一种翼型前缘CST的全局转换修正方法及装置

技术领域

本发明属于飞行动力学的技术领域，具体地涉及一种翼型前缘CST的全局转换修正方法及装置。

背景技术

在气动设计中，参数化的几何表示方法是建立优化模型的基本，随着数值优化算法(遗传算法及其变体、人工智能等)在越来越多的气动设计中应用，参数化方法起着越来越举足轻重的作用。如果在设计空间的建立中没有包含足够的信息，那么就可能无法获得较好的气动设计的解决方案。此外，形状描述的参数(即尺寸)的数量也受到计算资源的限制。如今，各种参数化几何表示方法层出不穷，各有所长。CST方法利用累加的伯恩斯坦多项式将形状函数强加于特定的类函数上，凭借其方便、准确、光滑和直观的特点受到许多气动设计的青睐。

气动动力学家们也对传统的CST方法提出了一些修正，其中大部分是对于Bernstein函数的修正。例如，利用b样条来辅助伯恩斯坦多项式，从而在使用过高阶的伯恩斯坦多项式时，利用二级参数化来避免矩阵的条件数过高；在二级优化中，b样条的控制点可以增加精细度，但缺乏伯恩斯坦多项式系数的直观性。

又如采用一种附加的复合系数对Bernstein多项式进行累加，作为描述翼型的新基函数，使前缘区域在数学公式中可以用线性项表示，提高了几何精度。

或者在Bernstein的基础上采用简单的三角函数作为截止滤波器进行局部细化；然而，在设计阶段，问题的“大观”还没有显示出来(例如敏感性分析)，这种方法的应用需要提前推测。

以及基于CST建立的翼型数据库进行数据处理，通过适当的正交分解(POD)进行降维；其缺点是选择相关参数的方法又会产生如何选择好的翼型数据库的问题。

翼型/外形对飞机设计有很大影响。在许多翼型研究中，由于来流方向的关系，对前缘形状的考虑要多于对其他区域的考虑。

气动性能通常与流动历史有关，这就强调了前缘区域形状在优化中的重要性。然而，本文发现伯恩斯坦多项式是自然地注重整体而不是前沿部分。

虽然可以通过增加控制点密度来提高精度，但是在前缘区域并没有像在其他区域一样按比例体现出来，单纯的调整CST的阶数并不能起到达成前缘精细化的效果，其余的参数调整也只是徒增工作量。

发明内容

本发明旨在于提供一种翼型前缘CST的全局转换修正方法及装置，以解决传统设计方法中，CST方法对机翼前缘的关注度不足，而机翼前缘对整个机翼的气动性能关联度大，对模型的精确度较低的问题。

第一方面，本发明提供了一种翼型前缘CST的全局转换修正方法，步骤如下：首先，经过旋转几何坐标系后，将前缘放置在几何的中心位置，通过全局变换方式将翼型旋转并展开，使x轴上的投影为uni值的单一函数；再应用在传统的CST方法，定义该扩展轮廓的参数，调整前缘区域直接相关的参数，利用伯恩斯坦多项式的运算，得到了四个新生成的翼型，包括但不限于加宽前缘、扭转前缘；最后选用SST作为湍流模型，并完成网格分析，分析变化后的参数对应的优化效果。

第二方面，本发明还提供了一种翼型前缘CST的全局转换修正装置，该装置包括：至少一个处理单元及至少一个存储单元，其中，所述存储单元存储有程序代码，当所述程序代码被所述处理单元执行时，使得所述处理单元执行第一方面所述方法的步骤。

第三方面，本发明还提供了一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现第一方面所述方法的步骤。

与现有技术相比，本发明技术效果是：

1)通过全局变换将翼型变成一个单值函数，避免了分裂。旋转几何坐标系后能将前缘放到几何的中心位置，能提高前缘部分的描述精确度。

2)对传统CST方法的改进措施来提高原有方法对翼型前缘部分的敏感度，从而建立起更加适合气动分析的模型，提高优化工作的工作效率。

附图说明

图1是本申请实施例提供的全局转换修正方法在拓扑上的变化的结构示意图。

图2是本申请实施例提供的全局变化修正过程中各个伯恩斯坦多项式分解示意图。

图3是本申请实施例提供的扭转前缘和加宽前缘与初始翼型相比的几何变化步骤图。

图4是本申请实施例提供的扭转前缘和加宽前缘与初始翼型相比在压力分布上的比较示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部份实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合说明书附图对本申请实施例做进一步详细描述。

为了说明前缘区域的定心效应，以NACA0024翼型为研究对象，该翼型在30％弦长处的最大厚度为24％。

本实施例提供了一种翼型前缘CST的全局转换修正方法，具体包括如下步骤：

步骤(1)：使用全局转换CST方法参数化翼型

将翼型旋转并展开，使x轴上的投影为单值，

如图1所示，表面分解的示例。

由于注重于于中间区域，通过参数化描述，原始轮廓的前缘部分可获得更多关注。

如图2所示，应用传统的CST方法后获取该扩展轮廓的参数；该参数可代表明显的物理意义，可用直接参数来精确描述，并且使形状变得更为直观。

通过调整与前缘区域直接相关的参数，获得了四个新生成的翼型，其形状，如图3所示，应用于剖面前缘区域的效果，包括“加宽前缘”和“扭转前缘”。

为对修正的效果进一步说明，本申请实施例对前述的两种变体作为后面气动分析的模型，

步骤(2)：将参数化的翼型进行气动模拟，考量效果

建立了一个3°攻角下马赫数为0.8的CFD算例；选用SST作为湍流模型，并完成网格分析，参考密度0.36kg/m

具体地，在图2中，“加宽”前缘使驻点区域变平，

“扭转”前缘调整实际的局部攻角。

在上述两种情况解释了压力分布的差异，

如图4所示，压力分布变化会给气动设计带来新的要素，在前缘起重要作用的情况下。

例如加宽前缘可以整体抬升当地压力分布，而扭转前缘则可以更加微调地整体降低当地压力分布。

决定空气动力性能随具体参数的变化趋势与问题相挂钩，根据具体情况进行调整。

在上述具体实施方式，这种几何变化的影响如表1所示，其中“加宽前缘”会增加阻力，“扭转前缘”则会降低阻力。

上述实验结果表明：所提的翼型前缘CST的全局转换修正方法能够在翼型前缘产生对于气动设计有作用的几何变化。

表1模型的压力分布状态

本申请实施例还提供了一种翼型前缘CST的全局转换修正装置，该装置包括：至少一个处理单元及至少一个存储单元，其中，所述存储单元存储有程序代码，当所述程序代码被所述处理单元执行时，使得所述处理单元执行第一方面所述方法的步骤。

本申请实施例还提供了一种进行同步的进行检测的可读存储介质，包括程序代码，当所述程序代码在计算设备上运行时，所述程序代码用于使所述计算设备执行检测的方法的步骤。

以上参照示出根据本申请实施例的方法、装置(系统)和/或计算机程序产品的框图和/或流程图描述本申请。应理解，可以通过计算机程序指令来实现框图和/或流程图示图的一个块以及框图和/或流程图示图的块的组合。可以将这些计算机程序指令提供给通用计算机、专用计算机的处理器和/或其它可编程数据处理装置，以产生机器，使得经由计算机处理器和/或其它可编程数据处理装置执行的指令创建用于实现框图和/或流程图块中所指定的功能/动作的方法。

相应地，还可以用硬件和/或软件(包括固件、驻留软件、微码等)来实施本申请。更进一步地，本申请可以采取计算机可使用或计算机可读存储介质上的计算机程序产品的形式，其具有在介质中实现的计算机可使用或计算机可读程序代码，以由指令执行系统来使用或结合指令执行系统而使用。在本申请上下文中，计算机可使用或计算机可读介质可以是任意介质，其可以包含、存储、通信、传输、或传送程序，以由指令执行系统、装置或设备使用，或结合指令执行系统、装置或设备使用。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。