一种尾推布局飞机机尾型面设计方法技术

本申请提供了一种尾推布局飞机机尾型面设计方法，属于航空航天领域，包括：构建几何参数化的机尾型面的边界轮廓型线；根据几何参数化的边界轮廓型线生成机尾型面的三维几何造型；基于三维几何造型，以系统轴向合力与畸变指数为优化目标，以至少一项机尾型面的设计参数为优化变量，优化机尾型面。实施本申请的技术方案可以提升尾推布局飞机机尾型面的性能。术方案可以提升尾推布局飞机机尾型面的性能。术方案可以提升尾推布局飞机机尾型面的性能。

【技术实现步骤摘要】
一种尾推布局飞机机尾型面设计方法


[0001]本申请涉及航空航天领域，尤其涉及一种尾推布局飞机机尾型面设计方法。

技术介绍

[0002]尾推布局飞机是一种利用边界层吸入式技术(Boundary Layer Ingestion，BLI)的新型电驱动飞机布局。BLI技术最早应用于海军舰船、潜艇和鱼雷，即利用“尾迹吸入式推进”将螺旋桨推进器置于船体尾迹之中，通过吸入尾迹低速流体可以获得更高的推进效率，降低能耗。近年来在航空领域，随着民航客机对“经济性”、“环保性”、“安全性”的不断追求，涌现出了大量以BLI技术为核心的新概念布局方案。尾推布局是一种在传统筒身
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机翼
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吊挂发动机布局基础上在机尾增置电驱动风扇的新式布局，相较于其他新概念布局，尾推布局由于是在现有筒身
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机翼
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吊挂发动机布局基础上进行改型升级，因而得以更快投入市场。参见图1和图2，图1为传统布局飞机机尾的示意图，图2为尾推布局飞机机尾的示意图。
[0003]传统布局飞机机尾的设计主要考虑起飞擦地角限制、辅助动力单元结构限制以及其与垂尾的气动干涉效应。区别于传统布局飞机机尾设计，尾推布局飞机机尾设计除了需要考虑上述因素外，所面临的新的气动设计问题为内外流耦合问题，这种内外流耦合效应具体表现为：一方面，尾推布局飞机机尾作为连接中机体与尾推轮毂的过渡段，机尾型面的曲率变化将影响边界层发展，对短舱阻力及尾推风扇进气条件产生影响；另一方面，尾推布局飞机机尾作为机身的一部分，其型面的变化也会对飞机气动特性产生影响。因此，在进行尾推布局飞机机尾型面设计时，必须同时考虑其对外流及内流特性的综合影响。
[0004]传统布局飞机机尾的气动设计主要是在起飞擦地角及结构限制的基础上进行初步型面设计，在完成初步型面设计后，考虑其与垂尾的气动干涉效应进行优化设计，在设计过程以提高飞机气动特性为设计目标，并不涉及内外流耦合问题。
[0005]按照传统布局飞机机尾设计方法进行尾推布局飞机机尾型面设计所面临的问题有两点：第一，尾推布局飞机机尾型面几何特征与传统布局飞机机尾型面存在较大差异，具体表现为：传统布局飞机机尾型面曲率变化形式一致，而尾推布局机尾型面由于需要在端点处与上下游部件光滑过渡，因此其几何上表现为“先凸后凹”的曲率形式；第二，尾推布局飞机机尾流动特征与传统布局飞机机尾流动特征存在较大差异，具体表现为：一方面，由于机尾型面曲率的缘故，经过机身的外流体产生了较厚的边界层，会增大进气道的进气畸变，降低进气道的总压恢复系数，不利于尾部推进系统的正常运行；另一方面，由于风扇的压力扰动会向上游传播，从而改变上游机身流场结构，增加机身尾段的流动损失，同时改变机身的气动特性。因此，传统布局飞机机尾型面设计方法不再适用于尾推布局，需要发展一种尾推布局飞机机尾型面设计方法，以提升尾推布局飞机机尾型面的性能。

技术实现思路

[0006]为了解决现有技术中的至少一个技术问题，本申请提供了一种尾推布局飞机机尾型面设计方法，提升尾推布局飞机机尾型面性能。
[0007]根据本申请的一方面，提供了一种尾推布局飞机机尾型面设计方法，包括：
[0008]构建几何参数化的机尾型面的边界轮廓型线；
[0009]根据几何参数化的边界轮廓型线生成所述机尾型面的三维几何造型；
[0010]以系统轴向合力与畸变指数为优化目标，以至少一项所述机尾型面的设计参数为优化变量，优化所述机尾型面的三维几何造型。
[0011]可选的，使用分段N次多项式构建所述几何参数化的边界轮廓型线。
[0012]可选的，所述构建几何参数化的机尾型面的边界轮廓型线，包括：
[0013]确定所述边界轮廓型线的两端点坐标；
[0014]基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标；
[0015]基于所述边界轮廓型线的两端点坐标、相应所述前后程型线分配控制点的坐标、相应所述前程型线曲率变化控制点的坐标和相应所述后程型线曲率变化控制点的坐标，构建几何参数化的所述边界轮廓型线。
[0016]可选的，所述确定所述边界轮廓型线的两端点坐标，包括：
[0017]根据所述机尾型面的长度、偏距和进出口直径确定所述机尾型面的边界轮廓型线的两端点坐标。
[0018]可选的，所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点设置在相应所述边界轮廓型线的中间位置，所述前程型线曲率变化控制点设置在相应前程型线的中点位置，所述后程型线曲率变化控制点设置在相应后程型线的中点位置；
[0019]所述基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标，包括：
[0020]根据以下公式确定所述前后程型线分配控制点的y轴坐标；
[0021]y(M
c
)＝[y(M1)+β
y
·
y(M2)]/(β
y
+1)
[0022]y(M
c
)表示所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的y轴坐标；
[0023]y(M1)表示所述边界轮廓型线的前端点的y轴坐标；
[0024]y(M2)表示所述边界轮廓型线的后端点的y轴坐标；
[0025]β
y
表示所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的控制参数。
[0026]可选的，所述基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标，包括：
[0027]根据所述两端点坐标中的前端点坐标和所述前后程型线分配控制点的坐标，确定所述前程型线曲率变化控制点的坐标；
[0028]根据所述两端点坐标中的后端点坐标和所述前后程型线分配控制点的坐标，确定所述后程型线曲率变化控制点的坐标。
[0029]可选的，所述基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标，包括：
[0030]根据以下公式确定所述前程型线曲率变化控制点的Y轴坐标；
[0031]y(M
y1
)＝[y(M1)+β
y1
·
y(M
c
)]/(β
y1
+1)；
[0032]根据以下公式确定所述后程型线曲率变化控制点的Y轴坐标；
[0033]y(M
y2
)＝[y(M
c
)+β
y2
·
y(M2)]/(β
y2
+1)；
[0034]y(M
y1
)表示所述边界轮廓型线的前程型线曲率变化本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种尾推布局飞机机尾型面设计方法，其特征在于，包括：构建几何参数化的机尾型面的边界轮廓型线；根据几何参数化的边界轮廓型线生成所述机尾型面的三维几何造型；基于所述三维几何造型，以系统轴向合力与畸变指数为优化目标，以至少一项所述机尾型面的设计参数为优化变量，优化所述机尾型面。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用分段N次多项式构建所述几何参数化的边界轮廓型线。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述构建几何参数化的机尾型面的边界轮廓型线，包括：确定所述边界轮廓型线的两端点坐标；基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标；基于所述边界轮廓型线的两端点坐标、相应所述前后程型线分配控制点的坐标、相应所述前程型线曲率变化控制点的坐标和相应所述后程型线曲率变化控制点的坐标，构建几何参数化的所述边界轮廓型线。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点设置在相应所述边界轮廓型线的中间位置，所述前程型线曲率变化控制点设置在相应前程型线的中点位置，所述后程型线曲率变化控制点设置在相应后程型线的中点位置；所述基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标，包括：根据以下公式确定所述前后程型线分配控制点的y轴坐标；y(M
c
)＝[y(M1)+β
y
·
y(M2)]/(β
y
+1)y(M
c
)表示所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的y轴坐标；y(M1)表示所述边界轮廓型线的前端点的y轴坐标；y(M2)表示所述边界轮廓型线的后端点的y轴坐标；β
y
表示所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的控制参数。5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标，包括：根据所述两端点坐标中的前端点坐标和所述前后程型线分配控制点的坐标，确定所述前程型线曲率变化控制点的坐标；根据所述两端点坐标中的后端点坐标和所述前后程型线分配控制点的坐标，确定所述后程型线曲率变化控制点的坐标。6.根据权利要求3～5任一所述的方法，其特征在于，所述基于所述边界轮廓型线的两端点坐标，确定相应所述边界轮廓型线的前后程型线分配控制点的坐标、前程型线曲率变化控制点的坐标和后程型线曲率变化控制点的坐标，包括：根据以下公式确定所述前程型线曲率变化控制点的Y轴坐标；y(M
y1
)＝|y(M1)+β
y1
·
y(M
c
)]/(β
y1
+1)；
根据以下公式确定所述后程型线曲率变化控制点的Y轴坐标；y(M
y2
)＝[y(M
c
)+β
y2
·
y(M2)]/(β
y2
+1)；y(M
y1
)表示所述边界轮廓型线的前程型线曲率变化控制点的y轴坐标；y(M1)表示所述边界轮廓型线的前端点的y轴坐标；β
y1
表示所述边界轮廓型线的前程型线曲...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘天宇，李志平，逯雨江，郑孟宗，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：