[發明專利]一種翼型參數化建模方法

有效

• 申請號: 201410776328.2
• 申請日: 2014-12-15
• 公開（公告）號: CN104392075B
• 公開（公告）日: 2019-01-18
• 發明（設計）人: 李軍鵬
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉麗萍

1.一種翼型參數化建模方法，先利用PARSEC方法得到翼型氣動參數，根據貝塞爾曲線的數學定義，將翼型氣動參數建立四段三階貝塞爾曲線構建翼型參數化模型，從而構建貝塞爾曲線控制點坐標與PARSEC控制參數之間的關系，其特征在于，包括：

步驟1：將無量綱翼型數據文件導入xfoil，啟動xfoil得到翼型的前緣半徑r_le，將翼型從前緣點(0，0)處分為上下翼面，得到兩組相互對應的上下翼面離散數據，再得到上下翼面插值函數，并建立優化目標函數，優化結果回代到響應的插值函數中，得到翼型上頂點坐標(X_UP,Z_UP)和下頂點坐標(X_LO,Z_LO)，然后通過計算上下頂點處插值函數的曲率，得到上頂點曲率Z_XXUP和下頂點曲率Z_XXLO；計算后緣點處上下翼面插值函數的斜率得到后緣轉角α_TE，后緣夾角β_TE；再從翼型文件中讀取出上下翼面后緣點的坐標值直接計算翼型的后緣厚度△Z_TE和后緣高度Z_TE；

步驟2：根據貝塞爾曲線的數學定義，可以建立貝塞爾曲線控制點坐標與PARSEC控制參數之間的關系，見式(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為上翼面六個控制點P_1US…P_6US的X軸坐標；X_1LS…X_6LS為下翼面六個控制點P_1LS…P_6LS的X軸坐標；Z_1US…Z_6US為上翼面六個控制點P_1US…P_6US的Z軸坐標；Z_1LS…Z_6LS為下翼面六個控制點P_1LS…P_6LS的Z軸坐標。

2.根據權利要求1所述的翼型參數化建模方法，其特征在于，為了克服公式(1)的數值穩定性和減少計算機編碼難度，引入P_1US點Z坐標和P_1LS點Z坐標，具體為：

去掉公式(1)中出現高階的方程項

中的上頂點曲率Z_XXUP和下頂點曲率Z_XXLO兩個參數，引入P_1US點Z坐標，P_1LS點Z坐標兩個參數，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點的Z坐標；Z₂為P_1LS點的Z坐標。

3.根據權利要求2所述的翼型參數化建模方法，其特征在于，通過不斷迭代優化，使得參數化翼型與原始翼型之間的集合誤差最小，從而確定參數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。