[发明专利]一种S形进气道的参数化建模与优化方法

说明书

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。

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；