CN111563295B - 一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法 - Google Patents

一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，将滑翔机参数化外形分为平面形状和截面形状；生成前端贝塞尔曲线、前端直线翼型、后端贝塞尔曲线和后端直线翼型的参数方程；计算截面翼型的变化量，将变化量施加到已选择的截面形状基准翼型曲线上，得到变化后的截面翼型参数；计算各截面翼型对应的展长值和高度值，得到参数化外形实际截面翼型的坐标值；组合滑翔机平面形状参数和截面翼型参数，曲线组放样得到实际的滑翔机几何外形。本发明可以有效进行翼身融合水下滑翔机等多种相似类型滑翔机的参数化，适用范围广，参数意义明确，方便翼身融合水下滑翔机的外形设计和优化，为滑翔机水动力性能的研究解决参数化问题。

Description

一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法
技术领域
本发明属于水下滑翔机设计技术领域，涉及一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法。
背景技术
水下滑翔机作为一种新型水下航行器，它通过调节浮力来改变运动状态,并将机翼上的升力转换成推进力。其具有航行时间久、航行距离远、耗能低等特点，为监测海洋环境和勘探自然资源提供了方便，因而受到了广泛关注。翼身融合水下滑翔翼作为一种非常规布局的水下滑翔机，其采用的翼身融合技术使得滑翔机具有更高的升阻比，各项性能指标都有较大的提高，能够明显的提高滑翔效率。翼身融合水下滑翔机外形由大量曲线和曲面构成，模型十分复杂，对其进行参数化是进行滑翔机外形设计和优化的必要过程，目前针对水下翼身融合滑翔机外形优化设计需要一套鲁棒高效的参数化方法。现有的参数化方法在翼身融合水下滑翔机外形设计领域应用较少，且存在控制复杂、鲁棒性差、外形变化范围小的缺点，在滑翔机外形优化设计中应用存在一定局限。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，解决现有翼身融合水下滑翔机外形如何进行参数化的问题，同时使得参数化设计变量具有明确意义，方便进行参数优化。
技术方案
一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：将翼身融合水下滑翔机的几何外形分为平面形状和截面形状，在三维笛卡尔坐标系下的投影为平面形状和截面形状；
步骤2：滑翔机的平面形状共包含十个控制点，给定控制点坐标可计算出平面形状的型线；所述十个控制点分别为：后端贝塞尔起始点C1、后端贝塞尔控制点1C2、后端贝塞尔控制点2C3、后端贝塞尔终止点C4、后端直线翼型终止点C5、前端直线翼型起始点C6、前端贝塞尔起始点C7、前端贝塞尔控制点1C8、前端贝塞尔控制点2C9、前端贝塞尔终止点C10；
由给定的控制点坐标值能够计算得到平面形状的型线；
步骤3：将滑翔机的平面形状外形沿展长方向分为前端贝塞尔曲线、前端直线翼型、后端直线翼型和后端贝塞尔曲线；前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线包含4个控制点，分别由4个控制点坐标值计算得到三次贝塞尔曲线；前端直线翼型和后端直线翼型均包含2个控制点，分别由2个控制点计算得到一次直线；
步骤4：将滑翔机平面形状上的曲线翼型采用贝塞尔曲线组控制，翼型前、后端贝塞尔曲线均由4个控制点根据其坐标值计算得到；
步骤5：将前端贝塞尔曲线、后端贝塞尔曲线、前端直线翼型和后端直线翼型带入滑翔机平面形状坐标系内，相互连接，同时将滑翔机翼型翼梢处控制点和最大高度处控制点用直线相连，构成完整的滑翔机平面形状；
步骤6：对每一个滑翔机截面形状确定5个独立的翼型参数；
步骤7：由给定截面形状的5个翼型参数计算每一个截面的在标准翼型曲线上的变化量，将计算得到的截面形状翼型变化量添加到标准翼型曲线上得到变化后截面形状的点坐标；
步骤8：根据已得到的滑翔机平面形状型线计算每一处截面形状的长度和高度值；
由已经获得的滑翔机平面形状的参数方程和每一个截面形状翼型在翼身融合水下滑翔机实际三维坐标下的位置，对变化后的截面翼型形状的坐标点进行坐标变换，将变化后截面翼型转化为滑翔机参数化外形的实际截面翼型坐标。首先根据已得到的滑翔机平面形状参数方程确定前端贝塞尔曲线与后端贝塞尔曲线在对应截面翼型处的坐标值,如第一个截面翼型处坐标值(XFsec1,YFsec1),(XBsec1,YBsec1)、上端直线翼型与下端直线翼型在对应截面翼型处的坐标值，如第五个截面翼型处坐标值(XFsec5,YFsec5),(XBsec5,YBsec5)；进一步已获得的每一个截面翼型处对应的坐标值，计算得到对应截面翼型的展长值和高度值：
第一个截面翼型：
ELsec1＝YFsec1-YBsec1
HLsec1＝XBsec1
第五个截面翼型：
ELsec5＝YFsec5-YBsec5
HLsec5＝XBsec5
重复计算得到所有截面翼型对应的展长值和高度值；
步骤9：根据每一处截面形状的长度和高度值，将计算得到的变化后截面形状转化为滑翔机实际的截面形状；
已获得的滑翔机所有截面翼型所对应的截面形状展长值和高度值，经坐标变换，将变化后的截面翼型坐标变换成参数化外形的实际坐标值，其坐标变换关系为：
Xsec＝ELsec*ysec+HLsec
Ysec＝ELsec*xsec
Zsec＝zsec；
步骤10：将每一个截面形状按照给定的坐标值插入到平面形状内，构成滑翔机的外形型线；
步骤11：根据已经获得的滑翔机外形型线，进行曲线组放样，形成完整的翼身融合水下滑翔机的外形参数化文件；
利用翼身融合水下滑翔机的参数化外形进行曲线组放样，其中第一次放样：选择前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线作为滑翔机几何外形的第一段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第一段截面翼型，进行曲线组放样；之后进行第二次放样：选择前端直线翼型和后端直线翼型作为滑翔机几何外形的第二段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第二段截面翼型，进行曲线组放样；最后将两次放样的外形形成联合体生成翼身融合水下滑翔机的几何外形。
所述步骤4中由给定的滑翔机平面形状控制点坐标值计算滑翔机平面形状的参数方程，其中后端贝塞尔曲线控制点的坐标分别为：C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)；后端直线翼型控制点坐标分别为：C4(Z3,D4)、C5(L,D5)；前端直线翼型控制点坐标分别为：C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)；前端贝塞尔曲线控制点坐标分别为：C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)；平面形状控制点的坐标关系有：
xC1＝xC10
yC1＝yC2
(yC3-D4)/(D5-D4)＝(Z4-Z3)/(L-Z3)
xC4＝xC7
xC5＝xC6
yC6＝D5+D3
yC7＝D2+D4
(yC8-yC6)/(yC6-yC7)＝(xC8-L)/(Z3-L)
yC9＝yC10
由给定的控制点坐标值C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)计算后端三次贝塞尔曲线的参数方程：
B-Bezier(t)＝C1*(1-t)3+3*C2*t(1-t)2+3*C3*t2(1-t)+C4*t3,t∈[0,1]
由给定的控制点坐标值C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)计算前端三次贝塞尔曲线的参数方程：
F-Bezier(t)＝C10*(1-t)3+3*C9*t(1-t)2+3*C8*t2(1-t)+C7*t3,t∈[0,1]
由给定的控制点坐标值C4(Z3,D4)、C5(L,D5)计算后端一次直线翼型的参数方程：
B-LineControl:C4(Z3,D4)C5(L,D5)
B-Line:(y-D4)/(D5-D4)＝(x-Z3)/(L-Z3)
由给定的控制点坐标值C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)计算前端一次直线翼型的参数方程：
F-LineControl:C6(L,Y6)C7(Z3,Y7)
F-Line:(y-Y6)/(Y7-Y6)＝(x-L)/(Z3-L)
后端贝塞尔曲线与前端贝塞尔曲线由其给定控制点的坐标值计算得到曲线方程后，将曲线离散成固定数量的坐标型值点，再利用B样条曲线拟合获得的型值点，保证贝塞尔曲线与直线翼型相交点处斜率一致，获得最终的前、后端贝塞尔曲线型值点坐标。
所述步骤6中翼型截面形状的集合参数主要包括：翼型的弦长、最大厚度、最大弯度、前缘位置、后缘位置、上弧面、下弧面和中弧面；
滑翔机截面形状的基准翼型为标准NACA对称翼型，采用CST法对标准NACA对称翼型进行参数化，实现截面翼型形状的任意变化；选取翼型上型线的5个参数作为设计变量，下型线根据上型线进行对称获得；CST法对所选择的基准翼型的类函数和型函数进行相应变换获得新翼型的翼型型值点坐标，其数学表达式为：
Y＝C(x)S(x)+T(x)
C(x)＝xN1*(1-x)N2
Figure GDA0003588174980000051
T(x)＝x*yTE
其中因为参数化时翼型截面形状的基准翼型采用标准NACA对称翼型，故截面翼型弯度为零，x∈[0,1],N1＝0.5,N2＝1.0。
有益效果
本发明提出的一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，将滑翔机参数化外形分为平面形状和截面形状；由平面形状的控制点生成前端贝塞尔曲线、前端直线翼型、后端贝塞尔曲线和后端直线翼型的参数方程；由截面形状的设计参数计算截面翼型的变化量，将变化量施加到已选择的截面形状基准翼型曲线上，得到变化后的截面翼型参数；由滑翔机平面形状参数方程计算各截面翼型对应的展长值和高度值，再将变化后的截面翼型坐标进行坐标变换得到参数化外形实际截面翼型的坐标值；组合滑翔机平面形状参数和截面翼型参数，形成完整的翼身融合水下滑翔机参数化外形，再进行曲线组放样即可得到实际的滑翔机几何外形。本发明可以有效进行翼身融合水下滑翔机等多种相似类型滑翔机的参数化，适用范围广，参数意义明确，方便翼身融合水下滑翔机的外形设计和优化，为滑翔机水动力性能的研究解决参数化问题。
附图说明
图1是本发明中滑翔机参数化平面形状参数化示意图
图2是本发明中截面翼型的几何参数示意图；
图3是本发明中某一截面翼型的基准翼型曲线和变化后翼型曲线示意图；
图4是本发明中某一截面翼型的真实曲线示意图；
图5是本发明中某一翼身融合水下滑翔机几何外形参数化曲线示意图；
图6是本发明中由参数化模型生成的某一翼身融合水下滑翔机的几何外形示意；
图7是本发明中由参数化模型生成的某一翼身融合水下滑翔机的几何外形示意。
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，包括以下步骤：
步骤一、将翼身融合水下滑翔机外形在三维笛卡尔坐标系下的投影分为平面形状和截面形状；
步骤二、滑翔机的平面形状共包含十个控制点，给定控制点坐标可计算出平面形状的型线；
步骤三、将滑翔机的平面参数沿展长方向分为曲线翼型和直线翼型，其中曲线翼型段包含8个位置控制点，直线翼型段包含4个位置控制点；
步骤四、将滑翔机平面形状上的曲线翼型采用贝塞尔曲线组控制，翼型前、后端贝塞尔曲线均由4个控制点根据其坐标值计算得到；
步骤五、滑翔机平面形状上的直线翼型段起始控制点为曲线翼型段终止控制点，将曲线翼型段沿着给定斜率延长至直线翼型段终止控制点，连结曲线翼型段和直线翼型段得到完整平面形状；
步骤六、对每一个滑翔机截面形状确定5个独立的翼型参数；
步骤七、由给定截面形状的5个翼型参数计算每一个截面的在标准翼型曲线上的变化量，将计算得到的截面形状翼型变化量添加到标准翼型曲线上得到变化后截面形状的点坐标；
步骤八、根据已得到的滑翔机平面形状型线计算每一处截面形状的长度和高度值；
步骤九、根据每一处截面形状的长度和高度值，将计算得到的变化后截面形状转化为滑翔机实际的截面形状；
步骤十、将每一个截面形状按照给定的坐标值插入到平面形状内，构成滑翔机的外形型线；
步骤十一、根据已经获得的滑翔机外形型线，进行曲线组放样，形成完整的翼身融合水下滑翔机的外形参数化文件；
本发明进一步的改进在于，步骤二中，十个控制点分别为：后端贝塞尔起始点C1、后端贝塞尔控制点1C2、后端贝塞尔控制点2C3、后端贝塞尔终止点C4、后端直线翼型终止点C5、前端直线翼型起始点C6、前端贝塞尔起始点C7、前端贝塞尔控制点1C8、前端贝塞尔控制点2C9、前端贝塞尔终止点C10；
本发明进一步改进在于，步骤三中，前端贝塞尔曲线控制点包括C7、C8、C9、C10；后端贝塞尔曲线控制点包括C1、C2、C3、C4；后端直线翼型控制点包括C6、C7；后端直线翼型控制点包括C4、C5；
本发明进一步改进在于，步骤四中，后端贝塞尔曲线控制点的坐标分别为：C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)；后端直线翼型控制点坐标分别为：C4(Z3,D4)、C5(L,D5)；前端直线翼型控制点坐标分别为：C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)；前端贝塞尔曲线控制点坐标分别为：C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)；
本发明的进一步改进在于，步骤四中，后端贝塞尔曲线由给定控制点坐标C1、C2、C3、C4计算得到三次贝塞尔曲线，其曲线方程为：
B-Bezier(t)＝C1*(1-t)3+3*C2*t(1-t)2+3*C3*t2(1-t)+C4*t3,t∈[0,1]
本发明的进一步改进在于，步骤四中，前端贝塞尔曲线由给定控制点坐标C7、C8、C9、C10计算得到三次贝塞尔曲线，其曲线方程为：
F-Bezier(t)＝C10*(1-t)3+3*C9*t(1-t)2+3*C8*t2(1-t)+C7*t3,t∈[0,1]
本发明的进一步改进在于，步骤四中，后端直线翼型曲线与前端直线翼型曲线分别由给定控制点坐标C4、C5及控制点坐标C6、C7计算得到一次直线，其方程为：
B-LineControl:C4(Z3,D4)C5(L,D5)
B-Line:(y-D4)/(D5-D4)＝(x-Z3)/(L-Z3)
F-LineControl:C6(L,Y6)C7(Z3,Y7)
F-Line:(y-Y6)/(Y7-Y6)＝(x-L)/(Z3-L)
本发明的进一步改进在于，步骤四中，翼型平面形状各控制点坐标关系有：
xC1＝xC10
yC1＝yC2
(yC3-D4)/(D5-D4)＝(Z4-Z3)/(L-Z3)
xC4＝xC7
xC5＝xC6
yC6＝D5+D3
yC7＝D2+D4
(yC8-yC6)/(yC6-yC7)＝(xC8-L)/(Z3-L)
yC9＝yC10
本发明的进一步改进在于，步骤四内，后端贝塞尔曲线与前端贝塞尔曲线由其给定控制点的坐标值计算得到曲线方程后，将曲线离散成固定数量的坐标型值点，再利用B样条曲线拟合获得的型值点，保证贝塞尔曲线与直线翼型相交点处斜率一致；
本发明的进一步改进在于，步骤六内，翼型截面形状的集合参数主要包括：翼型的弦长、最大厚度、最大弯度、前缘位置、后缘位置、上弧面、下弧面和中弧面；
本发明的的进一步改进在于，步骤六内，翼型截面形状参数化方法采用翼型常用参数化方法——CST法，通过对所选择的基准翼型的类函数和型函数进行相应变换获得新翼型的翼型型值点坐标，其数学表达式为：
Y＝C(x)S(x)+T(x)
C(x)＝xN1*(1-x)N2
Figure GDA0003588174980000091
T(x)＝x*yTE
其中因为参数化时翼型截面形状的基准翼型采用标准NACA对称翼型，故截面翼型弯度为零，x∈[0,1],N1＝0.5,N2＝1.0；
本发明的进一步改进在于，步骤七内，针对所选NACA标准对称翼型的基准翼型每一个截面翼型均包含五个独立参数t1,t2,t3,t4,t5，根据每个翼型对应的参数值由CST参数化方法计算标准翼型的变化量，将变化量与已选择的标准NACA翼型坐标值相加；
本发明的进一步改进在于，步骤八内，根据已计算得到的滑翔机平面形状曲线确定前端贝塞尔曲线与后端贝塞尔曲线在对应截面翼型处的坐标值,如第一个截面翼型处坐标值(XFsec1,YFsec1),(XBsec1,YBsec1)、上端直线翼型与下端直线翼型在对应截面翼型处的坐标值，如第五个截面翼型处坐标值(XFsec5,YFsec5),(XBsec5,YBsec5)；
本发明的进一步改进在于，步骤八内，根据已获得的每一个截面翼型处对应的坐标值，计算得到对应截面翼型的展长值和高度值：
第一个截面翼型：
ELsec1＝YFsec1-YBsec1
HLsec1＝XBsec1
第五个截面翼型：
ELsec5＝YFsec5-YBsec5
HLsec5＝XBsec5
重复计算得到所有截面翼型对应的展长值和高度值；
本发明的进一步改进在于，步骤九内，根据步骤八内生成的各截面翼型对应的展长值和高度值将步骤七所得到的变化后翼型转化为实际翼型坐标值，在三维笛卡尔坐标系下转化关系为：
Xsec＝ELsec*ysec+HLsec
Ysec＝ELsec*xsec
Zsec＝zsec
本发明的进一步改进在于，步骤十内，将已经得到的滑翔机平面形状型值点与截面形状型值点分布于三维笛卡尔坐标系下，由型值点坐标生成外形曲线，再通过已生成的外形曲线组即可参数化翼身融合水下滑翔机整体外形。
具体实施例根据附图以及下述步骤：
如图1所示，对翼身融合水下滑翔机的平面形状定义包括十个控制点，由给定的控制点生成前端贝塞尔曲线、前端直线翼型、后端贝塞尔曲线与后端直线翼型。前端贝塞尔曲线与前端直线翼型构成滑翔机前端翼型的外形线，后端贝塞尔曲线与后端直线翼型构成滑翔机后端翼型的外形线，前后端外形线之间由直线连接起来，即构成完整的滑翔机平面形状曲线。
控制点 C1 C2 C3 C4 C5
定义 后贝塞尔起始点 后贝塞尔控制点1 后贝塞尔控制点2 后贝塞尔终点 尾后端点
控制点 C6 C7 C8 C9 C10
定义 尾前起点 前贝塞尔起始点 前贝塞尔控制点1 前贝塞尔控制点2 前贝塞尔终点
上表对翼身融合水下滑翔机平面形状控制点进行了定义，其中后端贝塞尔曲线控制点包括C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)。起始点为C1(0,0),位于平面形状坐标系原点位置；C2(Z5,0)位于坐标轴的x轴上，距离远点距离为Z5；C3(Z4,Y3)为贝塞尔曲线控制点2，其位于后端直线翼型的延长线上，距离坐标系y轴距离为Z4；C4(Z3,D4)为终止点，该点处的斜率与后端直线翼型的斜率相同，距离y轴距离为Z3。后端直线翼型曲线控制点包括C4(Z3,D4)、C5(L,D5)，后端直线翼型段为直线，由两个控制点坐标值控制，其斜率由控制点坐标值计算得出。其中起始点为C4，终止点为C5，C5的坐标值控制整个滑翔机翼型的展长值。前端直线翼型控制点坐标分别为：C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)，其中C6与C5在同一直线上，连接两点可构成滑翔机平面形状的翼梢直线。C6与C7两点控制前端直线翼型，其坐标值经计算转化为直线翼型的斜率。前端贝塞尔曲线控制点包括C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1),C7与后端贝塞尔曲线控制点C4在同一直线上，使得前后端贝塞尔曲线段水平距离相同，同时C7处贝塞尔曲线斜率与前端直线翼型斜率相同，保证了滑翔机平面形状的过度光滑，C10(0,D1)位于坐标系y轴上，离远点距离为D1，代表着滑翔机最大宽度值。
如图2所示，该图为截面翼型的几何参数定义图。截面翼型由曲线构成，每段曲线都包含固定的物理意义，其中有翼型的弦长、最大厚度、最大弯度、前缘位置、后缘位置、上弧面、下弧面和中弧面等。
如图3所示，采用CST法对标准NACA对称翼型进行参数化，实现截面翼型形状的任意变化。其中由于所选取的截面翼型的基准翼型为标准对称NACA翼型，故选取翼型上型线的5个参数t1,t2,t3,t4,t5作为设计变量，下型线根据上型线进行对称获得。基准翼型曲线和变化后翼型曲线如图4所示。
如图5所示，将翼身融合水下滑翔机截面翼型变化后的翼型曲线转化为实际翼型曲线，需要用已获得的每个截面翼型对应的展长值和高度值，经坐标变换转化为滑翔机实际坐标系下的截面翼型；
如图6所示，将已获得的滑翔机平面形状曲线型值点与截面形状型值点带入滑翔机实际坐标系下，即可获得翼身融合水下滑翔机的参数化外形。
如图7所示，利用翼身融合水下滑翔机的参数化外形进行曲线组放样，其中第一次放样：选择前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线作为滑翔机几何外形的第一段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第一段截面翼型，进行曲线组放样；之后进行第二次放样：选择前端直线翼型和后端直线翼型作为滑翔机几何外形的第二段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第二段截面翼型，进行曲线组放样；最后将两次放样的外形形成联合体生成翼身融合水下滑翔机的几何外形。
本发明的可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，包括以下步骤：
步骤一、将翼身融合水下滑翔机的几何外形分为平面形状和截面形状，划分依据为滑翔机几何外形在三维笛卡尔坐标系下的投影。其中截面翼型可根据需要的翼型数量进行修改，应保证足够多的截面翼型数量以充分保留滑翔机几何外形特征。
步骤二、滑翔机的平面形状共包含十个控制点，不同控制点具有不同的实际物理意义。十个控制点分别为：后端贝塞尔起始点C1、后端贝塞尔控制点1C2、后端贝塞尔控制点2C3、后端贝塞尔终止点C4、后端直线翼型终止点C5、前端直线翼型起始点C6、前端贝塞尔起始点C7、前端贝塞尔控制点1C8、前端贝塞尔控制点2C9、前端贝塞尔终止点C10，由给定的控制点坐标值可计算得到平面形状的型线。
步骤三、滑翔机的平面形状外形沿展长方向可分为前端贝塞尔曲线、前端直线翼型、后端直线翼型和后端贝塞尔曲线。前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线均包含4个控制点，分别由4个控制点坐标值计算得到三次贝塞尔曲线；前端直线翼型和后端直线翼型均包含2个控制点，分别由2个控制点计算得到一次直线。
步骤四、由给定的滑翔机平面形状控制点坐标值计算滑翔机平面形状的参数方程，其中后端贝塞尔曲线控制点的坐标分别为：C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)；后端直线翼型控制点坐标分别为：C4(Z3,D4)、C5(L,D5)；前端直线翼型控制点坐标分别为：C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)；前端贝塞尔曲线控制点坐标分别为：C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)。平面形状控制点的坐标关系有：
xC1＝xC10
yC1＝yC2
(yC3-D4)/(D5-D4)＝(Z4-Z3)/(L-Z3)
xC4＝xC7
xC5＝xC6
yC6＝D5+D3
yC7＝D2+D4
(yC8-yC6)/(yC6-yC7)＝(xC8-L)/(Z3-L)
yC9＝yC10
由给定的控制点坐标值C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)计算后端三次贝塞尔曲线的参数方程：
B-Bezier(t)＝C1*(1-t)3+3*C2*t(1-t)2+3*C3*t2(1-t)+C4*t3,t∈[0,1]
由给定的控制点坐标值C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)计算前端三次贝塞尔曲线的参数方程：
F-Bezier(t)＝C10*(1-t)3+3*C9*t(1-t)2+3*C8*t2(1-t)+C7*t3,t∈[0,1]
由给定的控制点坐标值C4(Z3,D4)、C5(L,D5)计算后端一次直线翼型的参数方程：
B-LineControl:C4(Z3,D4)C5(L,D5)
B-Line:(y-D4)/(D5-D4)＝(x-Z3)/(L-Z3)
由给定的控制点坐标值C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)计算前端一次直线翼型的参数方程：
F-LineControl:C6(L,Y6)C7(Z3,Y7)
F-Line:(y-Y6)/(Y7-Y6)＝(x-L)/(Z3-L)
后端贝塞尔曲线与前端贝塞尔曲线由其给定控制点的坐标值计算得到曲线方程后，将曲线离散成固定数量的坐标型值点，再利用B样条曲线拟合获得的型值点，保证贝塞尔曲线与直线翼型相交点处斜率一致，获得最终的前、后端贝塞尔曲线型值点坐标。
步骤五、将已获得的前端贝塞尔曲线、后端贝塞尔曲线、前端直线翼型和后端直线翼型带入滑翔机平面形状坐标系内，相互连接，同时将滑翔机翼型翼梢处控制点和最大高度处控制点用直线相连，构成完整的滑翔机平面形状。
步骤六、滑翔机截面翼型的基准翼型为标准NACA对称翼型，采用CST法对标准NACA对称翼型进行参数化，实现截面翼型形状的任意变化。选取翼型上型线的5个参数作为设计变量，下型线根据上型线进行对称获得。CST法对所选择的基准翼型的类函数和型函数进行相应变换获得新翼型的翼型型值点坐标，其数学表达式为：
Y＝C(x)S(x)+T(x)
C(x)＝xN1*(1-x)N2
Figure GDA0003588174980000141
T(x)＝x*yTE
其中因为参数化时翼型截面形状的基准翼型采用标准NACA对称翼型，故截面翼型弯度为零，x∈[0,1],N1＝0.5,N2＝1.0；
步骤七、由给定截面形状的5个翼型参数计算每一个截面的在标准翼型曲线上的变化量，将计算得到的截面形状翼型变化量添加到标准翼型曲线上得到变化后截面形状的点坐标；
步骤八、由已经获得的滑翔机平面形状的参数方程和每一个截面形状翼型在翼身融合水下滑翔机实际三维坐标下的位置，对变化后的截面翼型形状的坐标点进行坐标变换，将变化后截面翼型转化为滑翔机参数化外形的实际截面翼型坐标。首先根据已得到的滑翔机平面形状参数方程确定前端贝塞尔曲线与后端贝塞尔曲线在对应截面翼型处的坐标值,如第一个截面翼型处坐标值(XFsec1,YFsec1),(XBsec1,YBsec1)、上端直线翼型与下端直线翼型在对应截面翼型处的坐标值，如第五个截面翼型处坐标值(XFsec5,YFsec5),(XBsec5,YBsec5)；进一步已获得的每一个截面翼型处对应的坐标值，计算得到对应截面翼型的展长值和高度值：
第一个截面翼型：
ELsec1＝YFsec1-YBsec1
HLsec1＝XBsec1
第五个截面翼型：
ELsec5＝YFsec5-YBsec5
HLsec5＝XBsec5
重复计算得到所有截面翼型对应的展长值和高度值；
步骤九、根据已获得的滑翔机所有截面翼型所对应的截面形状展长值和高度值，经坐标变换，将变化后的截面翼型坐标变换成参数化外形的实际坐标值，其坐标变换关系为：
Xsec＝ELsec*ysec+HLsec
Ysec＝ELsec*xsec
Zsec＝zsec
步骤十、将已获得的滑翔机平面形状曲线型值点与截面形状型值点带入滑翔机实际坐标系下，即可获得翼身融合水下滑翔机的参数化外形。
步骤十一、利用翼身融合水下滑翔机的参数化外形进行曲线组放样，其中第一次放样：选择前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线作为滑翔机几何外形的第一段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第一段截面翼型，进行曲线组放样；之后进行第二次放样：选择前端直线翼型和后端直线翼型作为滑翔机几何外形的第二段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第二段截面翼型，进行曲线组放样；最后将两次放样的外形形成联合体生成翼身融合水下滑翔机的几何外形。

Claims (3)

1.一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：将翼身融合水下滑翔机的几何外形分为平面形状和截面形状，在三维笛卡尔坐标系下的投影为平面形状和截面形状；
步骤2：滑翔机的平面形状共包含十个控制点，给定控制点坐标可计算出平面形状的型线；所述十个控制点分别为：后端贝塞尔起始点C1、后端贝塞尔控制点1C2、后端贝塞尔控制点2C3、后端贝塞尔终止点C4、后端直线翼型终止点C5、前端直线翼型起始点C6、前端贝塞尔起始点C7、前端贝塞尔控制点1C8、前端贝塞尔控制点2C9、前端贝塞尔终止点C10；
由给定的控制点坐标值能够计算得到平面形状的型线；
步骤3：将滑翔机的平面形状外形沿展长方向分为前端贝塞尔曲线、前端直线翼型、后端直线翼型和后端贝塞尔曲线；前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线包含4个控制点，分别由4个控制点坐标值计算得到三次贝塞尔曲线；前端直线翼型和后端直线翼型均包含2个控制点，分别由2个控制点计算得到一次直线；
步骤4：将滑翔机平面形状上的曲线翼型采用贝塞尔曲线组控制，翼型前、后端贝塞尔曲线均由4个控制点根据其坐标值计算得到；
步骤5：将前端贝塞尔曲线、后端贝塞尔曲线、前端直线翼型和后端直线翼型带入滑翔机平面形状坐标系内，相互连接，同时将滑翔机翼型翼梢处控制点和最大高度处控制点用直线相连，构成完整的滑翔机平面形状；
步骤6：对每一个滑翔机截面形状确定5个独立的翼型参数；
步骤7：由给定截面形状的5个翼型参数计算每一个截面的在标准翼型曲线上的变化量，将计算得到的截面形状翼型变化量添加到标准翼型曲线上得到变化后截面形状的点坐标；
步骤8：根据已得到的滑翔机平面形状型线计算每一处截面形状的长度和高度值；
由已经获得的滑翔机平面形状的参数方程和每一个截面形状翼型在翼身融合水下滑翔机实际三维坐标下的位置，对变化后的截面翼型形状的坐标点进行坐标变换，将变化后截面翼型转化为滑翔机参数化外形的实际截面翼型坐标；首先根据已得到的滑翔机平面形状参数方程确定前端贝塞尔曲线与后端贝塞尔曲线在对应截面翼型处的坐标值,如第一个截面翼型处坐标值(XFsec1,YFsec1),(XBsec1,YBsec1)、上端直线翼型与下端直线翼型在对应截面翼型处的坐标值，如第五个截面翼型处坐标值(XFsec5,YFsec5),(XBsec5,YBsec5)；进一步已获得的每一个截面翼型处对应的坐标值，计算得到对应截面翼型的展长值和高度值：
第一个截面翼型：
ELsec1＝YFsec1-YBsec1
HLsec1＝XBsec1
第五个截面翼型：
ELsec5＝YFsec5-YBsec5
HLsec5＝XBsec5
重复计算得到所有截面翼型对应的展长值和高度值；
步骤9：根据每一处截面形状的长度和高度值，将计算得到的变化后截面形状转化为滑翔机实际的截面形状；
已获得的滑翔机所有截面翼型所对应的截面形状展长值和高度值，经坐标变换，将变化后的截面翼型坐标变换成参数化外形的实际坐标值，其坐标变换关系为：
Xsec＝ELsec*ysec+HLsec
Ysec＝ELsec*xsec
Zsec＝zsec；
步骤10：将每一个截面形状按照给定的坐标值插入到平面形状内，构成滑翔机的外形型线；
步骤11：根据已经获得的滑翔机外形型线，进行曲线组放样，形成完整的翼身融合水下滑翔机的外形参数化文件；
利用翼身融合水下滑翔机的参数化外形进行曲线组放样，其中第一次放样：选择前端贝塞尔曲线和后端贝塞尔曲线作为滑翔机几何外形的第一段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第一段截面翼型，进行曲线组放样；之后进行第二次放样：选择前端直线翼型和后端直线翼型作为滑翔机几何外形的第二段引导线，两者之间的截面翼型型值点作为第二段截面翼型，进行曲线组放样；最后将两次放样的外形形成联合体生成翼身融合水下滑翔机的几何外形。
2.根据权利要求1所述可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，其特征在于：所述步骤4中由给定的滑翔机平面形状控制点坐标值计算滑翔机平面形状的参数方程，其中后端贝塞尔曲线控制点的坐标分别为：C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)；后端直线翼型控制点坐标分别为：C4(Z3,D4)、C5(L,D5)；前端直线翼型控制点坐标分别为：C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)；前端贝塞尔曲线控制点坐标分别为：C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)；平面形状控制点的坐标关系有：
xC1＝xC10
yC1＝yC2
(yC3-D4)/(D5-D4)＝(Z4-Z3)/(L-Z3)
xC4＝xC7
xC5＝xC6
yC6＝D5+D3
yC7＝D2+D4
(yC8-yC6)/(yC6-yC7)＝(xC8-L)/(Z3-L)
yC9＝yC10
由给定的控制点坐标值C1(0,0)、C2(Z5,0)、C3(Z4,Y3)、C4(Z3,D4)计算后端三次贝塞尔曲线的参数方程：
B-Bezier(t)＝C1*(1-t)3+3*C2*t(1-t)2+3*C3*t2(1-t)+C4*t3,t∈[0,1]
由给定的控制点坐标值C7(Z3,Y7)、C8(Z2,Y8)、C9(Z1,D1)、C10(0,D1)计算前端三次贝塞尔曲线的参数方程：
F-Bezier(t)＝C10*(1-t)3+3*C9*t(1-t)2+3*C8*t2(1-t)+C7*t3,t∈[0,1]
由给定的控制点坐标值C4(Z3,D4)、C5(L,D5)计算后端一次直线翼型的参数方程：
B-LineControl:C4(Z3,D4)C5(L,D5)
B-Line:(y-D4)/(D5-D4)＝(x-Z3)/(L-Z3)
由给定的控制点坐标值C6(L,Y6)、C7(Z3,Y7)计算前端一次直线翼型的参数方程：
F-LineControl:C6(L,Y6)C7(Z3,Y7)
F-Line:(y-Y6)/(Y7-Y6)＝(x-L)/(Z3-L)
后端贝塞尔曲线与前端贝塞尔曲线由其给定控制点的坐标值计算得到曲线方程后，将曲线离散成固定数量的坐标型值点，再利用B样条曲线拟合获得的型值点，保证贝塞尔曲线与直线翼型相交点处斜率一致，获得最终的前、后端贝塞尔曲线型值点坐标。
3.根据权利要求1所述可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法，其特征在于：所述步骤6中滑翔机截面形状的基准翼型为标准NACA对称翼型，采用CST法对标准NACA对称翼型进行参数化，实现截面翼型形状的任意变化；选取翼型上型线的5个参数作为设计变量，下型线根据上型线进行对称获得；CST法对所选择的基准翼型的类函数和型函数进行相应变换获得新翼型的翼型型值点坐标，其数学表达式为：
Y＝C(x)S(x)+T(x)
C(x)＝xN1*(1-x)N2
Figure FDA0003545531410000041
T(x)＝x*yTE
其中因为参数化时翼型截面形状的基准翼型采用标准NACA对称翼型，故截面翼型弯度为零，x∈[0,1],N1＝0.5,N2＝1.0。
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