一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法与流程

本文件涉及飞行器气动设计，尤其涉及一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法。

背景技术：

1、光滑无缝的机翼可变弯度后缘是一种新型的翼型变弯度形式。相比传统后缘襟翼，它能够显著降低飞机起降阶段的气动噪声，提高升阻比，并满足未来层流机翼对蒙皮表面光滑程度的苛刻要求。

2、关于光滑连续变后缘弯度，国内学者关于此种变形方式进行了研究，但是在后缘变弯度的设计过程中比较依赖经验，变形方式不统一，在一定程度上限制了连续光滑变弯度技术在工程上的发展和应用。

技术实现思路

1、本说明书一个或多个实施例提供了一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法，包括：

2、确认翼型后缘襟翼位置和转轴位置，通过所述转轴改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下的机翼变形范围；其中，所述机翼变形范围包括襟翼的上翼面和下翼面的起点与终点；

3、在所述起点和终点中间建立特征点矩阵，选取所述特征点矩阵的若干特征点形成若干akima曲线；

4、对所述akima曲线进行cfd计算，以可以提供最高升阻比为标准，获取最终的变形曲线方案。

5、进一步地，所述确认翼型后缘襟翼位置和转轴位置，通过所述转轴改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下的机翼变形范围具体方法为：

6、按照翼型沿流向位置，确认后缘襟翼上翼面和下翼面的空间坐标；

7、确定后缘襟翼转轴位置，并绕转轴进行后缘襟翼的偏转，改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下襟翼上翼面和下翼面的起点坐标与终点坐标。

8、进一步地，所述在所述起点和终点中间建立特征点矩阵，选取所述特征点矩阵的若干特征点形成若干akima曲线具体方法为：

9、在襟翼起点坐标和终点坐标之间建立坐标点矩阵，形成若干特征点；

10、通过若干特征点生成若干akima曲线，并计算曲线的起点斜率；

11、以起点斜率和原始翼型在起点的斜率相等为标准，选取能够满足光滑连续变形特征点位置，最终获取若干能够满足连续变形的特征点；

12、通过对选取的特征点进行计算获取akima曲线的具体函数形式；

13、通过akima曲线的具体函数形式生成连接后缘襟翼起点与终点的曲线；

14、通过变化不同的襟翼偏转角，获取不同襟翼偏转角下的akima曲线。

15、进一步地，所述通过选取的特征点进行计算获取akima曲线的具体函数形式具体方法为：

16、通过襟翼的起点坐标、终点坐标和特征点坐标，计算出akima曲线在起点和终点的外插点；

17、通过所述外插点，分别计算起点、终点和特征点的斜率；

18、通过所述起点、终点和特征点的斜率，计算曲线的待定参数，确定曲线的函数形式。

19、进一步地，所述akima曲线在起点和终点的外插点均为2个。

20、进一步地，所述对所述akima曲线进行cfd计算，以可以提供最高升阻比为标准，获取最终的变形曲线方案具体方法为：

21、对所述不同襟翼偏转角下的akima曲线，分别通过cfd计算获取akima曲线在不同襟翼偏转角下的升力和阻力；

22、通过计算和统计升阻比，选取升阻比最大的襟翼偏转角下的akima曲线作为最优的akima曲线形式。

23、进一步地，所述对所述不同襟翼偏转角下的akima曲线，分别通过cfd计算获取akima曲线在不同襟翼偏转角下的升力和阻力具体方法为：

24、采用网格生成软件生成cfd计算网格；

25、通过数值模拟计算程序高如所述cfd计算网格进行数值模拟；

26、根据数值模拟记录不同襟翼偏转角下的气动力。

27、进一步地，所述根据数值模拟记录不同襟翼偏转角下的气动力具体方法为：

28、计算不同襟翼偏转角下的升力和阻力，建立气动力数据库；

29、计算所述气动力数据库中的升阻比；

30、通过对比在不同akima曲线变形形式下的升阻比，选取最大升阻比为最佳形式，确定曲线待定参数，最终完成最优参数化设计。

31、本说明书一个或多个实施例提供了一种电子设备，包括：

32、处理器；以及，

33、被安排成存储计算机可执行指令的存储器，所述计算机可执行指令在被执行时使所述处理器实现上述翼型连续变弯度后缘参数化设计方法的步骤。

34、本说明书一个或多个实施例提供了一种存储介质，用于存储计算机可执行指令，所述计算机可执行指令在被执行时实现上述翼型连续变弯度后缘参数化设计方法的步骤。

35、本发明所设计的后缘襟翼变形形式，基于akima曲线进行优化设计，能够采用三次多项式进行参数化表达，并且实现了翼型到襟翼之间光滑连续变形，最后通过cfd进行优化，为未来后缘变弯度机翼的设计和优化提供一种可供工程使用的参数化设计方法。

36、上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。

技术特征：

1.一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确认翼型后缘襟翼位置和转轴位置，通过所述转轴改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下的机翼变形范围具体方法为：

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述在所述起点和终点中间建立特征点矩阵，选取所述特征点矩阵的若干特征点形成若干akima曲线具体方法为：

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述通过选取的特征点进行计算获取akima曲线的具体函数形式具体方法为：

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述akima曲线在起点和终点的外插点均为2个。

6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述akima曲线进行cfd计算，以可以提供最高升阻比为标准，获取最终的变形曲线方案具体方法为：

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述对所述不同襟翼偏转角下的akima曲线，分别通过cfd计算获取akima曲线在不同襟翼偏转角下的升力和阻力具体方法为：

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述根据数值模拟记录不同襟翼偏转角下的气动力具体方法为：

9.一种电子设备，其特征在于，包括：

10.一种存储介质，其特征在于，用于存储计算机可执行指令，所述计算机可执行指令在被执行时实现如权利要求1至8任一所述翼型连续变弯度后缘参数化设计方法的步骤。

技术总结
本说明书实施例提供了一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法，包括：确认翼型后缘襟翼位置和转轴位置，通过所述转轴改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下的机翼变形范围；其中，所述机翼变形范围包括襟翼的上翼面和下翼面的起点与终点；在所述起点和终点中间建立特征点矩阵，选取所述特征点矩阵的若干特征点形成若干Akima曲线；对所述Akima曲线进行CFD计算，以可以提供最高升阻比为标准，获取最终的变形曲线方案。本发明所设计的后缘襟翼变形形式实现了翼型到襟翼之间光滑连续变形，为后缘变弯度机翼的设计和优化提供一种可供工程使用的参数化设计方法。

技术研发人员：王方剑,张志洋,谭涵林,胡静,白鹏
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/4/29