CN114987755B - 一种翼伞翼型的自动化改制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种翼伞翼型的自动化改制方法，通过建立翼伞翼型的自动化改制模型，输入基准翼型形状及切口参数，自动建立基准翼型及切口的函数描述，快速获得满足翼伞设计要求的系列化改制翼型。本发明通过编程实现自动化改制方法，自动输出翼伞翼型的数字化函数模型，能实现翼伞气动性能的快速预测，为高滑翔翼伞的翼型优化设计提供参考，大幅提高高滑翔翼伞的设计效率。

Description

一种翼伞翼型的自动化改制方法
技术领域
本发明属于气动减速技术及空降空投装备设计，具体涉及翼伞的自动化设计。
背景技术
冲压式翼伞由于其优异的滑翔性能，近年来在空降空投、精确回收等领域应用广泛。翼伞充气后伞衣剖面呈翼形，其翼型结构直接影响翼伞的气动特性，进而决定了翼伞滑翔性能的优劣。
为了保证良好的充气性能，不同于传统翼型，翼伞翼型需在前缘切口方便充气，即对传统翼型进行改制设计。当前翼伞翼型的改制设计仍处于手工测量绘制阶段，在前人设计经验的基础上手工绘制翼型及切口形状，通过手工测量确定翼型尺寸，继而制版加工伞衣。为了提高翼伞的气动性能，需要对制成伞衣进行风洞吹风试验，根据试验结果重复手工改制、进行切口设计，直至伞衣气动性能达到最佳。由于手工制图测量误差大，翼伞的气动性能难以得到本质提高，需要大量的重复设计及风洞试验，设计成本高；另一方面，手工制图测绘需要多名专业设计人员长时间工作完成，设计效率低。
发明内容
本发明目的在于建立一种数字化自动化的翼型改制方法，通过基准翼型形状及切口参数即可快速得到改制翼型的函数模型，可通过流场计算快速获得翼型的气动参数，有利于高滑翔翼伞的高效优化设计。
为达到以上目的，本发明具体采用方案如下：
一种翼伞翼型的自动化改制方法，针对基准翼型，实现翼伞翼型的自动化改制设计，包括以下步骤：
步骤1，获取基准翼型，以所述基准翼型体轴系为基本坐标系，前缘点为原点O，弦线为OX轴，后缘点为C，以坐标形式描述基准翼型；
步骤2，通过解析函数线性叠加法，基于基准翼型坐标拟合，分别建立基准翼型上翼面、下翼面的参数化函数yu(x)、yd(x)；
步骤3，基于基准翼型上翼面、下翼面的参数化函数yu(x)、yd(x)计算得到基准翼型最大厚度d，其中，翼型厚度yt(x)计算方式为： yt(x)＝yu(x)-yd(x)，最大厚度d＝max{yt(x)}；
步骤4，获取切口参数，根据切口距前缘点距离(a)及切口角度(ε)，建立翼伞翼型进气切口函数yin(x)；
步骤5，联合求解yu(x)和yin(x)，得到上翼面切口点A坐标；联合求解 yd(x)和yin(x)，得到下翼面切口点B坐标；BC所在直线为改制翼型下翼面，编程得到改制翼型下翼面函数yg(x)；
步骤6，计算切口高度e，即上下翼面切口点之间的距离AB，若满足
Figure BDA0003650640030000021
则由函数yin(x)、yu(x)、yg(x)及特征点A、B、C所包围的翼型满足翼伞改制翼型要求，输出改制翼型的参数；否则，返回步骤4重新选取切口参数。
作为优选，步骤2中，基准翼型的上、下翼面的参数化函数均采用下式表示：
Figure BDA0003650640030000022
其中，N和ck分别表示型函数的个数及系数，fk(x)为选用的型函数：
Figure BDA0003650640030000031
式中
Figure BDA0003650640030000032
通过坐标拟合可分别确定上、下翼面函数的型函数系数{ck}。
作为优选，步骤4中，进气切口函数由yin(x)＝k(x-a)式得到，其中 k＝-tan(ε),40°≤ε≤60°，a为切口距前缘点距离。
作为优选，步骤5中，改制翼型下翼面函数yg(x)由下翼面切口点 B(xb,yb)和基准翼型后缘点C(xc,yc)坐标获得，具体为
Figure BDA0003650640030000033
作为优选，步骤6中，切口高度e由A(xa,ya)、B(xb,yb)点坐标计算获得，公式为
Figure BDA0003650640030000034
作为优选，步骤4中，通过调整切口参数，可自动获得系列化的翼伞改制翼型。翼型改制仅需要输入基准翼型及切口参数，改制过程通过编程自动化实现，无需人工干预。
一种翼伞翼型的自动化改制方法，与现有技术相比，具有以下增益效果：
1.本发明基于程序设计使得翼伞翼型改制、封装仅需要输入基准翼型及切口参数，改制过程通过编程自动化实现，无需人工干预，通过调整切口参数，可自动获得系列化的翼伞改制翼型，实现了自动化、系列化翼型设计，大幅提高了设计效率。
2.本发明通过编程实现了改制翼型的数字化函数化建模，相较于传统的手工制图测绘，精度高，模型误差小。
3.本发明得到的改制翼型数字化函数模型，可作为软件输入快速预测翼伞的气动性能，避免了传统方法的重复加工和试验，有利于高滑翔翼伞的高效优化设计。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
图1是本发明一个实施例的方法流程图；
图2是本发明一个实施例的CLARK-Y基准翼型坐标表示及参数化函数；
图3是本发明一个实施例的改制翼型结构及切口参数示意图。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
本发明提供了一种翼伞翼型的自动化改制方法，采用编程自动改制设计，改制过程采用数字化函数化翼型设计，基于任意输入的基准翼型，自动建立翼型函数模型，能够快速得到改制翼型的气动参数，生成系列化改制翼型，大幅提升翼型改制设计效率。
为更好表现本发明的特点及优点，下面以CLARK-Y翼型的自动化改制为例，结合附图，对本发明做进一步详细叙述。改制过程如图1所示，通过输入基准翼型及切口参数，自动改制生成系列化翼伞翼型，具体步骤如下：
步骤1.建立翼型自动化改制模型，选取基准翼型并输入翼型自动化改制模型。以翼型体轴系为基本坐标系，如图2所示，前缘点为原点O，弦线为 OX轴，后缘点为C(1,0)，建立CLARK-Y基准翼型在体轴系下坐标如下表1 所示：
表1
Figure BDA0003650640030000051
Figure BDA0003650640030000061
步骤2.基于解析函数线性叠加法，分别建立基准翼型上下表面的参数化函数yu(x)、yd(x)。本实施例中，翼型上下表面函数均采用下式表示：
Figure BDA0003650640030000062
其中，N和ck分别表示型函数的个数及系数，fk(x)为选用的型函数：
Figure BDA0003650640030000063
式中
Figure BDA0003650640030000064
本例中上下翼面各选取7个型函数(N＝7)描述翼型形状，根据 CLARK-Y基准翼型坐标进行拟合编程，得到上下翼面函数分别如下：
yu(x)＝0.022946f1(x)+0.056924f2(x)+0.015769f3(x) +0.042096f4(x)+0.018137f5(x)+0.026147f6(x)+0.016011f7(x)
yd(x)＝-0.03851f1(x)-0.03089f2(x)+0.005757f3(x) -0.01283f4(x)-0.0013f5(x)-0.005f6(x)-0.0029f7(x)
如图2所示，参数化函数与翼型坐标描述一致。
步骤3.根据翼型上下翼面函数，建立翼型厚度计算公式
yt(x)＝yu(x)-yd(x)，本例中可得翼型厚度：
yt(x)＝0.061455f1(x)+0.087816f2(x)+0.010012f3(x) +0.05493f4(x)+0.019435f5(x)+0.031151f6(x)+0.018907f7(x)
通过编程计算，可得本例中翼型最大厚度d为0.1171。
步骤4.获取切口参数并输入翼型自动化改制模型，根据切口距前缘点距离(a)及切口角度(ε)，如图3，编程建立翼伞翼型切口函数yin(x)。
本例中，选取初始切口角ε＝45°，切口距前缘点距离为弦长的3％，即 a＝0.03。编程得翼型切口函数yin(x)＝-x+0.03。
步骤5.通过编程，如图3，确定切口与翼面的交点。联合求解yu(x)和 yin(x)，得到上翼面切口点坐标A(0.012,0.018)，联合求解yd(x)和yin(x)，得到下翼面切口点坐标B(0.0568,-0.0268)；
根据翼伞设计理论，翼伞下翼面采用平直面有利于翼伞系统的稳定性，因此连接BC直线作为改制翼型下翼面，通过编程得BC所在直线的函数为 yg(x)＝0.0284x-0.0284。
步骤6.根据A(xa,ya)、B(xb,yb)两点坐标编程计算切口高度，公式为
Figure BDA0003650640030000071
编程计算得本实施例切口高度为0.0634，切口高度比
Figure BDA0003650640030000072
满足翼伞改制设计要求，即本例中由函数yin(x)、yu(x)、yg(x)及特征点A、B、C 所包围的翼型即为一个满足翼伞设计要求的改制翼型。
应当理解的是，以上各步骤均通过编程实现，仅需输入基准翼型、切口角和切口距离，各步骤自动运行。通过调整切口参数的大小，即可快速获得系列化改制翼型。
以上所述的具体实施例，是对本发明专利的目的、技术方案和有益效果的进一步说明，不能理解为对本发明的限制。凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、改进、等同替换等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种翼伞翼型的自动化改制方法，针对基准翼型，实现翼伞翼型的自动化改制设计，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，获取基准翼型，以所述基准翼型体轴系为基本坐标系，前缘点为原点O，弦线为OX轴，后缘点为C，以坐标形式描述基准翼型；
步骤2，通过解析函数线性叠加法，基于基准翼型坐标拟合，分别建立基准翼型上翼面、下翼面的参数化函数yu(x)、yd(x)，采用下式表示：
Figure FDA0004096352520000011
其中，N和ck分别表示型函数的个数及系数，fk(x)为型函数，通过坐标拟合分别确定上、下翼面函数的型函数系数{ck}；
步骤3，基于基准翼型上翼面、下翼面的参数化函数yu(x)、yd(x)计算得到基准翼型最大厚度d，其中，翼型厚度yt(x)计算方式为：yt(x)＝yu(x)-yd(x)，最大厚度d＝max{yt(x)}；
步骤4，获取切口参数，根据切口距前缘点距离(a)及切口角度(ε)，建立翼伞翼型进气切口函数yin(x)；
步骤5，联合求解yu(x)和yin(x)，得到上翼面切口点A坐标；联合求解yd(x)和yin(x)，得到下翼面切口点B坐标；BC所在直线为改制翼型下翼面，编程得到改制翼型下翼面函数yg(x)；
步骤6，计算切口高度e，即上下翼面切口点之间的距离AB，若满足
Figure FDA0004096352520000012
则由函数yin(x)、yu(x)、yg(x)及特征点A、B、C所包围的翼型满足翼伞改制翼型要求，输出改制翼型的参数；否则，返回步骤4重新选取切口参数。
2.根据权利要求1所述一种翼伞翼型的自动化改制方法，其特征在于，步骤2中选用的型函数fk(x)表示为：
Figure FDA0004096352520000021
式中
Figure FDA0004096352520000022
3.根据权利要求2所述一种翼伞翼型的自动化改制方法，其特征在于，步骤4中，进气切口函数由yin(x)＝k(x-a)式得到，其中k＝-tan(ε),40°≤ε≤60°，a为切口距前缘点距离。
4.根据权利要求3所述一种翼伞翼型的自动化改制方法，其特征在于，步骤5中，改制翼型下翼面函数yg(x)由下翼面切口点B(xb,yb)和基准翼型后缘点C(xc,yc)坐标获得，具体为
Figure FDA0004096352520000023
5.根据权利要求4所述一种翼伞翼型的自动化改制方法，其特征在于，步骤6中，切口高度e由A(xa,ya)、B(xb,yb)点坐标计算获得，公式为
Figure FDA0004096352520000024
6.根据权利要求1至5任意一项所述一种翼伞翼型的自动化改制方法，其特征在于，步骤4中，通过调整切口参数，可自动获得系列化的翼伞改制翼型。
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