一种S形进气道的参数化建模与优化方法技术

本发明专利技术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。对进气道的参数化模型进行优化。对进气道的参数化模型进行优化。

【技术实现步骤摘要】
一种S形进气道的参数化建模与优化方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。因此本专利技术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。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于：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。
[0007]为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0008]一种S形进气道的参数化建模与优化方法，包括以下步骤：
[0009]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；
[0010]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；
[0011]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；
[0012]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。
[0013]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。
[0014]作为本专利技术的优选方案，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。
[0015]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，因此本专利技术中采用四分之一椭圆作为唇口型线。
[0016]作为本专利技术的优选方案，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：
[0017]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；
[0018]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x
j
(i)、y
j
(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；
[0019]使用k
j
(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Z
j
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A
j
表示第j个截面曲线处，扩压段的横截面面积；
[0020]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：
[0021]k
j
(i)＝k1(i)+c1(j)*((k
J
(i)
‑
k1(i)))
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0022]Z
j
＝Z1+c2(j)*((Z
J
‑
Z1))
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0023]A
j
(i)＝A1(i)+c3(j)*((A
J
(i)
‑
A1(i)))
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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x
j
(i)、y
j
(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k
j
(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Z
j
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A
j
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：k
j
(i)＝k1(i)+c1(j)*((k
J
(i)
‑
k1(i)))
ꢀꢀꢀꢀ
(1)Z
j
＝Z1+c2(j)*((Z
J
‑
Z1))
ꢀꢀꢀꢀ
(2)A
j
(i...

【专利技术属性】
技术研发人员：尚银辉，葛昌杰，张斌，姚皆可，肖良华，周伟，谭浩，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：