本發(fā)明屬于航空飛行器氣動外形設(shè)計技術(shù)，特別是涉及一種航空飛行器翼型參數(shù)化設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

在飛機的各種飛行狀態(tài)下，機翼是飛機承受升力的主要部件。一般飛機都有對稱面，如果平行于對稱面在機翼展向任意位置切一刀，切下來的機翼剖面稱作為翼剖面或翼型。翼型是機翼和尾翼成形重要組成部分，其直接影響到飛機的氣動性能和飛行品質(zhì)。因此，在飛機的設(shè)計過程中，翼型的參數(shù)化設(shè)計顯得尤為重要，其是完成氣動優(yōu)化的基礎(chǔ)。

所謂參數(shù)化方法，即用有限的參數(shù)描述一個特定的外形，參數(shù)化方法的好壞將直接導(dǎo)致優(yōu)化結(jié)果的優(yōu)劣。目前，翼型參數(shù)化方法主要分為兩大類，即變形法與描述法。對于某一特定形狀的翼型而言，應(yīng)用變形方法能比描述法獲得更為準(zhǔn)確的擬合效果。但當(dāng)翼型設(shè)計空間較大時，描述法能夠使用更少的控制參數(shù)以描述更多翼型。對于飛機概念設(shè)計階段進(jìn)行相對較粗的飛機外形設(shè)計優(yōu)化而言，描述法顯然具有更大的優(yōu)勢。

現(xiàn)有的翼型構(gòu)建方面較常用的描述法主要有：基于特征的parsec幾何參數(shù)法和基于函數(shù)的正交基函數(shù)法、cst法。基于特征的parsec幾何參數(shù)法使用11個具有物理意義的特征參數(shù)描述翼型，該方法雖然有利于直觀表示翼型的特征，但是其中涉及參數(shù)眾多，大部分參數(shù)并沒有實際意義，無法應(yīng)用到翼型性能的分析中去，且難以覆蓋更廣的形狀空間；基于函數(shù)的方法通過基函數(shù)的線性組合來表述翼型，如cst法等，其雖然可以覆蓋更廣的形狀空間，但函數(shù)方法所獲的參數(shù)數(shù)量在參數(shù)化階段即已確定，在優(yōu)化過程中無法動態(tài)調(diào)整參數(shù)對幾何控制的精細(xì)化程度，而且多項式函數(shù)在特定的參數(shù)組合下會出現(xiàn)病態(tài)解，即該情況下的函數(shù)圖形完全無法作為翼型使用。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種改進(jìn)的幾何參數(shù)翼型設(shè)計方法(improvedgeometricparameters，下稱igp方法)。該方法相較于現(xiàn)有的上述描述法，采用8個優(yōu)化參數(shù)表征翼型，并將翼型的彎度、厚度分開表達(dá)，極大地縮減了翼型設(shè)計空間的大小、減小了計算量、加快了優(yōu)化進(jìn)程。

本發(fā)明提供的改進(jìn)的幾何參數(shù)翼型設(shè)計方法，主要技術(shù)方案包括如下步驟：1)、獲取與翼型輪廓相關(guān)的8個幾何參數(shù)；2)、建立翼型的彎度表達(dá)式：其中，c1、c2、c3、c4分別是三次貝塞爾曲線兩個控制點的橫、縱坐標(biāo)，k為控制參數(shù)，取值為[0，1]；3)、建立翼型的厚度表達(dá)式：t＝t1x^0.5+t2x+t3x²+t4x³+t5x⁴，其中，t1、t2、t3、t4、t5為控制參數(shù)；4)、構(gòu)建翼型表達(dá)式：該翼型表達(dá)式由所述彎度表達(dá)式和厚度表達(dá)式疊加而成，其采用厚度t和彎度xc，yc的表示式為：其中，xu與yu為翼型上翼面曲線的橫縱坐標(biāo)，xl與yl為翼型下翼面曲線的橫縱坐標(biāo)。

本發(fā)明提供的改進(jìn)的幾何參數(shù)翼型設(shè)計方法還采用如下附屬技術(shù)方案：

所述的8個幾何參數(shù)為：相對彎度c，最大彎度所在的弦向位置xc，中弧線后緣夾角αte，最大彎度處中弧線曲率bxc，相對厚度t，最大厚度所在的弦向位置xt，前緣半徑ρ0，后緣夾角βte。

所述翼型表達(dá)式中的參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計空間為：其中，與分別為ρ0與βte的無量綱量。

所述控制參數(shù)t1、t2、t3、t4、t5可以通過以下方程組獲得：

對于后緣厚度為0的標(biāo)準(zhǔn)化翼型，滿足t(1)＝0。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明至少存在以下技術(shù)效果：

第一、采用較少的幾何參數(shù)構(gòu)建翼型，能夠以幾何級數(shù)縮減翼型設(shè)計空間的大小，加快了概念設(shè)計階段的計算速度；

第二、在擬合翼型過程中，將彎度、厚度拆開，減小了計算量，加快了優(yōu)化進(jìn)程；

第三、在優(yōu)化過程中，保持了優(yōu)化空間的連續(xù)性，提高了設(shè)計精度；

第四、設(shè)計中不需基礎(chǔ)翼型，其控制參數(shù)本身也可直接與空氣動力學(xué)理論中常用的翼型外形參數(shù)對應(yīng)。

附圖說明

圖1為翼型函數(shù)幾何參數(shù)示意圖。

附圖標(biāo)記：附圖中的標(biāo)記說明，c-相對彎度，xc-最大彎度所在的弦向位置，αte-中弧線后緣夾角，bxc-最大彎度處中弧線曲率，t-相對厚度，xt-最大厚度所在的弦向位置，ρ0-前緣半徑，βte-后緣夾角。

具體實施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明的一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

本發(fā)明中的改進(jìn)的幾何參數(shù)翼型設(shè)計方法(igp方法)能夠用于航空飛行器的翼型設(shè)計，該igp方法能夠使得本領(lǐng)域技術(shù)人員在概念設(shè)計階段，運用位勢流理論進(jìn)行氣動分析時簡化計算。

參見附圖1，本發(fā)明將翼型分解為有厚度的對稱翼型和彎板翼型，首先獲取翼型的8個幾何參數(shù)：相對彎度c，最大彎度所在的弦向位置xc，中弧線后緣夾角αte，最大彎度處中弧線曲率bxc，相對厚度t，最大厚度所在的弦向位置xt，前緣半徑ρ0，后緣夾角βte。例如可以通過計算機等具有采集、運算能力的硬件裝置，或本領(lǐng)域其它熟知的手段獲取上述幾何參數(shù)。

彎度基于貝塞爾多項式進(jìn)行表達(dá)，構(gòu)建彎度表達(dá)式如式(1)，其中，c1、c2、c3、c4分別是三次貝塞爾曲線兩個控制點的橫、縱坐標(biāo)，k為控制參數(shù)，取值為[0，1]，xc，yc分別為翼型模型彎度上任一點的橫、縱坐標(biāo)。

厚度則基于多項式基函數(shù)進(jìn)行表達(dá)，構(gòu)建厚度表達(dá)式如式(2)，其中，t1、t2、t3、t4、t5為控制參數(shù)，x為翼型厚度橫坐標(biāo)，對于后緣厚度為0的標(biāo)準(zhǔn)化翼型，滿足式(3)。

t＝t1x^0.5+t2x+t3x²+t4x³+t5x⁴(2)

t(1)＝0(3)

構(gòu)建翼型表達(dá)式：該翼型表達(dá)式由所述彎度表達(dá)式和厚度表達(dá)式疊加而成，其采用厚度t和彎度xc，yc的表示式為：其中，xu與yu為翼型上翼面曲線的橫縱坐標(biāo)，xl與yl為翼型下翼面曲線的橫縱坐標(biāo)。

在已知翼型的上述幾何參數(shù)的情況下，若要推得翼型的具體表達(dá)式，則需以上述8個幾何參數(shù)作為約束，去求解8個優(yōu)化參數(shù)。由于約束與未知數(shù)的個數(shù)相同，故方程組有唯一解。在實際計算中，由于彎度方程為參數(shù)方程，需引入最大彎度處的控制參數(shù)kc，同時存在控制方程對其取值進(jìn)行約束，使方程組的解仍唯一。

最終，經(jīng)過變換，得到如下反推方程組：彎度反推方程組如式(4)，厚度反推方程組如式(5)：

而在實際的翼型構(gòu)建過程中，若設(shè)計空間不連續(xù)，就會影響到隨后優(yōu)化流程中的繪圖、氣動計算等環(huán)節(jié)，使的優(yōu)化過程中斷。因此為了保證設(shè)計空間的連續(xù)性，本發(fā)明對部分優(yōu)化參數(shù)進(jìn)行了無量綱化處理，將“危險點”(即設(shè)計空間中存在“對應(yīng)曲線形狀過于奇怪”的點)置于取值范圍的邊緣處。

結(jié)合上述反推方程組(4)、(5)，以及上述的無量綱化處理，求解出表征翼型的8個優(yōu)化參數(shù)c1、c2、c3、c4、xt、t、最終得到的翼型的參數(shù)設(shè)計空間，即：

其中，與分別為ρ0與βte的無量綱量，具有如下關(guān)系：

根據(jù)上面的計算過程可知，根據(jù)方程組(5)、(7)可以將厚度表達(dá)式(2)中的控制參數(shù)t1、t2、t3、t4、t5采用優(yōu)化參數(shù)xt、t、表示，至此，將翼型表達(dá)式：采用上述8個優(yōu)化參數(shù)c1、c2、c3、c4、xt、t、表征出來。

本發(fā)明的優(yōu)點和有益技術(shù)效果：

1、總所周知，在翼型優(yōu)化過程中，變量的個數(shù)增長給計算機帶來的計算量增長是幾何級數(shù)的，從而優(yōu)化所需時間也以幾何級數(shù)增長，這就要求在保證設(shè)計空間能夠覆蓋設(shè)計點的前提下，變量的個數(shù)盡量少。本發(fā)明在構(gòu)建翼型函數(shù)表達(dá)式中采用的控制參數(shù)個數(shù)少于parsec幾何參數(shù)法、正交基函數(shù)法、cst法三種描述法，能夠以幾何級數(shù)縮減翼型設(shè)計空間大小，極大地加快了概念設(shè)計階段的計算機計算速度；

2、本發(fā)明的igp方法在構(gòu)建翼型過程中，將彎度、厚度拆開，對基于薄翼理論進(jìn)行氣動分析的優(yōu)化問題而言，該igp方法僅需使用4個參數(shù)構(gòu)建翼型彎度，而其他描述法由于厚度彎度耦合，至少需要10個參數(shù)，因此本發(fā)明的該igp方法大大減小了計算機系統(tǒng)的計算量，加快了優(yōu)化進(jìn)程；

3、本發(fā)明在優(yōu)化過程中，保持了優(yōu)化空間的連續(xù)性。而傳統(tǒng)的多項式函數(shù)在特定的參數(shù)組合下會出現(xiàn)不連續(xù)點的病態(tài)解，使得構(gòu)建的函數(shù)圖形完全無法作為翼型使用。

盡管己描述了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，但本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員一旦得知了基本創(chuàng)造性概念，則可對這些實施例作出另外的變更和修改。所以，所附權(quán)利要求意欲解釋為包括優(yōu)選實施例以及落入本發(fā)明范圍的所有變更和修改。

顯然，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對本發(fā)明進(jìn)行各種改動和變型而不脫離本發(fā)明的精神和范圍。這樣，倘若本發(fā)明的這些修改和變型屬于本發(fā)明權(quán)利要求及其等同技術(shù)的范圍之內(nèi)，則本發(fā)明也意圖包含這些改動和變型在內(nèi)。