用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法及飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器的气动布局设计技术领域，更为具体的，涉及一种用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法及飞行器。

背景技术

随着新一代飞行器向长航时、复杂构型、更高飞行速度等趋势的发展，对飞行器热安全及热可靠性都提出了更苛刻的要求，基于新型复合材料的防热/承载一体的非烧蚀热防护系统正成为新一代高超声速飞行器的新特点。因此掌握新型复合材料的宏/细观性能，发展其服役过程的材料力、热学特性及损伤演化行为预测方法，建立材料/结构的热安全精细化评估方法，对促进防热复合材料、防热结构的创新和飞行器的跨越发展，具有重要的科学意义及应用价值。

但是复合材料热效应的跨尺度性能预测方法所包含的模型机理十分复杂，仅依靠单一研究手段难以克服工程实际中遇到困难，需要设计特定的标模飞行外形开展研究，并结合理论分析、数值模拟、风洞实验等多种手段针对标模外形展开综合研究，从而利用多种手段的研究结果对复合材料的性能预测方法进行考核及改进。而对适用于防热复合材料性能预测模型考核的标模气动布局的设计而言，主要存在以下关键需求：（1）首先标模外形要具备当前高速飞行器典型特征，使得研究对象具备代表性，同时为了满足三种手段对比研究的简便性，飞行器的构型特征必须是典型飞行器的简化；（2）为了便于风洞实验和飞行试验过程中对防热材料性能的考核，飞行器表面整体构型特征必须平整，从而能够将片状防热材料较为容易地安装在飞行器表面，同时可以对传感器进行布置；（3）为了保证飞行试验过程中仪器的装填以及传感器的装填，飞行器不能过于扁平，需要有大的装填。（4）在风洞及飞行试验过程中，考虑传感器测量的误差随机性，为了保证飞行数据的可用性，飞行器需要具备对称的试验区域作为对比验证研究，以对风洞数据及飞行数据进行对比分析。

为了解决上述关键问题，本发明提出了一种新的适用于复合材料性能预测考核的升力体标模设计方法及飞行器。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法及飞行器，可以满足背景技术中提出的需求，相比于传统设计方法该方法可以具备完整的解析设计，且设计出的外形更简洁，结构更简单，利于对复合材料的性能预测方法进行考核及改进等。

本发明的目的是通过以下方案实现的：

用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法，包括：

步骤一，根据给定的约束条件确定飞行器的上下表面轮廓线，先设计上轮廓线，且上下表面轮廓线关于x轴对称；

步骤二，根据飞行器设计的长度，宽度和头部球面切角确定左右宽度轮廓线，先设计左轮廓线，且左右轮廓线关于x轴完全对称；

步骤三，设计完成左右轮廓线后，设计底部截面曲线；

步骤四，设计底部截面曲线完成后，设计截面曲线；

步骤五，设计截面曲线后，设计截面曲面；

步骤六，设计头部曲面；

步骤七，将步骤五、步骤六得到的曲面分别关于y轴、z轴对称，至此完成了x截面处曲线设计，生成该飞行器外形。

进一步地，在步骤一中，包括步骤：

给定飞行器设计的长度L，底部截面半高度

由此根据A、B点坐标得到以

同时根据长度L和底部截面半高度

进一步地，在步骤二中，包括步骤：

根据飞行器设计的长度L，宽度W和头部球面切角

根据圆弧半径、圆弧起点A、终点

进一步地，在步骤三中，包括步骤：

设计底部截面曲线，底部截面曲线分别关于y轴、z轴对称，故，仅需设计四分之一 底部截面曲线；由步骤一可得C点坐标为

连接D、E两点，可得线段DE；至此，底部截面曲线完成。

进一步地，在步骤四中，包括步骤：

设计截面曲线，

进一步地，在步骤五中，包括步骤：

B点之后到C点的截面曲面，采用多截面曲面连接方式；由步骤一、步骤二得到线段 BC和

进一步地，在步骤六中，包括步骤：

B点之前的截面曲面，采用桥接曲面连接方式；由步骤二可得圆弧

一种基于如上所述用于复合材料性能预测的升力体标模设计方法的飞行器，采用步骤一至七处理生成该飞行器的外形；并且，生成的飞行器外形的整体构型特征为六面平板拼接的对称构型，该飞行器外形上下和左右对称，该飞行器外形由头部椭圆向底部六面体截面光滑过渡。

本发明的有益效果是：

（1）本发明提供的设计方法及利用该设计方法获得的飞行器可以满足背景技术中提出的需求，且相比于传统设计方法该方法可以具备完整的解析设计，且设计出的外形更简洁，结构更简单，利于对复合材料的性能预测方法进行考核及改进等。具体的，在本发明的实施例中，首先选取典型的大后掠三角翼升力体作为飞行器的基准布局构型，可以体现当前主流的升力体类高超声速飞行器的典型布局特征；同时飞行器整体构型特征为六面平板拼接的对称构型，六块平板区域均可以方便复合材料在风洞实验和飞行试验中的贴片安装以及相应的传感器的安装需求；同时该飞行器为上下和左右对称设计，在零度攻角状态下，上下两块平板可以进行试验结果的对比分析，左右四片平板也可以进行试验结果的对比分析和传感器误差修正，而在非零度攻角状态下，左右的对称设计同样可以保证试验结果的对比分析和传感器误差修正；最后该飞行器由头部椭圆向底部六面体截面的光滑过渡设计，使飞行器保持了近似的凸曲面特征，因而具备很大的装填空间，可以方便飞行试验过程中仪器的安装。因此该发明方案可以为适用于复合材料性能预测考核的标准模型提供一种新的设计方法及飞行器外形。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中上下表面轮廓线设计结果；

图2为本发明实施例中左右宽度轮廓线设计；

图3为本发明实施例中底部截面轮廓线设计，其中（a）为飞行器半截面曲线设计示意图，（b）为飞行器倒圆曲线设计示意图；

图4为本发明实施例中底部

具体实施方式

本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。

如图1~4所示，本发明的目的在于提供一种适用于复合材料性能预测考核的升力体标模设计方法及飞行器。该发明实施例的创新点在于提供了一种具备面对称多平板拼接构型特征的后掠三角翼升力体标模设计方法。采用后掠三角翼特征来表征高超声速飞行器的典型特征，采用上下两片平板和左右四片平板来满足多个区域的复合材料平整区域安装测试需求，同时上下对称和左右对称设计还可以实现零攻角和非零攻角状态下的试验数据对比和校核，同时头部椭圆至底部六边形截面的光滑过渡保证了飞行器标模的装填空间，从而利于飞行试验中的传感器测量装置的装填。

本发明的技术方案是：一种新的适用于复合材料性能预测考核的升力体标模设计方法及飞行器，其包括以下步骤：

步骤一：给定飞行器设计的长度L，底部截面半高度，头部半径

由此根据A、B点坐标可以得到以

同时根据长度L和底部截面装填半高度

步骤二：根据飞行器设计的长度L，宽度W和头部球面切角

根据圆弧半径、圆弧起点A、终点

步骤三：设计底部截面（

连接D、E两点，可得线段DE。至此，底部截面曲线完成。

步骤四：设计截面（

步骤五：B点之后到C点的截面曲面，采用多截面曲面连接方式。由步骤一、步骤二 可以得到线段BC和

步骤六：B点之前的截面曲面，采用桥接曲面连接方式。由步骤二可得圆弧

步骤七：将步骤五、步骤六得到的曲面分别关于y轴、z轴对称。至此完成了所有的x截面处曲线设计，生成了该飞行器外形。

本发明具有如下的优点和积极效果：首先选取典型的大后掠三角翼升力体作为飞行器的基准布局构型，可以体现当前主流的升力体类高超声速飞行器的典型布局特征；同时飞行器整体构型特征为六面平板拼接的对称构型，六块平板区域均可以方便复合材料在风洞实验和飞行试验中的贴片安装以及相应的传感器的安装需求；同时该飞行器为上下和左右对称设计，在零度攻角状态下，上下两块平板可以进行试验结果的对比分析，左右四片平板也可以进行试验结果的对比分析和传感器误差修正，而在非零度攻角状态下，左右的对称设计同样可以保证试验结果的对比分析和传感器误差修正；最后该飞行器由头部椭圆向底部六面体截面的光滑过渡设计，使飞行器保持了近似的凸曲面特征，因而具备很大的装填空间，可以方便飞行试验过程中仪器的安装。因此该发明方案可以为适用于复合材料性能预测考核的标准模型提供一种新的设计方法及飞行器外形。

在本发明的其他实施例中，给定飞行器设计长度

同理计算得到

已知

已知

完成

除以上实例以外，本领域技术人员根据上述公开内容获得启示或利用相关领域的知识或技术进行改动获得其他实施例，各个实施例的特征可以互换或替换，本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

本发明功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，在一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）以及相应的软件中执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、或者光盘等各种可以存储程序代码的介质，进行测试或者实际的数据在程序实现中存在于只读存储器（Random Access Memory，RAM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）等。