本發明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設計方法。

背景技術：

在飛機的各種飛行狀態下，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。因此，在飛機的設計過程中，翼型的參數化設計顯得尤為重要，其是完成氣動優化的基礎。

所謂參數化方法，即用有限的參數描述一個特定的外形，參數化方法的好壞將直接導致優化結果的優劣。目前，翼型參數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，應用變形方法能比描述法獲得更為準確的擬合效果。但當翼型設計空間較大時，描述法能夠使用更少的控制參數以描述更多翼型。對于飛機概念設計階段進行相對較粗的飛機外形設計優化而言，描述法顯然具有更大的優勢。

現有的翼型構建方面較常用的描述法主要有：基于特征的parsec幾何參數法和基于函數的正交基函數法、cst法?；谔卣鞯膒arsec幾何參數法使用11個具有物理意義的特征參數描述翼型，該方法雖然有利于直觀表示翼型的特征，但是其中涉及參數眾多，大部分參數并沒有實際意義，無法應用到翼型性能的分析中去，且難以覆蓋更廣的形狀空間；基于函數的方法通過基函數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，但函數方法所獲的參數數量在參數化階段即已確定，在優化過程中無法動態調整參數對幾何控制的精細化程度，而且多項式函數在特定的參數組合下會出現病態解，即該情況下的函數圖形完全無法作為翼型使用。

技術實現要素：

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

本發明提供的改進的幾何參數翼型設計方法，主要技術方案包括如下步驟：1)、獲取與翼型輪廓相關的8個幾何參數；2)、建立翼型的彎度表達式：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，k為控制參數，取值為[0，1]；3)、建立翼型的厚度表達式：t＝t1x^0.5+t2x+t3x²+t4x³+t5x⁴，其中，t1、t2、t3、t4、t5為控制參數；4)、構建翼型表達式：該翼型表達式由所述彎度表達式和厚度表達式疊加而成，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，xl與yl為翼型下翼面曲線的橫縱坐標。

本發明提供的改進的幾何參數翼型設計方法還采用如下附屬技術方案：

所述的8個幾何參數為：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。

所述翼型表達式中的參數的優化設計空間為：其中，與分別為ρ0與βte的無量綱量。

所述控制參數t1、t2、t3、t4、t5可以通過以下方程組獲得：

對于后緣厚度為0的標準化翼型，滿足t(1)＝0。

與現有技術相比，本發明至少存在以下技術效果：

第一、采用較少的幾何參數構建翼型，能夠以幾何級數縮減翼型設計空間的大小，加快了概念設計階段的計算速度；

第二、在擬合翼型過程中，將彎度、厚度拆開，減小了計算量，加快了優化進程；

第三、在優化過程中，保持了優化空間的連續性，提高了設計精度；

第四、設計中不需基礎翼型，其控制參數本身也可直接與空氣動力學理論中常用的翼型外形參數對應。

附圖說明

圖1為翼型函數幾何參數示意圖。

附圖標記：附圖中的標記說明，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

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

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

參見附圖1，本發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：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，或本領域其它熟知的手段獲取上述幾何參數。

彎度基于貝塞爾多項式進行表達，構建彎度表達式如式(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，k為控制參數，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。

厚度則基于多項式基函數進行表達，構建厚度表達式如式(2)，其中，t1、t2、t3、t4、t5為控制參數，x為翼型厚度橫坐標，對于后緣厚度為0的標準化翼型，滿足式(3)。

t＝t1x^0.5+t2x+t3x²+t4x³+t5x⁴(2)

t(1)＝0(3)

構建翼型表達式：該翼型表達式由所述彎度表達式和厚度表達式疊加而成，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，xl與yl為翼型下翼面曲線的橫縱坐標。

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

最終，經過變換，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)：

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

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

其中，與分別為ρ0與βte的無量綱量，具有如下關系：

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

本發明的優點和有益技術效果：

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

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

3、本發明在優化過程中，保持了優化空間的連續性。而傳統的多項式函數在特定的參數組合下會出現不連續點的病態解，使得構建的函數圖形完全無法作為翼型使用。

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

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