一種翼型參數(shù)化建模方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)，特別是涉及一種航空飛行器翼型參數(shù)化建模方法。本發(fā)明翼型參數(shù)化建模方法建立貝塞爾曲線與翼型氣動(dòng)特性之間的關(guān)系，采用了四段三階貝塞爾曲線構(gòu)建翼型參數(shù)化模型，從而融合貝塞爾曲線和PARSEC兩種方法特點(diǎn)，保留了PARSEC方法氣動(dòng)特性相關(guān)性的同時(shí)，又具有貝塞爾方法的穩(wěn)定性和普適性，從而有效提供了航空飛行器翼型模型的準(zhǔn)確性和可靠性。本發(fā)明翼型參數(shù)化建模方法，編程簡(jiǎn)單，新翼型的生成速度較快，可以應(yīng)用于翼型和機(jī)翼的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)中，為航空飛行器翼型設(shè)計(jì)提供了有力的工具。
【專利說(shuō)明】一種翼型參數(shù)化建模方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)，特別是涉及一種航空飛行器翼型參數(shù) 化建模方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 航空飛行器翼型設(shè)計(jì)一直是飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的難點(diǎn)，隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)的 不斷發(fā)展，越來(lái)越多的在飛行器翼型設(shè)計(jì)中采用基于CAD的數(shù)學(xué)建模方法。
[0003] 貝塞爾曲線是CAD、FEA、CFD等領(lǐng)域廣泛采用的一種參數(shù)化曲線，它是計(jì)算機(jī)圖形 學(xué)領(lǐng)域用來(lái)描述復(fù)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(shù)化中，隨后，這種基于計(jì)算機(jī)圖形學(xué)的翼型參數(shù)化方法在翼型和翼面的優(yōu)化設(shè)計(jì)中的到 了越來(lái)越深入的研究。貝塞爾曲線參數(shù)化翼型的最大特點(diǎn)是其可以無(wú)縫融合到CAD，F(xiàn)EA和 CFD等領(lǐng)域，但其描述參數(shù)較多，而且很難根據(jù)這些參數(shù)對(duì)翼型的特性進(jìn)行推測(cè)。PARSEC翼 型參數(shù)化方法是由Sobieczky提出的，該方法引進(jìn)了對(duì)翼型氣動(dòng)特性有決定性作用的11個(gè) 參數(shù)，前緣半徑、上頂點(diǎn)坐標(biāo)，上頂點(diǎn)曲率，下頂點(diǎn)坐標(biāo)，下頂點(diǎn)曲率，后緣轉(zhuǎn)角，后緣夾角， 后緣厚度和后緣高度。PARSEC方法中的參數(shù)和翼型的氣動(dòng)特性關(guān)系緊密，可以根據(jù)參數(shù)的 變化對(duì)翼型的特性作出大致的推測(cè)，這是其最大的優(yōu)勢(shì)。但是PARSEC方法也有兩個(gè)缺陷。 首先是對(duì)超臨界翼型的后緣描述不是很準(zhǔn)確，第二是數(shù)值不穩(wěn)定容易產(chǎn)生異常翼型。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的是：提供一種融合貝塞爾曲線和PARSEC兩種方法特點(diǎn)的翼型參數(shù) 化建模方法，從而在保留了 PARSEC方法氣動(dòng)特性相關(guān)性的特點(diǎn)的同時(shí)，又具有Bezier方法 的穩(wěn)定性和普適性。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種翼型參數(shù)化建模方法，其先利用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。
[0006] 所述的翼型參數(shù)化建模方法，其利用PARSEC方法得到翼型氣動(dòng)參數(shù)包括前緣半 徑rle;、上頂點(diǎn)坐標(biāo)（Xup, Zup),上頂點(diǎn)曲率（Zxxup),下頂點(diǎn)坐標(biāo)（X1()，Z 1J ,下頂點(diǎn)曲率（Zxxl。)， 后緣轉(zhuǎn)角ctTE，后緣夾角Pte，后緣厚度A Zte,后緣高度（Zte)。
[0007] 上下翼面曲線由六個(gè)控制點(diǎn)Pc^P1, P2, P3, P4, P5,己生成的兩條三階貝塞爾曲線組 成。
[0008] 給上翼面點(diǎn)的下標(biāo)增加了 US，給下翼面控制點(diǎn)的下標(biāo)增加了 LS。
[0009] 引入Pius點(diǎn)Z坐標(biāo)和Plis點(diǎn)Z坐標(biāo)，去掉上頂點(diǎn)曲率（Z xxup)和下頂點(diǎn)曲率（ZxxJ。
[0010] 所述的翼型參數(shù)化建模方法，其具體過(guò)程如下：
[0011] 步驟 1:
[0012] 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；
[0013] 步驟 2:
[0014] 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)，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)曲率和下頂 點(diǎn)曲率；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，后緣夾角；再?gòu)囊硇臀募?中讀取出上下翼面后緣點(diǎn)的坐標(biāo)值直接計(jì)算翼型的后緣厚度和后緣高度；
[0015] 步驟3 :建立四段三階貝塞爾曲線
[0016] 根據(jù)貝塞爾曲線的數(shù)學(xué)定義，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，建立四段三階貝塞爾曲線構(gòu)建翼型參數(shù)化模型。
[0017] 去掉翼型參數(shù)化模型出現(xiàn)高階的方程項(xiàng)中的上頂點(diǎn)曲率和下頂點(diǎn)曲率兩個(gè)參數(shù)， 引入Pius點(diǎn)Z坐標(biāo)，Pu點(diǎn)Z坐標(biāo)兩個(gè)參數(shù)，并通過(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。
[0018] 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是：本發(fā)明翼型參數(shù)化建模方法融合貝塞爾曲線和PARSEC兩種方 法特點(diǎn)，保留了 PARSEC方法氣動(dòng)特性相關(guān)性的同時(shí)，又具有貝塞爾曲線方法的穩(wěn)定性和普 適性，從而有效提供了航空飛行器翼型模型的準(zhǔn)確性和可靠性，為航空飛行器翼型設(shè)計(jì)提 供了有力的工具。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0019] 圖1是PARSEC翼型參數(shù)化方案示意圖；
[0020] 圖2是貝塞爾曲線翼型參數(shù)化方案示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0021] 下面通過(guò)實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步的說(shuō)明：
[0022] PARSEC翼型參數(shù)化方案見(jiàn)圖1，貝塞爾曲線翼型參數(shù)化方案見(jiàn)圖2,本發(fā)明翼型參 數(shù)化建模方法為就是為了建立貝塞爾曲線與翼型氣動(dòng)特性之間的關(guān)系，引入PARSEC方法 中的前緣半徑rle、上頂點(diǎn)坐標(biāo)（Xup, Zup),上頂點(diǎn)曲率（Zxxup),下頂點(diǎn)坐標(biāo)（X1()，Z 1J ,下頂點(diǎn)曲 率（Zxxl。)，后緣轉(zhuǎn)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(gè)控制點(diǎn)Ptl, P1, P2, P3, P4, P5, P6生成的兩條三階貝塞爾曲線組成， 為了區(qū)分上下翼面，給上翼面點(diǎn)的下標(biāo)增加了 US，給下翼面控制點(diǎn)的下標(biāo)增加了 LS。為了 進(jìn)一步增加數(shù)值穩(wěn)定性，引入Pius點(diǎn)Z坐標(biāo)和Pu點(diǎn)Z坐標(biāo)，去掉上頂點(diǎn)曲率（Zxxup)和下頂 點(diǎn)曲率（Zxxl。)，保留了 PARSEC方法氣動(dòng)特性相關(guān)性的特點(diǎn)，同時(shí)又具有貝塞爾方法的穩(wěn)定 性和普適性。
[0023] 下面以飛翼飛機(jī)中常用的Epler 186翼型為例，給出本發(fā)明翼型參數(shù)化建模方法 的實(shí)施流程，其具體步驟如下：
[0024] 步驟 1 :
[0025] 下載相應(yīng)的無(wú)量綱翼型數(shù)據(jù)文件（可以去nasa airfoil database網(wǎng)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(lǐng)域普通技術(shù)人 員即可獲取；
[0026] 步驟 2 :
[0027] 將 el86. dat 放到公開(kāi)的模型 xfoil (下載網(wǎng)址：http://web. mit. edu/drela/ Public/web/xfoil/)目錄下，啟動(dòng)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 ;
[0028] 步驟 3 :
[0029] 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) (xus，zUS)和（XLS，zLS)，使用 matIab 命令流：
[0030] ft = ' splineinterp'；
[0031] [fitUS, gof] = fit (Xus, Zus, ft, ' Normalize' , ' on')；
[0032] [fitLS, gof] = fit (Xls, Zlss, ft, ' Normalize' , ' on')；
[0033] 得到上下翼面插值函數(shù)（fitUS和fitLS)，并在此基礎(chǔ)上，建立優(yōu)化目標(biāo)函數(shù) optOBJUS,optOBJLS
[0034] optOBJUS = @(x) - fitUS (x) ;opt0BJLS = @(x) fitLS (x);
[0035] 使用matlab優(yōu)化函數(shù)fminimax對(duì)這兩個(gè)目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，
[0036] Xl = fminimax (0 (X) fitUS (X)，0? 8)
[0037] X2 = fminimax (i (x) fitLS (x), 0. 8)
[0038] 并將Xl和X2回代到響應(yīng)的插值函數(shù)中，得到翼型上頂點(diǎn)坐標(biāo)（Xup = XI，Zup = fitUS (Xl) )，（XlQ = X2, ZlQ = fitLS (X2)。
[0039] 采用數(shù)值差分方法，差分步長(zhǎng)取為Ie'使用matlab分別計(jì)算上下頂點(diǎn)處插值函 數(shù)fitUS和fitLS的曲率，得到Zxxup和Zxxl。。
[0040] 采用差分方法，分別計(jì)算后緣點(diǎn)處上下翼面插值函數(shù)的斜率Gus和Gls，可以得到后 緣轉(zhuǎn)角 a TE = arctan (Gls) -arctan (Gus)，

【權(quán)利要求】
1. 一種翼型參數(shù)化建模方法，其特征在于，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。
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，利用PARSEC方法得 到翼型氣動(dòng)參數(shù)包括前緣半徑rle、上頂點(diǎn)坐標(biāo)（Xup, Zup),上頂點(diǎn)曲率（ZXXup),下頂點(diǎn)坐標(biāo) (X^Zi。)，下頂點(diǎn)曲率（Zxxl。)，后緣轉(zhuǎn)角aTE，后緣夾角PTE，后緣厚度AZ TE，后緣高度（ZTE)。
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，上下翼面曲線由六個(gè)控 制點(diǎn)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(jù)權(quán)利要求3所述的翼型參數(shù)化建模方法，其特征在于，給上翼面點(diǎn)的下標(biāo)增加 了 US，給下翼面控制點(diǎn)的下標(biāo)增加了 LS。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的翼型參數(shù)化建模方法，其特征在于，引入P1US點(diǎn)Z坐標(biāo)和Pm 點(diǎn)Z坐標(biāo)，去掉上頂點(diǎn)曲率（ZXXup)和下頂點(diǎn)曲率（Zxxl。)。
6. 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，具體過(guò)程如下： 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； 步驟2 : 將翼型從前緣點(diǎn)（〇,〇)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)，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)曲率和下頂點(diǎn)曲率； 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，后緣夾角；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)算翼型的后緣厚度和后緣高度； 步驟3 :建立四段三階貝塞爾曲線 根據(jù)貝塞爾曲線的數(shù)學(xué)定義，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，建立四段三階貝塞爾曲線構(gòu)建翼型參數(shù)化模型。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的翼型參數(shù)化建模方法，其特征在于，去掉翼型參數(shù)化模型出 現(xiàn)高階的方程項(xiàng)中的上頂點(diǎn)曲率和下頂點(diǎn)曲率兩個(gè)參數(shù)，引入P1US點(diǎn)Z坐標(biāo)，Pas點(diǎn)Z坐標(biāo) 兩個(gè)參數(shù)，并通過(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)&和22，并最終求解模型，得到四段三階貝塞爾曲線，確定翼型形狀。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK104392075SQ201410776328
【公開(kāi)日】2015年3月4日 申請(qǐng)日期:2014年12月15日 優(yōu)先權(quán)日:2014年12月15日
【發(fā)明者】李軍鵬 申請(qǐng)人:中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所