[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

本發明屬于航空飛行器氣動外形設計技術，特別是涉及一種航空飛行器翼型參數化建模方法。本發明翼型參數化建模方法建立貝塞爾曲線與翼型氣動特性之間的關系，采用了四段三階貝塞爾曲線構建翼型參數化模型，從而融合貝塞爾曲線和PARSEC兩種方法特點，保留了PARSEC方法氣動特性相關性的同時，又具有貝塞爾方法的穩定性和普適性，從而有效提供了航空飛行器翼型模型的準確性和可靠性。本發明翼型參數化建模方法，編程簡單，新翼型的生成速度較快，可以應用于翼型和機翼的氣動外形優化設計中，為航空飛行器翼型設計提供了有力的工具。

技術領域

本發明屬于航空飛行器氣動外形設計技術，特別是涉及一種航空飛行器翼型參數化建模方法。

背景技術

航空飛行器翼型設計一直是飛行器氣動外形設計的難點，隨著現代計算機技術的不斷發展，越來越多的在飛行器翼型設計中采用基于CAD的數學建模方法。

貝塞爾曲線是CAD、FEA、CFD等領域廣泛采用的一種參數化曲線，它是計算機圖形學領域用來描述復雜外形的常用方法，Venkataraman最先將貝塞爾曲線引入到了翼型的參數化中，隨后，這種基于計算機圖形學的翼型參數化方法在翼型和翼面的優化設計中的到了越來越深入的研究。貝塞爾曲線參數化翼型的最大特點是其可以無縫融合到CAD，FEA和CFD等領域，但其描述參數較多，而且很難根據這些參數對翼型的特性進行推測。PARSEC翼型參數化方法是由Sobieczky提出的，該方法引進了對翼型氣動特性有決定性作用的11個參數，前緣半徑、上頂點坐標，上頂點曲率，下頂點坐標，下頂點曲率，后緣轉角，后緣夾角，后緣厚度和后緣高度。PARSEC方法中的參數和翼型的氣動特性關系緊密，可以根據參數的變化對翼型的特性作出大致的推測，這是其最大的優勢。但是PARSEC方法也有兩個缺陷。首先是對超臨界翼型的后緣描述不是很準確，第二是數值不穩定容易產生異常翼型。

發明內容

本發明的目的是：提供一種融合貝塞爾曲線和PARSEC兩種方法特點的翼型參數化建模方法，從而在保留了PARSEC方法氣動特性相關性的特點的同時，又具有Bezier方法的穩定性和普適性。

本發明的技術方案是：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