权利要求1所述的整流罩设计方法，其特征在于，步骤S17中，相邻两个面之间采用凸曲面连接，所述凸曲面是指沿整流罩的远离机体的方向凸出所形成的曲面。

3.如权利要求1所述的整流罩设计方法，其特征在于，步骤S17中，第三纵向控制线外侧的过渡曲面与机体采用凹曲面连接，所述凹曲面是指沿整流罩的朝向机体的方向凸出所形成的曲面。

4.如权利要求1所述的整流罩设计方法，其特征在于，步骤S15中，所述两个第一控制点之间的距离占整流罩整个纵向长度的1/3。

5.如权利要求1所述的整流罩设计方法，其特征在于，步骤S13之后进一步包括：

以前限制点为中心，按照与对称面成

角裁切机身曲面，形成前侧边界线，在前侧边界线上，按照中心宽度的

倍设置前端横向边界点；

以后限制点为中心，按照与对称面成

角裁切机身曲面，形成后侧边界线，在后侧边界线上，按照中心宽度的

倍设置后端横向边界点；

所述中心宽度是指整流罩的所述最低点处的宽度。

6.如权利要求5所述的整流罩设计方法，其特征在于，步骤S15中，在确定第二纵向控制线之前，进一步包括确定前侧边界线及后侧边界线上的控制点，所述前侧边界线及后侧边界线上的控制点根据所述第一控制点处的整流罩宽度及参数

和

确定。

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