[发明专利]一种进气道曲面设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞机进气道设计技术，尤其涉及一种进气道曲面设计方法。

背景技术

进气道作为飞机推进系统的重要组成部分，对飞机的性能和隐身特性有着重要影响。为了实现超高隐身目标，管道设计时采用了双S弯蛇形走向；同时，需要采用型面设计技术进行进气道设计。通过型面设计技术一方面能够抑制流动分离和带动低能区运动，从而提高进气道的气动特性；也能够增加雷达波在管道内的反射次数提高隐身性能；还能够排除了使用传统的涡流发生器控制流场带来的工艺和维护上的问题。

因此，对进气道进行型面设计非常重要。目前，S弯进气道的型面设计方法是先确定起止型面形状，再通过商用软件任意过渡或稍加控制的方法形成中间型面。但是，这种设计方法的缺点是无法对管道的走向、每个截面的面积、管道宽度等进行精确控制，难以采用参数化对进气道曲面进行精细化设计，使得S弯进气道曲面无法满足设计和精度要求。

发明内容

本发明提供一种进气道曲面设计方法，能够解决目前的进气道曲面无法满足设计和精度要求的问题。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种进气道曲面设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一，根据预生成的进气道形状，在所述进气道上预定位置处选取预定数量的截面，并设置所有所述截面的形状参数，所述截面包括有三个典型截面，分别是入口截面、中间截面以及出口截面；

步骤二，根据预生成的进气道形状，设定每个所述典型截面中所有形状参数的参数值；

步骤三，根据预生成的进气道形状，设置整个所述进气道上的所述进气道的中心线、预定位置处管道截面面积以及预定位置处管道截面宽度的变化规律；

步骤四，选取所述典型截面中预定数量的形状参数作为预定形状参数，并设置所述预定形状参数在整个所述进气道上的变化规律；

步骤五，结合步骤三和步骤四，得到所述典型截面中其他形状参数的变化规律；

步骤六，生成所述进气道的管道过渡型面，并判断所述进气道是否满足设计要求；满足，则完成设计；不满足，则返回步骤四，重新设置所述预定形状参数的变化规律，再进行步骤五至步骤六。

可选地，在所述步骤一中，所述截面的形状参数包括Ra1、Rb1以及Rb2，所述入口截面呈C型，所述中间截面呈椭圆形，所述出口截面呈圆形；

在所述步骤二中，所述C型的入口截面形状参数分别为Ra1'、Rb1'、Rb2'，所述椭圆形的中间截面的形状参数Ra1”、Rb1”、Rb2”，所述圆形的出口截面的形状参数为半径Rc＝Ra1”'＝Rb1”'＝Rb2”'。

可选地，在所述步骤三中，根据如下公式(1)设置整个所述进气道上的所述进气道的中心线、预定位置处管道截面面积以及预定位置处管道截面宽度的变化规律Y/f(X)：

Y＝f(X)＝A·X+B·X²+C·X³+D·X⁴.......(1)；

其中A、B、C、D为设定的曲线形状系数，X为设定的轴向无量纲参数，Y分别为中心线的纵向坐标、预定位置处管道截面面积以及预定位置处管道截面宽度。

可选地，所述进气道分为两段，分别为第一S弯段和第二S弯段，在所述步骤三中：

设定所述第一S弯段的变化规律为缓急相当，在所述公式(1)中：A＝0、B＝-2、C＝3、D＝0；

设定所述第二S弯段的变化规律为前缓后急，在所述公式(1)中：A＝-3、B＝4、C＝0、D＝0。

可选地，在所述步骤四中，所述预定形状参数为Rb2。

可选地，在所述步骤六，沿所述的进气道轴线方向将所述的进气道分为上半段和下半段，公式(2)为所述上半段进气道的所述入口截面到所述中间截面的型面过渡公式，公式(3)为所述下半段进气道的所述入口截面到所述中间截面的型面过渡公式：

其中，i＝(1，2，…，m)为沿x方向的站位标号，j＝(1，2，…，n)为每一段上点的标号，β为某站位处中心线切向与纵坐标的夹角；x，y，z的下标2和下标3分别代表进气道的上型线和下型线，

可选地，在所述步骤一和步骤二中，是根据典型截面形状，采用相应的数学公式对每个典型截面进行精确表达，从而确定出形状参数个数，再根据已知约束个数，确定所述预定形状参数。

本发明的有益效果是：