[發(fā)明專利]生成后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的雙圓法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201210526951.3
• 申請日: 2012-12-10
• 公開（公告）號: CN103043224A
• 公開（公告）日: 2013-04-17
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張國頌;施敬;譚洪開
• 申請（專利權(quán)）人: 江西洪都航空工業(yè)集團有限責(zé)任公司
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 南昌新天下專利商標(biāo)代理有限公司 36115
• 代理人: 施秀瑾

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計領(lǐng)域，具體地說，公開了一種生成后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的雙圓法。?

背景技術(shù)

后緣襟翼是飛機機翼上的一個運動舵面。后緣襟翼外形是通過翼型的翼型曲線來控制的，圖1示出了后緣襟翼的外形圖，1為后緣襟翼，2為飛機機翼，箭頭所示方向為飛機飛行方向，圖中后緣襟翼的實線位置為其收起時的位置，虛線示出了后緣襟翼打開時的位置。?

后緣襟翼舵面理論外形的參數(shù)化是飛機外形設(shè)計中非常重要的一部分，而翼型曲線控制生成舵面理論外形。?

其中后緣襟翼的翼型曲線主要有三段線段組成。如圖2中所示，后緣襟翼的翼型曲線由線段a、線段b和線段c組成。線段a和線段b是飛機機翼翼型曲線的一部分，線段c為后緣襟翼舵面翼型前緣曲線，線段c需要根據(jù)根據(jù)氣動力技術(shù)人員提出的要求參數(shù)化構(gòu)建。?

在《中華人民共和國航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)》中給出了后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的構(gòu)建方法，其中圖3所示為航空標(biāo)準(zhǔn)中給出的方法。其中點c1為翼型前緣點，點c2用于控制后翼型的弦長；點c1是線b和線c的交點；點c6是線a和線c的交點；點c4控制翼型的最大厚度；點c3和點c5是線段c的曲率控制點，線段c由六個點和兩個邊界條件來參數(shù)化構(gòu)建。?

但是多個點（≥3）構(gòu)造的曲線曲率反轉(zhuǎn)情況比較嚴(yán)重，曲線的質(zhì)量不佳，而且通過改變控制點的坐標(biāo)來修正曲線難度比較大，可操作性很差。航空標(biāo)準(zhǔn)中給出的方法在實際的工程操作中困難比較大，操作繁瑣，而且構(gòu)建的曲線質(zhì)量不佳。?

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，適應(yīng)現(xiàn)實的需要，公開了一種生成后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的雙圓法，改善后緣襟翼舵面翼型曲線質(zhì)量、后緣襟翼舵面翼型前緣曲線c的控制點數(shù)量、降低構(gòu)造難度，從而提高后緣襟翼前緣的曲面質(zhì)量。?

為了實現(xiàn)本發(fā)明的目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：?

一種生成后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的雙圓法，包括如下步驟：

第一步，保留所述前緣曲線中與飛機機翼相交的兩個點c1、c6和弦長控制點c2；

第二步，在飛機前緣的最大厚度最高點處選取隨機控制點c7；

第三步，將上述四點依次平滑擬合，并且分別用第一曲率圓和第二曲率圓分別控制點c2和c7處的曲率，得到平滑的曲線。

所述第一曲率圓和第二曲率圓的獲得過程為，?

所述第一曲率圓和第二曲率圓分別經(jīng)過點c2和點c7，所述第一曲率圓和第二曲率圓的半徑分別為點c2和點c7處要求的曲率半徑；

從點c2處向右以c2處的曲率半徑值為長度做線段，線段右端點為第一曲率圓的圓心，從點c7向下以c7處的曲率半徑值為長度做線段，線段下端點為第一曲率圓的圓心，分別以兩個為圓心和兩個半徑為已知條件作出第一曲率圓和第二曲率圓；

將第一曲率圓和第二曲率圓，作為襟翼前緣曲線的約束曲線。

本發(fā)明的有益效果在于：?

提出了一種操作簡單、可行的襟翼前緣曲線的成型方案，通過本方案能夠通過計算機輔助設(shè)計軟件設(shè)計出能夠滿足氣動力需要的襟翼曲面。

附圖說明

圖1為后緣襟翼部分的外形圖。?

圖2為構(gòu)成后緣襟翼截面的三段曲線的結(jié)構(gòu)示意圖。?

圖3為航空標(biāo)準(zhǔn)中給出的構(gòu)建后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的方法示意圖。?

圖4為本發(fā)明的生成后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的雙圓法的原理圖。?

圖5為圖4中本發(fā)明的雙圓法構(gòu)建的前緣曲線的結(jié)構(gòu)示意圖。?

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明：?

實施例：參見圖4，圖5。

一種生成后緣襟翼舵面翼型前緣曲線的雙圓法，其特征在于，包括如下步驟：?

第一步，保留所述前緣曲線中與飛機機翼相交的兩個點c1、c6和已知的弦長控制點c2，其中點c2由氣動技術(shù)人員給出，現(xiàn)有技術(shù)中已知；

第二步，在飛機前緣的最大厚度最高點處選取控制點c7；

第三步，將上述四點依次平滑擬合，并且分別用第一曲率圓3和第二曲率圓4分別控制點c2和c7處的曲率，得到平滑的曲線。

所述第一曲率圓3和第二曲率圓4分別經(jīng)過點c2和點c7，所述第一曲率圓3和第二曲率圓4的半徑分別為點c2和點c7處要求的曲率半徑；?