满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形参数化方法

技术领域

本发明属于飞行器设计领域，尤其涉及满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形参数化方法。

背景技术

随着机翼柔性变形结构的技术成熟度不断提高，基于柔性结构的机翼前后缘自适应变形技术得到越来越多的关注，在开展机翼前后缘自适应变形研究的过程中，对于前后缘变形外形的表述基于所关注内容的不同主要采用两种思路：一是重点关注前后缘变形的气动收益，对于前后缘外形描述主要采用常规的二维曲线参数化方法，这种方法只能够保证所描述的几何外形光顺并具有足够的设计空间，但不同参数组合所表达的几何外形缺乏相关性，无法保证结构对于不同变形外形的可实现性；二是重点关注前后缘内部变形结构特性，前后缘变形外形主要通过内部结构的外形确定，存在前后缘变形外形描述能力明显不足的问题。为了解决机翼前后缘自适应变形技术研究中翼型前后缘变形外形参数化所遇到的气动与结构无法兼顾的问题，有必要建立一种满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形参数化方法，使之既能具有足够的变形空间，又能保证结构可实现性。

发明内容

发明目的

本发明提供满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形参数化方法，该方法以能够描述二维曲线外形的CST参数化方法为基础，针对变弯度机翼翼型前后缘结构约束特点修改翼型前后缘外形参数化求解流程，通过合理的设定参数范围，能够在自动满足机翼前后缘结构约束的同时，具有足够的前后缘变形外形描述能力。可应用于变弯度机翼前后缘外形的气动或结构优化设计，或者具有自适应机翼前后缘结构的飞行器设计。

发明技术解决方案

满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形参数化方法，该方法采用与机翼翼型前后缘曲线相对应的弯度线和厚度线来表示机翼翼型前后缘的变形外形，其中变形后的机翼翼型前后缘弯度线和厚度线由描述二维曲线的CST参数、未变形的机翼翼型前后缘弯度线和厚度线、前后缘偏转角度确定。以描述未变形的机翼翼型前后缘变弯度和厚度线的CST参数为基准，乘以比例系数获得用于描述变形后的机翼翼型前后缘弯度线和厚度线CST参数取值范围。未变形的机翼翼型前后缘弯度线和厚度线主要用于提供相切约束以保证变形后的机翼前后缘外形曲线与机翼中段外形曲线光滑连接，前后缘偏转角度主要用于控制前后缘外形的变形幅度。机翼翼型前后缘变形外形的结构约束通过变形后的机翼翼型前后缘弯度线和厚度线的几何约束表示。

本发明的优点：该方法在变弯度机翼翼型前后缘变形外形设计中的应用，能够通过同时准确描述外形特征和结构约束特征来有效避免高效气动外形结构无法实现、结构可实现外形气动效率较低等问题，极大的提升前后缘变形外形的气动设计效率，保证前后缘变形外形的工程可实现性。

附图说明

图1一种机翼翼型的翼型曲线、弯度线和厚度线示意图。

图2翼型前缘、中段及后缘弯度线示意图。

图3翼型、翼型前缘和翼型后缘厚度线示意图。

图4翼型变形前缘弯度线示意图。

图5翼型变形后缘弯度线示意图。

图6翼型变形前缘厚度线示意图。

图7翼型变形后缘厚度线示意图。

图8翼型前后缘变形外形示意图。

图中：1-机翼翼型厚度线，2-机翼翼型曲线，3-机翼翼型弯度线，4-机翼翼型中段弯度线，5-机翼翼型前缘弯度线，6-机翼翼型后缘弯度线，7-机翼翼型前缘厚度线，8-机翼翼型后缘厚度线，9-机翼翼型前缘变形外形弯度参数曲线，10-机翼翼型前缘变形外形弯度线，11-机翼翼型后缘变形外形弯度参数曲线，12-机翼翼型后缘变形外形弯度线，13-机翼翼型前缘变形外形厚度参数曲线，14-机翼翼型前缘变形外形厚度过渡曲线，15-机翼翼型后缘变形外形厚度参数曲线，16-机翼翼型后缘变形外形厚度过渡曲线，17-机翼翼型后缘变形外形曲线，18-机翼翼型前缘变形外形曲线。

具体实施方式

本发明是通过如下技术方案予以实现的。

结合附图1至附图8，给出以下实施例，对本发明的技术方案做进一步说明。为了完成满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形的参数化描述，针对机翼翼型曲线2，求出机翼翼型的厚度线1和弯度线3，并根据机翼翼型的前后缘范围将弯度线3分为机翼翼型中段弯度线4、前缘弯度线5和后缘弯度线6，结合厚度线1通过坐标缩放求出长度为单位长度的前缘厚度线7和后缘厚度线8。针对前缘弯度线5，在其所在平面内旋转和平移使其变为前后端点在同一水平线且前端在原点的前缘变形外形弯度参数曲线9；针对后缘弯度线6，在其所在平面内旋转和平移使其变为前后端点在同一水平线且前端在原点的后缘变形外形弯度参数曲线11；针对前缘厚度线7，首先在其所在平面内基于后端点旋转和缩放将其变为前后端点在同一水平线且长度为单位长度的前缘变形外形厚度过渡曲线14，然后将前缘变形外形厚度过渡曲线14平移变为前端在原点的前缘变形外形厚度参数曲线13；针对后缘厚度线8，首先其所在平面内旋转和平移使其变为前后端点在同一水平线的后缘变形外形厚度过渡曲线16，然后通过平移将其变为前端在原点的后缘变形外形厚度参数曲线15。前缘变形外形弯度参数曲线9、后缘变形外形弯度参数曲线11、前缘变形外形厚度参数曲线13、后缘变形外形厚度参数曲线15为需要通过CST参数化方法用CST参数描述的曲线外形。为了获得合适的参数取值范围，首先利用CST参数化方法反求能够描述前缘变形外形弯度参数曲线9、后缘变形外形弯度参数曲线11、前缘变形外形厚度参数曲线13、后缘变形外形厚度参数曲线15的CST参数组合，然后将这组CST参数乘以小于1的系数作为描述前后缘变形外形设计变量的下界，乘以大于1的系数作为描述前后缘变形外形设计变量的上界，除此之外再选定前缘和后缘变形外形的偏度作为设计变量。在所确定的CST参数上下界之间以及所确定的偏度范围内选取描述翼型前后缘变形外形的参数获得新的前缘变形外形弯度参数曲线9、后缘变形外形弯度参数曲线11、前缘变形外形厚度参数曲线13、后缘变形外形厚度参数曲线15，之后结合前后缘不变形的基本翼型前缘弯度线5、后缘弯度线6、前缘厚度线7、后缘厚度线8，获得前后缘变弯翼型前缘弯度线、后缘弯度线、前缘厚度线、后缘厚度线，为便于区分，将其分别记为5A、6A、7A、8A，再结合前后缘偏度参数旋转前缘弯度线5A、后缘弯度线6A获得前缘变形外形弯度线10和后缘变形外形弯度线12。根据前后缘柔性变形结构特点，将结构约束转化为曲线约束，包括将蒙皮长度约束和曲率约束转化为前后缘外形曲线约束，将内部结构约束转化为弯度线约束和厚度约束等，根据上述约束对描述前缘变形外形弯度线10和后缘变形外形弯度线12进行缩放获得满足结构约束的前缘变形外形弯度线10A、后缘变形外形弯度线12A。最后基于前缘厚度线7A、后缘厚度线8A、前缘变形外形弯度线10A和后缘变形外形弯度线12A，根据基本翼型的弯度线与厚度线关系，生成前缘变形外形曲线18和后缘变形外形曲线17。由于CST参数化方法在采用合适的阶数时能够最大限度的描述曲线外形变形，因此通过CST参数化方法描述前后缘变形外形的弯度线和厚度线可以保证所描述的前后缘变形外形曲线具有足够的设计空间，而通过将前后缘变形外形分解为弯度线和厚度线也能够保证前后缘变形外形满足结构约束，如蒙皮和变形结构长度约束通过弯度线的缩放满足，变形结构厚度约束通过厚度线满足。

本发明提出的满足结构约束的机翼翼型前后缘变形外形参数化方法适用于具有柔性变形结构约束的机翼前后缘柔性变形外形的设计。

上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的是让熟悉该技术领域的技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此来限制本发明的保护范围，凡根据本发明精神本质所作出的等同变换或修饰，都应涵盖本发明的保护范围内。本发明未详细描述的技术、形状、构造部分均为公知技术。