[發明專利]一種半徑可控的參數化三維前緣鈍化設計方法

有效

• 申請號: 201711102724.7
• 申請日: 2017-11-10
• 公開（公告）號: CN107766673B
• 公開（公告）日: 2018-07-31
• 發明（設計）人: 符翔;柳軍;王曉燕;丁峰;李開;劉珍;聞訊;陳韶華;張寶虎;羅仕超;吳世超
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

一種半徑可控的參數化三維前緣鈍化設計方法，首先給定初始乘波體外形，然后對初始乘波體外形中的尖銳前緣進行鈍化，包括以下步驟：先將乘波體上表面抬升一定高度，接著獲取抬升后的乘波體前緣點P₂的插值條件，給出抬升后的鈍化前緣曲線上不同橫向站位處的鈍化半徑，設置抬升后的乘波體前緣點P₂以及乘波體的上表面沿法向抬升高度h；最后利用3次Bézier曲線構造鈍化前緣曲線，然后放樣得到鈍化前緣曲面。本發明在保證鈍化前緣曲線與上、下表面曲線光滑連接的同時，還可以根據熱防護需求指定各前緣點處的鈍化半徑，有效地實現了熱防護與氣動外形的多學科耦合設計。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器技術領域，尤其涉及一種半徑可控的參數化三維前緣鈍化設計方法。

背景技術

在高超聲速飛行時，空氣受到劇烈壓縮而產生的氣動加熱使得飛行器面臨的巨大的熱防護壓力，因此高超聲速飛行器在工程應用中必須要對存在的尖銳前緣進行鈍化處理。在旋成體、升力體、翼身融合體等常見高超聲速飛行器氣動構型之中，乘波體具有升阻比大、設計過程簡單等優點，是一種應用前景廣闊的高超聲速飛行器氣動構型方案。但乘波體的設計原理決定了其外形必然帶有尖銳前緣，給熱防護和加工制造帶來一定困難，在設計時有必要對其前緣進行鈍化處理。

目前，雖然已有相應三維鈍化方法可使鈍化前緣與飛行器表面光滑連接，但尚不能指定各前緣點處的鈍化半徑，故在設計飛行器氣動外形時無法根據熱防護需求所提出的前緣約束對鈍化前緣進行針對性設計。

發明內容

針對現有技術存在的上述缺陷，本發明目的在于提供一種半徑可控的參數化三維前緣鈍化設計方法，其能夠解決現有的前緣鈍化方法不能兼顧鈍化前緣與飛行器上下表面光滑連接與指定各前緣點鈍化半徑的問題。本方法使鈍化前緣能在滿足與飛行器上下表面光滑連接且鈍化前緣形狀沿橫向連續變化的同時，還可根據熱防護需求來設計各前緣點處不同的鈍化半徑，有效地實現了熱防護與氣動外形的多學科耦合設計。

為實現本發明之目的，采用以下技術方案予以實現：

一種半徑可控的參數化三維前緣鈍化設計方法，首先給定初始乘波體外形，然后對初始乘波體外形中的尖銳前緣進行鈍化。給定的初始乘波體外形，既可是吻切錐乘波體，但不局限于該乘波體或錐導乘波體等其他類型的乘波體外形，還可用于其他帶有尖銳前緣的飛行器外形。也就是本發明接下來重點介紹的鈍化方法可以應用于帶有尖銳前緣的乘波體或者是帶有尖銳前緣的飛行器，實現乘波體或飛行器的三維前緣鈍化。

具體地，對尖銳前緣進行鈍化，包括以下步驟：

S1將乘波體上表面抬升一定高度；

給定初始乘波體外形，即已知乘波體未鈍化時的原始前緣點為P₀和未鈍化前的乘波體縱向截面曲線；未鈍化前的乘波體縱向截面曲線由前緣點、上表面曲線和下表面曲線連接而成。

設對乘波體的上表面沿法向抬升高度h，抬升后的乘波體上表面端點為P₁，抬升后的乘波體下表面端點為乘波體未鈍化前的原始前緣點P₀。抬升后的乘波體縱向截面曲線由上表面曲線、下表面曲線以及鈍化前緣曲線連接而成，其中上表面曲線和下表面曲線即是未鈍化前的乘波體縱向截面曲線上的上表面曲線和下表面曲線，因此是已知的，鈍化前緣曲線是待求解的；抬升后的乘波體上表面端點P₁是上表面曲線上的點，抬升后的乘波體下表面端點P₀是下表面曲線上的點。

S2獲取抬升后的乘波體前緣點P₂的插值條件；

抬升后的乘波體前緣點P₂的插值條件為抬升后的乘波體下表面端點P₀處的切矢v₀、曲率k₀和抬升后的乘波體上表面端點P₁處切矢v₁和曲率k₁。