[发明专利]一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法

说明书

一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法，首先给定初始乘波体外形，然后对初始乘波体外形中的尖锐前缘进行钝化，包括以下步骤：先将乘波体上表面抬升一定高度，接着获取抬升后的乘波体前缘点P₂的插值条件，给出抬升后的钝化前缘曲线上不同横向站位处的钝化半径，设置抬升后的乘波体前缘点P₂以及乘波体的上表面沿法向抬升高度h；最后利用3次Bézier曲线构造钝化前缘曲线，然后放样得到钝化前缘曲面。本发明在保证钝化前缘曲线与上、下表面曲线光滑连接的同时，还可以根据热防护需求指定各前缘点处的钝化半径，有效地实现了热防护与气动外形的多学科耦合设计。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器技术领域，尤其涉及一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法。

背景技术

在高超声速飞行时，空气受到剧烈压缩而产生的气动加热使得飞行器面临的巨大的热防护压力，因此高超声速飞行器在工程应用中必须要对存在的尖锐前缘进行钝化处理。在旋成体、升力体、翼身融合体等常见高超声速飞行器气动构型之中，乘波体具有升阻比大、设计过程简单等优点，是一种应用前景广阔的高超声速飞行器气动构型方案。但乘波体的设计原理决定了其外形必然带有尖锐前缘，给热防护和加工制造带来一定困难，在设计时有必要对其前缘进行钝化处理。

目前，虽然已有相应三维钝化方法可使钝化前缘与飞行器表面光滑连接，但尚不能指定各前缘点处的钝化半径，故在设计飞行器气动外形时无法根据热防护需求所提出的前缘约束对钝化前缘进行针对性设计。

发明内容

针对现有技术存在的上述缺陷，本发明目的在于提供一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法，其能够解决现有的前缘钝化方法不能兼顾钝化前缘与飞行器上下表面光滑连接与指定各前缘点钝化半径的问题。本方法使钝化前缘能在满足与飞行器上下表面光滑连接且钝化前缘形状沿横向连续变化的同时，还可根据热防护需求来设计各前缘点处不同的钝化半径，有效地实现了热防护与气动外形的多学科耦合设计。

为实现本发明之目的，采用以下技术方案予以实现：

一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法，首先给定初始乘波体外形，然后对初始乘波体外形中的尖锐前缘进行钝化。给定的初始乘波体外形，既可是吻切锥乘波体，但不局限于该乘波体或锥导乘波体等其他类型的乘波体外形，还可用于其他带有尖锐前缘的飞行器外形。也就是本发明接下来重点介绍的钝化方法可以应用于带有尖锐前缘的乘波体或者是带有尖锐前缘的飞行器，实现乘波体或飞行器的三维前缘钝化。

具体地，对尖锐前缘进行钝化，包括以下步骤：

S1将乘波体上表面抬升一定高度；

给定初始乘波体外形，即已知乘波体未钝化时的原始前缘点为P₀和未钝化前的乘波体纵向截面曲线；未钝化前的乘波体纵向截面曲线由前缘点、上表面曲线和下表面曲线连接而成。

设对乘波体的上表面沿法向抬升高度h，抬升后的乘波体上表面端点为P₁，抬升后的乘波体下表面端点为乘波体未钝化前的原始前缘点P₀。抬升后的乘波体纵向截面曲线由上表面曲线、下表面曲线以及钝化前缘曲线连接而成，其中上表面曲线和下表面曲线即是未钝化前的乘波体纵向截面曲线上的上表面曲线和下表面曲线，因此是已知的，钝化前缘曲线是待求解的；抬升后的乘波体上表面端点P₁是上表面曲线上的点，抬升后的乘波体下表面端点P₀是下表面曲线上的点。

S2获取抬升后的乘波体前缘点P₂的插值条件；

抬升后的乘波体前缘点P₂的插值条件为抬升后的乘波体下表面端点P₀处的切矢v₀、曲率k₀和抬升后的乘波体上表面端点P₁处切矢v₁和曲率k₁。