【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞机设计，尤其涉及一种非旋成体飞机前体型面生成方法。
技术介绍
1、为了达到雷达隐身的效果，现代战斗机前机身往往不是旋成体型面，而是采用多边形截面外形，以反射雷达波。这类非旋成体的外形主要有两种设计方法，第一种是正向设计，先设计典型站位的截面形状，再放样生成连续曲面。另一种是逆向设计，先设计出大致外形，再采用优化方法对连续曲面进行优化。
2、第一种方法需要给出典型站位的截面形状，一是截面形状难以完全参数化描述，中间截面的形状、面积等参数难以控制，设计效率低；二是截面数量过多会增加曲面的复杂程度，设计精度不高。第二种方法需要用cfd软件计算优化目标函数，对于复杂截面外形而言需要的优化变量多，计算工作量大，耗时过长。
技术实现思路
1、本专利技术提供了一种非旋成体飞机前体型面生成方法，能够解决现有技术中复杂截面外形需要的优化变量多，计算工作量大，耗时过长的技术问题。
2、本专利技术提供了一种非旋成体飞机前体型面生成方法，非旋成体飞机前体型面生成方法包括：针对给定的后端面曲线，计算后端面曲线上各点曲率；基于后端面曲线上各点曲率，利用过渡函数计算各个中间截面上各点的曲率；根据各个中间截面上各点的曲率计算获取各个中间截面上各点的初始坐标；将各个截面分解成条带，利用任一截面上各点的坐标，依次计算获取后端面的面积以及各个中间截面的初始面积；基于后端面的面积以及过渡函数，计算获取各个中间截面的更新后的面积，根据各个中间截面的初始面积和更新后的面积，计算获取各个
3、进一步地，后端面曲线上各点曲率kn,j可根据计算获取，其中，sn,j为第j-1个点和第j个点之间的距离，αn,j+1为第j+1个点的当地倾角，αn,j为第j个点的当地倾角。
4、进一步地，过渡函数为f(xi)＝axi+bxi2+cxi3+dxi4+exi5，其中，a、b、c、d和e为多项式系数。
5、进一步地，第i个中间截面上各点的曲率ki,j可根据ki,j＝100+f(xi)·(kn,j-100)计算获取。
6、进一步地，后端面的面积以及各个中间截面的初始面积可根据ai＝0.5(zi,1-zi,0)(yi,1-yi,0)+[0.5(zi,2-zi,1)(yi,2-yi,1)+(zi,1-zi,0)(yi,2-yi,1)]+...计算获取，其中，(zi,0,yi,0)，(zi,1,yi,1)，(zi,2,yi,2)，…为第i个截面上各点的坐标。
7、进一步地，各个中间截面的更新后的面积ai′可根据计算获取，a2为后端面的面积，x为第i个中间截面的x坐标值，l为前体长度，c为过渡系数。
8、进一步地，各个中间截面的缩放因子si可根据计算获取，其中，ai′为第i个中间截面的更新后的面积，ai为第i个中间截面的初始面积。
9、进一步地，各个中间截面的中心点在y方向的偏移量δyi可根据δyi＝f(xi)·δy计算获取，其中，δy为前缘顶点与后端面中心点在y方向的偏移量。
10、进一步地，各个中间截面上各点更新后坐标(zi,j′，yi,j′)可根据计算获取，其中，(zi,j，yi,j)为各个中间截面上各点初始坐标。
11、应用本专利技术的技术方案，提供了一种设计速度快、参数化的、阻力小的、任意截面形状的非旋成体飞机前体型面生成方法，该方法可任意指定后端面形状，满足飞机外形设计需求；截面面积分布采用了基于哈克曲线族的旋成体面积率，前体阻力小；中间截面数量可任意指定，截面之间的过渡光滑连续，生成型面质量高；设计过程全参数化控制，可通过计算机程序自动实现，快速高效。本专利技术所提供的非旋成体飞机前体型面生成方法与现有技术相比，本专利技术实现了复杂截面飞机前体的参数化、高质量、低阻力、快速设计。
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1.一种非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述非旋成体飞机前体型面生成方法包括：
2.根据权利要求1所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述后端面曲线上各点曲率kn,j可根据计算获取，其中，sn,j为第j-1个点和第j个点之间的距离，αn,j+1为第j+1个点的当地倾角，αn,j为第j个点的当地倾角。
3.根据权利要求2所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述过渡函数为f(xi)＝Axi+Bxi2+Cxi3+Dxi4+Exi5，其中，A、B、C、D和E为多项式系数。
4.根据权利要求3所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，第i个中间截面上各点的曲率ki,j可根据ki,j＝100+f(xi)·(kn,j-100)计算获取。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述后端面的面积以及各个中间截面的初始面积可根据Ai＝0.5(zi,1-zi,0)(yi,1-yi,0)+[0.5(zi,2-zi,1)(yi,2-yi,1)+(zi,1-zi,0)(yi,2-y
6.根据权利要求5所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，各个所述中间截面的更新后的面积Ai′可根据计算获取，A2为所述后端面的面积，x为第i个中间截面的x坐标值，L为前体长度，C为过渡系数。
7.根据权利要求6所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，各个中间截面的缩放因子si可根据计算获取，其中，Ai′为第i个中间截面的更新后的面积，Ai为第i个中间截面的初始面积。
8.根据权利要求7所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，各个中间截面的中心点在y方向的偏移量Δyi可根据Δyi＝f(xi)·Δy计算获取，其中，Δy为所述前缘顶点与所述后端面中心点在y方向的偏移量。
9.根据权利要求8所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，各个所述中间截面上各点更新后坐标(zi,j′，yi,j′)可根据计算获取，其中，(zi,j，yi,j)为各个所述中间截面上各点初始坐标。
...【技术特征摘要】
1.一种非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述非旋成体飞机前体型面生成方法包括：
2.根据权利要求1所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述后端面曲线上各点曲率kn,j可根据计算获取，其中，sn,j为第j-1个点和第j个点之间的距离，αn,j+1为第j+1个点的当地倾角，αn,j为第j个点的当地倾角。
3.根据权利要求2所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述过渡函数为f(xi)＝axi+bxi2+cxi3+dxi4+exi5，其中，a、b、c、d和e为多项式系数。
4.根据权利要求3所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，第i个中间截面上各点的曲率ki,j可根据ki,j＝100+f(xi)·(kn,j-100)计算获取。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的非旋成体飞机前体型面生成方法，其特征在于，所述后端面的面积以及各个中间截面的初始面积可根据ai＝0.5(zi,1-zi,0)(yi,1-yi,0)+[0.5(zi,2-zi,1)(yi,2-yi,1)+(zi,1-zi,0)(yi,2...
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