CN108804791B - 一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，使用嵌套控制体同时对进气道和机体外形进行参数化，可以同时考虑进气道和机体外形的设计变量以对飞行器进行优化设计，在设计过程中可以充分考虑机体和进气道之间的相互影响，与传统参数化方法相比具备变形精确，控制效果好，设计空间大的特点，解决了飞行器机体/进气道一体优化设计中各部件的参数化问题。

Description

一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法
技术领域
本发明涉及一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，属于飞行器设计技术领域。
背景技术
埋入式进气道的进气口通常埋入机身或机翼之中，不呈现出任何突起部分。这种设计特点使得飞行器能够有效地减少雷达散射截面积，具有良好的隐身性能，从而提高飞行器的生存能力；同时，大幅度地减小飞行器的迎风面积，可以降低迎风阻力。因此，采用埋入式进气道布局形式飞行器的设计及其性能研究引起了国内外学者的广泛关注。
采用埋入式进气道布局形式飞行器的传统气动设计方法主要依靠风洞试验，其主要设计过程为：设计者首先通过风洞试验对飞行器干净机体气动外形进行设计，进气道通常采用添加堵锥的方式；然后根据发动机位置和进气道位置设计进气道，在风洞试验中将堵锥去掉，进行机体与进气道的一体化风洞试验。这种依靠风洞试验进行人工迭代的设计方法费时、费力、成本高；而且，将单独设计的进气道安装在飞机上的设计方式可能导致进气道的性能发生本质的变化，甚至会由于进气道布置或者设计不当使其与机翼和机身之间产生不利的相互干扰，导致整个方案推倒重来。因此，为了使采用埋入式进气道布局形式的飞行器能够拥有更好的气动性能、更高的推进效率以及更加优异的隐身性能，开展飞行器机体/进气道的一体化设计研究是必不可少的。
在计算流体力学(Computational Fluid Dynamics，CFD)和计算机硬件高速发展的基础上，基于数值优化算法和CFD求解方法的气动外形优化设计技术逐步发展起来，目前已经被广泛的应用在实际飞机型号研制过程中。
气动外形参数化方法作为飞行器气动外形优化设计的基础，基本思想为通过一定的数学函数关系式对飞行器的气动外形进行表示，它决定了整个优化设计问题的设计空间和设计变量规模。现有的大部分参数化方法对于飞行器机体或者单独进气道具有良好的参数化效果，并且可以通过与优化算法、CFD求解方法相结合的形式获得较好的优化设计效果。但是，由于它们不能同时针对飞行器机体和进气道进行参数化，无法实现飞机机体/进气道一体化优化设计。因此，提出一种能够适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法是很有价值的。
发明内容
为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，采用嵌套控制体方法对埋入式进气道布局的飞行器进行机体外形和进气道外形的一体参数化，以较高的精度完成飞行器机体/进气道外形的参数扰动，解决了飞行器优化设计中机体外形和进气道外形无法同时进行参数化的问题。
本发明的技术方案为：
所述一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：建立机体外形曲面和进气道外形曲面，并分别围绕机体外形曲面和进气道外形曲面建立控制框；所述控制框由三维控制顶点构成；获取两个控制框中三维控制顶点的全局坐标，以及机体外形曲面和进气道外形曲面中各个网格点的全局坐标；
步骤2：将机体外形曲面嵌入到机体控制框中，根据步骤1中获得的机体控制框上的三维顶点与机体外形曲面上网格点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标：
Figure BDA0001677790940000021
其中：x1(s,t,u)为机体外形曲面上网格点的全局坐标，(s,t,u)为机体外形曲面上网格点的局部坐标，Pi,j,k表示机体控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标，
Figure BDA0001677790940000022
分别为l1,m1,n1次Bernstein基函数，l1+1为机体控制框在全局坐标系下i方向的控制顶点个数，m1+1为机体控制框在全局坐标系下j方向的控制顶点个数，n1+1为机体控制框在全局坐标系下k方向的控制顶点个数；
步骤3：将进气道外形曲面嵌入到进气道控制框中，根据步骤1中获得的进气道控制框上的三维顶点与进气道外形曲面上网格点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标：
Figure BDA0001677790940000031
其中：x2(s′,t′,u′)为进气道外形曲面上网格点的全局坐标，(s′,t′,u′)为进气道外形曲面上网格点的局部坐标，P′i,j,k表示进气道控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标，
Figure BDA0001677790940000032
分别为l2,m2,n2次Bernstein基函数，l2+1为进气道控制框在全局坐标系下i方向的控制顶点个数，m2+1为进气道控制框在全局坐标系下j方向的控制顶点个数，n2+1为进气道控制框在全局坐标系下k方向的控制顶点个数；
步骤4：将进气道控制框嵌入到机体控制框中，形成嵌套的飞行器控制体；并根据步骤1中获得的进气道控制框三维顶点与机体控制框三维顶点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得进气道控制框三维顶点在机体控制框下的局部坐标：
Figure BDA0001677790940000033
其中，P′(s″,t″,u″)为进气道控制框三维顶点的全局坐标，(s″,t″,u″)为进气道控制框三维顶点的局部坐标；
步骤5：对嵌套的飞行器控制体中的若干控制点进行扰动，所述控制点指嵌套的飞行器控制体中进气道控制框三维顶点和/或机体控制框三维顶点；根据扰动量，通过以下公式计算得到扰动之后的飞行器机体和进气道的外形曲面中网格点的全局坐标，形成扰动后的飞行器机体和进气道外形曲面：
Figure BDA0001677790940000034
Figure BDA0001677790940000035
Figure BDA0001677790940000036
其中x′1(s,t,u)为扰动之后的机体外形曲面中网格点的全局坐标，ΔPi,j,k为机体控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标扰动量；P″(s″,t″,u″)为扰动之后的进气道控制框三维顶点的全局坐标；x′2(s′,t′,u′)为扰动之后的进气道外形曲面中网格点的全局坐标，ΔP′i,j,k为进气道控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标扰动量。
进一步的优选方案，所述一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，其特征在于：在步骤4之后，采用以下过程对选取的控制框进行校核，校核完成后再进行步骤5：
根据步骤2得到的机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标，重构机体外形曲面，并将重构的机体外形曲面与步骤1中的机体外形曲面进行对比计算，若对比误差超过设定阈值，则放大机体控制框，返回第二步重新计算机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标；根据步骤3得到的进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标，重构进气道外形曲面，并将重构的进气道外形曲面与步骤1中的进气道外形曲面进行对比计算，若对比误差超过设定阈值，则放大进气道控制框，返回第三步重新计算进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标。
进一步的优选方案，所述一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，其特征在于：步骤2和步骤3中采用空间直接搜索-Newton混合算法进行局部坐标求解。
有益效果
本发明使用嵌套控制体同时对进气道和机体外形进行参数化，可以同时考虑进气道和机体外形的设计变量以对飞行器进行优化设计，在设计过程中可以充分考虑机体和进气道之间的相互影响，与传统参数化方法相比具备变形精确，控制效果好，设计空间大的特点，解决了飞行器机体/进气道一体优化设计中各部件的参数化问题。
该参数化方法在局部坐标求解过程中进一步采用了空间直接搜索-Newton混合算法以及并行求解技术，可以快速地对高保真度曲面外形(表面网格量大)进行精细化局部几何曲面的参数化，从而大幅度提高飞行器机体/进气道气动优化设计的效率。
该参数化方法对飞行器机体/进气道几何曲面进行参数化得到的变形曲面光滑连续，可以与空间动网格方法结合进行流场求解，或直接作为隐身求解程序的输入进行电磁特性分析，因此该方法同时适用于除气动优化外的飞行器机体/进气道隐身优化设计。
该参数化方法不仅可以与全局优化算法进行连接，同时由于采用了连续可微的基函数，可以与基于梯度的优化算法结合进行大规模设计变量的外形优化设计。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：建立的适用于埋入式进气道布局飞行器参数化方法示意图；
图2：飞行器机体控制框简图；
图3：飞行器进气道控制框简图；
图4：飞行器嵌套控制体简图；
图5：飞行器嵌套控制体变形示意图；
图6：飞行器机体/进气道曲面变形示意图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本发明提出一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，是基于自由曲面变形理论、牛顿迭代方法、并行求解技术以及多块控制框拼接方法形成的嵌套控制体三维多部件曲面变形方法。采用嵌套控制体方法对埋入式进气道布局的飞行器进行机体外形和进气道外形的一体参数化，以较高的精度完成飞行器机体/进气道外形的参数扰动，解决了飞行器优化设计中机体外形和进气道外形无法同时进行参数化的问题。
本发明包括以下步骤：
步骤1：建立机体外形曲面和进气道外形曲面，并分别围绕机体外形曲面和进气道外形曲面建立控制框；所述控制框由三维控制顶点构成，与飞行器机体、进气道位置类似，进气道控制框需要能够包含于机体控制框内。获取两个控制框中三维控制顶点的全局坐标，以及机体外形曲面和进气道外形曲面中各个网格点的全局坐标。
图2为飞行器机体外形曲面参数化控制框简图，***控制点组成了机体外形参数化设计变量，内部曲面为机体外形曲面。图3为飞行器进气道外形曲面参数化控制框简图，***控制点组成了进气道外形参数化设计变量，内部曲面为进气道外形曲面。
步骤2：将机体外形曲面嵌入到机体控制框中，根据步骤1中获得的机体控制框上的三维顶点与机体外形曲面上网格点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标：
Figure BDA0001677790940000061
其中：x1(s,t,u)为机体外形曲面上网格点的全局坐标，(s,t,u)为机体外形曲面上网格点的局部坐标，Pi,j,k表示机体控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标，
Figure BDA0001677790940000062
分别为l1,m1,n1次Bernstein基函数，l1+1为机体控制框在全局坐标系下i方向的控制顶点个数，m1+1为机体控制框在全局坐标系下j方向的控制顶点个数，n1+1为机体控制框在全局坐标系下k方向的控制顶点个数。
上述过程是基于Bezier曲面的FFD(自由曲面变形)方法，通过Bernstein基函数来定义位移求解模式，例如第i个l次Bernstein基函数Bl i(s)的定义为：
Figure BDA0001677790940000063
在已知机体外形曲面上网格点的全局坐标x1(s,t,u)，机体控制框中控制顶点的全局坐标Pi,j,k以及各个Bernstein基函数的基础上，通过以上数学映射关系可以计算得出需要进行几何参数化的机体外形曲面上每个网格点的局部坐标(s,t,u)。本实施例，优选一种直接搜索与Newton迭代法相结合的混合算法求解局部坐标，同时采用并行求解技术，在满足精度的前提下能够高效地完成局部坐标的求解。
步骤3：将进气道外形曲面嵌入到进气道控制框中，根据步骤1中获得的进气道控制框上的三维顶点与进气道外形曲面上网格点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标：
Figure BDA0001677790940000064
其中：x2(s′,t′,u′)为进气道外形曲面上网格点的全局坐标，(s′,t′,u′)为进气道外形曲面上网格点的局部坐标，P′i,j,k表示进气道控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标，
Figure BDA0001677790940000065
分别为l2,m2,n2次Bernstein基函数，l2+1为进气道控制框在全局坐标系下i方向的控制顶点个数，m2+1为进气道控制框在全局坐标系下j方向的控制顶点个数，n2+1为进气道控制框在全局坐标系下k方向的控制顶点个数。具体求解方法与步骤2相同。
步骤4：将进气道控制框嵌入到机体控制框中，形成嵌套的飞行器控制体；并根据步骤1中获得的进气道控制框三维顶点与机体控制框三维顶点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得进气道控制框三维顶点在机体控制框下的局部坐标：
Figure BDA0001677790940000071
其中，P′(s″,t″,u″)为进气道控制框三维顶点的全局坐标，(s″,t″,u″)为进气道控制框三维顶点的局部坐标。
图4为机体与进气道曲面参数化控制框拼接之后的飞行器嵌套控制体简图，其中球形控制点为飞行器外形曲面参数化控制点，方形控制点为飞行器进气道曲面参数化控制点。同样通过Bernstein基函数定义的位移求解方式确定机体控制框上的三维顶点与进气道控制框上的三维顶点之间的数学映射关系并进行求解。
根据步骤2得到的机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标，重构机体外形曲面，并将重构的机体外形曲面与步骤1中的机体外形曲面进行对比计算，若对比误差超过设定阈值，则放大机体控制框，返回第二步重新计算机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标。
根据步骤3得到的进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标，重构进气道外形曲面，并将重构的进气道外形曲面与步骤1中的进气道外形曲面进行对比计算，若对比误差超过设定阈值，则放大进气道控制框，返回第三步重新计算进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标。
所谓重构外形曲面，指在已知网格点局部坐标、控制顶点全局坐标和各个Bernstein基函数的基础上，根据数学映射关系计算得到网格点的全局坐标，从而获得参数化外形曲面。
步骤5：对嵌套的飞行器控制体中的若干控制点进行扰动，所述控制点指嵌套的飞行器控制体中进气道控制框三维顶点和/或机体控制框三维顶点；根据扰动量，通过以下公式计算得到扰动之后的飞行器机体和进气道的外形曲面中网格点的全局坐标，形成扰动后的飞行器机体和进气道外形曲面：
Figure BDA0001677790940000081
Figure BDA0001677790940000082
Figure BDA0001677790940000083
其中x′1(s，t，u)为扰动之后的机体外形曲面中网格点的全局坐标，ΔPi,j,k为机体控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标扰动量；P″(s″,t″,u″)为扰动之后的进气道控制框三维顶点的全局坐标；x′2(s′,t′,u′)为扰动之后的进气道外形曲面中网格点的全局坐标，ΔP′i,j,k为进气道控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标扰动量。
图5为改变飞行器外翼段扭转角以及进气道型面之后的飞行器嵌套控制体形状示意图。根据变形后的嵌套控制体计算得到扰动之后的飞行器机体和进气道的外形曲面。
图6为改变嵌套控制体之后的飞行器机体、进气道曲面示意图。
显然，采用本发明的方法使用嵌套控制体同时对进气道和机体外形进行参数化后，可以同时考虑进气道和机体外形的设计变量对飞行器进行优化设计，在设计过程中可以充分考虑机体和进气道之间的相互影响，与传统参数化方法相比具备变形精确，控制效果好，设计空间大的特点，解决了飞行器机体/进气道一体优化设计中各部件的参数化问题。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (3)

1.一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：建立机体外形曲面和进气道外形曲面，并分别围绕机体外形曲面和进气道外形曲面建立控制框；所述控制框由三维控制顶点构成；获取两个控制框中三维控制顶点的全局坐标，以及机体外形曲面和进气道外形曲面中各个网格点的全局坐标；
步骤2：将机体外形曲面嵌入到机体控制框中，根据步骤1中获得的机体控制框上的三维顶点与机体外形曲面上网格点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标：
Figure FDA0003453961520000011
其中：x1(s,t,u)为机体外形曲面上网格点的全局坐标，(s,t,u)为机体外形曲面上网格点的局部坐标，Pi,j,k表示机体控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标，
Figure FDA0003453961520000012
分别为l1,m1,n1次Bernstein基函数，l1+1为机体控制框在全局坐标系下i方向的控制顶点个数，m1+1为机体控制框在全局坐标系下j方向的控制顶点个数，n1+1为机体控制框在全局坐标系下k方向的控制顶点个数；
步骤3：将进气道外形曲面嵌入到进气道控制框中，根据步骤1中获得的进气道控制框上的三维顶点与进气道外形曲面上网格点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标：
Figure FDA0003453961520000013
其中：x2(s′,t′,u′)为进气道外形曲面上网格点的全局坐标，(s′,t′,u′)为进气道外形曲面上网格点的局部坐标，P′i,j,k表示进气道控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标，
Figure FDA0003453961520000014
分别为l2,m2,n2次Bernstein基函数，l2+1为进气道控制框在全局坐标系下i方向的控制顶点个数，m2+1为进气道控制框在全局坐标系下j方向的控制顶点个数，n2+1为进气道控制框在全局坐标系下k方向的控制顶点个数；
步骤4：将进气道控制框嵌入到机体控制框中，形成嵌套的飞行器控制体；并根据步骤1中获得的进气道控制框三维顶点与机体控制框三维顶点的全局坐标，利用以下数学映射关系，获得进气道控制框三维顶点在机体控制框下的局部坐标：
Figure FDA0003453961520000021
其中，P′(s″,t″,u″)为进气道控制框三维顶点的全局坐标，(s″,t″,u″)为进气道控制框三维顶点的局部坐标；
步骤5：对嵌套的飞行器控制体中的若干控制点进行扰动，所述控制点指嵌套的飞行器控制体中进气道控制框三维顶点和/或机体控制框三维顶点；根据扰动量，通过以下公式计算得到扰动之后的飞行器机体和进气道的外形曲面中网格点的全局坐标，形成扰动后的飞行器机体和进气道外形曲面：
Figure FDA0003453961520000022
Figure FDA0003453961520000023
Figure FDA0003453961520000024
其中x′1(s,t,u)为扰动之后的机体外形曲面中网格点的全局坐标，ΔPi,j,k为机体控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标扰动量；P″(s″,t″,u″)为扰动之后的进气道控制框三维顶点的全局坐标；x′2(s′,t′,u′)为扰动之后的进气道外形曲面中网格点的全局坐标，ΔP′i,j,k为进气道控制框中编号为(i,j,k)的控制顶点的全局坐标扰动量。
2.根据权利要求1所述一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，其特征在于：在步骤4之后，采用以下过程对选取的控制框进行校核，校核完成后再进行步骤5：
根据步骤2得到的机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标，重构机体外形曲面，并将重构的机体外形曲面与步骤1中的机体外形曲面进行对比计算，若对比误差超过设定阈值，则放大机体控制框，返回步骤2重新计算机体外形曲面上网格点在机体控制框下的局部坐标；根据步骤3得到的进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标，重构进气道外形曲面，并将重构的进气道外形曲面与步骤1中的进气道外形曲面进行对比计算，若对比误差超过设定阈值，则放大进气道控制框，返回步骤3重新计算进气道外形曲面上网格点在进气道控制框下的局部坐标。
3.根据权利要求1或2所述一种适用于埋入式进气道布局的飞行器参数化方法，其特征在于：步骤2和步骤3中采用空间直接搜索-Newton混合算法进行局部坐标求解。
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