CN114154278B - 一种s形进气道的参数化建模与优化方法 - Google Patents

一种s形进气道的参数化建模与优化方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及无人机进气道设计领域，具体涉及一种S形进气道的参数化建模与优化方法，包括步骤：S1：从进气道的三维模型提取唇口前缘曲线，并记为第一曲线；从三维模型提取扩压段出口的截面曲线，并记为第二曲线；S2：在第一曲线上选取I1个均匀分布的点组成第一点集；在第一曲线的两端均绘制唇口型线；沿第一点集中的离散点对第一曲线两端的唇口型线之间进行插值，得到唇口的参数化模型；S3：使用唇口的参数化模型中内唇口的边界作为扩压段进口的截面曲线，并记为第三曲线；利用第二曲线与第三曲线完成扩压段的参数化建模，得到扩压段的参数化模型；S4：以进气道的总压恢复系数为目标函数，对进气道的参数化模型进行优化。

Description

一种S形进气道的参数化建模与优化方法
技术领域
本发明涉及一种无人机进气道设计方法，特别是一种S形进气道的参数化建模与优化方法。
背景技术
无人机的进气道包括唇口与扩压段，唇口与扩压段连接。近年来，S形进气道因其结构紧凑、总压恢复较高、隐蔽性好且能有效减轻飞行器重量而在无人机和巡航导弹上得到广泛应用。在S形进气道内部，气流都需流经两个方向相反的弯道，在沿程逆压梯度、离心力及横向逆压梯度的共同作用下，其出口截面畸变都比较大。因此，对S形进气道进行优化以提高其气动性能显得十分必要。进气道的唇口决定了进入喉道的气流的品质，而扩压段对进口来流进行减速整流，为发动机入口提供较为均匀的气流，二者都是影响进气道性能的关键。目前常采用进气道的总压恢复系数作为体现进气道性能的参数，其中，总压恢复系数为进气道出口气流平均总压除以远场气流平均总压的值。
唇口包括内唇口与外唇口，内唇口与外唇口的表面光滑过渡，内唇口与外唇口表面的交线为唇口前缘曲线，内唇口与扩压段连接。沿进气道中心线方向剖切进气道后，唇口截面(唇口与平行于进气道中心线方向的平面相交得到的截面)的轮廓线为唇口型线，目前常用的内唇口型线与外唇口型线有1/4椭圆、二次曲线等。
目前在设计进气道时，常采用CFD软件对划分网格后的进气道几何模型进行优化，通过改变进气道结构的尺寸参数使进气道的总压恢复系数更大。
目前进气道的优化设计大多是集中在扩压段设计上，比如有学者用基于伴随矩阵的方法进行S形进气道的优化设计，将很多个设计参数用伴随矩阵来表示，提高了进气道的性能；也有将非均匀有理B样条技术与优化理论结合来进行三维S形进气道的设计与优化，该方法可以进行自动的再设计；还有学者用Hicks Henne函数作为计算中心线、横截面积和形状变化的基函数来对中心线和面积变化规律进行优化，用卡比正交分解法(POD)在最小二乘法下产生最优解，优化后进气道气动性能有明显改善，这些方法对扩压段的优化设计有一定效果，但真实的进气道是包括唇口和扩压段的，而目前对唇口的优化设计相对较少，尚无将唇口和扩压段一体化、参数化建模及优化的例子，单纯对扩压段进行优化难以获得进气道设计的最优解。因此本发明阐述一种将唇口和扩压段进行一体化参数化建模和优化的方法。
发明内容
本发明的目的在于：针对现有技术存在的进气道设计方法中没有将唇口与扩压段一体化参数化建模并优化，难以获得最优的进气道结构的技术问题，提供一种S形进气道参数化建模与优化方法。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种S形进气道的参数化建模与优化方法，包括以下步骤：
S1：完成进气道位于过其中心线的竖直曲面左侧或右侧部分的三维建模，得到三维模型；从所述三维模型提取唇口前缘曲线，并记为第一曲线；从所述三维模型提取扩压段出口的截面曲线，并记为第二曲线；其中，截面曲线为进气道左侧或右侧部分与截面相交得到的轮廓线，所述截面为垂直于进气道中心线的平面；
S2：在所述第一曲线上选取I1个均匀分布的点组成第一点集；在所述第一曲线的两端均绘制唇口型线；沿所述第一点集中的离散点对所述第一曲线两端的唇口型线之间进行插值，得到唇口的参数化模型，其中，I1≥50；
S3：使用所述唇口的参数化模型中内唇口的边界作为扩压段进口的截面曲线，并记为第三曲线；利用所述第二曲线与所述第三曲线完成所述扩压段的参数化建模，得到扩压段的参数化模型；
S4：以进气道的总压恢复系数为目标函数，对唇口的参数化模型与扩压段的参数化模型进行优化。
上述技术方案中，仅使用进气道位于过其中心线竖直曲面的左侧或右侧部分三维模型进行优化，能够节省计算时间。以左侧为例，从进气道左侧部分的三维模型中提取唇口前缘曲线(即第一曲线)，并在第一曲线的两端绘制唇口型线，通过对第一曲线两端绘制的唇口型线进行不少于50次插值，即可得到准确的唇口参数化模型。以该参数化模型中的内唇口靠近扩压段的边界作为扩压段进口的截面曲线，并记为第三曲线，能够使唇口与扩压段相互关联，使得后续对唇口的参数化模型与扩压段的参数化模型进行优化时，能够同时考虑唇口的结构与扩压段的结构，以及两者之间的相互影响，以得出最优的进气道结构。
作为本发明的优选方案，在所述S2中，所述唇口型线的内唇口型线与外唇口型线均为四分之一椭圆。
四分之一椭圆线具有简单而明确的表达式、易于构造的优点，根据工程经验，以四分之一椭圆作为唇口型线时进气道具有较好的性能，因此本发明中采用四分之一椭圆作为唇口型线。
作为本发明的优选方案，在所述S3中，利用所述第二曲线与所述第三曲线完成所述扩压段的参数化建模的过程包括：
S31：在扩压段的进口至出口范围内，选取扩压段上J个沿扩压段中心线分布的截面曲线，其中第一个截面曲线为所述第三曲线，第J个截面曲线为所述第二曲线，其余所述截面曲线均采用在所述第三曲线与所述第二曲线之间插值得到；其中，第一个截面曲线采用包含I2个离散点的第二点集进行表示，第二个截面曲线采用包含I2个离散点的第三点集进行表示……第J个截面曲线采用包含I2个离散点的第J+1点集进行表示；其中，J≥40，I2≥50，所有所述第二点集中的离散点位置相互对应；
S32：以无人机的机身轴向为Z轴、竖直方向为Y轴、水平方向为X轴建立空间直角坐标系，使用xj(i)、yj(i)表示第j个截面曲线对应的点集中，第i个离散点在X轴与Y轴围成的平面中的平面坐标，其中i＝1，2……I2，j＝1，2……J；
使用kj(i)表示第j个截面曲线上第i个离散点位置处的曲率；使用Zj表示第j个截面曲线处扩压段中心线上对应的点在Z轴的坐标；使用Aj表示第j个截面曲线处，扩压段的横截面面积；
使用c1(j)表示扩压段沿自身中心线方向的曲率变化规律，利用c2(j)表示扩压段中心线变化规律，利用c3(j)表示扩压段沿自身中心线方向的横截面面积变化规律；于是有：
kj(i)＝k1(i)+c1(j)*((kJ(i)-k1(i))) (1)
Zj＝Z1+c2(j)*((ZJ-Z1)) (2)
Aj(i)＝A1(i)+c3(j)*((AJ(i)-A1(i))) (3)
其中，c1(j)＝n1z2+p1z3+q1z4，c2(j)＝n2z2+p2z3+q2z4，c3(j)＝n3z2+p3z3+q3z4，系数n1、p1、q1、n2、p2、q2、n3、p3、q3满足如下限制条件：
S33：将所述第二点集至所述第J+1点集中的各离散点带入上述公式(1)、(2)、(3)中，得到xj(i)与yj(i)，完成扩压段的参数化建模过程。
在扩压段的进口至出口范围内，选取J个沿扩压段中心线分布的截面曲线，其中第一个截面曲线采用所述第三曲线，与唇口的参数化模型相关，受到d1、d2、h1、h2、h3、h4等参数的影响。将第二点集至第J+1点集中的离散点带入上述公式(1)、(2)、(3)中，能够使第二点集至第J+1点集中的离散点相互关联；通过改变d1、d2、h1、h2、h3、h4、c1(j)、c2(j)、c3(j)的取值，能够达到改变各点集中离散点位置的目的，再通过将各离散点拟合为曲面，便能够得到优化后的扩压段与进气道结构。
具体地，通过改变c1(j)能够使扩压段的曲率变化，进而改变各点集中对应离散点之间的相对位置；通过改变c2(j)能够对各点集所表示的截面曲线进行平移与旋转，使各截面曲线镜像后围成的封闭曲线的中心点位于扩压段中心线上；通过改变c3(j)能够对点集中各离散点的坐标进行缩放，实现改变扩压段横截面的面积。
目前的扩压段中心线变化规律、扩压段的曲率变化规律、扩压段横截面积规律均可采用四次多项式表示。以扩压段的曲率变化规律为例，即c1(j)＝n1z2+p1z3+q1z4，根据关系kj(i)＝k1(i)+c1(j)*((kJ(i)-k1(i)))可知，当z＝1(即j＝J)时，有kJ(i)＝k1(i)+c1(j)*((kJ(i)-k1(i)))，计算得出此时c1(j)的取值为1；在设计进气道时，进气道中心线末端应与飞机轴线相切，因此需要满足：当z＝1时，扩压段的中心线切线方向应与飞机机身轴向平行；如图3所示，(z，c1(j))为Z轴与Y轴形成的平面上的坐标点，于是有/>综上，c1(j)应满足条件：
当n1＝0时，根据上式求得p1＝4，q1＝-3，此时c1(j)＝4z3-3z4，该曲线变化规律为前缓后急；当n1＝3时，根据上求得p1＝-2，q1＝0，此时c1(j)＝3z2-2z3，该曲线变化规律为缓急相当；当n1＝6时，根据上求得p1＝-8，q1＝3，此时c1(j)＝6z2-8z3+3z4，该曲线变化规律为前急后缓。这三种变化规律也是扩压段中心线变化规律和面积变化规律常用的三种。因此可以选择n1作为扩压段建模的控制参数。
同理，c2(j)、c3(j)应分别满足条件：
n2与n3也可作为扩压段建模的控制参数。
对于本领域的技术人员而言，能够得出kj(i)、Aj两者与xj(i)、yj(i)的关系式，并带入上述公式(1)、(2)、(3)中，得到xj(i)、yj(i)的表达式，完成扩压段的参数化建模过程。
综上，d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3均会影响xj(i)与yj(i)的数值；于是，利用xj(i)与yj(i)完成扩压段参数化建模得到的扩压段参数化模型，与唇口的参数化模型相互关联。扩压段的参数化模型与唇口的参数化模型组成进气道的参数化模型，能够使实现在对进气道结构进行优化时，同时兼顾唇口结构与扩压段的结构，对唇口结构与扩压段结构同时进行优化，以得到更优的进气道结构。
目前进气道优化的研究大多是对扩压段进行优化，优化后的扩压段连接上唇口时，再次仿真后整个进气道的性能较差，无法得到最优的进气道结构。而同时对唇口和扩压段进行优化可以提高进气道的性能。
作为本发明的优选方案，kj(i)＝(θj(i+1)-θj(i))/ssj(i+1)；其中，ssj(i+1)为第j个截面曲线上第i+1个离散点所对应的无量纲弧长，θj(i+1)为第i+1个离散点、第i个离散点的连线与所述S32中空间直角坐标系的X轴方向形成的夹角。
如图5所示，对于本领域的技术人员而言，θj(i+1)、θj(i)与ssj(i+1)可采用xj(i-1)、yj(i-1)、xj(i)、yj(i)、xj(i+1)、yj(i+1)表示。
作为本发明的优选方案，
由于上述方案仅利用了进气道对称面一侧的结构进行优化，之后需要将对优化得到进气道单侧结构进行镜像，以得到完整的进气道结构，因此，需要保证J个沿扩压段中心线分布的截面曲线中，任一截面曲线的两端均垂直于Y轴与Z轴形成的平面。于是结合附图5，需要满足由于曲率过渡方式的多样性，对于任意的截面曲线，可能会出现/>此时应将该截面的曲率kj(i)的取值均乘上同一个系数，使上述等式成立。
作为本发明的优选方案，所述S2中，所述第一曲线一端的内唇口厚度为h1、外唇口厚度为h2，所述第一曲线另一端的内唇口厚度为h3、外唇口厚度为h4；内唇口长度均为d1，外唇口长度为均d2；所述S4中，对唇口的参数化模型与扩压段的参数化模型进行优化时，以所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3为自变量。
在对进气道结构进行优化时，既考虑了与唇口有关的参数d1、d2、h1、h2、h3、h4，又考虑了与扩压段有关的参数n1、n2、n3，能够同时优化唇口与扩压段的结构，在确保进气道的总压恢复系数满足最小值要求的前提下，进气道的结构最优。
作为本发明的优选方案，所述S4中，对唇口的参数化模型与扩压段的参数化模型进行优化的过程包括：
S41：利用所述S2中唇口的参数化模型与所述S3中扩压段的参数化模型生成进气道几何模型，并对所述进气道几何模型进行网格划分；
S42：确定总压恢复系数需要优化达到的最小值作为优化的目标值，以所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3为自变量，对所述S41中进行网格划分后的所述进气道几何模型进行优化，并记录总压恢复系数大于所述目标值时，所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的数值；
S43：根据所述S42中记录的所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的数值设计进气道。
作为本发明的优选方案，在所述S42中，对进气道几何模型优化时，利用遗传算法对自变量的取值进行更改。
作为本发明的优选方案，在所述S41中，利用ICEM对进气道几何模型进行网格划分，并在进行网格划分前，利用ICEM制作网格模板，所述网格模板包括进气道网格，所述网格模板使所述进气道网格与所述进气道几何模型的点、线、面相关联，利用所述网格模板对所述进气道几何模型进行网格划分。
在划分网格前制作网格模板，并在划分网格时进行调用，对点线面进行关联，能够避免操作过多时出现的偶然错误。
作为本发明的优选方案，在使用ICEM对所述进气道几何模型进行网格划分时，使用命令流文件记录网格划分过程。
通过命令流文件记录网格划分过程，当进气道的几何模型发生变化时，通过调用该命令流文件可直接对变化后的进气道几何模型进行网格划分，节约了操作时间。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、本发明的优点是提供了一种S形进气道参数化建模与优化的方法，兼顾了唇口及扩压段的参数化建模，同时建立优化平台实现S形进气道的优化设计，便于分析唇口及扩压段关键参数对进气道性能的影响，指导飞机气动设计。
2、提供了一种进气道的建模与优化方法，以内唇口的边界作为扩压段的入口截面曲线，使唇口的结构与扩压段的结构相互关联，能够实现同时对进气道的唇口与扩压段进行优化。
3、利用扩压段中心线变化规律、扩压段的曲率变化规律以及扩压段的横截面面积变化规律，能够使第二点集至第J+1点集中的各离散点的坐标相互关联且受到扩压段中心线变化、扩压段的曲率变化以及扩压段的横截面面积的影响；第二点集中的离散点为第一曲线(内唇口的边界)上的点，与唇口相关，第三点集至第J+1点集中的离散点为扩压段截面上的点，因此在优化扩压段时，能够考虑到唇口对扩压段的影响，实现同时对进气道的唇口与扩压段进行优化。
附图说明
图1是本发明中进气道的结构示意图。
图2是进气道唇口处的剖面示意图。
图3是扩压段的中心线示意图。
图4是第二点集的示意图。
图5为无量纲弧长在坐标平面中的示意图。
图6是椭圆在坐标平面中的示意图。
图7是本发明中，对进气道结构进行优化的流程示意图。
图8是完成进气道参数化建模的流程示意图。
图标：1-唇口；11-唇口型线；2-扩压段；21-扩压段中心线；3-第一曲线；4-第二曲线；5-第三曲线。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明作详细的说明。
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
一种S形进气道的参数化建模与优化方法，用于对图1中所示的进气道结构进行优化，如图1所示，S形进气道包括唇口1与扩压段2，唇口1包括内唇口与外唇口，其中，内唇口的边界之一与外唇口平滑过渡，内唇口的边界之二与扩压段2的进口平滑连接。由于完整的进气道的截面曲线是左右对称的，因此，可仅对进气道位于过其中心线的竖直曲面一侧的部分进行优化，以节省优化时的计算时间。本实施例中所提到的截面曲线均为：垂直于进气道中心线(进气道中心线与扩压段中心线21重合)的平面与扩压段2的内侧表面(内侧表面指扩压段2中，与吸入的空气相接触的表面)相交得到的轮廓线。本实施例以对过进气道中心线的竖直曲面左侧的进气道结构进行优化为例。
参数化建模的步骤如图8所示，包括：
使用CATIA或其它三维建模软件完成进气道左侧部分的三维建模，得到图2中所示的进气道三维模型。提取三维模型中唇口1的前缘曲线，即，在进气道中心线方向上，位于最前端的曲线，如图2所示，并将唇口1前缘曲线记为第一曲线3；提取进气道的三维模型中扩压段2出口的截面曲线，并记为第二曲线4。
在第一曲线3通过插值的方式得到由I1(I1≥50)个离散点组成第一点集，选取四分之一椭圆作为内唇口型线与外唇口型线，参照图2所示，在第一曲线3的两端均绘制唇口型线11，第一曲线3起点处的内唇口厚度为h1、外唇口厚度为h2，第一曲线3终点处的内唇口厚度为h3、外唇口厚度为h4；内唇口长度均为d1，外唇口长度为均d2；利用Matlab沿第一点集中的各离散点对第一曲线3两端的唇口型线11进行插值，即可完成唇口1的参数化建模，得到组成唇口1的各点坐标，以及由多点连成的内唇口的边界曲线，并将内唇口用于与扩压段2连接的边界曲线记为第三曲线5。
在扩压段2的进口至出口范围内，选取J(J≥40)个在扩压段中心线21上均匀分布的截面曲线，其中，第一个截面曲线为前述的第三曲线5，第J个截面曲线为前述的第二曲线4，其余所述截面曲线均采用在第三曲线5与第二曲线4之间插值得到。其中，第一个截面曲线采用包含I2个离散点的第二点集进行表示，第二个截面曲线采用包含I2个离散点的第三点集进行表示……第J个截面曲线采用包含I2个离散点的第J+1点集进行表示，其中，I2≥50。
以无人机的机身轴向为Z轴、以竖直方向为Y轴、以水平方向为X轴，建立如图3中所示的空间直角坐标系，如图4所示，使用xj(i)、yj(i)表示由第j个截面曲线对应的点集中，第i个离散点的坐标。第二点集至第J+1点集中的第i个离散点的位置相互对应。
使用kj(i)表示扩压段2的内侧表面在第j个截面曲线上第i个离散点位置处的曲率，kj(i)＝(θj(i+1)-θj(i))/ssj(i+1)；其中，如图5所示，ssj(i+1)为第j个截面曲线对应的点集中第i+1个离散点所对应的无量纲弧长，θj(i+1)为第i+1个离散点、第i个离散点之间的连线与空间直角坐标系中X轴形成的夹角。
使用c1(j)表示扩压段的曲率变化规律；于是有：
kj(i)＝k1(i)+c1(j)*((kJ(i)-k1(i))) (1)
其中，c1(j)＝n1z2+p1z3+q1z4，系数n1、p1、q1满足如下限制条件：
在对进气道进行优化时，还应考虑扩压段中心线21的变化规律与扩压段2的横截面面积变化规律。采用四次多项式c2(j)表示扩压段中心线21的变化规律，利用c3(j)表示扩压段2沿自身中心线变化方向的横截面面积变化规律，采用Zj表示第j个截面曲线处扩压段中心线21对应的点在Z轴的坐标；采用Aj表示第j个截面曲线处，扩压段2的横截面面积；于是有：
Zj＝Z1+c2(j)*((ZJ-Z1)) (2)
Aj(i)＝A1(i)+c3(j)*((AJ(i)-A1(i))) (3)
利用Matlab将第二点集至第J+1点集中的离散点带入上述公式(1)，即可使各点集中的离散点坐标xj(i)与yj(i)相互关联。具体地，在计算kj(i)后，结合图4与图5，可以将第二点集至第J+1点集中的离散点通过下式相互关联，
Δθj(i)＝ssj(i-1)*kj(i-1)
θj(i)＝θj(i-1)+Δθj(i)
xj(i)＝xj(i-1)+ssj(i)*cosθj(i)
yj(i)＝yj(i-1)+ssj(i)*sinθj(i)
其中，ssj(i)可以根据ss1(i)和ssj(i)插值得到，即入口的弧长和出口的弧长插值得到，另外有必要说明的是，由于曲率过渡方式的多样性，对于任意的截面曲线，可能会出现此时应将该截面的曲率kj(i)的取值均乘上同一个系数，使其符合/>
再结合公式(2)，能够对各点集所表示的截面曲线进行平移和旋转，使截面曲线镜像后围成的封闭曲线的中心点位于扩压段中心线21上；结合公式(3)，能够对各点集所表示的截面曲线进行缩放，改变扩压段2的横截面面积，至此，完成扩压段2的参数化建模。
对进气道结构进行优化的过程包括：
将利用Matlab参数化建模得到的进气道参数化模型(唇口1的参数化模型与扩压段2的参数化模型)导入ICEM中生成进气道的几何模型，并对所述进气道的几何模型进行网格划分；利用CFX-pre设置边界条件，如环境温度，空气速度与压力等，之后将进行网格划分后的进气道几何模型送入CFX-solve进行仿真计算，并使用CFX-post提取计算的到的总压恢复系数(进气道出口气流平均总压除以远场气流平均总压的值)，若总压恢复系数不满足要求，则进行下一轮优化过程，若满足要求，则使用CFX-post提取此时d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的数值，用于设计进气道结构。
为了自动实现上述优化过程，可通过Isight软件集成Matlab、ICEM、CFX-pre、CFX-solve、CFX-post等软件。在进行优化前，在Isight软件中给出自变量d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的取值范围，设定总压恢复系数为目标函数，并设定目标函数需要优化后能够满足要求时的最小值为目标值，之后由Matlab完成进气道的参数化建模过程，再由ICEM完成网格划分，接着由CFX-pre、CFX-solve、CFX-post等进行后续计算过程。每完成一轮优化过程后，若总压回复系数未达到设定的目标值，则由Isight软件从优化算法库中选择优化算法，改变自变量d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的取值并开始下一轮优化，直至目标函数的值不小于设定的目标值，其中优化算法采用遗传算法最佳。
实施例2
本实施例用于对实施例1中的唇口1参数化建模过程进行解释。以唇口型线11为四分之一椭圆为例，椭圆在平面直角坐标系中的示意图如图6所示。
对于标准椭圆，其方程为
将(2)带入(1)可求解到
考虑θ的取值范围，可以得到：
当0≤θ<π/2或者3π/2≤θ<2π时，
当π/2＜θ＜3π/2时，
当θ＝π/2时，
当θ＝3π/2时，
至此求得唇口型线11上各点的坐标，在实施例1中，在第一点集中的各离散点位置处均绘制有唇口型线11，不难求得所有唇口型线11上任意点的坐标，得到唇口1的参数化模型。当然，若采用其它的唇口型线11，本领域的技术人员也应能够进行参数化建模得到唇口1的参数化模型。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：完成进气道位于过其中心线的竖直曲面左侧或右侧部分的三维建模，得到三维模型；从所述三维模型提取唇口(1)前缘曲线，并记为第一曲线(3)；从所述三维模型提取扩压段(2)出口的截面曲线，并记为第二曲线(4)；其中，截面曲线为进气道左侧或右侧部分与截面相交得到的轮廓线，所述截面为垂直于进气道中心线的平面；
S2：在所述第一曲线(3)上选取I1个均匀分布的点组成第一点集；在所述第一曲线(3)的两端均绘制唇口型线；沿所述第一点集中的离散点对所述第一曲线(3)两端的唇口型线之间进行插值，得到唇口(1)的参数化模型，其中，I1≥50；
S3：使用所述唇口(1)的参数化模型中内唇口的边界作为扩压段(2)进口的截面曲线，并记为第三曲线(5)；利用所述第二曲线(4)与所述第三曲线(5)完成所述扩压段(2)的参数化建模，得到扩压段(2)的参数化模型；
S4：以进气道的总压恢复系数为目标函数，对唇口(1)的参数化模型与扩压段(2)的参数化模型进行优化；其中，总压恢复系数为进气道出口气流平均总压除以远场气流平均总压的值。
2.根据权利要求1所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，在所述S2中，所述唇口型线的内唇口型线与外唇口型线均为四分之一椭圆。
3.根据权利要求2所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，在所述S3中，利用所述第二曲线(4)与所述第三曲线(5)完成所述扩压段(2)的参数化建模的过程包括：
S31：在扩压段(2)的进口至出口范围内，选取扩压段(2)上J个沿扩压段中心线(21)分布的截面曲线，其中第一个截面曲线为所述第三曲线(5)，第J个截面曲线为所述第二曲线(4)，其余所述截面曲线均采用在所述第三曲线(5)与所述第二曲线(4)之间插值得到；其中，第一个截面曲线采用包含I2个离散点的第二点集进行表示，第二个截面曲线采用包含I2个离散点的第三点集进行表示……第J个截面曲线采用包含I2个离散点的第J+1点集进行表示；其中，J≥40，I2≥50；
S32：以无人机的机身轴向为Z轴、竖直方向为Y轴、水平方向为X轴建立空间直角坐标系，使用xj(i)、yj(i)表示第j个截面曲线对应的点集中，第i个离散点在X轴与Y轴围成的平面中的平面坐标，其中i＝1，2......I2，j＝1，2......J；
使用kj(i)表示第j个截面曲线上第i个离散点位置处的曲率；使用Zj表示第j个截面曲线处扩压段中心线(21)上对应的点在Z轴的坐标；使用Aj表示第j个截面曲线处，扩压段(2)的横截面面积；
使用c1(j)表示扩压段(2)沿自身中心线方向的曲率变化规律，利用c2(j)表示扩压段中心线(21)变化规律，利用c3(j)表示扩压段(2)沿自身中心线方向的横截面面积变化规律；于是有：
kj(i)＝k1(i)+c1(j)*((kJ(i)-k1(i))) (1)
Zj＝Z1+c2(j)*((ZJ-Z1)) (2)
Aj(i)＝A1(i)+c3(j)*((AJ(i)-A1(i))) (3)
其中，c1(j)＝n1z2+p1z3+q1z4，c2(j)＝n2z2+p2z3+q2z4，c3(j)＝n3z2+p3z3+q3z4，系数n1、p1、q1、n2、p2、q2、n3、p3、q3满足如下限制条件：
S33：将所述第二点集至所述第J+1点集中的各离散点带入上述公式(1)、(2)、(3)中，得到xj(i)与yj(i)，完成扩压段的参数化建模过程。
4.根据权利要求3所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，kj(i)＝(θj(i+1)-θj(i))/ssj(i+1)；其中，ssj(i+1)为第j个截面曲线上第i+1个离散点所对应的无量纲弧长，θj(i+1)为第i+1个离散点、第i个离散点的连线与所述S32中空间直角坐标系的X轴方向形成的夹角。
5.根据权利要求4所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，
6.根据权利要求3所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，所述S2中，所述第一曲线(3)一端的内唇口厚度为h1、外唇口厚度为h2，所述第一曲线(3)另一端的内唇口厚度为h3、外唇口厚度为h4；内唇口长度均为d1，外唇口长度为均d2；所述S4中，对唇口(1)的参数化模型与扩压段(2)的参数化模型进行优化时，以所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3为自变量。
7.根据权利要求6所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，所述S4中，对唇口(1)的参数化模型与扩压段(2)的参数化模型进行优化的过程包括：
S41：利用所述S2中唇口(1)的参数化模型与所述S3中扩压段(2)的参数化模型生成进气道几何模型，并对所述进气道几何模型进行网格划分；
S42：确定总压恢复系数需要优化达到的最小值作为优化的目标值，以所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3为自变量，对所述S41中进行网格划分后的所述进气道几何模型进行优化，并记录总压恢复系数大于所述目标值时，所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的数值；
S43：根据所述S42中记录的所述d1、d2、h1、h2、h3、h4、n1、n2、n3的数值设计进气道。
8.根据权利要求7所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，在所述S42中，对进气道几何模型优化时，利用遗传算法对自变量的取值进行更改。
9.根据权利要求7所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，在所述S41中，利用ICEM对进气道几何模型进行网格划分，并在进行网格划分前，利用ICEM制作网格模板，所述网格模板包括进气道网格，所述网格模板使所述进气道网格与所述进气道几何模型的点、线、面相关联，利用所述网格模板对所述进气道几何模型进行网格划分。
10.根据权利要求7所述的一种S形进气道的参数化建模与优化方法，其特征在于，在使用ICEM对所述进气道几何模型进行网格划分时，使用命令流文件记录网格划分过程。
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