單曲風擋機頭一體化設計方法與流程

本發明涉及一種飛機機頭設計方法，特別地，涉及一種單曲風擋機頭一體化設計方法，通過該方法能夠設計出具有很好氣動特性的流線型機頭。

背景技術：
對于民用飛機機頭設計而言，需要滿足很多的固有約束要求，如駕駛艙的外部視野、駕駛員活動空間等人機工效要求；駕駛艙設備布置、前起落架收放、雷達安裝要求；結構框、地板、壁板、內飾等結構件布置空間要求等。在滿足以上約束的前提下，機頭設計又要追求最優的氣動特性。對于飛機機頭，駕駛艙風擋上主曲面對整個機頭的流動品質有著至關重要的影響。該處處于駕駛員頭部以上，駕駛艙部內頂部板安裝及結構高度約束使該處曲面較突，曲率較大，氣流加速急劇，很容易出現超音速區，甚至出現激波。大大增加了全機阻力，同時增加機頭部位產生的氣動噪聲。傳統型機頭(見圖1)多采用平面風擋a，如現役的空客、波音飛機。其優點是折射和視覺變形影響最小、平面風擋成本低，缺點是風擋處流動特性較差，并且由于機頭上主曲面b的曲面突、曲率大以及平面(風擋)到曲面之間的過渡曲面質量差，從而使得經過此處的氣流加速較快，容易產生超音速區，且機頭的鼻部c處會產生兩個駐點，氣動阻力大。另外，由于機頭曲面的不連續，曲面過度比較困難，制造工藝也比較復雜。

技術實現要素：
本發明的目的是提供一種單曲風擋機頭一體化設計方法，通過本方法設計的曲面風擋流線型機頭氣動特性優良且易于加工制造。為此，根據本發明的一個方面，提供一種單曲風擋機頭一體化設計方法，包括如下步驟：1.0、根據機頭設計約束，提取Catia成形參數；2.0、建立機頭參數化曲面模型，曲面生成順序如下：2.1、生成機頭一側的上主曲面ICLJ；2.2、切除上主曲面ICLJ風擋處的部分，得到剩余上主曲面IABHJ；2.3、生成機頭一側的主風擋曲面CERM；2.4、生成機頭一側的側風擋曲面MRFD；2.5、生成主風擋曲面CERM與剩余上主曲面IABHJ之間的過度曲面ACDB；2.6、生成機頭一側的上前曲面EGHF；2.7、依次生成機頭一側的剩余曲面：下主曲面OPQN、下后曲面NQKJ、下前曲面GPO；2.8、生成機頭另一側的與根據步驟2.1至2.7生成的曲面對稱的曲面。在本發明的該方面，由于上主曲面為一體化成形，然后通過切割風擋區，再單獨生成風擋曲面以及風擋曲面和上主曲面之間的過渡曲面，即通過切割曲面的方法，達到一體化成形風擋上主曲面的目的，因而很好地改善了機頭風擋上主曲面處的流動品質，消除了巡航狀態超音速區，在使用范圍內壓力分布均勻，壓力梯度小。從而，該方法很大層度上改善了機頭上的流動品質，降低了機頭阻力以及氣動噪聲。優選地，在步驟1.0中的所述Catia成形參數包括：眼位、機頭前點、機頭等直段輪廓線、最大寬度線、上零縱線、下零縱線、頭部空間控制點、上視界線、下視界線、眼位-風擋距離控制點、風擋豎直后掠線。優選地，所述步驟2.1包括：將上視界線與風擋豎直后掠線相交得到一交點S1，通過在該點處生成第一水平面并與上零縱線相交得到交點C，在C點生成一個與機頭軸線相垂直的第一站位平面從而與最大寬度線相交得到L點，將機頭等直段輪廓線與上零縱線相交得到I點，將機頭等直段輪廓線與最大寬度線相交得到J點，通過二次掃掠曲面生成上主曲面ICLJ，前端剖面線CL參數在0.38～(sqrt2-1)之間，后端剖面線IJ參數由機頭與機身對接剖面外形確定，后端剖面線IJ參數取為sqrt2-1，二次掃掠上主曲面ICLJ由前向后法則曲線采用S型或直線型。優選地，所述步驟2.2包括：在S1點正上方50mm～100mm處生成第二水平面；從眼位向后400mm處生成一垂直于機頭軸線的第二站位平面；將第二水平面和第二站位平面與上主曲面ICLJ相交并合并，得到組合曲線AB-BH，A點為第二水平面與飛機上零縱的交點，H點為第二站位平面與飛機最大寬度線的交點，B點為第二水平面和第二站位平面以及上主曲面ICLJ三個平面的交點，用該組合曲線AB-BH切割上主曲面ICLJ，得到剩余上主曲面IABHJ。優選地，所述步驟2.3包括：將下視界線與風擋豎直后掠線相交得到一交點S2，在該S2點處生成第三水平面，第三水平面與上零縱線相交為E點，同時與曲線BH相交為F點，進而生成二次曲線EF，然后以線段CE為引導線，以二次曲線EF為母線，拉伸生成單曲面CEFS，將曲面CEFS生成后根據與主駕駛員視界邊界相交得到風擋視界邊界線，以風擋視界邊界線上線間距最小的兩個拐點U、T為端點生成線段UT，然后在單曲面CEFS上向外側平移50～150mm并進行延伸，分別與單曲面CEFS的邊界線EF、CS相交于點R、M，用線段MR切割單曲面EFSC，得到單曲面主風擋ERMC。優選地，所述步驟2.4包括：過點S1的第一水平面、過點S2的第三水平面分別與BH相交于點D、F，然后分別生成二次曲線MD、RF，二次曲線MD與CM曲率連續，RF與ER曲率連續，在此基礎上以MD、RF為截面線，以MR和DF為引導線采用多截面曲面生成側風擋曲面MRFD，曲面MRFD分別與主風擋曲面CERM以及IABHJ曲面相切。優選地，所述步驟2.5包括：以曲線AB、CMD為兩端剖面線，AC、BD為引導線，采用多截面曲面生成過度曲面ACDB，同樣其與周圍曲面相切。優選地，所述步驟2.6包括：分別以FH、EG為前后端剖面線，生成二次掃掠曲面EGHF，曲面的脊線在機身對稱面處垂直于對稱面并在另一端與曲面IABHJ相切，其中，G為機頭前點。優選地，所述步驟2.7包括：下主曲面OPQN采用二次掃掠曲面生成，前后端剖面線參數均小于或等于sqrt2-1；下后曲面NQKJ采用多截面曲面生成；下前曲面GPO采用填充曲面生成，這些面在生成的過程中都要和與其相鄰的曲面相切。優選地，在步驟1.0中的所述機頭設計約束包括：駕駛艙視野、駕駛員空間、人機工效要求、駕駛艙設備布置、前起落架收放空間、雷達安裝要求、結構框空間、框距要求。總的來說，由于本發明通過一體化曲面成形的方法，一方面能夠確保風擋上主曲面曲率高階連續，在制造時可以考慮一體化制造；另一方面用該方法設計的流線型機頭具有很好的氣動特性及流動品質，從而降低油耗。通過參考下面所描述的實施方式，本發明的這些方面和其他方面將會得到清晰地闡述。附圖說明本發明的結構和操作方式以及進一步的目的和優點將通過下面結合附圖的描述得到更好地理解，其中，相同的參考標記標識相同的元件：圖1是傳統機頭特征示意圖；圖2是根據本發明方法優選實施方式中的機頭成形參數示意圖；圖3是根據本發明方法優選實施方式中風擋處曲面切割示意圖；圖4是圖3中曲面ICLJ的生成方法示意圖；圖5示出了根據本發明方法優選實施方式中參數化的一體化機頭成形過程及結果；圖6是圖5中主風擋曲面CERM的生成方法示意圖；圖7A是根據本發明方法優選實施方式設計的機頭在馬赫(Ma)數為0.785、攻角(AOA)為1°的情況下機頭表面壓力云圖及機頭上的最大馬赫數數；圖7B是根據本發明方法優選實施方式設計的機頭在馬赫(Ma)數為0.785、攻角(AOA)為2°的情況下機頭表面壓力云圖及機頭上的最大馬赫數數；圖7C是根據本發明方法優選實施方式設計的機頭在馬赫(Ma)數為0.785、攻角(AOA)為3°的情況下機頭表面壓力云圖及機頭上的最大馬赫數數；圖8是根據本發明方法優選實施方式設計的機頭在不同速度下對應機頭上零縱處的壓力(Cp)分布圖。具體實施方式根據要求，這里將披露本發明的具體實施方式。然而，應當理解的是，這里所披露的實施方式僅僅是本發明的典型例子而已，其可體現為各種形式。因此，這里披露的具體細節不被認為是限制性的，而僅僅是作為權利要求的基礎以及作為用于教導本領域技術人員以實際中任何恰當的方式不同地應用本發明的代表性的基礎，包括采用這里所披露的各種特征并結合這里可能沒有明確披露的特征。根據本發明的一個優選實施方式的單曲風擋機頭一體化設計方法，包括如下步驟：1.0、根據機頭設計約束，提取Catia成形參數；2.0、建立機頭參數化曲面模型，曲面生成順序如下：2.1、生成機頭一側的上主曲面ICLJ；2.2、切除上主曲面ICLJ風擋處的部分，得到剩余上主曲面IABHJ；2.3、生成機頭一側的主風擋曲面CERM；2.4、生成機頭一側的側風擋曲面MRFD；2.5、生成主風擋曲面CERM與剩余上主曲面IABHJ之間的過度曲面ACDB；2.6、生成機頭一側的上前曲面EGHF；2.7、依次生成機頭一側的剩余曲面：下主曲面OPQN、下后曲面NQKJ、下前曲面GPO；2.8、生成機頭另一側的與根據步驟2.1至2.7生成的曲面對稱的曲面。首先，在步驟1.0中，機頭設計約束主要是指：駕駛艙視野、駕駛員空間、人機工效要求、駕駛艙設備布置、前起落架收放空間、雷達安裝要求、結構框空間、框距要求。根據機頭設計約束，提取Catia成形參數：眼位1、機頭前點2、機頭等直段輪廓線3、最大寬度線4、上零縱線5、下零縱線6、頭部空間控制點7、上視界線8、下視界線9、眼位-風擋距離控制點10、風擋豎直后掠線11，如圖2所示。具體地，上述參數如此定義：眼位1定義為左駕駛員駕駛時眼睛的位置；機頭前點2控制機頭最前方位置，同時控制機頭前部的空間；機頭等直段輪廓線3控制機頭最后方位置及該處的外形；最大寬度線4為機頭側邊最外輪廓線，其將機頭分成上下兩個部分，其同時控制機頭內部側壁板與飛機蒙皮之間的距離；上零縱線5為上半機頭對稱面輪廓線，下零縱線6為下半機頭對稱面輪廓線，其控制機頭下部的空間，包括前起落架及雷達的布置空間；頭部空間控制點7定義為頂部板最下方邊線在對稱面的投影點，控制頂部板與頂部蒙皮之間的距離，在成形時直接體現在控制上零縱線5上；上下視界線8、9是駕駛員視界的上下邊界線；眼位-風擋距離控制點10控制風擋距離眼位的距離，一般在500-700mm以內，這是人機工效的要求；風擋豎直后掠線11控制主風擋的豎直后掠角度，其與豎直線的角度控制在40°-50°之間，亦是滿足人機工效的要求。在步驟2.0中，通過建立機頭參數化曲面模型來生成曲面。如圖3所示，在生成機頭曲面的過程中，首先一體化成形曲面以ICLJ為頂點的二次掃掠曲面，其中以ABHLC為頂點的曲面位于駕駛艙風擋處。在本實施方式中，為了駕駛員視野及降低風擋制造成本，優選采用單曲面風擋，所以先將以ABHLC為頂點的曲面切除。在對風擋區域的曲面進行切割之后，剩下的曲面ABHJI即為一高階連續的一體化曲面，此即一體化成形。具體地，曲面生成順序如下：首先，在上述步驟2.1中，生成上主曲面ICLJ。如圖3所示，并結合圖2、圖4和圖5，將上視界線8與風擋豎直后掠線11相交得到一交點S1，通過在該點S1處生成第一水平面(圖未示)并與上零縱線5相交得到交點C，在點C生成一個與機頭軸線m相垂直的第一站位平面(圖未示)從而與最大寬度線相交得到L點，將機頭等直段輪廓線3與上零縱線5相交得到I點，將機頭等直段輪廓線3與最大寬度線4相交得到J點，通過二次掃掠曲面生成上主曲面ICLJ，前端剖面線CL參數在0.38～(sqrt2-1)之間，后端剖面線IJ參數由機頭與機身對接剖面外形確定，一般該處等直段為1/4圓弧，后端剖面線IJ參數取為sqrt2-1，二次掃掠上主曲面ICLJ由前向后法則曲線采用S型或直線型。接著，在上述步驟2.2中，進行曲面切割。仍然如圖3所示，并結合圖2、圖4和圖5，在S1點正上方50mm～100mm處生成第二水平面(圖未示)；從眼位1向后400mm處生成一垂直于機頭軸線m的第二站位平面(圖未示)；將第二水平面和第二站位平面與上主曲面ICLJ相交并合并，得到組合曲線AB-BH，點A為第二水平面與飛機上零縱5的交點，點H為第二站位平面與飛機最大寬度線4的交點，點B為第二水平面和第二站位平面以及上主曲面ICLJ三個平面的交點，用該組合曲線AB-BH切割上主曲面ICLJ，得到剩余上主曲面IABHJ。將風擋區域切割出來之后，在步驟2.3中生成主風擋曲面CERM，該步驟包括：如圖3所示，并結合圖2、圖4、圖5和圖6，將下視界線9與風擋豎直后掠線11相交得到一交點S2，在該S2點處生成第三水平面(圖未示)，第三水平面與上零縱線5相交為E點，同時與曲線BH相交為F點，進而生成二次曲線EF，然后以線段CE為引導線，以二次曲線EF為母線，拉伸生成單曲面CEFS，如圖6所示，將曲面CEFS生成后根據與主駕駛員視界邊界(圖未示)相交得到風擋視界邊界線n，以風擋視界邊界線上線間距最小的兩個拐點U、T為端點生成線段UT，然后在單曲面CEFS上向外側平移50～150mm并進行延伸，分別與單曲面CEFS的邊界線EF、CS相交于點R、M，用線段MR切割單曲面EFSC，得到主風擋單曲面ERMC。然后，在步驟2.4中生成側風擋曲面MRFD。該步驟2.4包括：過點S1的第一水平面、過點S2的第三水平面分別與BH相交于點D、F，然后分別生成二次曲線MD、RF，二次曲線MD與CM曲率連續，RF與ER曲率連續，在此基礎上以MD、RF為截面線，以MR和DF為引導線采用多截面曲面生成側風擋曲面MRFD，曲面MRFD分別與主風擋曲面CERM以及IABHJ曲面相切，如圖5所示。主風擋曲面CERM與剩余上主曲面IABHJ之間的過度曲面ACDB在步驟2.5中生成。該步驟2.5包括：以曲線AB、CMD為兩端剖面線，AC、BD為引導線，采用多截面曲面生成過度曲面ACDB，同樣其與周圍曲面相切。接下來，在步驟2.6中，生成上前曲面EGHF。該步驟2.6包括：分別以FH、EG為前后端剖面線，生成二次掃掠曲面EGHF，曲面的脊線在機身對稱面處垂直于對稱面并在另一端與曲面IABHJ相切，其中，G為機頭前點。再接著，在步驟2.7中依次生成下主曲面OPQN、下后曲面NQKJ、下前曲面GPO。該步驟2.7包括：下主曲面OPQN采用二次掃掠曲面生成，前后端剖面線參數均小于或等于sqrt2-1；下后曲面NQKJ采用多截面曲面生成；下前曲面GPO采用填充曲面生成。這些面在生成的過程中都要和與其相鄰的曲面相切最后，在步驟2.8中，以與根據步驟2.1至2.7生成的曲面相同的方式對稱地生成機頭的剩余部分。由于在生成機頭曲面的過程中，首先一體化成形風擋及其上后區域的二次掃掠曲面，然后切除風擋區域，生成單曲面風擋，再以邊界相切的方式生成二次掃掠曲面和單曲面之間的過渡曲面，因而很好地改善了機頭風擋上后區域處的流動品質，消除了巡航狀態超音速區，在使用范圍內壓力分布均勻，壓力梯度小。因此，該方法很大程度上改善了機頭上的流動品質，降低了機頭阻力以及氣動噪聲，并從而可降低油耗。從圖7A、7B和7C可以看出，當機頭相對空氣的速度即馬赫數為0.785，AOA分別為1°、2°和3°時，機頭上的最大馬赫數(Mmax)都小于1，即沒有超音速，可見，機頭上沒有出現超音速區，機頭上壓力分布均勻，壓力梯度小。從圖8可以看出，在使用馬赫數(即Ma＝0.785)附近，即無論是在高于使用馬赫數的0.82的情況，還是低于使用馬赫數的0.70的情況，機頭上零縱處壓力系數(Cp)基本一致，可見，本發明的上述設計方案具有很好的魯棒性。本發明的技術內容及技術特點已揭示如上，然而可以理解，在本發明的創作思想下，本領域的技術人員可以對上述結構和形狀作各種變化和改進，包括這里單獨披露或要求保護的技術特征的組合，明顯地包括這些特征的其它組合。這些變形和/或組合均落入本發明所涉及的技術領域內，并落入本發明權利要求的保護范圍。需要注意的是，按照慣例，權利要求中使用單個元件意在包括一個或多個這樣的元件。此外，不應該將權利要求書中的任何參考標記構造為限制本發明的范圍。