本发明涉及飞行器设计领域，特别涉及一种无人机唇口的设计方法、装置、介质及无人机。
背景技术：
1、无人机因其低成本、低损伤、零伤亡、非接触和高机动性等独特优势，应用领域越来越广泛。尤其是以喷气发动机为动力的高亚音速无人机，已成为各国发展的重点，而喷气发动机作为无人机的“心脏”，决定了其关键性能和飞行品质。
2、进气道的唇口作为无人机的动力系统的前端，其设计直接影响着进气道的性能及整个推进系统的工作效率，因此，发展一种可靠的唇口设计方法至关重要。由于中高速无人机的进气道通常安装在机身后部，气流受机身导流作用导致靠近机身一侧的唇口来流角度比远离机身侧的唇口小，容易造成远离机身一侧的唇口产生气动分离。
3、因此，为了改善无人机的进气道性能，迫切需要一种可变厚度的进气道唇口参数化设计方法。
技术实现思路
1、本发明的目的是提供一种无人机唇口的设计方法、装置、介质及无人机，能够精确控制唇口的几何形状，特别是唇口的厚度和长度，从而有效应对由于进气道安装在机身后部而导致的气动分离问题；尤其是远离机身一侧的唇口，通过贝塞尔曲线的设计，可以优化其来流角度和气动特性，减少气动分离现象，进而提升进气道的整体性能以及整个推进系统的工作效率。
2、一方面，本申请提供了一种无人机唇口的设计方法，包括：获取无人机的进气道入口的入口结构和所述无人机的机舱结构；获取所述进气道入口的气动要求；根据所述气动要求、所述入口结构和所述机舱结构，确定内唇口对应的第一贝塞尔曲线、以及外唇口对应的第二贝塞尔曲线，所述无人机唇口包括所述内唇口和所述外唇口；根据所述第一贝塞尔曲线和所述第二贝塞尔曲线确定所述唇口的沿程截面的型线，根据所述沿程截面的型线确定所述唇口与所述进气道入口的相对位置，以实现对唇口的设计。
3、可选地，获取所述无人机的进气道入口的入口结构，包括：获取所述无人机的进气道入口的截面曲线；获取所述无人机的进气道入口的入口结构之后，还包括：对所述截面曲线进行离散处理，得到所述截面曲线对应的多个离散点；确定每个所述离散点的位置坐标；根据所述气动要求、所述入口结构和所述机舱结构，确定内唇口对应的第一贝塞尔曲线，包括：根据所述气动要求、每个所述离散点的位置坐标，确定所述内唇口对应的第一贝塞尔曲线。
4、可选地，根据所述气动要求、每个所述离散点的位置坐标，确定所述内唇口对应的第一贝塞尔曲线，包括：根据所述气动要求确定所述内唇口的厚度和长度；根据所述离散点的位置坐标、所述内唇口的厚度和长度确定用于生成所述第一贝塞尔曲线的多个第一控制点；根据多个所述第一控制点生成所述第一贝塞尔曲线。
5、可选地，根据所述气动要求、所述入口结构和所述机舱结构，确定外唇口对应的第二贝塞尔曲线，包括：根据所述气动要求及所述机舱结构确定所述外唇口的沿程截面曲线的厚度和长度；根据所述离散点的位置坐标、所述外唇口的厚度和长度确定用于生成所述第二贝塞尔曲线的多个第二控制点；根据多个所述第二控制点生成所述第二贝塞尔曲线。
6、可选地，确定每个所述离散点的位置坐标之后，还包括：计算每个所述离散点处的所述进气道入口的截面曲线的斜率；根据所述沿程截面的型线确定所述唇口与所述进气道入口的相对位置，以实现对唇口的设计，包括：根据所述斜率对所述唇口的沿程截面的型线进行旋转，使得所述型线垂直于所述进气道入口的截面，并平移至所述进气道入口处，以实现对所述唇口的设计。
7、可选地，计算每个所述离散点处的所述进气道入口的截面曲线的斜率，包括：根据第一预设公式计算每个所述离散点处的所述进气道入口的截面曲线的斜率；所述第一预设公式为：；其中，xi-1为第i-1个离散点的横坐标，zi-1为第i-1个离散点的纵坐标，xi+1为第i+1个离散点的横坐标，zi+1为第i+1个离散点的纵坐标，n为全部离散点的个数，i为1至n之间的整数，为第i个离散点对应的斜率。
8、可选地，根据所述斜率对所述唇口的沿程截面的型线进行旋转，使得所述型线垂直于所述进气道入口的截面，并平移至所述进气道入口处，以实现对所述唇口的设计，包括：根据所述斜率及旋转矩阵对所述唇口的沿程截面的型线进行旋转，使得所述型线垂直于所述进气道入口的截面；根据第一平移矩阵和第二平移矩阵将进行旋转后的沿程截面的型线平移至所述进气道入口处，以实现对所述唇口的设计；
9、所述旋转矩阵为：；
10、所述第一平移矩阵为：；
11、所述第二平移矩阵为：；
12、；
13、其中是旋转后的型线的坐标数据；是旋转之前的型线的坐标数据；为所述第一平移矩阵，为所述第二平移矩阵；rotate为旋转矩阵；（lipcurvex0，lipcurve z0）为所述型线按照逆时针排序时第一个离散点的坐标值。
14、另一方面，本申请提供了一种无人机唇口的设计装置，包括：存储器，用于存储计算机程序；处理器，用于在执行计算机程序时，实现如上述所述的无人机唇口的设计方法的步骤。
15、另一方面，本申请提供了一种非易失性存储介质，所述非易失性存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述所述的无人机唇口的设计方法的步骤。
16、另一方面，本申请提供了一种无人机，包括唇口，所述唇口的结构根据如上述所述的无人机唇口的设计方法设计。
17、本发明提供了一种无人机唇口的设计方法、装置、介质及无人机，该方法通过获取无人机进气道入口的结构、机舱结构以及进气道的气动要求，能够在满足气动性能需求的基础上，分别确定内唇口和外唇口的贝塞尔曲线，这种曲线能够灵活地调节唇口的形状，进而生成唇口的沿程截面的型线，并根据这些型线确定唇口与进气道入口的相对位置。通过这种方式，能够精确控制唇口的几何形状，特别是唇口的厚度和长度，从而有效应对由于进气道安装在机身后部而导致的气动分离问题；尤其是远离机身一侧的唇口，通过贝塞尔曲线的设计，可以优化其来流角度和气动特性，减少气动分离现象，进而提升进气道的整体性能以及整个推进系统的工作效率。
1.一种无人机唇口的设计方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的无人机唇口的设计方法，其特征在于，获取所述无人机的进气道入口的入口结构，包括：
3.如权利要求2所述的无人机唇口的设计方法，其特征在于，根据所述气动要求、每个所述离散点的位置坐标，确定所述内唇口对应的第一贝塞尔曲线，包括：
4.如权利要求2所述的无人机唇口的设计方法，其特征在于，根据所述气动要求、所述入口结构和所述机舱结构，确定外唇口对应的第二贝塞尔曲线，包括：
5.如权利要求2-4任一项所述的无人机唇口的设计方法，其特征在于，确定每个所述离散点的位置坐标之后，还包括：
6.如权利要求5所述的无人机唇口的设计方法，其特征在于，计算每个所述离散点处的所述进气道入口的截面曲线的斜率，包括：
7.如权利要求6所述的无人机唇口的设计方法，其特征在于，根据所述斜率对所述唇口的沿程截面的型线进行旋转，使得所述型线垂直于所述进气道入口的截面，并平移至所述进气道入口处，以实现对所述唇口的设计，包括：
8.一种无人机唇口的设计装置，其特征在于，包括：
9.一种非易失性存储介质，其特征在于，所述非易失性存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7任一项所述的无人机唇口的设计方法的步骤。
10.一种无人机，其特征在于，包括唇口，所述唇口的结构根据如权利要求1-7任一项所述的无人机唇口的设计方法设计。
