一种变后掠翼隐身飞机后体尖劈外形设计方法与流程

本发明属于飞机总体、隐身，具体涉及一种变后掠翼隐身飞机后体尖劈外形设计方法。

背景技术：

1、在变后掠翼隐身飞机可变尾翼设计过程中，由于v尾存在两个转轴，主轴平行与x轴布置，主要负责尾翼的偏转控制，副轴平行于y轴，主要负责尾翼的俯仰控制，在主副轴同时控制的情况下，实现了传统飞机平尾和垂尾的功能，可变尾翼采用无开口的悬挂结构，消除了可变尾翼直轴形式结构产生的强散射垂直侧壁面及豁口腔体对侧向隐身的影响。

2、可变尾翼与二元喷口处于相同占位，需要对可变尾翼和二元喷口进行一体化设计，对侧向强散射源部件外形作严格控制，保证飞机外表面光滑，使飞机的散射源减少到最低限度。因此，当可变尾翼偏转时，保持飞机侧向隐身性能，必须对其作可变尾翼与二元喷口之间的机体尖劈进行一体化隐身外形设计。该后体尖劈外形设计，需解决以下四方面问题：

3、1)后体尖劈自身rcs散射作到可控；

4、2)后体尖劈与周边部件的rcs耦合散射做到可控；

5、3)后体尖劈需综合考虑隐身rcs、气动阻力要求，作到气动隐身一体化优化设计；

6、4)后体尖劈需满足二元喷口设计要求。

7、针对以上问题，后体尖劈只有进行针对性设计，方可妥善解决问题，有效控制后体尖劈对飞机气动阻力、隐身rcs散射量值、发动机喷口的影响，以保证整机隐身、气动性能指标顺利实现。

技术实现思路

1、本发明主要针对可变尾翼与二元喷口之间的尖劈，提供一种满足隐身、气动、二元喷口等方面要求的后体尖劈设计方法，使得其对飞机气动阻力、隐身rcs散射量值的影响作到最小、可控。

2、本发明解决关键技术问题的技术方案是：

3、为消除直轴可变尾翼对飞机侧向隐身特性破坏的目的，采用双轴悬挂尾翼，本发明提出一种变后掠翼隐身飞机后体尖劈外形设计方法，步骤如下：

4、步骤1、确定后体尖劈构建边界

5、1.1)上部前端横向边界确定

6、可变尾翼辅轴与z向所在平面a内，可变尾翼转动半径r1，确定转动球在z向的最高点为上部左侧极限点a1；在平面a内，机身后体上部外形的截面线内选择右侧极限点a2，形成后体尖劈上部前端横向边界a1a2；

7、1.2)下部前端横向边界确定

8、可变尾翼辅轴与z向所在平面a内，确定转动球在z向的最低点为下部左侧极限点b1；在平面a内，机身后体下部外形的截面线内选择右侧极限点b2，形成后体尖劈下部前端横向边界b1b2；

9、1.3)后端横向边界和最外侧边界确定

10、二元喷口的短边长度为h1，过二元喷口后端上下顶点的中点，做与y轴平行的直线k1，后端横向边界的右极值点位于直线k1上，过二元喷口出口上部根部端点n1，与平尾内侧线在xy平面内的投影和z轴做平面b，平面b与k1交点，形成后端横向边界右侧极值点c1；

11、根据二元喷口及可变尾翼的平行原则，可变尾翼转动球面向外平移可变尾翼安全距离h2，与平面a截相交线p，取y向的最大值所在点c2，过点c2做与平尾内侧线的对称线与z轴所在平面c及边界线k2；

12、做喷口边界在xy平面内的投影与z轴形成的平面d，过n1点做平面d的平行平面e，平面e与边界线k2形成交点c3,即为后端横向边界的左极值点，形成后端横向边界c1c3，形成最外侧边界c2c3；

13、1.4)最外侧上部边界确定

14、过点c3，做平行于zx平面的平面f,平面f与后机身上部曲面交于点d1，过点c3、点d1做样条曲线c3d1，在点d1处，曲线切线张度α1，形成最外侧上部边界c3d1；

15、1.5)最外侧下部边界确定

16、平面f与后机身下部曲面交于点d2，过点c3、点d2做样条曲线c3d2，在点d2处，曲线切线张度α2，形成最外侧上部边界c3d2；

17、1.6)内侧上部边界确定

18、过点a2、点n1，做样条曲线a2n1，曲线在点a2处的曲线切线张度α3，形成内侧上部边界a2n1。过点c1，点n1，做直线，形成内侧边界c1n1；

19、1.7)内侧下部边界确定

20、过点b2、过二元喷口出口下部根部端点m1，做样条曲线b2m1，曲线在点b2处的曲线切线张度α4，形成内侧下部边界b2m1。过点c1，点m1，做直线，形成内侧边界c1m1。

21、步骤2、确定后体尖劈纵向控制线

22、2.1)构建二元喷口外侧上部第一截面纵向控制线

23、过点n1，做与喷口后缘线和z轴形成的平面g,平面g与c3d1交于点e1，过点n1、点e1做样条曲线n1e1，样条曲线与喷口上部后缘线相切，在点n1处，曲线切线张度α5，平面g与c2c3交于点e2，连接e1、e2，形成上侧向直线e1e2；

24、2.2)构建二元喷口外侧下部第一截面纵向控制线

25、过点m1，做与喷口后缘线和z轴形成的平面h,平面h与c3d2交于点e3，过点m1、点e3做样条曲线m1e3，样条曲线与喷口下部后缘线相切，在点m1处，曲线切线张度α6，连接e2、e3，形成下侧向直线e2e3；

26、2.3)根据第一截面内上侧向直线、下侧向直线推演实际边界控制线

27、上侧向直线e1e2与下侧向直线e2e3倒角r2，取倒角中点e4，将上侧向直线e1e2与下侧向直线e2e3及倒角r2，从点e4，平移到点e2，保持棱边c2c3位置不变，上侧向直线e1e2由于位置变化，演变成直线e1，过点e1，做样条线e2，与直线e1圆弧过渡，过e2做平行于xy的平面i，上侧向直线e1与其在平面i内投影线的夹角为侧倾角θ1；

28、下侧向直线e2e3由于位置变化，演变成直线e3，过点e3，做样条线e4，与直线e3圆弧过渡。下侧向直线e3与其在平面i内投影线的夹角为侧倾角θ2，倒角r2由于位置变化，演化为倒角e5，实际侧向边界控制线为e6，包含e1+e2+e3+e4+e5；

29、2.4)构建可变尾翼转动球后的上部第二截面纵向控制线

30、过可变尾翼转动球与尾翼交点的后缘点，平行于yz平面的平面j，平面j与直线c3d1、样条线c2c3分别交于点f1、点f2，连接点f1、点f2，形成上侧向直线f1f2，平面j与样条线a2n1交于点f3，过点f1、点f3，做样条曲线f1f3，在点f3处，曲线切线张度α7；

31、2.5)构建可变尾翼转动球后的下部第二截面纵向控制线

32、过可变尾翼转动球与尾翼交点的后缘点，平行于yz平面的平面k，平面k与样条线c3d2交于点f4，连接点f2、f4，形成下侧向直线f2f4，平面k与b2m1交于点f5，过点f4、点f5，做样条曲线f4f5，在点f5处，曲线切线张度α8；

33、2.6)根据第二截面内上侧向直线、下侧向直线推演实际边界控制线

34、上侧向直线f1f2与上侧向直线f2f3倒角r3，取倒角中点f6，将上侧向直线f1f2与下侧向直线f2f3及倒角r3，从点f6，平移到点f2，保持棱边c2c3位置不变，上侧向直线f1f2由于位置变化，演变成直线f1，过点f1，做样条线f2，与直线f1圆弧过渡,过f2做平行于xy的平面l，上侧向直线f1与其在平面l内投影线的夹角为侧倾角θ3；

35、下侧向直线f2f3由于位置变化，演化成直线f3，过点f4，做样条线f4，与直线f3圆弧过渡。下侧向直线f3与其在平面l内投影线的夹角为侧倾角θ4，倒角r3由于位置变化，演化为倒角f5，实际侧向边界控制线为f6，包含f1+f2+f3+f4+f5；

36、2.7)构建尖劈上部与机身过渡区的内部控制线

37、取直线e1的中点g1，取直线f1的中点为g2，做直线g1g2，过点g2做平行于平面xy的平面m,平面m与相交线p交于点g3，过点g2、点g3做样条曲线g2g3，在点g2处，曲线切线张度α9；

38、相交线p与前端上部横向边界a1a2交于g4点，过点g4、点f1，做样条曲线g4f1，在点f1处，曲线切线张度α10；

39、2.8)构建尖劈下部与机身过渡区的内部控制线

40、取直线f1的中点h1，取直线f2的中点为h2，做直线h1h2，过点h2做平行于平面xy的平面n,平面n与相交线p交于点h3，过点h2、点h3做样条曲线h2h3，在点h2处，曲线切线张度α11，相交线p与前端下部横向边界b1b2交于h4点，过点h4、点f4，做样条曲线h4f4，在点f4处，曲线切线张度α12。

41、步骤3、构建后体尖劈曲面

42、3.1)构建后体尖劈上部融合曲面

43、根据以上构建的上部纵向控制线，从前至后，按照“过渡曲面+直纹面+过渡曲面”的分段形式构建曲面；

44、3.2)构建后体尖劈下部融合曲面

45、根据以上构建的下部纵向控制线，从前至后，按照“过渡曲面+直纹面+过渡曲面”的分段形式构建曲面；

46、3.3)构建后体尖劈内侧曲面

47、根据以上构建的纵向控制线，按照“直纹面”的形式构建曲面；

48、3.4)构建后体尖劈外侧上部曲面

49、根据以上构建的纵向控制线及侧向控制线，从上至下，按照“过渡曲面+直纹面+过渡曲面+直纹面+过渡曲面”的分段形式构建曲面；

50、3.5)构建后体尖劈外侧下部曲面

51、根据以上构建的纵向控制线及侧向控制线，从上至下，按照“过渡曲面+直纹面+过渡曲面+直纹面+过渡曲面”的分段形式构建曲面；

52、3.6)构建机身曲面与后体尖劈间的上部融合曲面

53、根据以上构建的纵向控制线及侧向控制线、相交线，横向控制线，内部控制线，按照“过渡曲面+凹曲面+过渡曲面”的分段形式构建融合曲面；

54、3.7)构建机身曲面与后体尖劈间的下部融合曲面

55、根据以上构建的纵向控制线及侧向控制线、相交线，横向控制线，内部控制线，按照“过渡曲面+凹曲面+过渡曲面”的分段形式构建融合曲面。

56、步骤4、迭代优化

57、在构建的后体尖劈曲面基础上，可进一步调整参数，以获取后体尖劈高品质曲面。

58、一种变后掠翼隐身飞机的后体尖劈外形设计方法，可以理解为是多部件耦合区域复杂尖劈外形设计手段，其具有以下几个优点：

59、1)提出一种适用于可变尾翼飞机的后体尖劈外形设计型式，造型简捷、实用；

60、2)设计因素考虑全面，涵盖了可变尾翼转动、部件耦合、隐身原则、气动阻力等综合需求；

61、3)能够准确将设计约束转化为几何设计，有效将可变尾翼转动、隐身原则、气动阻力、部件耦合等约束转化为后体尖劈外形点位置、线切矢控制设计来实现；

62、4)较好地实现了后体尖劈与周边曲面的融合设计，在保证可变尾翼转动空间需求、二元喷管需求的前提下，对后体尖劈外形做到了气动、隐身外形一体化设计。

63、本发明主要应用于可变尾翼后体尖劈外形的方案设计。该方法设计新颖、巧妙、结构紧凑，具有较强适用性，应用范围广，在军机的设计上有广泛的应用前景。