基于逆向工程的F18E.docx
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基于逆向工程的F18E
基于逆向工程的F/A-18E/F建模及评估
摘要
逆向工程以产品模型为研究对象，以测量技术，计算机辅助设计技术为基础，在航空航天，汽车，泊船，模具等领域使用广泛。
基于照片图象的逆向工程摆脱了必须有实物的尴尬，本文提出基于三视图重建飞机外形的方法。
飞机外形的外形定义大多采用二次曲线，复杂线形采用样条定义，当模型建完后，对曲面进行评估，不断修形不断迭代。
雷达散射截面RCS是战斗机重要的性能指标，它与目标大小，极化方式，材料等有关。
本文提出关于F18E隐身估计的方法，并利用隐身计算软件FEKO计算两个关于单站，双站，水平极化，垂直极化的实例。
最终探讨飞机外形设计方法和隐身技术的发展。
本文主要研究内容如下：
1．在综述逆向工程的原理和发展现状下，提出基于飞机三视图和参考模型点云建立飞机模型的方法。
2．在介绍了雷达截面隐身的概念和对飞机外形设计的要求后，利用估算方法粗略评估F18E飞机各个部件对RCS的贡献和分布。
3．给出利用ANSYSICEMCFD专业网格划分工具对F18E飞机的机翼进行符合计算要求的网格划分方法。
4．对电磁计算软件FEKO介绍后，给出计算电介质板在水平和垂直极化下的单站RCS分布，同时对头锥电介质加圆柱体导电体一类目标的双站RCS进行计算。
5．结合自己建立模型的经验，给出对飞机外形的一般处理方法，同时分析隐身技术对飞机设计的影响。
关键词：
逆向工程雷达散射截面RCSFEKOANSYSICEMCFD极化电介质
英文摘要
第一章概述
1．1研究飞机逆向工程的目的和背景
1．1．1研究飞机逆向工程的目的
飞机设计是一项复杂的系统工程，外形设计又处在这个系统工程中的基础地位。
外形理论数据是结构及系统设计的先决条件，将作为设计输入被后续专业广泛引用。
外形专业与气动、结构、系统各专业工作的关联同步、数据引用、协调等问题，一直贯穿于飞机设计的全过程，并影响着飞机研制的进度。
随着计算机技术的迅猛发展，电子样机技术也得到长足的进步。
国内外各个飞机研究所已经普及无图纸设计，利用功能强大的CAD/CAM/CAE软件，建立飞机全机的三维电子样机，进行三维外形，有限元分析，数字化制造的协调，己经在工程中得到应用。
一架飞机的外形数模决定了军用飞机的空气动力性能，隐身性能。
这主要是通过提高机动性和降低可探测性来提高飞机在复杂电磁空战模式和突防严密的防空系统时的生存力。
为了了解和分析过国外的飞机设计思路，获得三维数学模型是捷径。
利用外形数字模型划分网格后，可以利用空气动力软件和隐身计算软件来评估飞机的机动能力和隐身能力，前提是模型足够准确。
1．1．2逆向工程的应用和发展
起源于精密测量和质量检验专业的逆向工程使反向设计思路得到实现。
逆向工程的应用非常广泛。
在航空航天，汽车，模具制造业，工业设计，医学，电子商务等领域都有重要价值。
总结起来，主要包括以下情况：
（1）航空航天领域和汽车行业，当然设计需要通过实验测试才能飞机模型和工件模型时，通常采用逆向工程的方法。
这类零件一般具有复杂的自由曲面外形，如何将最终模型的外型精确地输入计算机建立数学模型，即逆向工程。
比如对不容易购买或购买成本太高的飞机零部件，可以通过激光跟踪仪进行测绘仿制，节约外汇，摸透别人的设计思路和提高国产率。
（2）尽管CAD技术发展迅速，各种商业软件的功能也日益强大，但目前还无法满足一些复杂曲面零件的设计要求，设计师或美学师通常根据概念设计制造出黏土或泡沫的比例模型，最终需要运用逆向工程将这些实物模型转换为CAD模型。
（3）在修复破损的艺术品或缺乏供应的破损零件等，此时不需要对整个零件原型进行复制，而是借助逆向工程技术抽取零件原型的设计思想，指导新的设计。
往往需要通过实验对零件的功能和性能分析来最终确定零件的形状，将最终符合要求的模具数字化，并重建CAD模型，在再次制造该模具时就可以运用这一模型生成加工程序，就可大大减少修模量，提高模具生产率，降低零件成本。
（4）在医学领域，CT成像和MRI成像是当今流行的成像技术，它们主要是通过扫描人体组织器官获得大量的测量数据并在计算机上可视化显示，以识别病理组织，有时为了获知骨头的受力分析或者软组织的变形分析，也需要用逆向工程技术重建出计算机模型。
从20世纪90年代以来，逆向工程成为大幅度缩短产品开发周期和提高竞争力的主要手段之一。
国外主要有美国Imageware公司的surface，英国Delcam公司的copycad等，一些流行的CAD/CAM软件系统也开发了类似模块，如Pro/E的Scantool，Unigraphics的Poitcloud等。
日本开发了从MRI，CT重新构三维实体的软件，美国开发了CT可视化的软件。
国内开展逆向工程研究的单位很多，如浙江大学，华中科技大学，西安交通大学，西北工业大学等，并取得了一定成绩。
浙江大学CAD实验室在CT复原三维模型开展了大量研究，推出了RE-SOFT软件系统。
清华大学激光快速成型中心进行了照片反求，CT反求研究。
照片反求是通过提取实物照片的几何信息，建立实物的数字模型。
随着逆向工程更深入的发展，它与飞机工程结合更加紧密，推进仿生飞机和特殊设计用途的飞机的发展。
1．2F-18E飞机的数据和三视图
1．2．1F-18E飞机的性能数据
F-18/E虽然它也有一些不足之处，但其良好的短距起降性能、突出的低空突防能力，特别是超常规的机动能力在现役战斗机中可以说是首屈一指，其航电系统设计也属世界领先水平。
随着F-14的退役和A-12攻击机项目的取消，F-18/E成为美国海军的绝对主力，研究它对于我国开发新型舰载机和找到对抗它的战术方法都有益处，其参数如下：
尺寸数据：
机长18.31米；机高4.88米；翼展（含翼尖导弹）13.62米（折叠机翼）9.32米；机翼面积46.45平方米；展弦比：
4.0，平尾面积8.18平方米。
性能数据：
最大平飞速度M1.8；最大速度（中等推力）M1.0；实用升限15240米，最大作战高度13865米，甲板风速最小时，弹射起飞速度30节，着舰回收速度15节，作战半径390海里。
航母150海里内执行夺取海上空中优势任务，携带六枚AAM，三个1818加仑外部油箱，航行时间2小时15分钟。
动力装置：
２台通用电气公司的F414-GE-400涡扇发动机，单台加力推力可达97.9千牛，推重比达到9．0。
重新设计了进气道，采用Caret形进气口，大大减少RCS。
使用JP5燃料，内部燃油总量增加了1637千克，并可携带5个1250升或1818升副油箱，最大载油量可达17148升。
可以用于执行空中加油任务。
1．2．2F-18E飞机的改进措施和效果分析
F/A-18E/F不只是增大C/D型而已，它在每一方面都改良很多，从外型来看E/F型基本上是C/D型尺寸放大25％，但在航程、有效负载、返航携弹重量、生存性上，E/F型都有相当高水平的设计。
E/F型机身较C/D型长86公分（34英寸）、主翼面积多25％、水平尾翼大36％、垂直尾翼大15％，机翼前缘延伸板（LEX）放大多34％，最大起飞重量增加27~30％，30,000公斤（66,000磅），最大推力也增加25％至196千牛顿推力。
为能减轻重量，E/F型取消了C/D型后机身上的减速板，改在机翼前缘延伸板（LEX）两边装置扰流板。
此外，飞行控制系统可以将扰流板推上，副翼举上，后缘襟翼放下和尾舵均向外打，来达到减速的功能。
延伸板主要是用于控制在高攻角时由LEX产生的涡流，它也能用来增加在高攻角时机首向下之俯仰力距的控制力。
E/F型采用由洛马公司所发展的四重数位电子线传飞行控制系统，而为减轻重量，E/F型取消了原来在C/D型上的机械备份控制系统，飞机上唯一留下的控制缆线是连至捕捉钩的钢索，也由于取消了机械控制系统，飞机的纵向静稳定也因而减少，大大改善了飞机的运动性；其另一影响是电力启动系统数目大大增加，由3套增至9套以保障飞行安全。
没有办法把F-18E飞机改进成全隐身飞机，当可以在某些特定的方位上降低雷达信号，特别是前向和后向。
他们的改进计划如下：
在座舱盖上镀上一层铟锡氧化物，用来反射雷达波，避免雷达射线在座舱内多次强烈的反射。
AESA天线完全去掉驱动系统。
发动机进气道向下和向外成一定角度，以反射雷达信号远离头向，主起落架和发动机检修口盖的锯齿边缘，以及各种涂层的表面处理，减少突出天线的数量，并将温度和空速/静态探管组合成一个短小的传感器。
整个E/F飞机的隐身涂料为70千克，比C/D型飞机减少了40千克，E/F的雷达反射讯号足足比最新的夜间攻击C/D型减少1/10以上。
1．2．3逆向建模的三视图
建模基于的F-18E的三视图为：
1．3飞行器雷达散射截面RCS计算的意义及现状
1．3．1飞机雷达散射截面（RadarCrossSection）计算的意义
新概念的飞机要求有新的设计手段。
隐身飞机作为飞行器中崭新的类型，在起初始设计时就必须将隐身需求作为主要需求加以限制，军用飞机的重要指标。
RCS预估技术，通过理论预测为正在设计中的隐身飞机的RcS提供参考。
它在隐身飞机设计过程中有以下作用:
1.在方案设计阶段，提供基于隐身考虑的选择依据。
2.在原型设计阶段，预估整机的RCS，减少重复设计，降低设计成本。
3.定型阶段，对飞机局部散射源进行理论预估和实验研究，提供修改依据，进行控制和缩减。
4.实用阶段，对使用中出现的问题，提供弥补和修改参考。
由于积累的经验和雷达吸波材料、复合材料的进步以及计算机处理能力的提高，使得对复杂飞机外形的RcS预估成为可能，为设计人员提供了更加自由的设计空间。
在计算机软硬件飞速发展的今天，RCS预估技术己经成为控制隐身飞机的设计成本和设计周期的必要手段。
在先进的飞机设计方法中，融入RCs预估技术，有助于研究人员更加准确地评定并控制飞机研发成本，提高设计效率。
同时依靠先进的预估技术还可以依据照片和其他情报手段对敌国的隐身飞机进行分析评价，为本国的反隐身工作提供参考。
1．3．2飞机雷达散射截面（RadarCrossSection）计算的国内外情况
一般确定一个目标的RCS通常有二种方法，即理论仿真计算和试验测量。
自二十世纪八十年代末至今的十几年的时间里，以电磁理论结合计算机图形学发展而成的RCS分析方法把目标RCS的仿真计算推向一个新阶段。
在国外，出现许多系统如:
麦道公司（MDA）的以DDSCAT，西班牙的以NURBS和GRECO，英国的RESPECT以及美国的XPATCH等等，这些软件包能够模拟飞机表面，边缘缝隙，进气道，涂敷吸波材料，铆钉等的雷达散射，对各种平面和曲面结构的RCS理论分析已经达到相当精度的程度，并实时完成整机目标的RCS精确计算。
从我们可查询的文献看，国外对上述软件实行严格保密管理，可以获得普通商业软件包如Feko、Ansoft、cst等，这些电磁场仿真软件不仅可以部分或完全代替试验来获得目标的RCS，节省大量的人力、物力和财力，而且可以大大缩短产品研发时间，从而方案评估初期得到广泛的应用。
如果要独立自主开发成功具有一定精度和速度的软件包也是有相当的难度的，不过可喜的是国内高校和研究所不断开展这样的工作。
从“七五”开始，北航，南航，西工大等高校开展了飞机RCS计算方法研究和程序开发。
经过多年的发展，“十五”期间，重点开展了RCS精确分析计算方法研究。
完成了矩量法（MOM），快速多极子算法（FMM），多层快速多极子算法（MLFMA）和前置处理等4个模块的开发，在计算精度，内存消耗和计算时间上接近美国FISC软件。
1．4ANSYS网格划分和FEKO软件简介
1．4．1ANSYS网格的介绍
ANSYS作为有限元领域的大型通用程序，具有结构，流体，热，电磁及其相互耦合分析的功能。
利用ANSYS强大的网格划分ICEMCFD功能，生成三角面网格，导入FEKO软件中可以计算雷达截面RCS。
网格划分有三个步骤：
定义单元属性（包括实常数）、在几何模型上定义网格属性、划分网格。
ANSYS提供了两大类型的网格：
自由和映射
所谓“自由”，体现在没有特定的准则，对单元形状无限制，生成的单元不规则，基本适用于所有的模型。
自由网格生成的内部节点位置比较随意，用户无法控制。
操作方式是打开MeshTool工具条上的Free选项。
所用单元形状依赖于是对面还是对体进行网格划分。
对于面，自由网格可以只由四边形单元组成，也可以只由三角形单元组成，或两者混合。
对于体，自由网格一般限制为四面体单元。
映射网格划分要求面或体形状满足一定规则，且映射面网格只包括三角形单元或四边形单元，映射体网格只包括六面体单元，它生成的单元形状比较规则，适用于形状规则的面和体。
对于映射网格划分，生成的单元尺寸依赖于当前DSIZE、ESIZE、KESIZE、LESIZE和ASIZE的设置。
Smartsize不能用于映射网格划分。
MSHKEY，KEY指定网格划分种类，KEY的值为“0”时采用自由网格划分，为“1”时采用映射网格划分，为“2”时首先按映射网格划分，不能划分时则采用自由网格划分。
MSHAPE，KEY，DIMENSION指定单元划分形状，当KEY=0、DIMENSION=2D时采用四边形单元划分网格；当KEY=0、DIMENSION=3D时采用六面体形单元划分网格；当KEY=1、DIMENSION=2D时采用三角形单元划分网格；当KEY=1、DIMENSION=3D时采用四面体形单元划分网格
智能尺寸网格划分
灵活的Smartsize（单元大小）是自由网格划分操作生成初始单元大小的网格划分特点，它在自动网格生成过程中对生成合理的单元形状提供了机会。
Smartsize算法首先对将要划分网格的面或体上的所有线估算单元边长大小，然后对几何体上的弯曲近似区域的线进行细化，最后自动生成合理形状的单元和单元尺寸分布。
它的控制有两种：
基本控制和高级控制。
①基本控制：
可以简单指定网格划分尺寸（1～10，对应网格由细到粗）命令SMRTSIZE，SIZLVL
②高级控制：
用来设置人工控制网格质量，命令SMRTSIZE
1．4．2FEKO软件的介绍
由于在计算电大尺寸目标的RCS过程中，Feko具有一定的优势，因此本论文着重介绍Feko软件以及采用它仿真计算的几个例子。
FEKO是基于严格的积分方程方法，用户无需对传播空间进行网格划分；由于积分方程基于格林函数构建，用户无需设置吸收边界条件；只要硬件条件许可，矩量法可以求解任意复杂结构的电磁问题。
利用FEKO分析物体的电磁特性，必须建立目标的几何外形，并进行表面网格划分。
对于电大尺寸复杂目标的分析，由于几何建模量和电磁计算量都较为巨大，因此在几何建模阶段就必须考虑在确保电磁计算精度的基础上，简化曲率半径小的电小尺寸的复杂形状的细微结构，以降低几何建模量和电磁计算量。
实际工程中要完全用四边形面元划分导体曲面有时候也是做不到的，比如类似导弹头部等带有尖锥形的问题。
于是FEKO采用了三角形面元来模拟复杂目标的表面。
WINFEKO是用户求解界面，它需要文本编辑的EDITFEKO模块提供的几何模型参数信息。
EDITFEKO帮助用户建立输入文件（*.PRE）。
PREFEKO模块把这个几何模型划分网格，为场计算模块提供（*.FEK）文件。
后处理模块GRAPHFEKO提供二维或三维的数据图。
前处理模块PREFEKO是通过数据卡片来建立几何模型，通过控制卡片来设置电磁参数，通过EG卡片结束几何模型的输入，通过EN卡片结束文件的输入。
FEKO计算RCS主要是基于物理光学法（PO）和一致渐近绕射理论（UTD），本文提出使用物理光学法快速求出F-18E三维机翼的RCS，分析出散射最大的方向。
第二章飞机外形设计
1．1曲面的数学表达和重建手段
1．1．1曲线曲面的基础
曲线曲面分为自由曲线曲面和解释曲线曲面两大部分。
自由曲线曲面是使用若干个定义点和参数表现曲线曲面形状的技术（如：
Bezier、B-spline、Coons、Subdivision、Nurbs），而解释曲线曲面则只是用参数表现曲线曲面形状的技术（圆：
f（u）={x=cos（u）；y=sin（v）}；球：
f（u,v）={x=cos（u）cos（v）；y=cos（u）sin（v）；z=sin（u）}。
自由曲线曲面的基础是样条Spline，而样条函数来源于工业造型绘制。
样条是一根富有弹性的细木条或塑料条，工作时绘图员会用压铁压住样条，使它通过所有特定的点（象Nurbs里的控制点），然后调整压铁，使样条达到符合设计要求的形状，则沿样条绘制曲线。
自由曲线的思想也是从此而来的——最初曲线是一条线段或直线，可以看做是一条弹性的细梁，当细梁受到压铁——控制点的负荷时就会变形，变成曲线；适当移动控制点到一定的位置，就可以使曲线变成设计者想要的形状。
但样条有很多局限，最大的局限就是修改一个点会影响到整条曲线或整个曲面的形状！
所以人们后来开发出Bezier（Photoshop的Path）、B样条（Nurbs的基础）和Nurbs等比较成熟的曲线曲面，但这些曲线曲面的很多性质都继承了样条的开发初衷，特别是样条的思想。
使用曲线曲面可以不用知道它的公式、物理意义和算法。
但它的也有其特定的参数：
（1）参数：
参数是给曲线曲面的隐式方程使用的，给出一定的参数就可以计算出一定的结果。
通常使用u和v表示曲线曲面的参数，因为所有的自由曲线隐式方程都f（u），所有的自由曲面的隐式方程是f（u，v）。
u、v通常属于[0,1]，因为这样可以简化计算，而且使用贴图的时候可以把曲面的表面映射到贴图上。
（2）切线、法线：
切线和法线是互相垂直的，假设曲线上的一点P旁有一点P1，当P1无限接近于P时P-P1会形成一条从P出发的射线，这就是曲线在P上的切线。
曲面的切线和曲线的切线定义大致相同。
曲线曲面的切线、法线不象多边形的法线一样可以改变，曲线曲面的切线、法线在曲线曲面形成的时候就已经定了下来，在曲线曲面形状改变的情况下才可以改变。
（如图一）
（3）方向：
曲线曲面都有严格的方向要求，一般是从（0）->
（1）或从（0,0）->（1,1）。
（4）曲线曲面的无穷可分：
曲线曲面实际上并不存在，它只是一种数学描述。
因此，理想化的曲面曲面具有一定的数学性质，其中一个很重要的性质就是无穷可分性。
严格地说曲线曲面是连续的。
所以如果用点表示它，就需要无限个无限小的点。
（5）曲面空间：
曲面是三维的，但曲面空间是二维的，就如地球的表面，你只有向前向后向左向右走，不能向上向下走。
表示曲面上的点不能使用三维的坐标，因为当曲面变化时它将随之而变化，所以曲面上的点使用曲面的参数表示：
（u，v）。
因为当曲面的形状变化时（u，v）并不变化，只是（u，v）所指向的三维坐标起了变化，与（u，v）无关。
（6）幂次（阶）：
幂次可以认为用多少个控制顶点去控制曲线的形状，一次的曲线就用一个控制顶点可以控制曲线的形状，三次的就用三个、七次的就用七个……幂次越多，曲线曲面就越精确，但计算量就越大，也越不容易控制。
（如图二）
1．1．2B样条曲线的数学表示及部分性质
B样条曲线的数学定义B样条曲线方程定义为：
其中，Pi（i=0,1,...,n）是控制多边形的顶点，Ni,k（t）（i=0,1,...,n）称为k阶（k-1次）B样条基函数，其中每一个称为B样条，它是一个称为节点矢量，即非递减的参数
序列
所决定的
阶分段多项式，也即为
阶（k-1次）多项式样条。
B样条有多种等价定义，在理论上通常把deBoor-Cox递推定义作为标准算法，又称为deBoor-Cox公式。
约定0/0=0。
该递推公式表明：
欲确定第i个k阶B样条Ni,k（t），需要用到ti,ti+1,...,ti+k共k+1个节点，称区间[ti,ti+k]为Ni,k（t）的支承区间。
曲线方程中，n+1个控制顶点Pi（i=0,1,...,n），要用到n+1个k阶B样条Ni,k（t）。
它们支撑区间的并集定义了这一组B样条基的节点矢量T=[t0,t1,...,tn+k]。
3.2.1B样条曲线的主要性质
（1）局部性：
由于B样条的局部性，
阶
样条曲线上参数为t
[ti,ti+1]的一点P（t）多至与k个控制顶点Pj（j=i-k+1,...,i）有关，与其它控制顶点无关；移动该曲线的第i个控制顶点Pi至多影响到定义在区间（ti,ti+k）上那部分曲线的形状，对曲线的其余部分不发生影响
（2）连续性：
P（t）在r重节点ti（
）处的连续阶不低于k-1-r。
整条曲线P（t）的连续阶不低于k-1-rmax，其中rmax表示位于区间（tk-1,tn+1）内的节点的最大重数。
3．凸包性：
P（t）在区间
，
上的部分位于k个点
的凸包
内，整个曲线则位于各凸包
的并集
之内。
5．导数公式
由B样条基的微分差分公式，有：
1．2飞机外形的主要基本参数
飞机外形是由翼面（机翼，平尾，垂尾），机身等部件构成。
根据F18E是超音速战斗机的特点，所以选用NACA63A005翼型，现在只考虑翼面部件的平面形状参数。
这些参数的获取是根据F18E三视图的投影轮廓的光顺曲线来完成，比如说机翼的后掠角靠俯视图获取，下反角由前视图获取。
翼面参数包括展弦比，尖削比，下反角，垂尾倾角等；机身则考虑融合体的变化，面积分布的变化，机身长细比，最大截面积，进气道唇口形状和倾角的变化。
这些参数可以从三视图中近似获得，有些需要辅助细节图片进行估计。
利用三视图求得其参数如下：
机翼
平尾
垂尾
后掠角
30
46
45
下反角或外倾角
3.5
3.9
20（外倾角）
尖削比
0.33
0.42
0.38
机长18.31米；机高4.88米；翼展（含翼尖导弹）13.62米（折叠机翼）9.32米；机翼面积46.45平方米；展弦比：
4.0，平尾面积8.18平方米。
座舱起点距离机头顶点为3.37米，终点距离机头7.26米，边条距离机头4.11米，机身最大截面处距离机头9.255米。
同时中翼和外翼平行，有利于将雷达波散射到特定的方向。
以上数据通过三视图获得，美军没有公布这些准确数据，对一些角度和比值尽量取接近的数值，上述数据可信度较高，作为建模的主要依据。
翼型数据点拟和光顺的翼剖面线：
1．3光顺三视轮廓图的建立和飞机参考模型点云数据
基于图片的飞机逆向工程，飞机三视图是主要依据。
将三视图导入Microstation软件，用很小的直线段逼近飞机轮廓线，提取有用信息。
当提取完轮廓线后，测量机头顶点到平尾纵向最大值点的距离，和已知的机长18.31米进行比较。
把得到的放大倍数当做全局放大因子对提取的三视图数据进行放大处理。
同时将三个视图绕顶点旋转，顶点都位于原点，所以获取了粗略的建模依据，如图：
对于这样的线构图还不能用于建模，因为各个曲线还不光顺，生成的曲面不太理想。
飞机作为一个左右对称的结构，我们在提取上面视图中难以保证左右对称。
为此我们在飞机正Z轴方向，提取一些特征点（如曲线变化剧烈的点，Z向最大位置点，机翼的特征点等），在这些点上做Z向的平行线交负Z向的曲线的某一点，将两点的Z向绝对值平均获得需要的“折中点”，利用这些点在UG中光顺构成XZ面的轮廓投影线。
操作过程如下图：
同时将飞机XY面的投影线在UG中光顺，生成建立模型的投影线架图。
通过不同站位的点云导入UG中光顺样条线，构造剖面线，同时利用光顺后的投影线做引导
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