一种翼型参数化建模方法
【专利摘要】本发明属于航空飞行器气动外形设计技术，特别是涉及一种航空飞行器翼型参数化建模方法。本发明翼型参数化建模方法建立贝塞尔曲线与翼型气动特性之间的关系，采用了四段三阶贝塞尔曲线构建翼型参数化模型，从而融合贝塞尔曲线和PARSEC两种方法特点，保留了PARSEC方法气动特性相关性的同时，又具有贝塞尔方法的稳定性和普适性，从而有效提供了航空飞行器翼型模型的准确性和可靠性。本发明翼型参数化建模方法，编程简单，新翼型的生成速度较快，可以应用于翼型和机翼的气动外形优化设计中，为航空飞行器翼型设计提供了有力的工具。
【专利说明】一种翼型参数化建模方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空飞行器气动外形设计技术，特别是涉及一种航空飞行器翼型参数 化建模方法。
【背景技术】
[0002] 航空飞行器翼型设计一直是飞行器气动外形设计的难点，随着现代计算机技术的 不断发展，越来越多的在飞行器翼型设计中采用基于CAD的数学建模方法。
[0003] 贝塞尔曲线是CAD、FEA、CFD等领域广泛采用的一种参数化曲线，它是计算机图形 学领域用来描述复杂外形的常用方法，Venkataraman最先将贝塞尔曲线引入到了翼型的参 数化中，随后，这种基于计算机图形学的翼型参数化方法在翼型和翼面的优化设计中的到 了越来越深入的研究。贝塞尔曲线参数化翼型的最大特点是其可以无缝融合到CAD，FEA和 CFD等领域，但其描述参数较多，而且很难根据这些参数对翼型的特性进行推测。PARSEC翼 型参数化方法是由Sobieczky提出的，该方法引进了对翼型气动特性有决定性作用的11个 参数，前缘半径、上顶点坐标，上顶点曲率，下顶点坐标，下顶点曲率，后缘转角，后缘夹角， 后缘厚度和后缘高度。PARSEC方法中的参数和翼型的气动特性关系紧密，可以根据参数的 变化对翼型的特性作出大致的推测，这是其最大的优势。但是PARSEC方法也有两个缺陷。 首先是对超临界翼型的后缘描述不是很准确，第二是数值不稳定容易产生异常翼型。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是：提供一种融合贝塞尔曲线和PARSEC两种方法特点的翼型参数 化建模方法，从而在保留了 PARSEC方法气动特性相关性的特点的同时，又具有Bezier方法 的稳定性和普适性。
[0005] 本发明的技术方案是：一种翼型参数化建模方法，其先利用PARSEC方法得到翼型 气动参数，根据贝塞尔曲线的数学定义，将翼型气动参数建立四段三阶贝塞尔曲线构建翼 型参数化模型，从而构建贝塞尔曲线控制点坐标与PARSEC控制参数之间的关系。
[0006] 所述的翼型参数化建模方法，其利用PARSEC方法得到翼型气动参数包括前缘半 径rle;、上顶点坐标（Xup, Zup),上顶点曲率（Zxxup),下顶点坐标（X1()，Z 1J ,下顶点曲率（Zxxl。)， 后缘转角ctTE，后缘夹角Pte，后缘厚度A Zte,后缘高度（Zte)。
[0007] 上下翼面曲线由六个控制点Pc^P1, P2, P3, P4, P5,己生成的两条三阶贝塞尔曲线组 成。
[0008] 给上翼面点的下标增加了 US，给下翼面控制点的下标增加了 LS。
[0009] 引入Pius点Z坐标和Plis点Z坐标，去掉上顶点曲率（Z xxup)和下顶点曲率（ZxxJ。
[0010] 所述的翼型参数化建模方法，其具体过程如下：
[0011] 步骤 1:
[0012] 将无量纲翼型数据文件导入Xfoil，启动Xfoil得到翼型的前缘半径；
[0013] 步骤 2:
[0014] 将翼型从前缘点（0,0)处分为上下翼面，得到两组相互对应的上下翼面离散数 据，再得到上下翼面插值函数，并建立优化目标函数，优化结果回代到响应的插值函数中， 得到翼型上顶点坐标，然后通过计算上下顶点处插值函数的曲率，得到上顶点曲率和下顶 点曲率；计算后缘点处上下翼面插值函数的斜率得到后缘转角，后缘夹角；再从翼型文件 中读取出上下翼面后缘点的坐标值直接计算翼型的后缘厚度和后缘高度；
[0015] 步骤3 :建立四段三阶贝塞尔曲线
[0016] 根据贝塞尔曲线的数学定义，建立贝塞尔曲线控制点坐标与PARSEC控制参数之 间的关系，建立四段三阶贝塞尔曲线构建翼型参数化模型。
[0017] 去掉翼型参数化模型出现高阶的方程项中的上顶点曲率和下顶点曲率两个参数， 引入Pius点Z坐标，Pu点Z坐标两个参数，并通过不断迭代优化，使得参数化翼型与原始 翼型之间的集合误差最小，从而确定参数Z1和Z2，并最终求解模型，得到四段三阶贝塞尔曲 线，确定翼型形状。
[0018] 本发明的优点是：本发明翼型参数化建模方法融合贝塞尔曲线和PARSEC两种方 法特点，保留了 PARSEC方法气动特性相关性的同时，又具有贝塞尔曲线方法的稳定性和普 适性，从而有效提供了航空飞行器翼型模型的准确性和可靠性，为航空飞行器翼型设计提 供了有力的工具。
【专利附图】
【附图说明】
[0019] 图1是PARSEC翼型参数化方案示意图；
[0020] 图2是贝塞尔曲线翼型参数化方案示意图。
【具体实施方式】
[0021] 下面通过实施例对本发明做进一步的说明：
[0022] PARSEC翼型参数化方案见图1，贝塞尔曲线翼型参数化方案见图2,本发明翼型参 数化建模方法为就是为了建立贝塞尔曲线与翼型气动特性之间的关系，引入PARSEC方法 中的前缘半径rle、上顶点坐标（Xup, Zup),上顶点曲率（Zxxup),下顶点坐标（X1()，Z 1J ,下顶点曲 率（Zxxl。)，后缘转角a TE，后缘夹角0TE，后缘厚度A Zte，后缘高度（Zte)控制翼型的形状。图 2中，上下翼面曲线由六个控制点Ptl, P1, P2, P3, P4, P5, P6生成的两条三阶贝塞尔曲线组成， 为了区分上下翼面，给上翼面点的下标增加了 US，给下翼面控制点的下标增加了 LS。为了 进一步增加数值稳定性，引入Pius点Z坐标和Pu点Z坐标，去掉上顶点曲率（Zxxup)和下顶 点曲率（Zxxl。)，保留了 PARSEC方法气动特性相关性的特点，同时又具有贝塞尔方法的稳定 性和普适性。
[0023] 下面以飞翼飞机中常用的Epler 186翼型为例，给出本发明翼型参数化建模方法 的实施流程，其具体步骤如下：
[0024] 步骤 1 :
[0025] 下载相应的无量纲翼型数据文件（可以去nasa airfoil database网站下载），本 例中查找翼型名字Epler 186,下载离散翼型文件el86. dat，上述文件，本领域普通技术人 员即可获取；
[0026] 步骤 2 :
[0027] 将 el86. dat 放到公开的模型 xfoil (下载网址：http://web. mit. edu/drela/ Public/web/xfoil/)目录下，启动xfoil，输入load el86.dat，再输入gdes，记录下输出的 rle，可得到翼型的前缘半径rle = 0. 00493 ;
[0028] 步骤 3 :
[0029] 将翼型从前缘点（0,0)处分为上下翼面，得到两组相互对应的上下翼面离散数据 (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数（fitUS和fitLS)，并在此基础上，建立优化目标函数 optOBJUS,optOBJLS
[0034] optOBJUS = @(x) - fitUS (x) ;opt0BJLS = @(x) fitLS (x);
[0035] 使用matlab优化函数fminimax对这两个目标函数进行优化，
[0036] Xl = fminimax (0 (X) fitUS (X)，0? 8)
[0037] X2 = fminimax (i (x) fitLS (x), 0. 8)
[0038] 并将Xl和X2回代到响应的插值函数中，得到翼型上顶点坐标（Xup = XI，Zup = fitUS (Xl) )，（XlQ = X2, ZlQ = fitLS (X2)。
[0039] 采用数值差分方法，差分步长取为Ie'使用matlab分别计算上下顶点处插值函 数fitUS和fitLS的曲率，得到Zxxup和Zxxl。。
[0040] 采用差分方法，分别计算后缘点处上下翼面插值函数的斜率Gus和Gls，可以得到后 缘转角 a TE = arctan (Gls) -arctan (Gus)，
【权利要求】
1. 一种翼型参数化建模方法，其特征在于，先利用PARSEC方法得到翼型气动参数，根 据贝塞尔曲线的数学定义，将翼型气动参数建立四段三阶贝塞尔曲线构建翼型参数化模 型，从而构建贝塞尔曲线控制点坐标与PARSEC控制参数之间的关系。
2. 根据权利要求1所述的翼型参数化建模方法，其特征在于，利用PARSEC方法得 到翼型气动参数包括前缘半径rle、上顶点坐标（Xup, Zup),上顶点曲率（ZXXup),下顶点坐标 (X^Zi。)，下顶点曲率（Zxxl。)，后缘转角aTE，后缘夹角PTE，后缘厚度AZ TE，后缘高度（ZTE)。
3. 根据权利要求2所述的翼型参数化建模方法，其特征在于，上下翼面曲线由六个控 制点P〇, Pi，P2, P3, P4, P5, P6生成的两条三阶贝塞尔曲线组成。
4. 根据权利要求3所述的翼型参数化建模方法，其特征在于，给上翼面点的下标增加 了 US，给下翼面控制点的下标增加了 LS。
5. 根据权利要求4所述的翼型参数化建模方法，其特征在于，引入P1US点Z坐标和Pm 点Z坐标，去掉上顶点曲率（ZXXup)和下顶点曲率（Zxxl。)。
6. 根据权利要求1所述的翼型参数化建模方法，其特征在于，具体过程如下： 步骤1 : 将无量纲翼型数据文件导入xfoil，启动xfoil得到翼型的前缘半径； 步骤2 : 将翼型从前缘点（〇,〇)处分为上下翼面，得到两组相互对应的上下翼面离散数据，再 得到上下翼面插值函数，并建立优化目标函数，优化结果回代到响应的插值函数中，得到翼 型上顶点坐标，然后通过计算上下顶点处插值函数的曲率，得到上顶点曲率和下顶点曲率； 计算后缘点处上下翼面插值函数的斜率得到后缘转角，后缘夹角；再从翼型文件中读取出 上下翼面后缘点的坐标值直接计算翼型的后缘厚度和后缘高度； 步骤3 :建立四段三阶贝塞尔曲线 根据贝塞尔曲线的数学定义，建立贝塞尔曲线控制点坐标与PARSEC控制参数之间的 关系，建立四段三阶贝塞尔曲线构建翼型参数化模型。
7. 根据权利要求6所述的翼型参数化建模方法，其特征在于，去掉翼型参数化模型出 现高阶的方程项中的上顶点曲率和下顶点曲率两个参数，引入P1US点Z坐标，Pas点Z坐标 两个参数，并通过不断迭代优化，使得参数化翼型与原始翼型之间的集合误差最小，从而确 定参数&和22，并最终求解模型，得到四段三阶贝塞尔曲线，确定翼型形状。
【文档编号】G06F17/50GK104392075SQ201410776328
【公开日】2015年3月4日 申请日期:2014年12月15日 优先权日:2014年12月15日
【发明者】李军鹏 申请人:中国飞机强度研究所