專利名稱：雙曲風擋機頭一體化設計方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機機頭設計方法，特別地，涉及一種雙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。另夕卜，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。
發明內容
本發明的目的是提供一種雙曲風擋機頭一體化設計方法，通過本方法設計的雙曲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，提供一種雙曲風擋機頭一體化設計方法，包括如下步驟1. O、根據機頭設計約束，提取Catia成形參數；2. O、建立機頭參數化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機頭一側的包括風擋區域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成機頭一側的下主曲面DGHE ；2. 3、生成機頭一側的下后曲面HlIF ;2. 4、生成機頭一側的鼻部曲面B⑶、CGD ；2. 5、生成機頭另一側的各個曲面，所述另一側的各個曲面分別與根據步驟2.1至
2.4生成的機頭一側的各個曲面對稱。在本發明的該方面，由于包括風擋的上主曲面為一體化成形，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. O中，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、機頭第一結構框站位平面。
優選地，上述步驟2.1包括將機頭第一框站位平面與上零縱線相交得到交點B， 將飛機第一框站位平面與最大寬度線相交得到交點D，將機頭等直段輪廓線與上零縱線相 交得到A點，將機頭等直段輪廓線與最大寬度線相交得到F點，通過二次掃掠曲面生成上主 曲面ABDF，前端剖面線BD參數為O. 38 sqrt2_l，后端剖面線AF參數由機頭與機身對接 剖面外形確定，剖面線參數取為sqrt2_l，二次掃掠上主曲面ABDF由前向后法則曲線采用S 型或直線型。
通過二次掃掠曲面生成的上主曲面更好地保證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2.1之后還包括利用相交線法對通過二次掃掠曲面生成的上主曲 面ABDF進行優化的步驟。
優選地，上述相交線法包括如下步驟以經過點B的飛機軸向水平線為轉軸，將與 飛機對稱面成角度的多個平面分別與機頭相交生成多個相交線，然后將所述多個相交線分 別旋轉至所述飛機對稱面，如果所述多個相交線在旋轉后基本趨同，則轉到步驟2. 2 ;否則 重新回到步驟2.1，調整前端剖面線BD參數再生成上主曲面ABDF。
通過與飛機對稱面成各個角度的平面與機頭相交，然后將相交線旋轉至對稱面， 使各相交線之間盡可能相近，從而可以保證機頭上半曲面氣流流動品質。該方法能夠很好 地改善機頭部位氣流加速特性，減小氣流的周向流動，改善機頭上的流場品質，消除巡航狀 態超音速區，避免產生氣流分離而增加阻力，降低機頭阻力以及氣動噪聲。
進一步優選地，所述多個平面中每相鄰兩個平面之間的夾角都是相同的。
再進一步優選地，所述夾角可以是10°、15°或20°。
優選地，上述步驟2. 2包括將機頭第一框站位平面與下零縱線相交得到交點G， 以機頭和機身對接平面為基準向前平移500mm生成第一平面，將第一平面與最大寬度線相 交得到E點，將第一平面與下零縱線相交得到H點，采用二次掃掠曲面生成下主曲面DGHE， 前后端剖面線參數均在O. 38 sqrt2-l之間，且前端參數小于等于后端參數。
優選地，上述步驟2. 3包括機頭等直段輪廓線與下零縱線相交得到I點，采用多 截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面和與其相鄰的曲面相切。
優選地，上述步驟2. 4包括鼻部曲面B⑶、CGD為填充曲面，所述填充均和與其相 鄰的曲面相切，其中C點為機頭前點。
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。
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成形的機頭示意性透視圖，其中示出了與飛機對稱面成角度的多個平面分別與機頭相交生成的多個相交線；圖4是圖3中多個相交線分別旋轉至飛機對稱面后而基本重合的示意圖；圖5a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O. 785、攻角(AOA)為3°時機頭表面壓力分布云圖；圖5b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O. 785、攻角(AOA)為4°時機頭表面壓力分布云圖；圖5c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O. 82、攻角(AOA)為1°時機頭表面壓力分布云圖；圖5d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O. 82、攻角(AOA)為2°時機頭表面壓力分布云圖。
具體實施例方式根據要求，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雙曲風擋機頭一體化設計方法，包括如下步驟1. O、根據機頭設計約束，提取Catia成形參數；2. O、建立機頭參數化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機頭一側的包括風擋區域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成機頭一側的下主曲面DGHE ；2. 3、生成機頭一側的下后曲面HlIF ;2. 4、生成機頭一側的鼻部曲面B⑶、CGD ；2. 5、生成機頭另一側的各個曲面，所述另一側的各個曲面分別與根據步驟2.1至
2.4生成的機頭一側的各個曲面對稱。首先，在步驟1. O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、前起落架收放空間、雷達安裝要求、結構框空間、側壁板與蒙皮間距要求。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、機頭第一框站位平面12、機頭與機身對接平面為基準向前平移500mm生成的第一平面13，如圖2所示。具體地，上述參數如此定義眼位I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。機頭第一框站位平面12，其根據第一框 所在位置確定，機頭與機身對接平面為基準向前平移500_生成的第一平面13，用以分別 與最大寬度線4和下零縱線6相交得到E點，將第一平面與下零縱線相交得到和H點，從而 將下主曲面DGHE和下后曲面EHIF分開以便單獨生成。
在步驟2. O中，通過建立機頭參數化曲面模型來生成各曲面。如圖3所示，在生成 機頭各曲面的過程中，首先一體化成形曲面以ABDF為頂點的二次掃掠曲面，其中風擋位于 該曲面內。具體地,各曲面生成順序如下
首先，在上述步驟2.1中，生成上主曲面ABDF。如圖3所示，并結合圖4，將機頭第 一框站位平面12與機頭上零縱線5相交得到交點B，將飛機第一框站位平面12與機頭最大 寬度線4相交得到交點D，將機頭等直段輪廓線3與機頭上零縱線4相交得到A點，將機頭 等直段輪廓線3與機頭最大寬度線4相交得到F點，通過二次掃掠曲面生成上主曲面ABDF， 前端剖面線BD參數為O. 38 sqrt2-l，后端剖面線AF參數由機頭與機身對接剖面14外形 確定，剖面線參數取為sqrt2_l，二次掃掠上主曲面ABDF由前向后法則曲線采用S型或直線 型。
接著，通過相交線法進一步驗證和優化上述二次掃掠上主曲面ABDF。具體地，在 本實施方式中，以經過B點的飛機軸向水平線為轉軸，將飛機對稱平面(圖未示)分別旋轉10。、20。、30。、40。、50。、60。并與上主曲面ABDF相交，得到6條相交線15 (見圖3)。 將6條相交線15以經過B點的飛機軸向水平線為轉軸再旋轉至飛機對稱面。比較旋轉后 的相交線15，如果旋轉后的各相交線15基本重合，如圖4所示，則可繼續進行其他曲面的生 成；否則，則通過調整上主曲面ABDF前端剖面參數、法則曲線來調整曲面外形，直至上述旋 轉后的相交線15基本重合。
通過相交線法，通過調整成形參數，不斷優化機頭氣動外形，然后進行氣動評估， 得到具有很好氣動特性的機頭氣動外形。該方法很好地改善了機頭部位氣流加速特性，減 小了氣流的周向流動，改善了機頭上的流場品質，消除了巡航狀態超音速區，并避免產生氣 流分離而增加阻力，降低機頭阻力以及氣動噪聲。
盡管在本實施方式中，在上述與飛機對稱面成各個角度的平面中，每相鄰兩個平 面之間角度都相同，皆為10°，然而應當理解，每相鄰兩個平面之間的角度也可以是15°、 20°，等等。在其他的實施方式中，各個兩兩相鄰平面之間的夾角也可以不同，比如第一個 相交線15所在的平面與第二相交線15所在的平面的夾角為15°，第二個相交線15所在的 平面與第三個相交線15所在的平面的夾角為10°、等等。
上主曲面ABDF生成后，可在上述步驟2. 2中，生成下主曲面DGHE。具體地，在本實 施方式中，將機頭第一框站位平面12與機頭下零縱線6相交得到交點G，以機頭和機身的對接平面為基準向前平移500mm生成的第一平面13與機頭最大寬度線4相交得到E點，將第一平面13與機頭下零縱線6相交得到H點，采用二次掃掠曲面生成下主曲面DGHE，前后端剖面線參數均在O. 38 sqrt2_l之間，且前端參數小于等于后端參數。接下來，在上述步驟2. 3中，生成下后曲面EHIF。具體地，在本實施方式中，將機頭等直段輪廓線3與機頭下零縱線6相交得到I點，采用多截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面HHF在FI處與飛機等直段曲面相切，在EF處與上主曲面AFDB相切，在處與下主曲面DGHE相切，在HI處與下零縱線在垂直于機頭對稱面方向的拉伸面相切。然后，在上述步驟2. 4中，生成鼻部曲面B⑶、CGD。這兩個鼻部曲面為填充曲面，其中C點為機頭前點。在本實施方式中，鼻部曲面BCD在BD處與上主曲面AFDB相切，在BC處與上零縱線在垂直于機頭等直段方向的拉伸面相切，在CD處與最大寬度線在垂直于水平面方向的拉伸面相切；同時，鼻部曲面CGD在DG處與下主曲面DGHE相切，在GC處與下零縱線在垂直于機頭對稱面方向的拉伸面相切，在CD處與最大寬度線在垂直于水平面方向的拉伸面相切。最后，在上述步驟2. 5中，生成機頭另一側的各個曲面，所述另一側的各個曲面也包括上主曲面、下主曲面、下后曲面以及鼻部曲面，它們分別對稱于根據步驟2.1至2. 4生成的機頭一側的上主曲面ABDF、下主曲面DGHE、下后曲面HlIF以及鼻部曲面B⑶、C⑶對稱。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。從圖5a、5b、5c、5d可以看出，當機頭相對空氣的速度即馬赫數(Ma)為O. 785，攻角(AOA)分別為3。、4。時，以及當機頭相對空氣的速度即馬赫數(Ma)為O. 82，攻角(AOA)分別為1°、2°時，機頭表面壓力分布均勻，壓力梯度小，且在高速巡航馬赫(Ma)數O. 82時機頭區域不存在超音速區域，具有很好的氣動特性。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。
權利要求
1. 一種雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，包括如下步驟1.O、根據機頭設計約束，提取Catia成形參數；2.O、建立機頭參數化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機頭一側的包括風擋區域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成機頭一側的下主曲面DGHE ；2.3、生成機頭一側的下后曲面HlIF ；2.4、生成機頭一側的鼻部曲面B⑶、CGD ；2.5、生成機頭另一側的各個曲面，所述另一側的各個曲面分別與根據步驟2.1至2. 4 生成的機頭一側的各個曲面對稱。
2.根據權利要求1所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，在步驟1.O中， 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、 機頭第一結構框站位平面。
3.根據權利要求1或2所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述步驟2.1包括將機頭第一框站位平面與上零縱線相交得到交點B，將飛機第一框站位平面與最大寬度線相交得到交點D，將機頭等直段輪廓線與上零縱線相交得到A點，將機頭等直段輪廓線與最大寬度線相交得到F點，通過二次掃掠曲面生成上主曲面ABDF，前端剖面線BD參數為O. 38 sqrt2-l，后端剖面線AF參數由機頭與機身對接剖面外形確定，剖面線參數取為sqrt2_l，二次掃掠上主曲面ABDF由前向后法則曲線采用S型或直線型。
4.根據權利要求3所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，在步驟2.1之后還包括利用相交線法對通過二次掃掠曲面生成的上主曲面ABDF進行優化的步驟。
5.根據權利要求4所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述相交線法包括如下步驟以經過點B的飛機軸向水平線為轉軸，將與飛機對稱面成角度的多個平面分別與機頭相交生成多個相交線，然后將所述多個相交線分別旋轉至所述飛機對稱面，如果所述多個相交線在旋轉后基本重合，則轉到步驟2. 2 ;否則重新回到步驟2. 1，調整前端剖面線BD參數和/或法則曲線再生成上主曲面ABDF。
6.根據權利要求5所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述多個平面中每相鄰兩個平面之間的夾角相同。
7.根據權利要求6所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述夾角為 10° 、15° 或 20° 。
8.根據權利要求7所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述步驟2.2 包括將機頭第一框站位平面與下零縱線相交得到交點G，以機頭、機身對接平面為基準向前平移500mm生成第一平面，將第一平面與最大寬度線相交得到E點，將第一平面與下零縱線相交得到H點，采用二次掃掠曲面生成下主曲面DGHE，前后端剖面線參數均在O. 38 Sqrt2-1之間，且前端參數小于等于后端參數。
9.根據權利要求8所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述步驟2.3包括將機頭等直段輪廓線與下零縱線相交得到I點，采用多截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面和與其相鄰的曲面相切。
10.根據權利要求9所述的雙曲風擋機頭一體化設計方法，其特征在于，所述步驟2.4包括鼻部曲面BCD、CGD為填充曲面，所述填充均和與其相鄰的曲面相切，其中C點為機頭前 點。
全文摘要
本發明屬于飛機設計領域，特別涉及一種雙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、生成機頭一側的包括風擋區域的上主曲面ABDF；2.2、生成機頭一側的下主曲面DGHE；2.3、生成機頭一側的下后曲面EHIF；2.4、生成機頭一側的鼻部曲面BCD、CGD；2.5、生成機頭另一側的各個曲面，所述另一側的各個曲面分別與根據步驟2.1至2.4生成的機頭一側的各個曲面對稱。通過一體化生成包括風擋區域的上主曲面，保證了上主曲面的曲率高階連續，便于一體化制造；同時使機頭具有很好的氣動特性及流動品質，從而降低油耗。
文檔編號G06F17/50GK103064997SQ20121044849
公開日2013年4月24日 申請日期2012年11月9日 優先權日2012年11月9日
發明者周峰, 張淼, 汪君紅, 張美紅, 劉鐵軍, 張冬云, 薛飛 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院