基于Open CASCADE的導(dǎo)彈輕量化幾何參數(shù)化建模*

蔣孟龍，劉 莉，齊竹昌，李學(xué)亮，龍 騰

(1 北京理工大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100081;2 中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所，西安 710065)

0 引言

導(dǎo)彈的幾何外形與導(dǎo)彈的質(zhì)量、射程、飛行時(shí)間、魯棒性、毀傷、脫靶率、存活率、花費(fèi)及發(fā)射平臺(tái)的尺寸和質(zhì)量等因素密切相關(guān)［1］。因幾何外形關(guān)系重大，在導(dǎo)彈概念設(shè)計(jì)階段，需對(duì)其不斷地進(jìn)行調(diào)整，以求獲得滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)的最優(yōu)幾何外形。人為重制導(dǎo)彈模型則工作量巨大，限制了導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)的研發(fā)效率。若在導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中引入?yún)?shù)化建模技術(shù)，利用設(shè)計(jì)參數(shù)來(lái)控制已有模型更新，可以有效減少重復(fù)性操作，從而提高導(dǎo)彈的總體設(shè)計(jì)效率。

在航空領(lǐng)域，國(guó)外利用參數(shù)化建模技術(shù)已成功應(yīng)用于飛行器整體的幾何建模［2-4］。而國(guó)內(nèi)在航空領(lǐng)域?qū)?shù)化建模技術(shù)的運(yùn)用是從機(jī)翼參數(shù)化［5-7］到整機(jī)參數(shù)化［8-10］漸進(jìn)發(fā)展的，并且多運(yùn)用于飛行器性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)［11-14］。

但國(guó)內(nèi)航空領(lǐng)域內(nèi)參數(shù)化建模全部依賴于對(duì)傳統(tǒng)商業(yè)幾何造型軟件(如UG、Pro/E和CATIA等)的二次開(kāi)發(fā)，沒(méi)有為導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)量身定制的幾何造型軟件，將幾何模型用于學(xué)科性能分析時(shí)，常需進(jìn)行幾何模型數(shù)據(jù)格式轉(zhuǎn)換而不能直接使用原有數(shù)據(jù)格式。因此，文中在研究了導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化命名規(guī)則和開(kāi)源的Open CASCADE三維造型技術(shù)之后，提出了一種新的適用于導(dǎo)彈概念設(shè)計(jì)階段的導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化建模方法并完成了原型工具包的開(kāi)發(fā)。該方法可以實(shí)現(xiàn)常規(guī)導(dǎo)彈幾何外形模型的參數(shù)化建模和尺寸更新，并能與相關(guān)性能分析軟件實(shí)現(xiàn)無(wú)需數(shù)據(jù)格式轉(zhuǎn)化的文件交互，提高了導(dǎo)彈總體優(yōu)化設(shè)計(jì)的效率。

1 輕量化導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化描述

輕量化導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化描述，即忽略具體細(xì)節(jié)(如內(nèi)部結(jié)構(gòu)等)僅對(duì)導(dǎo)彈基本幾何特征進(jìn)行描述。結(jié)合實(shí)際建模的具體需求，文中將導(dǎo)彈劃分為彈身、彈翼和翼身銜接三部分進(jìn)行描述。

1.1 彈身參數(shù)化

彈身又可以分為彈身頭部(下文簡(jiǎn)稱彈頭)、彈身中部和彈身尾部(下文簡(jiǎn)稱彈尾)三部分。

彈頭可分為4類:球冠形、圓錐形、橢球形和二次曲線形(如圖1所示)。球冠形和圓錐形彈頭可用Ln(彈頭長(zhǎng))和Dn(彈頭直徑)描述，橢球形彈頭可用an(橢球形彈頭的長(zhǎng)軸長(zhǎng))、bn(橢球形彈頭的短軸長(zhǎng))和Dn來(lái)描述，二次曲線彈頭則通過(guò)輸入曲線方程及Dn來(lái)描述。

圖1 彈頭參數(shù)化

彈身中部按截面形狀可劃分為圓形截面和橢圓形截面兩類。描述參數(shù)有圓形截面直徑Dc，橢圓截面寬度W，橢圓截面高度H，橢圓形截面橢圓率E=H/W和彈身中部長(zhǎng)度Lc。

彈尾與彈頭類似，一般也可分為4種類型:圓柱形、船尾形、橢球形和裙擺形。圓柱形、船尾形和裙擺形彈尾可用Dt(彈尾截止直徑)和Lt(彈尾長(zhǎng))描述，橢球形彈尾可用at(橢球形彈尾的長(zhǎng)軸長(zhǎng))、bt(橢球形彈尾的短軸長(zhǎng))和Dt來(lái)描述。

1.2 彈翼參數(shù)化

彈翼描述由翼型和翼面組成，通過(guò)這兩部分可以對(duì)彈翼進(jìn)行完整描述。常見(jiàn)的翼型有六邊形翼、菱形翼(六邊形的特殊情況)、雙弧翼和NACA翼。

以六邊形翼為例，翼型的參數(shù)化描述如圖2所示，參數(shù)描述如表1所示。

圖2 六邊形翼參數(shù)化

表1 六邊形翼參數(shù)描述

翼面的參數(shù)化描述可統(tǒng)一采用如圖3所示的參數(shù)進(jìn)行定義(如表2所示)，對(duì)于多段翼，則每段均按此規(guī)則命名即可。

圖3 翼面參數(shù)化

表2 典型翼面布局參數(shù)

1.3 翼身銜接參數(shù)化

要實(shí)現(xiàn)全彈參數(shù)化描述，除了確定彈身與彈翼參數(shù)化外，還需確定彈翼在彈身縱向、周向參數(shù)及其翼面(舵面)偏轉(zhuǎn)角(圖4)。

圖4 翼身銜接參數(shù)化

2 導(dǎo)彈幾何建模系統(tǒng)框架

導(dǎo)彈輕量化幾何參數(shù)化建模系統(tǒng)是利用Open CASCADE成熟便捷的幾何造型技術(shù)和Microsoft Visual Studio簡(jiǎn)潔完善的圖形用戶界面開(kāi)發(fā)功能共同搭建完成的。其基本的系統(tǒng)框架如圖5所示。

圖5 導(dǎo)彈幾何建模系統(tǒng)框架圖

2.1 Open CASCADE導(dǎo)彈幾何外形建模

Open CASCADE是由法國(guó)的Matra Datavision公司開(kāi)發(fā)的開(kāi)源3D幾何造型內(nèi)核，可無(wú)償下載使用，是非營(yíng)利性的。主要包括:基礎(chǔ)類庫(kù)、模塊數(shù)據(jù)庫(kù)、模型算法庫(kù)、可視化類庫(kù)、數(shù)據(jù)交換和應(yīng)用框架類庫(kù)［15］。同其他幾何造型庫(kù)一樣，Open CASCADE的幾何造型也是由點(diǎn)、線、面、殼和體5種基本數(shù)據(jù)組成。Open CASCADE采用C++語(yǔ)言開(kāi)發(fā)，適用于Linux、Windows和 Sun Solaris三種操作系統(tǒng)［15］。

基于Open CASCADE繪制導(dǎo)彈的幾何外形可以分為二維和三維幾何體繪制及幾何模型布爾操作三大部分。二維幾何體主要包括彈頭、彈身中部和彈尾母線的繪制及機(jī)翼的根翼和稍翼的繪制。三維幾何體主要包括彈頭、彈身中部和彈尾的成型和機(jī)翼的成型。布爾操作是指根據(jù)翼身銜接參數(shù)將彈身與彈翼進(jìn)行連接從而得到全彈的三維幾何模型的過(guò)程。

2.2 系統(tǒng)與性能分析軟件的數(shù)據(jù)接口

為提高導(dǎo)彈輕量化幾何參數(shù)化建模系統(tǒng)所建模型的通用性，除導(dǎo)出幾何模型和存儲(chǔ)導(dǎo)彈參數(shù)化信息外，還實(shí)現(xiàn)了與常規(guī)需要幾何模型作為輸入的性能分析軟件之間的數(shù)據(jù)交互。系統(tǒng)本身支持IGES、Stl和Step等多種幾何模型文件格式的導(dǎo)出功能，無(wú)需格式調(diào)整就直接能用于以幾何模型為基礎(chǔ)的性能分析軟件，最大程度的保證了幾何模型信息的完整性。

3 導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化建模流程

導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化建模流程如圖6所示。

流程簡(jiǎn)述如下:

圖6 導(dǎo)彈幾何外形參數(shù)化建模流程圖

第一，從導(dǎo)彈模型庫(kù)中選取或新建需要進(jìn)行參數(shù)化的導(dǎo)彈模型;第二，將導(dǎo)彈模型分解成彈身、彈翼和翼身銜接三部分;第三，對(duì)各部分進(jìn)行參數(shù)提取;第四，將各部分的參數(shù)進(jìn)行整合，形成該導(dǎo)彈模型的參數(shù)化模型文件并錄入?yún)?shù)化導(dǎo)彈模型庫(kù);第五，修改或更新導(dǎo)彈模型參數(shù)，將新生成的導(dǎo)彈模型進(jìn)行性能分析，若滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，則退出，若不滿足，則重復(fù)修改模型參數(shù)。

4 應(yīng)用實(shí)例

文中所研究方法具有以下兩個(gè)優(yōu)點(diǎn):1)快速性，幾何模型的構(gòu)建時(shí)間僅為幾秒鐘;2)通用性，生成的導(dǎo)彈幾何體能直接用于以導(dǎo)彈幾何模型為輸入的性能分析。下面以“硫磺石”導(dǎo)彈模型更新和氣動(dòng)性能計(jì)算為例，證明研究方法的快速性和通用性。

“硫磺石”導(dǎo)彈由球冠形彈頭、圓柱形彈身中部、略收縮的圓柱形彈尾和8副(2組)成型布局的六角形彈翼組成。忽略彈上凸起物創(chuàng)建的導(dǎo)彈模型與真實(shí)模型對(duì)比如圖7所示。

圖7 導(dǎo)彈模型與真實(shí)模型對(duì)比圖

表3 基準(zhǔn)模型與改進(jìn)模型的變量取值

按表3中粗體所示更新幾何模型，因幾何構(gòu)型算法是以C++語(yǔ)言實(shí)現(xiàn)，速度快，整個(gè)模型重建過(guò)程僅需幾秒，遠(yuǎn)小于人為重新繪制幾何模型的時(shí)間。更改前后模型的對(duì)比如圖8和圖9所示。

如前述，文中所研究方法對(duì)導(dǎo)彈的幾何模型有兩種表述方式，即幾何尺寸參數(shù)描述法和幾何模型描述法兩種。兩種描述法能滿足多數(shù)以幾何模型為輸入的導(dǎo)彈性能分析軟件對(duì)模型的要求，進(jìn)而直接進(jìn)行性能分析，通用性強(qiáng)。以氣動(dòng)分析為例，選用DATCOM和FLUENT作為分析軟件的代表，分別以幾何尺寸參數(shù)導(dǎo)入DATCOM進(jìn)行氣動(dòng)分析和將幾何模型以Step格式直接導(dǎo)入FLUENT軟件進(jìn)行CFD氣動(dòng)性能分析，兩種方法得到的升阻比隨攻角變化曲線如圖10所示，證明了所研究方法及開(kāi)發(fā)工具包生成的導(dǎo)彈模型的通用性(假設(shè)導(dǎo)彈在海平面，以0°舵偏，0.5Ma的巡航速度飛行)。

圖8 原型彈網(wǎng)格劃分圖

圖9 改進(jìn)彈網(wǎng)格劃分圖

圖10 升阻比隨攻角變化曲線

5 結(jié)束語(yǔ)

導(dǎo)彈的幾何外形在導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)中占有重要的地位。文中通過(guò)對(duì)導(dǎo)彈幾何外形系統(tǒng)化的參數(shù)描述，利用Open CASCADE的深入開(kāi)發(fā)，提出了不依賴于任何商業(yè)幾何構(gòu)型軟件的導(dǎo)彈輕量化幾何參數(shù)化建模方法并開(kāi)發(fā)了原型工具包。最后以類硫磺石導(dǎo)彈的模型更新與氣動(dòng)計(jì)算為例驗(yàn)證了該方法的實(shí)用性，為導(dǎo)彈總體概念設(shè)計(jì)中快速幾何建模、模型更新和性能分析提供了一種新方法。

［1］Eugene L Fleeman.Tactical missile design［M］.American Institute of Aeronautics and Astronautics，Inc，2006.

［2］Rodriguez D L，Sturdza P.A rapid geometry engine for preliminary aircraft design［C］∥ Proceedings of the 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2006.

［3］Berard A，Rizzi A，Isikveren A T CADac.A new geometry construction tool for aerospace vehicle pre-design and conceptual design［C］∥ Proceedings of the 26th AIAA Applied Aerodynamics Conference，2008.

［4］Robert Haimes，Mark Drela.On the construction of aircraft conceptual geometry for high-fidelity analysis and design［C］∥ 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition，2012.

［5］胡添元，余雄慶.基于CATIA二次開(kāi)發(fā)的飛翼外形參數(shù)化建模［J］.飛機(jī)設(shè)計(jì)，2007，27(6):10－13.

［6］廖炎平，劉莉，龍騰.幾種翼型參數(shù)化方法研究［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2011，31(3):160－164.

［7］胡添元，余雄慶.基于參數(shù)化CAD模型的飛行器氣動(dòng)/隱身一體化設(shè)計(jì)［J］.宇航學(xué)報(bào)，2009，30(1):123－127.

［8］廖炎平，劉莉，王嘉博.無(wú)人機(jī)外形參數(shù)化建模及CATIA二次開(kāi)發(fā)［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2011，31(5):68－74.

［9］祁加強(qiáng)，谷良賢，高原.基于CATIA的導(dǎo)彈參數(shù)化模型驅(qū)動(dòng)技術(shù)研究［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2007，7(10):2345－2349.

［10］廖炎平.鴨式前掠翼布局小型無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)與優(yōu)化［D］.北京:北京理工大學(xué)，2011.

［11］劉莉，蔣孟龍，龍騰，等.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈氣動(dòng)隱身快速多目標(biāo)優(yōu)化方法［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2014，40(12):1654－1659.

［12］龍騰.飛行器多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法與集成設(shè)計(jì)平臺(tái)研究［D］.北京:北京理工大學(xué)，2009.

［13］孟令濤，劉莉，龍騰，等.基于CATIA的機(jī)翼參數(shù)化建模在CFD中的應(yīng)用［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2008，28(5):161－164.

［14］袁媛，王延紅，江凌，等.基于Qt及OpenCASCADE的建模技術(shù)研究［J］.現(xiàn)代電子技術(shù)，2013(10):74－77.