)
[0121]Yle1= Yle^ D^1
[0122]zLEl= z LE{1 d+C1.Paxlsl.Sin(Incidence1)
[0123]......
[0124]Xlen= X le(n 1}+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))
[0125]Ylen = Y le(n i)+bN
[0126]Zlen= z le(n d+Cn.PaxisN.sin(IncidenceN)
[0127]7)考虑下反角后各段机翼翼尖前缘点坐标
[0128]各段机翼翼尖纵剖面弦线上前缘点至水平基准线的垂直距离(扭转后):
[0129]btenpl= (b/+Zlei2)0-5
[0130]btenp2 = ((b i+b2) 2+zLE22) α 5
[0131]......
[0132]btenpN= ((b ^b2+-+bN)2+zLEN2)0.5
[0133]考虑下反角后机翼翼尖的前缘点坐标为:
[0134]xLdl= X ^hl.tan (Sweep1) +C1.Paxisl.(1-cos (Incidence1))
[0135]yLdl= y o+btempi.COS (atan (zLE1/yLE1) +Dihedral1)
[0136]Zldl= z o+Cj.Paxisl.sin(Incidence1) +btempl.sin(Dihedral1)
[0137]xLd2= X Ldl+b2.tan (Sweep2) +C2.Paxis2.(1-cos (Incidence2))
[0138]yLd2= y Ldi+btemp2.cos (atan (zLE2/yLE2) +Dihedral2)
[0139]zLd2= z Ldl+C2.Paxls2.sin (Incidence2)+btenp2.Sin(Dihedral2)
[0140]......
[0141]xLdi= X Ld(i D+b；.tan (Sweepi) +Ci.Paxisi.(1-cos (Incidencei))
[0142]yLdi= y Ld{i D+btenipi.cos (atan (zLEi/yLEi) +Dihedral；)
[0143]zLdl= z Ld(l D+C1.Paxlsl.SinClncidence1Hbtenpi.Sin(Dihedral1)
[0144]......
[0145]xLdN= X Ld(N 1}+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))
[0146]yLdN= y Ld{N D+btenipN.cos (atan (zLEN/yLEN) +DihedralN)
[0147]zLdN= z Ld(N D+Cn.PaxlsN.sin(IncidenceN) +btenpN.sin (DihedralJ
[0148]根据以上参数推导过程，即可获得表达整个机翼外形的数据，确定整个机翼的平面外形。
[0149]最后需要指出的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
【主权项】
1.一种调整翼类模型的方法，其特征在于，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。2.如权利要求1所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，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； 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。3.如权利要求2所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，各段机翼半展长与N段之间的表达式具体为:bN= (1-Rb N i).b/2，其中， bN为第N段机翼的半展长；RbN 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。4.如权利要求2所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，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；C N i为第N-1段的机翼弦长；TR N为第N段机翼的梢根比，其中，N大于I。5.如权利要求4所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，当N等于I时，CN i为翼根弦长，Cn为翼根弦长。6.如权利要求2所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，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。7.如权利要求2所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，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。8.如权利要求7所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，所述扭转后的前缘点的坐标与N段之间的表达式具体为: Xlen= X le(n i)+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN))Ylen 一 Y le (n i)+t)N zLEN — Z LE (N 1)+Cn.PaxisN.SlIl (?Π0??ΘΠ0ΘΝ);其中， 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；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.’XLE(N 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_ D为翼类模型中Y轴的第N-ι段机翼的扭转后的前缘点的坐标;zLE(N 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；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；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: xLdN= X Ld(N i)+bN.tan (SweepN) +Cn.PaxisN.(1-cos (IncidenceN)) YLdN= y Ld(N D+btempN.cos (atan (zLEN/yLEN) +DihedralJ zLdN= z Ld(N D+Cn.PaxisN.sin(IncidenceN) +btempN.sin (DihedralN) 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.’xLd(N 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；y 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;ZLd(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；Incidence为第N段机翼的安装角为翼类模型中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；b _为((b ^b2+-1 I \ 2, 2\ 0.5+bN) +zLEN ) ο9.如权利要求1至8中任意一项所述的调整翼类模型的方法，其特征在于，所述N取正整数。10.一种调整翼类模型系统，其特征在于，所述调整翼类模型系统用于如权利要求1至9中任意一项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。
【专利摘要】本发明公开了一种调整翼类模型的方法及调整翼类模型的系统。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。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。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105173112
【申请号】
【发明人】侯粉, 李军府, 付清, 史娟娟
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年12月23日
【申请日】2015年8月14日