[发明专利]机翼快速变外形参数建模方法

摘要

本发明名称为机翼快速变外形参数建模方法，涉及一种机翼快速变外形参数建模方法。对于一个初始机翼，其外形参数还存在着一定的可变空间，故需要模型随着外形参数变化而不断被新建。目前普遍的变参重建模型的方法都是通过CAD软件重建几何模型再导入有限元分析软件中进行后续定义，由于涉及两种软件，故较繁琐。本发明在已有初始模型的条件下，仅对初始模型的模型文件中点的坐标按照一定的方法重新计算，写入新的模型文件，便可以得到变化外形参数后的新模型。本发明可以对机翼十三个参数进行变参，简单有效，不仅适用于新建机翼(与初始机翼构型相同)，更适用于接入机翼外形参数优化的过程。

主权项

1.机翼快速变外形参数建模方法，其特征在于包括：A)机翼外形参数作为决定机翼外形的参数，在变参前给定，变参后得到相应的机翼模型；初始机翼的关键点参数作为实现变参所需的辅助参数，在变参前根据初始模型给定；其中外形参数包括：内翼展弦比λ₁，外翼展弦比λ₂，内翼根梢比η₁，外翼根梢比η₂，内翼上反角τ₁，外翼上反角τ₂，后掠角χ，前梁在翼根位置的弦向占比m₁，前梁在机翼转折处的弦向占比m₂，前梁在翼尖位置的弦向占比m₃，后梁在翼根位置的弦向占比n₁，后梁在机翼转折处的弦向占比n₂，后梁在翼尖位置的弦向占比n₃，机翼转折处即内翼和外翼的相交处，此处亦为机翼的后缘连线发生转折的位置，内翼即机翼模型的平面投影在A₁A₂A₃A₄梯形区域内的部分，外翼即机翼模型的平面投影在A₃A₄A₅A₆梯形区域的部分，初始关键点参数包括：翼根前缘点A₁，翼根后缘点A₂，机翼转折处前缘点A₃，机翼转折处后缘点A₄，翼稍前缘点A₅，翼稍后缘点A₆，翼根处的前梁点位置B₁，机翼转折处的前梁点位置B₃，翼尖处的前梁点位置B₅，翼根处的后梁点的位置B₂，机翼转折处的后梁点的位置B₄，翼尖处的的后梁点的位置B₆，B1)计算关键点位置，包括：把机翼三维板杆模型的平面形状视为两个分别由A₁A₂A₃A₄和A₃A₄A₅A₆围成的梯形区域，使翼根处的前、后缘点A₁、A₂的位置固定不变，在改变机翼的十三个外形参数λ₁、λ₂、η₁、η₂、τ₁、τ₂、χ、m₁、m₂、m₃、n₁、n₂、n₃后，计算出其他关键点A₃、A₄、A₅、A₆的新位置，B2)计算初始模型任意一点G₀与点G₀在横截面的前后缘点P₀,Q₀的坐标值，对初始模型所有点依次执行这一操作,B3)确定初始模型各点的比例系数，包括：通过对模型的Nastran文件中的GRID卡片(包含模型所有点的位置信息)的读取，读入初始模型内翼处任何一点G₀的x,y,z轴的坐标值，确定G₀点对应的展向比例系数k₁，计算弦向比例系数k₂和厚度方向比例系数k₃,B4)计算变参后新模型任意一点G₀′与点G₀′在横截面的前后缘点P₀′,Q₀′的坐标值，对变参后新模型所有点依次执行这一操作,B5)进行比例系数的逆向计算，确定G₀点变参后的点G₀′的位置，包括：模型任一点在变参前后的展向、弦向和厚度方向的比例系数不变，即G₀点在初始机翼中的比例系数和G₀′点在新机翼中的比例系数一致，从已知G₀点展向、弦向和厚度方向的比例系数以及G₀,P₀,Q₀三点坐标得到G₀′,P₀′,Q₀′三点坐标后，对比例系数k₁,k₂.k₃进行逆向计算，得出点G₀变参后的G₀′点坐标。