[发明专利]适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法

说明书

本发明公开了适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法，涉及飞行器设计技术领域，其技术要点为：包括以下步骤：S1、构造唇口外罩内轮廓线和外轮廓线；S2、唇口外罩二维参数化；S3、唇口外罩三维参数化，形成唇口结构网格；S4、构造唇口外罩与机身过渡网格和全机气动力计算网格；S5、建立唇口外罩结构网格与过渡网格的映射关系；S6、建立过渡网格与气动力计算网格的映射关系；S7、唇口参数化变形及气动力计算。本发明的该设计方法能够实现飞翼布局背负式半埋入进气道唇口的参数化，并可直接交由CFD计算该唇口的气动力特性，可支持唇口外形的寻优。

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，具体涉及适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法。

背景技术

飞翼布局飞行器设计中，由于出于隐身设计的考虑，进气道通常采用背负式半埋入进气道。唇口外形需要满足外部阻力小和唇口损失小这两个基本要求，但在亚声速内埋式进气道唇口设计中，由于隐身与机身融合的要求，唇口对外形对进气道流场的畸变也有重大的影响。唇口收缩比，对唇口和扩压器的马赫数分布和附面层都有影响，气流入口后有一速度峰值，随后沿管道速度降低，压力增加，产生逆压梯度，容易出现附面层分离及旋涡。唇口收缩比增加，能减小内唇表面上不利的速度峰值，延迟分离，特别是在低速大迎角时，能有效地增大发生分离的迎角。因此，唇口的参数化设计与性能评估至关重要。

目前，对于唇口的参数化设计的研究都集中在二维参数化，对与机身高度融合的半埋入式进气道唇口的参数化设计的研究缺乏，急需一种适用于飞翼布局半埋入进气道唇口的参数化方法。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提供适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法，实现唇口与外部机身和内部进气道都光滑过渡的唇口参数化设计。

为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法，包括以下步骤：

S1、构造唇口外罩内轮廓线和外轮廓线；

S2、唇口外罩二维参数化；

S3、唇口外罩三维参数化，形成唇口结构网格；

S4、构造唇口外罩与机身过渡网格和全机气动力计算网格；

S5、建立唇口外罩结构网格与过渡网格的映射关系；

S6、建立过渡网格与气动力计算网格的映射关系；

S7、唇口参数化变形及气动力计算。

进一步地，步骤S1中，由机身连接线与喉道曲线，构造唇口外罩内轮廓和外轮廓曲线，具体方法为：在catia中提取机身唇口连接线，作为唇口构造的外轮廓线；半埋入式进气道为卵圆形或椭圆形，取上方光滑段并延伸一段距离作为唇口构造的内轮廓线；内轮廓线和外轮廓线取相同的点数。

进一步地，步骤S2中，唇口外罩的内轮廓和外轮廓具有相同的点数，同一序号下的内外两点组成的线段与经过内点的X轴线构成一个平面，该平面是二维外罩轮廓线的基准平面；

二维轮廓线是进气道喉道点到机身连接点的线，其参数化方法是：整条曲线分为三段，前缘唇口段、唇口到喉道段和唇口到机身段，前缘唇口段外形为翼型的前缘段，选用NACA0012翼型，取其10％以前的部分，唇口到喉道段和唇口机身段为Hermite曲线，Hermit曲线由两点和两点处的切线构成，唇口部分点坐标与切线已知，喉道和机身处点坐标已知，切线取X方向；

在唇口二维参数化中，前缘点的坐标由喉道到前缘点的X向长度、喉道到唇口前缘的扩张角决定。