基于高斯曲线的机翼后缘设计方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于高斯曲线的机翼后缘设计方法及系统，应用于飞行器领域，包括：利用高斯曲线的正态分布函数确定正态分布的标准差参数；根据正态分布的标准差参数确定机翼后缘的初始位置；将初始位置输入曲线生成软件中生成高斯曲线，并对生成的高斯曲线进行机翼后缘外形的拟合以形成拟合曲线；利用拟合曲线将机翼后缘外形与翼面进行相切处理以得到机翼后缘横切面外形曲线；将机翼后缘横切面外形曲线沿着隐身结构边缘线方向进行拉伸，以形成机翼后缘的最终外形。本发明专利技术不需要进行建模与迭代优化，极大提高了设计进度，并形成最优方案。案。案。

【技术实现步骤摘要】
基于高斯曲线的机翼后缘设计方法及系统


[0001]本专利技术涉及飞行器领域，具体而言，涉及一种基于高斯曲线的机翼后缘设计方法及系统。

技术介绍

[0002]在隐身飞机的强散射源被抑制后，边缘散射成为了主要的散射贡献。隐身战斗机的机翼和平尾后缘受到气动约束，其后缘的后掠角度不能太大，且翼型的外形设计隐身要求与气动要求相矛盾。因此，机翼后缘成为前向角域主要的散射源。
[0003]根据对后缘散射的机理分析，边缘散射机制复杂，包括表面行波、边缘绕射、爬行波、尖端绕射等。其中，行波散射和边缘绕射是边缘散射的主要形式。目前，国内外隐身飞机对后缘散射的抑制方法和措施主要有:采用表面波吸波材料涂覆对表面波进行衰减抑制、采用特征阻抗渐变实现边缘到自由空间的完美匹配实现表面行波前向传输等等。由于特征阻抗渐变结构的可实现空间受到很大限制，故低频的隐身性能收益甚微。
[0004]不仅如此，由于机翼后缘外形设计目前并没有相应的设计法则，常规设计过程中需要对不同的设计方案进行建模仿真与迭代优化，因此严重影响方案设计进度，浪费人力、物力等社会资源。

技术实现思路

[0005]本专利技术实施例提供了一种基于高斯曲线的机翼后缘设计方法及系统，以至少解决现有技术中采用特征阻抗渐变结构存在低频隐身性能不佳且利用建模仿真与迭代优化的设计方案严重影响设计进度的问题。
[0006]根据本专利技术的一个实施例，提供了一种基于高斯曲线的机翼后缘设计方法，其中，所述机翼后缘包括隐身结构，所述机翼后缘与机翼的翼面之间设置有隐身结构边缘线，所述设计方法包括：
[0007]利用高斯曲线的正态分布函数确定正态分布的标准差参数；
[0008]根据所述正态分布的标准差参数确定所述机翼后缘的初始位置；
[0009]将所述初始位置输入曲线生成软件中生成高斯曲线，并对生成的高斯曲线进行机翼后缘外形的拟合以形成拟合曲线；
[0010]利用所述拟合曲线将机翼后缘外形与所述翼面进行相切处理以得到机翼后缘横切面外形曲线；以及
[0011]将所述机翼后缘横切面外形曲线沿着所述隐身结构边缘线方向进行拉伸，以形成机翼后缘的最终外形。
[0012]在一个示例性实施例中，所述利用高斯曲线的正态分布函数确定正态分布的标准差参数具体包括：
[0013]确定高斯曲线的分布函数为
[0014]其中，μ是正态分布函数的数学期望参数，σ是正态分布的标准差参数，x是变量；
[0015]根据高斯曲线的分布函数的特性，确定变量x的取值范围为[μ
‑
3σ,μ+3σ]；
[0016]根据高斯曲线所具有的对称性以及所述正态分布函数的数学期望参数不影响高斯曲线的形状特性，设置μ取0，且变更变量x的取值范围为[0,3σ]，由此形成处理后的高斯曲线的分布函数变为其中，A为系数；
[0017]根据上述两个公式(1)和(2)，并通过仿真得到一系列不同σ对应的高斯曲线；
[0018]对这系列高斯曲线各自对应的机翼后缘外形进行雷达散射截面积仿真测试，并选取雷达散射截面积最低值的曲线所对应的σ值作为正态分布的标准差参数。
[0019]在一个示例性实施例中，所述根据所述正态分布的标准差参数确定所述机翼后缘的初始位置具体包括：
[0020]根据选取的σ值确定变量x的取值范围[0,3σ]；
[0021]利用取值范围中的起止端点计算高斯曲线的宽高比值；
[0022]将计算得到的高斯曲线的宽高比值确定为所述机翼后缘的初始位置。
[0023]在一个示例性实施例中，所述将所述初始位置输入曲线生成软件中生成高斯曲线，并对生成的高斯曲线进行机翼后缘外形的拟合以形成拟合曲线具体包括：
[0024]利用所述曲线生成软件生成高斯曲线，并输出高斯曲线的点坐标文件；
[0025]在三维作图软件中输入高斯曲线的部分点坐标，并用所述三维作图软件中的样条线对部分点进行拟合而形成拟合曲线。
[0026]在一个示例性实施例中，所述机翼后缘的初始位置包括机翼后缘远端纵坐标和机翼后缘远端横坐标，所述机翼后缘远端横坐标为计算得到的高斯曲线的宽高比值，所述机翼后缘远端纵坐标为机翼的上下两个翼面所包括的两条隐身结构边缘线之间的中间点的高度值，所述利用所述拟合曲线将机翼后缘外形与所述翼面进行相切处理以得到机翼后缘横切面外形曲线具体包括：
[0027]将所述拟合曲线缩放至与所述机翼后缘远端纵坐标对应的点到任一条隐身结构边缘线的距离相同的大小；
[0028]将缩放后的曲线中横坐标x＝3σ的点平移至与所述隐身结构连接的所述翼面的上表面；
[0029]在缩放后的曲线所在的平面内，对横坐标x＝3σ的点做高斯曲线切线，在所述翼面的横切面的隐身结构上边缘点位置做翼型曲线切线，将缩放后的曲线旋转到所述高斯曲线切线和所述翼型曲线切线相重合的位置。
[0030]根据本专利技术的又一个实施例，提供了一种基于高斯曲线的机翼后缘设计系统，其中，所述机翼后缘包括隐身结构，所述机翼后缘与机翼的翼面之间设置有隐身结构边缘线，所述设计系统包括：
[0031]参数设计模块，利用高斯曲线的正态分布函数确定正态分布的标准差参数；
[0032]位置确定模块，根据所述正态分布的标准差参数确定所述机翼后缘的初始位置；
[0033]外形拟合模块，将所述初始位置输入曲线生成软件中生成高斯曲线，并对生成的高斯曲线进行机翼后缘外形的拟合以形成拟合曲线；
[0034]相切处理模块，利用所述拟合曲线将机翼后缘外形与所述翼面进行相切处理以得到机翼后缘横切面外形曲线；以及
[0035]拉伸处理模块，将所述机翼后缘横切面外形曲线沿着所述隐身结构边缘线方向进行拉伸，以形成机翼后缘的最终外形。
[0036]在一个示例性实施例中，所述参数设计模块具体用于：
[0037]确定高斯曲线的分布函数为
[0038]其中，μ是正态分布函数的数学期望参数，σ是正态分布的标准差参数，x是变量；
[0039]根据高斯曲线的分布函数的特性，确定变量x的取值范围为[μ
‑
3σ,μ+3σ]；
[0040]根据高斯曲线所具有的对称性以及所述正态分布函数的数学期望参数不影响高斯曲线的形状特性，设置μ取0，且变更变量x的取值范围为[0,3σ]，由此形成处理后的高斯曲线的分布函数变为
[0041]其中，A为系数；
[0042]根据上述两个公式(1)和(2)，并通过仿真得到一系列不同σ对应的高斯曲线；
[0043]对这系列高斯曲线各自对应的机翼后缘外形进行雷达散射截面积仿真测试，并选取雷达散射截面积最低值的曲线所对应的σ值作为正态分布的标准差参数。
[0044]在一个示例性实施例中，所述位置确定模块具体用于：
[0045]根据选取的σ值确定变量x的取值范围[0,3σ]；
[0046]利用取值范围中的起止端点计算高斯曲线的宽高比值；
[004本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于高斯曲线的机翼后缘设计方法，其特征在于，所述机翼后缘包括隐身结构，所述机翼后缘与机翼的翼面之间设置有隐身结构边缘线，所述设计方法包括：利用高斯曲线的正态分布函数确定正态分布的标准差参数；根据所述正态分布的标准差参数确定所述机翼后缘的初始位置；将所述初始位置输入曲线生成软件中生成高斯曲线，并对生成的高斯曲线进行机翼后缘外形的拟合以形成拟合曲线；利用所述拟合曲线将机翼后缘外形与所述翼面进行相切处理以得到机翼后缘横切面外形曲线；以及将所述机翼后缘横切面外形曲线沿着所述隐身结构边缘线方向进行拉伸，以形成机翼后缘的最终外形。2.根据权利要求1所述的基于高斯曲线的机翼后缘设计方法，其特征在于，所述利用高斯曲线的正态分布函数确定正态分布的标准差参数具体包括：确定高斯曲线的分布函数为其中，μ是正态分布函数的数学期望参数，σ是正态分布的标准差参数，x是变量；根据高斯曲线的分布函数的特性，确定变量x的取值范围为[μ
‑
3σ,μ+3σ]；根据高斯曲线所具有的对称性以及所述正态分布函数的数学期望参数不影响高斯曲线的形状特性，设置μ取0，且变更变量x的取值范围为[0,3σ]，由此形成处理后的高斯曲线的分布函数变为其中，A为系数；根据上述两个公式(1)和(2)，并通过仿真得到一系列不同σ对应的高斯曲线；对这系列高斯曲线各自对应的机翼后缘外形进行雷达散射截面积仿真测试，并选取雷达散射截面积最低值的曲线所对应的σ值作为正态分布的标准差参数。3.根据权利要求2所述的基于高斯曲线的机翼后缘设计方法，其特征在于，所述根据所述正态分布的标准差参数确定所述机翼后缘的初始位置具体包括：根据选取的σ值确定变量x的取值范围[0,3σ]；利用取值范围中的起止端点计算高斯曲线的宽高比值；将计算得到的高斯曲线的宽高比值确定为所述机翼后缘的初始位置。4.根据权利要求3所述的基于高斯曲线的机翼后缘设计方法，其特征在于，所述将所述初始位置输入曲线生成软件中生成高斯曲线，并对生成的高斯曲线进行机翼后缘外形的拟合以形成拟合曲线具体包括：利用所述曲线生成软件生成高斯曲线，并输出高斯曲线的点坐标文件；在三维作图软件中输入高斯曲线的部分点坐标，并用所述三维作图软件中的样条线对部分点进行拟合而形成拟合曲线。5.根据权利要求4所述的基于高斯曲线的机翼后缘设计方法，其特征在于，所述机翼后缘的初始位置包括机翼后缘远端纵坐标和机翼后缘远端横坐标，所述机翼后缘远端横坐标
为计算得到的高斯曲线的宽高比值，所述机翼后缘远端纵坐标为机翼的上下两个翼面所包括的两条隐身结构边缘线之间的中间点的高度值，所述利用所述拟合曲线将机翼后缘外形与所述翼面进行相切处理以得到机翼后缘横切面外形曲线具体包括：将所述拟合曲线缩放至与所述机翼后缘远端纵坐标对应的点到任一条隐身结构边缘线的距离相同的大小；将缩放后的曲线中横坐标x＝3σ的点平移至与所述隐身结构连接的所述翼面的上表面；在缩放后的曲线所在的平面内，对横坐标x＝3σ的点做高斯曲线切线，在所述翼面的横切面的隐身结构上边缘点位置做翼型曲线切线，将缩放后的曲线旋转到所述高斯曲线切线和所述翼型曲线切线相重合的位置。6.一种基于高斯曲线的机翼后缘设计系统，其特征在于，所述机翼后缘包括隐身结构，所述机翼后缘与机翼的翼面之间设置有隐身结构边缘线，所述设计系统包...

【专利技术属性】
技术研发人员：张澎，戴春亮，郭卿超，刘若鹏，刘心明，
申请(专利权)人：深圳光启尖端技术有限责任公司，
类型：发明
国别省市：