[0039]yLEN= y LE(N D+bN
[0040]zLEN= z le(n d+Cn.PaxlsN.sin(IncidenceN);其中，
[0041]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；Incidence为第N段机翼的安装角；以及下反后的前缘点的坐标与N段之间的表达式具体为:
[0042]xLdN= X Ld(N 1}+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))
[0043]yLdN= y Ld{N D+btenipN.cos (atan (zLEN/yLEN) +DihedralN)
[0044]zLdN= z Ld(N D+Cn.PaxlsN.sin(IncidenceN) +btenpN.sin (DihedralJ
[0045]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；y⑶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
[0046]有利的是，N为正整数。
[0047]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。
[0048]可以理解的是，下述描述用于具体解释上述描述中的各个定义式，定义已知的机翼参数变量包括:
[0049]机翼分段段数:Ν
[0050]参考面积
[0051]展弦比:AR
[0052]翼根前缘参考点坐标:(X。，y。，z0)
[0053]翼根安装角:Incidence。
[0054]各段机翼前缘后掠角=Sweep1,Sweep2,…，Sweepi,…，SweepN
[0055]各段机翼翼尖展向位置占半展长比例=Rb1, Rb2,…Rb1,…，RbN
[0056]各段机翼稍根比=TR1, TR2,…，TR1,…，TRn
[0057]各段机翼扭转角-Twist1, Twist2,…，Twisti,…，TwistN
[0058]各段机翼扭转轴弦向位置
?PaxisO，Paxisl，，^axisiJ ，PaxisN (O ''''''' ^axisi I)
[0059]各段机翼上反角-Dihedral1, Dihedral2,..., Dihedrali,..., DihedralN
[0060]另外，其他相关参数的定义包括:
[0061]安装角:机翼各剖面弦线绕其转轴相对于机身纵轴的转角，与飞机迎角同向；
[0062]扭转角:各段机翼翼尖安装角相对自身翼根安装角之差；
[0063]上反角:翼剖面所在弦线转轴点到对称面内水平基准线的垂线与水平基准面的夹角。
[0064]坐标轴:X轴沿机身指向机尾，Y轴沿展向指向右侧机翼，Z轴与XY平面垂直向上为正。
[0065]参数推导过程为:
[0066]I)翼展:b = (AR.Sref)0-5(式 I)
[0067]2)各段机翼半展长:
[0068]bi= Rb !.b/2
[0069]b2= Rb 2.b/2-Rbi.b/2 = (Rb2-Rb1).b/2
[0070]......
[0071]b；= (Rb ^Rbi J.b/2
[0072]......
[0073]bN= (1-Rb N i).b/2(式 2)
[0074]3)各段机翼弦长:
[0075]根据各段机翼稍根比的定义得到:
[0076]C1= C ο.TR1
[0077]C2= C !.TR2= C 0.TR1.TR2
[0078]......
[0079]C1= C1 !.TR1= C0.TR1.TR2.....TR1
[0080]......
[0081]Cn= Cn !.TRn= C。.TR1.TR2.TR3.....TRn(式 3)
[0082]并根据各段机翼面积(半翼)的定义得到:
[0083]S1= 0.5b !.(CfC1) = 0.5b!.(C0+C0.TR1) = 0.5b!.C0(HTR1)
[0084]S2= 0.5b 2.(CfC2) = 0.5b2.(C0.TRjC0.TR1.TR2) = 0.5b2.C0.TR1 (I+TR2)
[0085]......
[0086]S1= 0.5b ,.(C1 !+C1) = 0.5b,.(C0.TR1.TR2.....TR1 !+C0.TR1.TR2.....TR1)
[0087]= 0.5b,.C0.TR1.TR2.....TR1 ! (1+TR,)
[0088]......
[0089]Sn= 0.5b N.(CN !+Cn) = 0.5bN.(C0.TR1.TR2.....TRn !+C0.TR1.TR2.....TRn)
[0090]= 0.5bN.C0.TR1.TR2.....TRn ! (I+TRn)
[0091]由全机翼面积关系:
[0092]Sref=S(S^SJ-SrdSN)
[0093]= bi.C0(^TR1) +b2.C0.TR1 (I+TR2) +...+b,.C0.TR1.TR2.....TR1 ! (1+TR,) +...+bN.Cq.TR1.TR2.....TRn ! (I+TRn)
[0094]= C0 (bi.(!+TR1) +b2.TR1 (I+TR2) + …+Id1.TR1.TR2.....TR1 ! (1+TR,) +...+bN.TR1.TR2.....TRn Jl+TRn))
[0095]得到:
[0096]C0= S ref/ (bi.(HTR1Hb2.TR1 (I+TR2) + …+Id1.TR1.TR2.....TR1 !(1+TRj+...+bN.TR1.TR2.....TRN1(1+TRN))(式 4)
[0097]将式4)代入式3)可得到=C1, C2,…，C1,…，Cn
[0098]4)根据前面各段机翼的面积定义表达式可获得各段机翼半翼面积:
[0099]S1, S2,…，Si,…，Sn
[0100]5)考虑翼根安装角的翼根前缘点坐标为:
[0101]xLE。= X 0+C。.Paxls0.(1-COS (Incidence。))
[0102]yLE0= y ο
[0103]zLE0= z 0+C0.Paxls0.Sin(Incidence0)
[0104]6)考虑扭转角后各段机翼翼尖前缘点坐标
[0105]根据安装角与扭转角的关系，得到各段机翼翼尖的安装角为:
[0106]Incidence1= Incidencec^Twist1
[0107]Incidence2= Incidence !+Twist2
[0108]......
[0109]Incidencei= Incidence i !+Twisti
[0110]......
[0111]IncidenceN= Incidence N i+TwistN
[0112]通过推导得到考虑扭转角后各段机翼翼尖前缘点的坐标为:
[0113]xLE1= X。(翼根参考点 Hb1.tan (Sweep1) +C1.Paxisl.(1-Cos(Incidence1))
[0114]Ylei= Y o+bi
[0115]zLE1= z o+Ci.Paxlsl.Sin(Incidence1)
[0116]xLE2= X LE1+b2.tan (Sweep2) +C2.Paxis2.(1-cos (Incidence2))
[0117]Yle2= Y LEi+b2
[0118]zLE2= z LE1+C2.Paxls2.Sin(Incidence2)
[0119]......
[0120]xLEi= X LE(i D+b；.tan (Sweepi) +Ci.Paxisi.(1-cos (Incidencei)