CN109726408B - 机翼快速变外形参数建模方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

机翼快速变外形参数建模方法

技术领域

本发明涉及一种机翼快速变外形参数建模方法。

背景技术

对于一个初始机翼模型，其外形参数等还存在着一定的可变化空间，但伴随外形参数的修改，结构有限元模型及气动模型也需作出相应的更新，这样便面临着需要重新建模的问题。尤其在优化过程中，机翼外形参数需要进行多次反复设计修改，大量的设计时间就会消耗在修改模型上，对于较复杂的机翼三维板杆有限元模型，难度尤甚。

有限元模型的建立通常包括几何模型建立、有限元网格划分，定义材料、约束、载荷等必要的过程。几何模型的建立可以在CAD(如CATIA，PRO-E等)软件中实现，也可以在CAE(如MSC.Patran、Ansys)软件中实现。

虽然CAD软件在几何建模方面在几何建模方面具有较高的建模效率，也提供了较为方便的参数化建模方法，但若进行有限元分析还需要将几何模型导入CAE软件，并进行网格划分、定义材料、约束、载荷等工作。目前较为普遍的参数化建模方法都是基于CAD软件实现模型变参重建，再通过CAE软件前处理模块识别才能进入到后续的结构有限元分析。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种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。

本发明的有益效果包括：

1)本发明确立了在具有初始模型的前提下，无需接入CAD软件，仅对初始模型文件的点的坐标进行更改的情况下，改变初始模型内翼展弦比、外翼展弦比、内翼根梢比、外翼根梢比、内翼上反角、外翼上反角、后掠角、翼根位置翼尖位置和机翼转折位置这三个位置的前梁和后梁弦向占比(计六个参数)，总计十三个参数后，得到新模型的一套快捷有效的方法。

2)本发明消除了更改参数后重新建模困难或接入CAD软件进行跨平台变参的繁琐操作，通过对整个机翼模型所有点的坐标进行伸缩变换，得到了与初始机翼构型相同的新机翼。本发明不仅可以用作迅速生成新机翼(新机翼与原始机翼构型需一致)，而且可以接入机翼优化的过程中，对初始机翼的外形参数进行优化，得到机翼的最佳外形。

附图说明

图1是机翼有限元模型坐标系示意图。

图2是机翼有限元模型简化后的平面投影与外形参数说明的示意图。

图3是说明机翼有限元模型内部翼梁占比参数的示意图。

图4是阐明机翼关键点及比例系数计算方法的示意图。

图5是阐明翼盒内翼部分新角点计算方法的示意图。

图6是根据本发明的一个实施例的机翼的变参方法的流程图。

图7是图6中“单个梯形区域的变参”步骤的子流程图。

图8是验证变参方法所使用的初始机翼。

图9是变后掠角后模型2的示意图。

图10是变内翼展弦比后模型3的示意图。

图11是变外翼上反角后模型4的示意图。

具体实施方式

表1：对变参过程涉及的总体外形参数的说明

在上述现有技术的参数化建模方法中，由于整个过程需要采用两种软件，会给分析带来不便，因此，本发明人提出了本发明的建模方法；本发明的该方法即基于这样的情况——在实际优化的过程中往往已经具备了初始模型。

根据本发明的一个具体实施例，基于MSC.PATRAN软件平台，使用Fortran语言编程修改初始模型点的坐标，建立了变化外形参数后的新模型。

根据本发明的其他实施例适用于其他软件平台的机翼各类结构模型及气动模型，在改变初始模型内翼展弦比、外翼展弦比、内翼根梢比、外翼根梢比、内翼上反角、外翼上反角、后掠角、翼根位置翼尖位置和机翼转折位置这三个位置的前梁和后梁弦向占比(计六个参数)，总计十三个参数后，通过修改初始模型点的坐标，可快速新建对应的模型。

机翼外形参数改变后，虽然模型发生了改变，但机翼的基本结构形式保持不变。所以变参只需改变点的位置即可，在MSC.Patran&Nastran的软件中便体现为对于所有GRID卡片坐标值的修改。所以，变参后重建模型的核心在于两点：一是建立初始模型关键点的位置与外形参数的函数关系；二是找到初始模型的所有点和新模型点之间的位置函数关系，生成新的GRID卡片。这两点即为本方法的核心，前者在CAD软件参数化建模中被广泛应用，后者则是本发明中首先提出和明确的。

在介绍根据本发明的建模方法前，首先对其机翼变参过程中涉及到的参数进行说明。参数包括两类：机翼外形参数和初始关键点参数。

外形参数有：内翼展弦比；外翼展弦比；内翼根梢比；外翼根梢比；内翼上反角；外翼上反角；后掠角；前梁和后梁分别在翼根位置、翼尖位置、机翼转折位置这三个位置的弦向占比(计六个参数)；总计十三个参数。各外形参数的介绍以初始模型为例进行说明，见表1。这十三项外形参数在变参前由使用者决定输入，或在优化过程中随机产生。

初始关键点参数有：翼根前缘点A₁；翼根后缘点A₂；机翼转折位置前缘点A₃；机翼转折位置后缘点A₄；翼稍前缘点A₅；翼稍后缘点A₆；翼根处、翼尖处和机翼转折位置处的前梁点的位置(依次为B₁、B₃、B₅)；翼根处、翼尖处和机翼转折位置处的后梁点的位置(依次为B₂、B₄、B₆)；总计12个点的x,y,z轴位置参数。这些参数是初始模型的参数，A₁-A₆的位置如图2所示，B₁-B₆的位置如图3所示。在整个变参过程中A₁、A₂不发生改变。初始关键点位置如图2、图3所示。

根据本发明的一个实施例的模型坐标系的选取如图1所示，机翼有限元模型外部轮廓在x_y的简化平面投影如图2所示。

介绍完各参数后，以下详细描述根据本发明的机翼快速变外形参数建模方法，其包括：

第一步，计算新的关键点位置

翼根处前后缘点A₁、A₂固定，机翼外形参数改变后，其余的关键点位置随之改变，需计算出其他关键点的新位置。

如图2所示，机翼可以从机翼转折处分为内翼和外翼。这样，机翼的平面外形可以看做两个连接着的梯形，分别对应机翼的内翼和外翼。例如，机翼内翼可以等效为如图4所示的梯形。

就一个梯形区域而言，如图4所示，所给的输入参数相当于已知了这个梯形四个角点A₁、A₂、A₃、A₄的原始位置坐标，A₁、A₂两点不变，新角点A′₃、A′₄(分别对应A₃、A₄)位置及新展长l′₁计算公式如下(带上标与不带上标分别对应变参后机翼和初始机翼)：

l′₁＝b₀·λ′₁

其中，带上标的符号对应变参后机翼参数，不带上标的符号对应初始机翼参数，所有其余点坐标值的表示方式以此类推。l₁′,λ₁′,η₁′,τ₁′,χ′分别表示变参后机翼内翼展长、内翼展弦比、内翼根梢比、内翼上反角和后掠角；l₁,λ₁,η₁,τ₁,χ分别表示初始的机翼内翼展长、内翼展弦比、内翼根梢比、内翼上反角和后掠角；b₀为初始机翼根部弦长，变参后不发生改变，

分别为点A₃′的x,y,z三个方向坐标值，

分别点A₄′的x,y,z三个方向坐标值，

分别点A₁′的x,y,z三个方向坐标值，

即点A₂′的z轴坐标值。

第二步，如图4所示，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。根据三角形的相似性，计算公式如下：

其中，其中，

分别为点P₀,Q₀,G₀,A₁,A₂的y轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,A₃,A₄,P₀,Q₀的x轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,P₀,Q₀的z轴坐标值，l₁为初始机翼内翼展长，τ₁为初始机翼内翼上反角。

第三步，计算比例系数

在经由第一步计算得到关键点位置和第二步计算得到P₀,Q₀,G₀三点坐标后，需要建立模型中任意一点与关键点位置之间的函数关系。如图4所示，方框中为机翼中间任意位置的横截面简图。就一个梯形区域而言，读入初始模型内翼处任何一点G₀的x,y,z轴的坐标值，计算其展向比例系数为

弦向比例系数

和厚度方向比例系数

其中，

分别为点G₀,P₀,Q₀的x轴坐标，

为点A₁的y轴坐标，

分别为点G₀,P₀的z轴坐标，l₁为初始机翼内翼展长。

第四步，计算得出变参后点P₀′、Q₀′点(对应初始机翼的P₀、Q₀点)的坐标，方法和第二步一致，计算公式如下：

其中，其中，

分别为点P₀′,Q₀′,G₀′,A₁′,A₂′,A₁的y轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,A₃′,A₄′,P₀′,Q₀′的x轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,P₀′,Q₀′的z轴坐标值，l₁′为变参后新机翼的内翼展长，k₁为展向比例系数，τ₁′为变参后新机翼的内翼上反角。

第五步，通过比例系数的逆向计算，输出变参后点G₀′的全部位置信息，计算公式如下：

其中，

分别为点G₀′,P₀′,Q₀′的x轴坐标，

为点A₁的y轴坐标，

分别为点G₀′,P₀′的z轴坐标，l₁′为变参后新机翼内翼展长。

以上即根据本发明的一个实施例的具体变参建模方法。

对于如图1整个机翼包括两段梯形区域的情况而言，先计算内翼，内翼计算完毕后，内翼稍处的A′₃、A′₄点作为外翼根处不变的点，同理计算出外翼稍新的关键点A′₅、A′₆位置。

外翼部分计算方法完全相同。若机翼带小翼，则为三段梯形区域；同样的，若机翼为飞翼构型，可能会增加机翼转折处的位置，相应地增加梯形区域即可。

以下为前后梁在翼根位置、翼尖位置、机翼转折位置的弦向占比这六个参数变参后点的位置计算方法。根据本发明的一个具体实施例，此步骤被作为变参的第一步，即先改变前后梁占比，得到整个模型新的点坐标文件，在此文件基础上再改变其他外形参数，得到最终的点坐标文件。

如图3所示，B₁ B₃ B₄ B₂、B₃ B₅ B₆ B₄分别标出了两个梯形区域，这两部分组成机翼有限元模型的翼盒部分。给定六个占比参数后，投影在翼盒内的所有点的z,y轴坐标不变，相当于仅对翼盒部分作了x方向的拉伸收缩变换，各点x轴新坐标值的计算方法和前文相同。

需要注意的是，对机翼外形要求较精细的气动模型一般不存在此部分步骤，改变前后梁占比一般仅针对结构有限元模型，外形要求不需要非常精细。另外，在实际应用中各占比参数的变化范围一般较小，例如前后梁新位置与原位置在弦向的距离，不超过此处弦长的5％(此比例根据使用的精度要求界定)，故仅对点的x轴坐标进行改变，z,y轴坐标不变。(如果各占比参数的变化范围较大或者有限元模型外形要求较精细，则不适用此方法进行前后梁弦向占比的变参。)

以翼盒内翼部分平面投影后的梯形区域为例，与前文所述方法相比，区别在于第一步，梯形四个角点B₁ B₃ B₄ B₂的坐标，均由新的占比参数m₁′、m₂′、n₁′、n₂′(定义见表1，加上标与初始机翼区分)给定。

如图5所示，新的四个角点B₁′B₃′B₄′B₂′的x轴坐标值计算公式如下(在初始机翼的基础上改变前后梁占比)：

接下来计算此区域内任一点新坐标，如图5，方框中为翼盒任意位置的横截面简图，R₀、J₀为上下两短线中点。点R₀、J₀、T₀分别对应前文的P₀、Q₀、G₀点，相同的方法计算弦向比例系数k₂，再逆向计算出变占比参数后的点T₀的x轴坐标即可。

整个机翼(以常规布局的机翼进行说明，即仅有内翼和外翼两段梯形区域的机翼)的变参流程如图6所示，其中“单个梯形区域的变参”步骤包含“单个梯形区域的变参”子流程。

图6中“单个梯形区域的变参”这一步骤的子流程图如图7所示。

根据本发明的变参建模方法的实例验证：

图8为初始机翼有限元模型，为方便对比，模型1-3(如图9-11所示)仅改变一个外形参数，具体如表2所示：

表2：模型1-3的变参详情

模型1：机翼后掠角初始53°，变为65°。
	模型2：机翼内翼展弦比初始1.61，变为1.4。
模型3：机翼外翼上反角初始1.1°，变为5.0°。

图8-11中，所有的虚线部分勾勒出了初始机翼的外轮廓。图8为初始机翼，改变后掠角后如图9所示，从图中可以看出整个机翼后掠角(后掠角定义如图2中的χ角所示)按照给定的新参数发生变化。

图10为给定新的内翼展弦比后的模型，虚线轮廓为初始机翼，新机翼与初始机翼相比内翼展向明显变短，整个机翼也较初始机翼展向变短。

图11为给定新的外翼上反角后的模型，左侧的虚线轮廓为初始机翼，右侧的虚线显示了初始机翼外翼上反程度，从图中可以看出整个机翼外翼上反角按照给定的新参数发生了变化。

本发明确立了在具有初始模型的前提下，无需接入CAD软件，仅对初始模型文件的点的坐标进行更改的情况下，改变初始模型内翼展弦比、外翼展弦比、内翼根梢比、外翼根梢比、内翼上反角、外翼上反角、后掠角、翼根位置翼尖位置和机翼转折位置这三个位置的前梁和后梁弦向占比(计六个参数)，总计十三个参数后，得到新模型的一套快捷有效的方法。

本发明消除了更改参数后重新建模困难或接入CAD软件进行跨平台变参的繁琐操作，通过对整个机翼模型所有点的坐标进行伸缩变换，得到了与初始机翼构型相同的新机翼。本发明不仅可以用作迅速生成新机翼(新机翼与原始机翼构型需一致)，而且可以接入机翼优化的过程中，对初始机翼的外形参数进行优化，得到机翼的最佳外形。

Claims (3)

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文件中的包含模型所有点的位置信息的GRID卡片的读取，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P₀′,Q₀′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。

2.根据权利要求1所述的建模方法，其特征在于：

常规机翼分为内翼和外翼两段梯形区域；

当机翼带小翼，则为三段梯形区域处理；

当机翼为多于三段梯形区域的飞翼构型，等于增加了机翼转折处的位置，相应增加梯形区域即可，计算的顺序由靠近机翼根部的梯形区域到靠近翼尖的梯形区域依次进行。

3.根据权利要求1所述的建模方法，其特征在于：

步骤B1)中，对于由A₁、A₂、A₃、A₄围成的梯形区域的机翼内翼的平面投影面，由所给的初始关键点参数，已知了该梯形区域的四个角点A₁、A₂、A₃、A₄的原始位置坐标，

其中，A₁、A₂两点位置固定不变，分别对应A₃、A₄的新角点A₃′、A₄′的位置及新展长l₁′计算公式如下：

l₁′＝b₀·λ₁′

其中，

带上标的符号对应变参后机翼参数，不带上标的符号对应初始机翼参数，

l₁′,λ₁′,η₁′,τ₁′,χ′分别表示变参后机翼内翼展长、内翼展弦比、内翼根梢比、内翼上反角和后掠角；l₁,λ₁,η₁,τ₁,χ分别表示初始的机翼内翼展长、内翼展弦比、内翼根梢比、内翼上反角和后掠角；b₀为初始机翼根部弦长，变参后不发生改变，

分别为点A₃′的x,y,z三个方向坐标值，

分别点A₄′的x,y,z三个方向坐标值，

分别点A₁′的x,y,z三个方向坐标值，

即点A₂′的z轴坐标值，

在步骤B2)中，计算G₀点所在横截面的前缘点P₀和后缘点Q₀的坐标值的操作按照如下公式进行确定：

其中，

分别为点P₀,Q₀,G₀,A₁,A₂的y轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,A₃,A₄,P₀,Q₀的x轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,P₀,Q₀的z轴坐标值，l₁为初始机翼内翼展长，τ₁为初始机翼内翼上反角，

在步骤B3)中，展向比例系数k₁、弦向比例系数k₂、厚度方向比例系数k₃按照如下公式进行确定：

其中，

分别为点G₀,P₀,Q₀的x轴坐标，

为点A₁的y轴坐标，

分别为点G₀,P₀的z轴坐标，l₁为初始机翼内翼展长，

在步骤B4)中，变参后的G₀′所在横截面的前后缘点P₀′、Q₀′的坐标按照如下公式进行确定：

其中，

分别为点P₀′,Q₀′,G₀′,A₁′,A₂′,A₁的y轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,A₃′,A₄′,P₀′,Q₀′的x轴坐标值，

分别为点A₁,A₂,P₀′,Q₀′的z轴坐标值，l₁′为变参后新机翼的内翼展长，k₁为展向比例系数，τ₁′为变参后新机翼的内翼上反角，

在步骤B5)中，对比例系数进行逆向计算，得出点G₀变参后的点G₀′的全部坐标的操作按照如下公式进行确定：

其中，

分别为点G₀′,P₀′,Q₀′的x轴坐标，

为点A₁的y轴坐标，

分别为点G₀′,P₀′的z轴坐标，l₁′为变参后新机翼内翼展长。

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