双曲风挡机头一体化设计方法专利名称：双曲风挡机头一体化设计方法技术领域：本发明涉及一种飞机机头设计方法，特别地，涉及一种双曲风挡机头一体化设计方法，通过该方法能够设计出具有很好气动特性的流线型机头背景技术：对于民用飞机机头设计而言，需要满足很多的固有约束要求，如驾驶舱的外部视野、驾驶员活动空间等人机工效要求；驾驶舱设备布置、前起落架收放、雷达安装要求；结构框、地板、壁板、内饰等结构件布置空间要求等在满足以上约束的前提下，机头设计又要追求最优的气动特性对于飞机机头，驾驶舱风挡上主曲面对整个机头的流动品质有着至关重要的影响该处处于驾驶员头部以上，驾驶舱部内顶部板安装及结构高度约束使该处曲面较突，曲率较大，气流加速急剧，很容易出现超音速区，甚至出现激波大大增加了全机阻力，同时增加机头部位产生的气动噪声传统型机头(见图1)多采用平面风挡a，如现役的空客、波音飞机其优点是折射和视觉变形影响最小、平面风挡成本低，缺点是风挡处流动特性较差，并且由于机头上主曲面b的曲面突、曲率大以及平面(风挡)到曲面之间的过渡曲面质量差，从而使得经过此处的气流加速较快，容易产生超音速区，且机头的鼻部c处会产生两个驻点，气动阻力大。
另夕卜，由于机头曲面的不连续，曲面过度比较困难，制造工艺也比较复杂发明内容本发明的目的是提供一种双曲风挡机头一体化设计方法，通过本方法设计的双曲风挡流线型机头气动特性优良且易于加工制造为此，根据本发明的一个方面，提供一种双曲风挡机头一体化设计方法，包括如下步骤1. O、根据机头设计约束，提取Catia成形参数；2. O、建立机头参数化曲面模型，曲面生成顺序如下2.1、生成机头一侧的包括风挡区域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成机头一侧的下主曲面DGHE ；2. 3、生成机头一侧的下后曲面HlIF ;2. 4、生成机头一侧的鼻部曲面B⑶、CGD ；2. 5、生成机头另一侧的各个曲面，所述另一侧的各个曲面分别与根据步骤2.1至2.4生成的机头一侧的各个曲面对称在本发明的该方面，由于包括风挡的上主曲面为一体化成形，因而很好地改善了机头风挡上主曲面处的流动品质，消除了巡航状态超音速区，在使用范围内压力分布均匀，压力梯度小从而，该方法很大层度上改善了机头上的流动品质，降低了机头阻力以及气动噪声优选地，在步骤1. O中，Catia成形参数包括眼位、机头前点、机头等直段轮廓线、 最大宽度线、上零纵线、下零纵线、头部空间控制点、上视界线、下视界线、眼位-风挡距离 控制点、风挡竖直后掠线、机头第一结构框站位平面。
优选地，上述步骤2.1包括将机头第一框站位平面与上零纵线相交得到交点B， 将飞机第一框站位平面与最大宽度线相交得到交点D，将机头等直段轮廓线与上零纵线相 交得到A点，将机头等直段轮廓线与最大宽度线相交得到F点，通过二次扫掠曲面生成上主 曲面ABDF，前端剖面线BD参数为O. 38 sqrt2_l，后端剖面线AF参数由机头与机身对接 剖面外形确定，剖面线参数取为sqrt2_l，二次扫掠上主曲面ABDF由前向后法则曲线采用S 型或直线型通过二次扫掠曲面生成的上主曲面更好地保证了机头上的流动品质，降低了机头 阻力以及气动噪声优选地，在步骤2.1之后还包括利用相交线法对通过二次扫掠曲面生成的上主曲 面ABDF进行优化的步骤优选地，上述相交线法包括如下步骤以经过点B的飞机轴向水平线为转轴，将与 飞机对称面成角度的多个平面分别与机头相交生成多个相交线，然后将所述多个相交线分 别旋转至所述飞机对称面，如果所述多个相交线在旋转后基本趋同，则转到步骤2. 2 ;否则 重新回到步骤2.1，调整前端剖面线BD参数再生成上主曲面ABDF通过与飞机对称面成各个角度的平面与机头相交，然后将相交线旋转至对称面， 使各相交线之间尽可能相近，从而可以保证机头上半曲面气流流动品质。
该方法能够很好 地改善机头部位气流加速特性，减小气流的周向流动，改善机头上的流场品质，消除巡航状 态超音速区，避免产生气流分离而增加阻力，降低机头阻力以及气动噪声进一步优选地，所述多个平面中每相邻两个平面之间的夹角都是相同的再进一步优选地，所述夹角可以是10°、15°或20°优选地，上述步骤2. 2包括将机头第一框站位平面与下零纵线相交得到交点G， 以机头和机身对接平面为基准向前平移500mm生成第一平面，将第一平面与最大宽度线相 交得到E点，将第一平面与下零纵线相交得到H点，采用二次扫掠曲面生成下主曲面DGHE， 前后端剖面线参数均在O. 38 sqrt2-l之间，且前端参数小于等于后端参数优选地，上述步骤2. 3包括机头等直段轮廓线与下零纵线相交得到I点，采用多 截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面和与其相邻的曲面相切优选地，上述步骤2. 4包括鼻部曲面B⑶、CGD为填充曲面，所述填充均和与其相 邻的曲面相切，其中C点为机头前点总的来说，由于本发明通过一体化曲面成形的方法，一方面能够确保风挡上主曲 面曲率高阶连续，在制造时可以考虑一体化制造；另一方面用该方法设计的流线型机头具 有很好的气动特性及流动品质，从而降低油耗。
通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这些方面和其他方面将会得到清晰地 阐述本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中，相同的参考标记标识相同的元件图1是传统机头特征示意图；图2是根据本发明方法优选实施方式中的机头成形参数示意图；图3是根据本发明方法优选实施方式成形的机头示意性透视图，其中示出了与飞机对称面成角度的多个平面分别与机头相交生成的多个相交线；图4是图3中多个相交线分别旋转至飞机对称面后而基本重合的示意图；图5a是根据本发明方法优选实施方式设计的机头在马赫(Ma)数为O. 785、攻角(AOA)为3°时机头表面压力分布云图；图5b是根据本发明方法优选实施方式设计的机头在马赫(Ma)数为O. 785、攻角(AOA)为4°时机头表面压力分布云图；图5c是根据本发明方法优选实施方式设计的机头在马赫(Ma)数为O. 82、攻角(AOA)为1°时机头表面压力分布云图；图5d是根据本发明方法优选实施方式设计的机头在马赫(Ma)数为O. 82、攻角(AOA)为2°时机头表面压力分布云图具体实施例方式根据要求，这里将披露本发明的具体实施方式然而，应当理解的是，这里所披露的实施方式仅仅是本发明的典型例子而已，其可体现为各种形式。
因此，这里披露的具体细节不被认为是限制性的，而仅仅是作为权利要求的基础以及作为用于教导本领域技术人员以实际中任何恰当的方式不同地应用本发明的代表性的基础，包括采用这里所披露的各种特征并结合这里可能没有明确披露的特征根据本发明的一个优选实施方式的双曲风挡机头一体化设计方法，包括如下步骤1. O、根据机头设计约束，提取Catia成形参数；2. O、建立机头参数化曲面模型，曲面生成顺序如下2.1、生成机头一侧的包括风挡区域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成机头一侧的下主曲面DGHE ；2. 3、生成机头一侧的下后曲面HlIF ;2. 4、生成机头一侧的鼻部曲面B⑶、CGD ；2. 5、生成机头另一侧的各个曲面，所述另一侧的各个曲面分别与根据步骤2.1至2.4生成的机头一侧的各个曲面对称首先，在步骤1. O中，机头设计约束主要是指驾驶舱视野、驾驶员空间、人机工效要求、前起落架收放空间、雷达安装要求、结构框空间、侧壁板与蒙皮间距要求根据机头设计约束，提取Catia成形参数眼位1、机头前点2、机头等直段轮廓线3、最大宽度线4、上零纵线5、下零纵线6、头部空间控制点7、上视界线8、下视界线9、眼位-风挡距离控制点10、风挡竖直后掠线11、机头第一框站位平面12、机头与机身对接平面为基准向前平移500mm生成的第一平面13，如图2所示。
具体地，上述参数如此定义眼位I定义为左驾驶员驾驶时眼睛的位置；机头前点2控制机头最前方位置，同时控制机头前部的空间；机头等直段轮廓线3控制机头最后方位置及该处的外形；最大宽度线4为机头侧边最外轮廓线，其将机头分成上下两个部分，其同 时控制机头内部侧壁板与飞机蒙皮之间的距离；上零纵线5为上半机头对称面轮廓线，下 零纵线6为下半机头对称面轮廓线，其控制机头下部的空间，包括前起落架及雷达的布置 空间；头部空间控制点7定义为顶部板最下方边线在对称面的投影点，控制顶部板与顶部 蒙皮之间的距离，在成形时直接体现在控制上零纵线5上；上下视界线8、9是驾驶员视界的 上下边界线；眼位-风挡距离控制点10控制风挡距离眼位的距离，一般在500-700mm以内， 这是人机工效的要求；风挡竖直后掠线11控制主风挡的竖直后掠角度，其与竖直线的角度 控制在40° -50°之间，亦是满足人机工效的要求机头第一框站位平面12，其根据第一框 所在位置确定，机头与机身对接平面为基准向前平移500_生成的第一平面13，用以分别 与最大宽度线4和下零纵线6相交得到E点，将第一平面与下零纵线相交得到和H点，从而 将下主曲面DGHE和下后曲面EHIF分开以便单独生成。
在步骤2. O中，通过建立机头参数化曲面模型来生成各曲面如图3所示，在生成 机头各曲面的过程中，首先一体化成形曲面以ABDF为顶点的二次扫掠曲面，其中风挡位于 该曲面内具体地,各曲面生成顺序如下首先，在上述步骤2.1中，生成上主曲面ABDF如图3所示，并结合图4，将机头第 一框站位平面12与机头上零纵线5相交得到交点B，将飞机第一框站位平面12与机头最大 宽度线4相交得到交点D，将机头等直段轮廓线3与机头上零纵线4相交得到A点，将机头 等直段轮廓线3与机头最大宽度线4相交得到F点，通过二次扫掠曲面生成上主曲面ABDF， 前端剖面线BD参数为O. 38 sqrt2-l，后端剖面线AF参数由机头与机身对接剖面14外形 确定，剖面线参数取为sqrt2_l，二次扫掠上主曲面ABDF由前向后法则曲线采用S型或直线 型接着，通过相交线法进一步验证和优化上述二次扫掠上主曲面ABDF具体地，在 本实施方式中，以经过B点的飞机轴向水平线为转轴，将飞机对称平面(图未示)分别旋转10并与上主曲面ABDF相交，得到6条相交线15 (见图3) 将6条相交线15以经过B点的飞机轴向水平线为转轴再旋转至飞机对称面比较旋转后 的相交线15，如果旋转后的各相交线15基本重合，如图4所示，则可继续进行其他曲面的生 成；否则，则通过调整上主曲面ABDF前端剖面参数、法则曲线来调整曲面外形，直至上述旋 转后的相交线15基本重合。
通过相交线法，通过调整成形参数，不断优化机头气动外形，然后进行气动评估， 得到具有很好气动特性的机头气动外形该方法很好地改善了机头部位气流加速特性，减 小了气流的周向流动，改善了机头上的流场品质，消除了巡航状态超音速区，并避免产生气 流分离而增加阻力，降低机头阻力以及气动噪声尽管在本实施方式中，在上述与飞机对称面成各个角度的平面中，每相邻两个平 面之间角度都相同，皆为10°，然而应当理解，每相邻两个平面之间的角度也可以是15°、 20°，等等在其他的实施方式中，各个两两相邻平面之间的夹角也可以不同，比如第一个 相交线15所在的平面与第二相交线15所在的平面的夹角为15°，第二个相交线15所在的 平面与第三个相交线15所在的平面的夹角为10°、等等上主曲面ABDF生成后，可在上述步骤2. 2中，生成下主曲面DGHE具体地，在本实 施方式中，将机头第一框站位平面12与机头下零纵线6相交得到交点G，以机头和机身的对接平面为基准向前平移500mm生成的第一平面13与机头最大宽度线4相交得到E点，将第一平面13与机头下零纵线6相交得到H点，采用二次扫掠曲面生成下主曲面DGHE，前后端剖面线参数均在O. 38 sqrt2_l之间，且前端参数小于等。