一种调整翼类模型的方法及调整翼类模型的系统的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种调整翼类模型的方法及调整翼类模型的系统。
【背景技术】
[0002]在飞机气动布局设计中，为了获得更好的气动性能，类似机翼的复杂多拐折翼身融合布局设计受到了广泛关注，针对这种布局，可以根据机翼前后缘的拐折位置将其看作具有多个分段的梯形翼，则其外形可简化为具有多个分段且前后缘呈直线的机翼模型。
[0003]目前，机翼平面形状的参数表示主要针对固定平面形状且分段段数一定的机翼，采用展弦比、参考面积、前缘后掠角和稍根比即可唯一确定机翼平面形状，当需要改变机翼段数时，则需要增加设计参数，包括拐折处展向展位、第二段机翼稍根比等，从而需要重新建立参数化模型，增大了工作量。
[0004]因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0005]本发明的目的在于提供一种调整翼类模型的方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
[0006]为实现上述目的，本发明提供一种调整翼类模型的方法。所述调整翼类模型的方法包括:赋予翼类模型参数，建立翼类模型，其中，所述翼类模型包括N个分段；确定受翼类模型段数影响的各个参数并生成各个参数与N段之间的表达式；任意改变翼类模型中的N的取值，根据各个参数与N段之间的表达式，相应调整所述翼类模型中的参数数值，从而建立调整后的翼类模型。
[0007]优选地，所述翼类模型参数包括:机翼分段段数、翼根前缘点的坐标、翼根安装角、各段机翼前缘后掠角、各段机翼半展长、各段机翼弦长、各段机翼扭转角、各段机翼扭转轴在翼弦上的位置、各段机翼下反角、各段机翼翼尖前缘点的坐标；
[0008]所述受翼类模型段数影响的各个参数包括:各段机翼前缘后掠角、各段机翼半展长、各段机翼弦长、各段机翼扭转角、各段机翼扭转轴在翼弦上的位置、各段机翼下反角、各段机翼翼尖前缘点的坐标。
[0009]优选地，各段机翼半展长与N段之间的表达式具体为:bN= (1-Rb N ^.b/2，其中，bN为第N段机翼的半展长；Rb N i为第N-1段的机翼翼尖展向位置占半展长比例；b为展长。
[0010]优选地，各段机翼弦长与N段之间的表达式具体为:CN= Cni.TRn，其中，Cn为第N段的机翼的翼尖弦长；CN i为第N-1段的机翼弦长；TRN为第N段机翼的梢根比，其中，N大于1
[0011]优选地，当N等于I时，Cn i为翼根弦长，Cn为翼根弦长。
[0012]优选地，所述各段机翼前缘后掠角、所述各段机翼扭转角以及所述各段机翼下反角的数量为N个；所述各段机翼扭转轴在翼弦上的位置的数量为N+1个。
[0013]优选地，所述各段机翼翼尖前缘点的坐标包括扭转后的前缘点的坐标以及下反后的前缘点的坐标，其中，首先确定扭转后的前缘点的坐标，在确定所述扭转后的前缘点的坐标的基础上确定所述下反后的前缘点的坐标。
[0014]优选地，所述扭转后的前缘点的坐标与N段之间的表达式具体为:
[0015]Xlen= xle(n 1}+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))
[0016]yLEN= y LE(N D+bN
[0017]zLEN= z le(n d+Cn.PaxlsN.sin(IncidenceN);其中，
[0018]为翼类模型中X轴的第N段机翼的扭转后的前缘点的坐标为翼类模型中Y轴的第N段机翼的扭转后的前缘点的坐标为翼类模型中Z轴的第N段机翼的扭转后的前缘点的坐标；x_ 1}为翼类模型中X轴的第N-1段机翼的扭转后的前缘点的坐标；yLE{N 1}为翼类模型中Y轴的第N-1段机翼的扭转后的前缘点的坐标；z_ 1}为翼类模型中Z轴的第N-1段机翼的扭转后的前缘点的坐标；bN为第N段机翼的半展长；CN为第N段的机翼的翼尖弦长；SweepN为第N段机翼的前缘后掠角；P axlsN为第N段机翼扭转轴在翼弦上的位置；InCidenCeN为第N段机翼的安装角；以及所述下反后的前缘点的坐标与N段之间的表达式具体为:
[0019]xLdN= X Ld(N 1}+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))
[0020]yLdN= y Ld{N D+btenipN.cos (atan (zLEN/yLEN) +DihedralN)
[0021]zLdN= z Ld(N D+Cn.PaxlsN.sin(IncidenceN) +btenpN.sin (DihedralJ
[0022]χωΝ为翼类模型中X轴的第N段机翼的下反后的前缘点的坐标；y 为翼类模型中Y轴的第N段机翼的下反后的前缘点的坐标；ζωΝ为翼类模型中Z轴的第N段机翼的下反后的前缘点的坐标；χω(Ν 1}为翼类模型中X轴的第N-1段机翼的下反后的前缘点的坐标；yLd{N 1}为翼类模型中Y轴的第N-1段机翼的下反后的前缘点的坐标；z Ld{N 1}为翼类模型中Z轴的第N-1段机翼的下反后的前缘点的坐标；bN为第N段机翼的半展长；C N为第N段的机翼的翼尖弦长；SweepN为第N段机翼的前缘后掠角；P axlsN为第N段机翼扭转轴在翼弦上的位置；InCidenCeN为第N段机翼的安装角；y _为翼类模型中Y轴的第N段机翼的扭转后的前缘点的坐标；z_为翼类模型中Z轴的第N段机翼的扭转后的前缘点的坐标；b 一为
((w...+bN) 2+zlen2) α5ο
[0023]优选地，其特征在于，所述N取正整数。
[0024]本发明还提供了一种调整翼类模型系统，所述调整翼类模型系统用于如上所述的调整翼类模型的方法，所述调整翼类模型系统包括:生成参数表达式单元，用于生成参数表达式；调用单元，用于调用生成参数表达式单元内的参数表达式；计算单元，用于通过所述调用单元调用的参数表达式计算参数数值；模型生成单元，所述模型生成单元用于生成翼类模型；人机交互单元，所述人机交互单元用于控制所述模型生成单元以及生成参数表达式单元，并用于显示所述模型生成单元生成的翼类模型。
[0025]本发明中的调整翼类模型的方法生成各个参数与N段之间的表达式，从而能够通过任意改变翼类模型中的N的取值，根据各个参数与N段之间的表达式，相应调整所述翼类模型中的参数数值，从而建立调整后的翼类模型。相对于现有技术，无需重新建立模型，即可获得改变N的取值后的翼类模型。
【附图说明】
[0026]图1是根据本发明一实施例的调整翼类模型的方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0027]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0028]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0029]图1是根据本发明一实施例的调整翼类模型的方法的流程示意图。
[0030]如图1所示的调整翼类模型的方法包括:赋予翼类模型参数，建立翼类模型，其中，所述翼类模型包括N个分段；确定受翼类模型段数影响的各个参数并生成各个参数与N段之间的表达式；任意改变翼类模型中的N的取值，根据各个参数与N段之间的表达式，相应调整所述翼类模型中的参数数值，从而建立调整后的翼类模型。
[0031 ] 具体地，在本实施例中，翼类参数包括:机翼分段段数、翼根前缘点的坐标、翼根安装角、各段机翼前缘后掠角、各段机翼半展长、各段机翼弦长、各段机翼扭转角、各段机翼扭转轴在翼弦上的位置、各段机翼下反角、各段机翼翼尖前缘点的坐标；
[0032]受翼类模型段数影响的各个参数包括:各段机翼前缘后掠角、各段机翼半展长、各段机翼弦长、各段机翼扭转角、各段机翼扭转轴在翼弦上的位置、各段机翼下反角、各段机翼翼尖前缘点的坐标。
[0033]在本实施例中，各段机翼半展长与N段之间的表达式具体为:bN= (1-Rb N ^ *b/2,其中，bN为第N段机翼的半展长；Rb N i为第N-1段的机翼翼尖展向位置占半展长比例；b为展长。
[0034]在本实施例中，各段机翼弦长与N段之间的表达式具体为:CN= Cni.TRn，其中，Cn为第N段的机翼的翼尖弦长；CN i为第N-1段的机翼弦长；TRN为第N段机翼的梢根比，其中，N大于I。当N等于I时，Cn i为翼根弦长，C N为翼根弦长。
[0035]可以理解的是，各段机翼前缘后掠角、各段机翼扭转角以及各段机翼下反角的数量为N个；各段机翼扭转轴在翼弦上的位置的数量为N+1个。
[0036]可以理解的是，各段机翼翼尖前缘点的坐标包括扭转后的前缘点的坐标以及下反后的前缘点的坐标，其中，首先确定扭转后的前缘点的坐标，在确定所述扭转后的前缘点的坐标的基础上确定所述下反后的前缘点的坐标。
[0037]在本实施例中，扭转后的前缘点的坐标与N段之间的表达式具体为:
[0038]Xlen= X le(n 1}+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))