一种进气道曲面设计方法技术

本发明专利技术公开一种飞机进气道设计技术，尤其涉及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。进气道曲面设计方法包括如下步骤：确定截面个数，截面的形状参数，其中包括入口、中间以及出口的三个典型截面；设定每个典型截面中形状参数的参数值；设定中心线、面积、宽度的变化规律；选取预定形状参数并设定其变化规律；计算其他形状参数的其变化规律；生成进气道的管道过渡型面，并判断进气道是否满足设计要求。本发明专利技术提供的进气道曲面设计方法，能够对管道的走向、每个截面的面积、管道宽度等进行精确控制，并采用参数化对进气道曲面进行精细化设计，使得S弯进气道曲面满足设计和精度要求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术设及飞机进气道设计技术，尤其设及。
技术介绍
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 排除了使用传统的满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，运种设 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W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。
技术实现思路
本专利技术提供，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，本专利技术采用如下技术方案： ，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=个典型截面，分别是入口截面、 中间截面W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=，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屯、 线、预定位置处管道截面面积W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=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RaU化1W及化2,所述入口 截面呈C型，所述中间截面呈楠圆形，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Rar、化1'、化2'，所述楠 圆形的中间截面的形状参数Ral"、化1"、化2"，所述圆形的出口截面的形状参数为半径Rc =Ral"' =化1"' =化2"'。 可选地，在所述步骤=中，根据如下公式（1)设置整个所述进气道上的所述进气 道的中屯、线、预定位置处管道截面面积W及预定位置处管道截面宽度的变化规律Y\f狂）： Y = f狂）=A . X巧.X2+C . x3+D . X*.......(I)； 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分别为中屯、 线的纵向坐标、预定位置处管道截面面积W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= 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（I)中：A= -3、B= 4、 C二 0、D二Od 可选地，在所述步骤四中，所述预定形状参数为化2。 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：(2)马； 巧）； 阳025] 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，P为某站位处中屯、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。 本专利技术的有益效果是： 本专利技术提供的进气道曲面设计方法，能够对管道的走向、每个截面的面积、管道宽 度等进行精确控制，并采用参数化对进气道曲面进行精细化设计，使得S弯进气道曲面满 足设计和精度要求。【附图说明】 图1是本专利技术进气道曲面设计方法的流程图；图2是本专利技术一个实施例的进气道的形状示意图；[00川图3是图2中入口截面的不意图；图4是图2中间截面的示意图； 阳03引图5是图2出口截面的示意图。【具体实施方式】 下面结合附图对本专利技术的进行详细描述。 如图1所示，本专利技术的，包括如下步骤： 步骤一，根据预生成的进气道形状，在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，截面包括有=个典型截面，分别是入口截面、中间截面W 及出口截面。通常进气道分为两段，分别为第一S弯段和第二S弯段。并且，具体可W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。 步骤二，设定每个典型截面的形状参数的参数值；具体参数值可W根据预生成的 进气道形状进行多种适合的设定。 步骤=，根据预生成的进气道形状，设置整个进气道上（从入口到出口）的进气道 的中屯、线、预定位置处管道截面面积W及预定位置处管道截面宽度的变化规律。 需要说明的是，变化规律可W根据需要进行适合的选取；在本实施例中，是根据如 下公式（1)设置中屯、线、预定位置处管道截面面积W及预定位置处管道截面宽度的变化规 律Y\f佩： Y = f狂）=A ? X巧? X2+C ? X3+D ? X*.......(I)； 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分别为中屯、 线的纵向坐标、预定位置处管道截面面积（大小）W及预定位置处管道截面宽度（大小）。 步骤四，设置典型截面的预定数量的形状参数作为预定形状参数，并设置预定形 状参数在整个进气道上的变化规律。具体地，当步骤一中形状参数的个数确定W后，可W再 根据已知约束个数，确定其中的预定形状参数。此处的变化规律可W遵循公式（1)，也可W 采用其他自定义的规律。 步骤五，结合步骤=和步骤四，得到典型截面中其他形状参数的变化规律。此时能 够根据需要计算出任意截面上的任意形状参数。 步骤六，生成进气道的管道过渡型面，并判断进气道是否满足设计要求；满足，贝U 完成设计；不满足，则返回步骤四，重新设置预定形状参数的变化规律，再进行步骤五至步 骤六。 本专利技术提供的进气道曲面设计方法，能够对管道的走向、每个截面的面积、管道宽 度等进行精确控制，并采用参数化对进气道曲面进行精细化设计，使得S弯进气道曲面满 足设计和精度要求。 特别如图2至图5所示，下面将W-个具体实施例中对本专利技术的进气道曲面当前第1页1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
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，设定每个所述典型截面中所有形状参数的参数值；步骤三，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。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王金刚，刘方良，孙超，田贺，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21