一種翼型參數化建模方法技術

本發明專利技術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。本發明專利技術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。本發明專利技術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。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術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。
技術介紹
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。
技術實現思路
本專利技術的目的是：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。 本專利技術的技術方案是：，其先利用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。 所述的翼型參數化建模方法，其利用PARSEC方法得到翼型氣動參數包括前緣半 徑rle;、上頂點坐標（Xup, Zup),上頂點曲率（Zxxup),下頂點坐標（X1()，Z 1J ,下頂點曲率（Zxxl。)， 后緣轉角ctTE，后緣夾角Pte，后緣厚度A Zte,后緣高度（Zte)。 上下翼面曲線由六個控制點Pc^P1, P2, P3, P4, P5,己生成的兩條三階貝塞爾曲線組 成。 給上翼面點的下標增加了 US，給下翼面控制點的下標增加了 LS。 引入Pius點Z坐標和Plis點Z坐標，去掉上頂點曲率（Z xxup)和下頂點曲率（ZxxJ。 所述的翼型參數化建模方法，其具體過程如下： 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； 步驟 2: 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，然后通過計算上下頂點處插值函數的曲率，得到上頂點曲率和下頂 點曲率；計算后緣點處上下翼面插值函數的斜率得到后緣轉角，后緣夾角；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和后緣高度； 步驟3 :建立四段三階貝塞爾曲線 根據貝塞爾曲線的數學定義，建立貝塞爾曲線控制點坐標與PARSEC控制參數之 間的關系，建立四段三階貝塞爾曲線構建翼型參數化模型。 去掉翼型參數化模型出現高階的方程項中的上頂點曲率和下頂點曲率兩個參數， 引入Pius點Z坐標，Pu點Z坐標兩個參數，并通過不斷迭代優化，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。 本專利技術的優點是：本專利技術翼型參數化建模方法融合貝塞爾曲線和PARSEC兩種方 法特點，保留了 PARSEC方法氣動特性相關性的同時，又具有貝塞爾曲線方法的穩定性和普 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，為航空飛行器翼型設計提 供了有力的工具。 【附圖說明】 圖1是PARSEC翼型參數化方案示意圖； 圖2是貝塞爾曲線翼型參數化方案示意圖。 【具體實施方式】 下面通過實施例對本專利技術做進一步的說明： PARSEC翼型參數化方案見圖1，貝塞爾曲線翼型參數化方案見圖2,本專利技術翼型參 數化建模方法為就是為了建立貝塞爾曲線與翼型氣動特性之間的關系，引入PARSEC方法 中的前緣半徑rle、上頂點坐標（Xup, Zup),上頂點曲率（Zxxup),下頂點坐標（X1()，Z 1J ,下頂點曲 率（Zxxl。)，后緣轉角a TE，后緣夾角0TE，后緣厚度A Zte，后緣高度（Zte)控制翼型的形狀。圖 2中，上下翼面曲線由六個控制點Ptl, P1, P2, P3, P4, P5, P6生成的兩條三階貝塞爾曲線組成， 為了區分上下翼面，給上翼面點的下標增加了 US，給下翼面控制點的下標增加了 LS。為了 進一步增加數值穩定性，引入Pius點Z坐標和Pu點Z坐標，去掉上頂點曲率（Zxxup)和下頂 點曲率（Zxxl。)，保留了 PARSEC方法氣動特性相關性的特點，同時又具有貝塞爾方法的穩定 性和普適性。 下面以飛翼飛機中常用的Epler 186翼型為例，給出本專利技術翼型參數化建模方法 的實施流程，其具體步驟如下： 步驟 1 : 下載相應的無量綱翼型數據文件（可以去nasa airfoil database網站下載），本 例中查找翼型名字Epler 186,下載離散翼型文件el86. dat，上述文件，本領域普通技術人 員即可獲取； 步驟 2 : 將 el86. dat 放到公開的模型 xfoil (下載網址：http://web. mit. edu/drela/ Public/web/xfoil/)目錄下，啟動xfoil，輸入load el86.dat，再輸入gdes，記錄下輸出的 rle，可得到翼型的前緣半徑rle = 0. 00493 ; 步驟 3 : 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 (xus，zUS)和（XLS，zLS)，使用 matIab 命令流： ft = ' splineinterp'； [fitUS, gof] = fit (Xus, Zus, ft, ' Normalize' , ' on')； [fitLS, gof] = fit (Xls, Zlss, ft, ' Normalize' , ' on')； 得到上下翼面插值函數（fitUS和fitLS)，并在此基礎上，建立優化目標函數 optOBJUS,optOBJLS optOBJUS = @(x) - fitUS (x) ;opt0BJLS = @(x) fitLS (x); 使用matlab優化函數fminimax對這兩個目標函數進行優化， Xl = fminimax (0 (X) fitUS (X)，0? 8) X2 = fminimax (i (x) fitLS (x), 0. 8) 并將Xl和X2回代到響應的插值函數中，得到翼型上頂點坐標本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種翼型參數化建模方法，其特征在于，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。

【技術特征摘要】
1. 一種翼型參數化建模方法，其特征在于，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。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，利用PARSEC方法得 到翼型氣動參數包括前緣半徑rle、上頂點坐標（Xup, Zup),上頂點曲率（ZXXup),下頂點坐標 (X^Zi。)，下頂點曲率（Zxxl。)，后緣轉角aTE，后緣夾角PTE，后緣厚度AZ TE，后緣高度（ZTE)。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，上下翼面曲線由六個控 制點P〇, Pi，P2, P3, P4, P5, P6生成的兩條三階貝塞爾曲線組成。4. 根據權利要求3所述的翼型參數化建模方法，其特征在于，給上翼面點的下標增加 了 US，給下翼面控制點的下標增加了 LS。5. 根據權利要求4所述的翼型參數化建模方法，其特征在于，引入P1US點Z坐標和Pm 點Z坐標，去掉上頂點曲率（ZXXup)和下頂點曲率（Zxxl。)。6. 根據權利要求1所述的翼型參數化建模...

【專利技術屬性】
技術研發人員：李軍鵬，
申請(專利權)人：中國飛機強度研究所，
類型：發明
國別省市：陜西;61