[發(fā)明專利]一種翼型參數(shù)化建模方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410776328.2
• 申請(qǐng)日: 2014-12-15
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN104392075B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-01-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李軍鵬
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所
• 主分類號(hào): G06F17/50
• 分類號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 北京航信高科知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉麗萍

1.一種翼型參數(shù)化建模方法，先利用PARSEC方法得到翼型氣動(dòng)參數(shù)，根據(jù)貝塞爾曲線的數(shù)學(xué)定義，將翼型氣動(dòng)參數(shù)建立四段三階貝塞爾曲線構(gòu)建翼型參數(shù)化模型，從而構(gòu)建貝塞爾曲線控制點(diǎn)坐標(biāo)與PARSEC控制參數(shù)之間的關(guān)系，其特征在于，包括：

步驟1：將無(wú)量綱翼型數(shù)據(jù)文件導(dǎo)入xfoil，啟動(dòng)xfoil得到翼型的前緣半徑r_le，將翼型從前緣點(diǎn)(0，0)處分為上下翼面，得到兩組相互對(duì)應(yīng)的上下翼面離散數(shù)據(jù)，再得到上下翼面插值函數(shù)，并建立優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，優(yōu)化結(jié)果回代到響應(yīng)的插值函數(shù)中，得到翼型上頂點(diǎn)坐標(biāo)(X_UP,Z_UP)和下頂點(diǎn)坐標(biāo)(X_LO,Z_LO)，然后通過(guò)計(jì)算上下頂點(diǎn)處插值函數(shù)的曲率，得到上頂點(diǎn)曲率Z_XXUP和下頂點(diǎn)曲率Z_XXLO；計(jì)算后緣點(diǎn)處上下翼面插值函數(shù)的斜率得到后緣轉(zhuǎn)角α_TE，后緣夾角β_TE；再?gòu)囊硇臀募凶x取出上下翼面后緣點(diǎn)的坐標(biāo)值直接計(jì)算翼型的后緣厚度△Z_TE和后緣高度Z_TE；

步驟2：根據(jù)貝塞爾曲線的數(shù)學(xué)定義，可以建立貝塞爾曲線控制點(diǎn)坐標(biāo)與PARSEC控制參數(shù)之間的關(guān)系，見(jiàn)式(1)

X_1US＝0,X_1LS＝0

Z_3US＝Z_UP,X_3US＝X_UP,Z_3LS＝Z_LO,X_3LS＝X_LO

Z_2US＝Z_UP,Z_4US＝Z_UP,Z_2LS＝Z_UP,Z_4LS＝Z_UP

其中，X_1US…X_6US為上翼面六個(gè)控制點(diǎn)P_1US…P_6US的X軸坐標(biāo)；X_1LS…X_6LS為下翼面六個(gè)控制點(diǎn)P_1LS…P_6LS的X軸坐標(biāo)；Z_1US…Z_6US為上翼面六個(gè)控制點(diǎn)P_1US…P_6US的Z軸坐標(biāo)；Z_1LS…Z_6LS為下翼面六個(gè)控制點(diǎn)P_1LS…P_6LS的Z軸坐標(biāo)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型參數(shù)化建模方法，其特征在于，為了克服公式(1)的數(shù)值穩(wěn)定性和減少計(jì)算機(jī)編碼難度，引入P_1US點(diǎn)Z坐標(biāo)和P_1LS點(diǎn)Z坐標(biāo)，具體為：

去掉公式(1)中出現(xiàn)高階的方程項(xiàng)

中的上頂點(diǎn)曲率Z_XXUP和下頂點(diǎn)曲率Z_XXLO兩個(gè)參數(shù)，引入P_1US點(diǎn)Z坐標(biāo)，P_1LS點(diǎn)Z坐標(biāo)兩個(gè)參數(shù)，獲得新的方程組(2)

X_1US＝0,Z_1US＝Z₁,X_1LS＝0,Z_1LS＝Z₂

X_3US＝X_UP,Z_3US＝Z_UP,X_3LS＝X_LO,Z_3LS＝Z_LO

Z_4US＝Z_UP,Z_4LS＝Z_LS

其中，Z₁為P_1US點(diǎn)的Z坐標(biāo)；Z₂為P_1LS點(diǎn)的Z坐標(biāo)。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼型參數(shù)化建模方法，其特征在于，通過(guò)不斷迭代優(yōu)化，使得參數(shù)化翼型與原始翼型之間的集合誤差最小，從而確定參數(shù)Z₁和Z₂，并最終求解模型，得到四段三階貝塞爾曲線，確定翼型形狀。