高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统

摘要

本发明提供一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统，包括沿前体母线的线程设定n个控制点；根据控制点的坐标以及预设的节点矢量与前体母线的次数获得前体母线，并进一步获得三维前体；将三维前体生成网格后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下采用优化算法调节控制点的坐标直至仿真优化目标达到收敛。通过沿前体母线的线程设定至少三个控制点，以控制点之间的连线来确定前体母线，生成前体的构型后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下调节相邻两个控制点之间的长度与斜率以获得前体的最优构型，将约束条件转化成参数表达形式并纳入前体母线的调整参数，大大降低了前体设计变量的空间复杂度。本发明应用于飞行器设计领域。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其涉及一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统。

背景技术

高超声速飞行器是以超燃冲压发动机以及组合发动机为动力，能在大气层和跨大气层中实现高超声速飞行的飞行器。其中前体是飞行器的重要部件，除了对来流进行预压缩以外，还能为高超声速飞行器产生一定的升力和阻力，前体的性能的大小将直接影响到高超声速飞行器的工作状态。

高超声速飞行器的前体可以分为轴对称构型与非轴对称构型，非轴对称构型的典型代表是乘波体构型，文献(T.R.F.Nonweiler.Aerodynamic problems of manned spacevehicles[J].Journal of the Royal Aeronautical Society,1959,63:521-528)率先提出了乘波体这一概念，并且利用绕尖楔超声速流动这一基准流场设计出了第一种乘波体构型；文献(H.Sobieczky,F.C.Dougherty,K.Jones.Hypersonic waverider design fromgiven shock waves[C].First International Waverider Symposium,University ofMaryland,College Park,1990)首次提出了吻切锥设计理论，并成功运用于乘波体设计；丁峰在其博士论文《高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研究》提出了多级乘波体组合的方法，提高了飞行器在宽马赫数范围上的气动性能。

对于轴对称构型前体而言，虽然母线为二维型线比较简单，但是当前并没有公开的文献介绍直接应用于高超声速飞行条件下的轴对称构型前体的设计方法。相关文献(J.N.Nielsen.Missile Aerodynamics[M].New York,Toronto,London:McGraw-Hill BookCompany,Inc.,1960:280-293.)给出了能得到在给定长度和截面半径的情况下，阻力最小的旋成体导弹弹头外形的设计方法，即冯卡门曲线；另一篇文献(Kulfan BM.A UniversalParametric Geometry Representation Method-"CST"[C].In:45th AIAA AerospaceSciences Meeting and Exhibit.Reno,Nevada:American Institute of Aeronauticsand Astronautics；2007.)提出了一种参数的设计方法，能够通过不同的形函数与类函数的组合，生成轴对称与类轴对称的三维前体。当前轴对称前体的设计，要么是利用细长体理论进行推导设计(比如冯卡门曲线)，要么是利用设计者经验主观调整曲线形状。并且由理论和经验得到的构型主要适用于亚声速，跨声速以及超声速情况，而在高超声速的条件下，之前得到的最优构型往往性能达不到最优。

发明内容

针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及系统。

其采用的技术方案是：

高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法，包括如下步骤：

步骤1，沿前体母线的线程设定n(n≥3)个控制点A₁,A₂,…,A_n，其中，第一个控制点A₁与第n个控制点A_n分别位于前体母线的两端；

步骤2，根据控制点A₁,A₂,…,A_n的坐标以及预设的节点矢量与前体母线的次数获得前体母线，并根据前体母线获得三维前体；

步骤3，将三维前体生成网格后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下采用优化算法调节所有控制点A₁,A₂,…,A_n中至少一个控制点的坐标直至仿真优化目标达到收敛。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，所述约束条件包括激波不脱体约束、母线曲率约束与长径比约束。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，满足激波不脱体约束的具体过程为：

由斜激波公式，根据来流马赫M求取前体在来流马赫为M的最大激波角β_m：

式中，γ表示比热比；

根据Taylor-Maccoll公式来流马赫M与最大激波角β_m求取前体对应的最大圆锥半顶角θ_m；

调节控制点A₁的坐标和/或控制点A₂的坐标直至线段A₁A₂与前体轴线之间的夹角θ_cone小于最大圆锥半顶角θ_m即满足激波不脱体约束。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，满足母线曲率约束的具体过程为：调节控制点A_n-1的坐标和/或控制点A_n的坐标以使前体末端的切线水平即满足母线曲率约束。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3中，所述优化目标为前体的升阻比和容积效率。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤3的具体过程为：

步骤31，根据步骤2中的三维前体生成网格，随后生成的网格导入仿真软件进行循环仿真；

步骤32，在前体的升阻比和容积效率满足收敛条件时停止循环，并输出前体的最终构型。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤32还包括：

在前体的升阻比和容积效率不满足收敛条件时，则在满足约束条件的前提下通过优化算法获取新的控制点位置以调节线段A_i-1A_i(3≤i≤n)的斜率与长度后返回步骤2。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤32中，所述优化算法为NSGA-II算法。

一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计系统，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的步骤。

本发明的有益技术效果：

本发明沿前体母线的线程设定至少三个控制点，以控制点之间的连线来确定前体母线，并在生成前体的构型后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下调节相邻两个控制点之间的长度与斜率以获得前体的最优构型，将约束条件转化成参数表达形式并纳入前体母线的调整参数，大大降低了前体设计变量的空间复杂度。

附图说明

图1是本实施例中方法的流程示意图；

图2是本实施例中四个控制点的坐标示意图；

图3是本实施例中优化仿真流程示意图；

图4是本实施例方法构型与冯卡门曲线构型的效果比对图。

具体实施方式

为了使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下结合具体实施例，并根据附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，未描述的内容以及部分英文简写为所属技术领域中普通技术人员所熟知的内容。本实施例中给定的一些特定参数仅作为示范，在不同的实时方式中该值可以相应地改变为合适的值。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-2所示的一种高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法，包括如下步骤：

101，沿前体母线的线程设定n个控制点A₁，A₂，…，A_n，n≥3，其中，第一个控制点A₁与第n个控制点A_n分别位于前体母线的两端；

102，根据控制点A₁,A₂,…,A_n的坐标以及预设的节点矢量与前体母线的次数获得前体母线，并根据前体母线获得三维前体；

103，将三维前体生成网格后进行循环仿真，在满足约束条件的前提下采用优化算法调节所有控制点A₁,A₂,…,A_n中至少一个控制点的坐标直至仿真优化目标达到收敛。

在101中，将第一个控制点A₁的坐标设定为(0，0)，即为坐标原点；将第n个控制点A_n的坐标设定为(L，R)，其中L表示轴对称前体的总长，R表示轴对称前体的半径。本实施例中的控制点为四个：A₁，A₂，A₃，A₄。其中第一个控制点A₁与第四个控制点A₄为固定点的坐标设定为(L，R)，其中L与R为确定值以减少后续仿真过程中的变量数量；第四个控制点A₄；设定第二个控制点A₂的坐标为(x₂，y₂)、第三个控制点A₃的坐标为(x₃，y₃)。

在102中，得到控制点A₁,A₂,…,A_n的坐标后，根据预设的节点矢量与前体母线的次数，以B样条方法来确定前体的母线，随后将前体的母线绕轴线旋转360°即能得到三维前体。其中，采用B样条方法来确定前体的母线使得前体的母线具有较强的变形能力：即前体的母线能够随着任意一个线段A_i-1A_i(3≤i≤n)的斜率和/或长度改变而变形。在本实施例中即根据线段A₁A₂，A₂A₃，A₃A₄确定前体的母线。

在103中，调节所有控制点A₁,A₂,…,A_n中至少一个控制点的坐标即为了调节线段A_i-1A_i(3≤i≤n)的斜率与长度。调节线段A_i-1A_i(3≤i≤n)的斜率与长度具体为：调节线段A₁A₂和/或A₂A₃和/或A₃A₄的斜率与长度，由于第一个控制点与第四个控制点为固定点，因此调节第二个控制点A₂的坐标与第三个控制点A₃的坐标即能改变前体母线的形状，即变量为第二个控制点A₂的坐标(x₂,y₂)与第三个控制点A₃的坐标(x₃,y₃)。

在103中，约束条件包括激波不脱体约束、母线曲率约束与长径比约束。

激波不脱体约束指的是当高速声速气流以0度攻角流过一个锥型物体之后，根据马赫大小与物体的形状的不同，会相应的在锥型物体头部产生脱体激波或者附体激波，而脱体激波的存在会显著的增加锥型物体受到的阻力。因此在设计前体时需要避免脱体激波的出现，根据根据斜激波关系式

可以确定与来流马赫数M所对应的最大激波角β_m；在得到最大激波角β_m之后，根据锥形流理论，通过数值积分Taylor-Maccoll锥形流动控制方程，可以得到与来流马赫数M和最大激波角β_m唯一对应的能产生附体激波的最大圆锥半顶角θ_m。因此只要前体的母线在第一个控制点处的切线即线段A₁A₂与前体轴线之间的夹角θ_cone小于最大圆锥半顶角θ_m即可。

由于调节控制点A₂的坐标即达到调节线段A₁A₂的斜率的效果，因此调节控制点A₂的坐标直至线段A₁A₂与前体轴线之间的夹角θ_cone小于最大圆锥半顶角θ_m即满足激波不脱体约束。

母线曲率约束指的是对于高超声速飞行器而言，前体在流向上截面形状与面积的过渡必须光滑，高超声速行器型面上任何一处不连续，都会在下游产生分离区与以及复杂的波系结构，从而都会大大增大飞行器表面的摩擦阻力，前体后面往往是紧接着飞行器后体，而后体一般是圆柱形状，为了保证前后体衔接光滑，前体母线末端应该与水平方向相切。因此，满足母线曲率约束的具体过程为：调节控制点A₃的坐标和/或控制点A₄的坐标以使前体末端的切线水平即满足母线曲率约束。

长径比约束指的是前体的总长L与前体的半径R的比，对于在高超声速条件下飞行轴对称构型飞行器而言，长径比是一个十分重要的参数，它对飞行器产生的波阻和与表面的摩阻影响很大。本实施例中的L与R为固定值以用于减少变量的数量。同样也可以将L与R作为变量一起进行仿真。

在103中，优化目标为前体的升阻比和容积效率。同时以前体的升阻比和容积效率为优化目标，相较于传统轴对称构型前体只以最小阻力为设计目标具有更好的优化效果。

参考图3，103具体过程为：

301，将设计变量x₂，y₂，x₃，y₃作为输入；

302，通过Matlab代码来生成满足上述的各约束条件的母线，随后通过基于开源语言Tcl的Glyph脚本进行三维前体网格的自动化生成，随后生成的网格导入仿真软件进行循环仿真，其中，仿真软件采用Fluent；

本实施例中通过Matlab代码来生成母线、通过Glyph脚本进行网格生成，在提高工作效率的同时避免人为因素对网格的影响，保证每次生成的网格质量，排除网格对最后计算精度的影响。

303，判断前体的升阻比和容积效率是否满足收敛条件，具体的收敛情况可以根据实际需要而定，本实施例中的收敛条件为前体的升阻比和容积效率均达到最大值：

304，若满足收敛条件则停止循环，并输出前体的最终构型；

305，若不满足收敛条件则在满足约束条件的前提下通过优化算法获取新的设计变量x₂，y₂，x₃，y₃以调节线段A₁A₂和/或A₂A₃和/或A₃A₄的斜率与长度后返回步骤301。

在303中，容积效率的求取过程为：其中S_wet是前体暴露的气体中的面积，V是前体的体积。

在305中，优化算法为NSGA-II算法，用NSGA-II算法调整每个迭代步的设计变量的值的生成，进而控制优化过程。

如图4所示的相较于本本实施例方法得到的最优前体构型，相比于传统的冯卡门曲线构型，在容积率相同的情况下，升阻比提升了2％左右，升阻比越高，飞行器的气动效率越高，耗油量就越少，航程就越远。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。