CN116280238A

CN116280238A - 参数表面生成的简化方法

Info

Publication number: CN116280238A
Application number: CN202211555051.1A
Authority: CN
Inventors: 劳尔·卡洛斯·拉马斯桑丁; 尼古拉斯·贝利诺瓦尔
Original assignee: Airbus Operations SL
Current assignee: Airbus Operations SL
Priority date: 2021-12-20
Filing date: 2022-12-06
Publication date: 2023-06-23
Also published as: US20230192317A1; CA3182796A1; EP4198799A1

Abstract

本发明属于配置飞行器翼型的形状或几何结构的领域。特别地，本发明提供了一种用于设计飞行器翼型的外部几何结构的方法。

Description

参数表面生成的简化方法

技术领域

背景技术

设计飞行器的第一步通常涉及定义产生升力的部件的外部形状或几何结构，这些部件例如是翼型，比如机翼、水平尾翼(HTP)、垂直尾翼(VTP)等。

从现有技术已知的用于表示升力面或翼型的几何结构的方法中的大多数是基于翼展方向控制截面的量化集合的定义，这些翼展方向控制截面定义了翼型的一组参数，比如，弦、扭转、厚度等。一旦定义了这些截面，就在它们之间使用数学插值格式。这些方法中的一些进一步在此步骤中添加翼展方向曲线，这些翼展方向曲线用于引导插值格式，以创建翼型的“放样”或外部空气动力学表面。

这种方法要求翼型的表面的参数化，以具有与描述其完整翼展所需的各个几何特征的总和一样多的完整控制截面。翼型表面越复杂，精确定义它所需的参数就越多，例如，如果翼型在后缘中具有相切不连续性，那么就必须添加新的控制截面来定义它。这些策略导致定义实际工业应用的升力面、更具体地说飞行器翼型设计所需的参数空间的维数大大增加。

此外，这些方法所需的大量参数也导致非常“笨重”的几何CAD模型，这些模型需要巨大的存储和计算资源来操作。这种模型缺乏平滑度，因为站之间的插值函数并不总是在翼型的设计表面上保证曲率的连续性或甚至相切的连续性。

因此，本发明提出了一种新的简化方法，该简化方法通过将每个参数分离成独立翼展方向函数而克服了前面提到的限制，每个翼展方向函数是独立于其他函数而定义的。这种特性允许所提出的方法通过仅指定翼展方向上的相关点来定义关键特征，从而显著减少了定义翼型几何结构所需的数据数量，并因此减少了设计和操作这种表面几何结构模型所需的存储和计算资源。

发明内容

通过根据权利要求1所述的用于设计飞行器翼型的外部几何结构的方法，本发明提供了上述问题的解决方案。

在第一发明方面中，本发明提供了一种用于设计飞行器升力面的外部几何结构的方法。特别地，本方法旨在设计产生升力的任何飞行器部件的外部形状。这些飞行器部件被称为升力面，并且可以尤其是机翼、水平尾翼(HTP)和垂直尾翼(VTP)。

该方法包括以下步骤：

(a)根据平面形状定义对应于初始升力面的几何形状，其中，初始升力面由所述升力面的至少五个几何结构参数和多个形状修改参数定义；

本方法适于步骤(a)：藉由表示初始升力面的平面形状的几何形状来定义此初始升力面。具体来说，被定义的这种几何形状优选为四边形。在此步骤(a)中作为定义相应几何形状的参考的任何升力面以及通过此方法获得的升力面由此升力面的至少五个几何结构参数和多个形状修改参数定义。也就是说，升力面几何结构被几何结构参数所确定的四边形支撑。在特定实施例中，该至少五个几何结构参数包括翼展、翼根弦、翼尖弦、25％处的后掠角和上反角中的至少一个。

在特定实施例中，该多个形状修改参数至少包括前缘。前缘是升力面的前缘，或者换句话说，是升力面的首先与气流接触的部分。在另一特定实施例中，该多个形状修改参数至少包括后缘。升力面的后缘或后边缘是升力面的轮廓中来自上下表面的空气会聚并离开而不与升力面接触的点。在另一特定实施例中，该多个形状修改参数至少包括后掠角。后掠角是升力面相对于飞行器机身的纵向轴线的倾斜度。后掠角通常是通过以下方式来测量的：从升力面的翼根到翼尖画出一条线，典型地是从前缘向后25％的距离处绘画的；并将此与垂直于飞行器机身的纵向轴线进行比较。在另一特定实施例中，该多个形状修改参数至少包括厚度。在另一特定实施例中，该多个形状修改参数至少包括扭转。机翼扭转是添加到飞行器升力面以调整沿着升力面的升力分布的空气动力学特征。在给定的翼展位置处，扭转对应于升力面的沿着前缘与后缘之间的弦的倾斜度或曲率。

在另一特定实施例中，该多个形状修改参数至少包括上反角。上反角是升力面的翼展线与飞行器机身的水平面形成的角度。飞行器机身的水平面由飞行器或飞行器机身的纵向方向和横向方向定义。

升力面将被理解为不仅由所提到的参数(几何结构参数和形状修改参数)确定，而且由平面形状的几何形状确定，该几何形状对应于根据飞行器的水平面的升力面的截面；并且由一个或多个翼型确定，该一个或多个翼型提供了相对于几何形状的厚度以及这些翼型之间的转移函数。

(b)将翼展方向函数应用于初始升力面的至少一个形状修改参数来修改初始升力面的几何形状，以获得经修改的升力面；

一旦定义了初始升力面的几何形状，那么该方法沿着升力面的翼展通过函数来修改这种几何形状。特别地，翼展方向函数被应用于至少一个形状修改参数，以便将步骤(a)中定义的几何形状转换为对应于经修改的升力面的平面形状的几何形状。也就是说，初始升力面的几何形状被转换为经修改的升力面的几何形状。几何形状的这种修改是通过将翼展方向函数应用于形状修改参数来实现的，并且所述函数的应用使几何结构参数相对于翼展彼此独立地改变。该函数独立改变几何结构参数的形状，而不会影响其他几何结构参数。因此，通过修改初始升力面的几何结构参数，得到了新的升力面(经修改的升力面)。

翼展方向函数中的每一个定义升力面的平面形状的连续变化的形状参数，特别是形状修改参数。这些函数中的每一个都是用描述预期几何特征所需的最少数量的参数来定义的。

(c)基于至少一个预定义翼型，定义至少一个翼型在沿着在步骤(b)中获得的经修改的升力面的翼展的给定翼展位置处的厚度；以及

一旦获得了经修改的升力面的几何形状，在此步骤(c)中，便定义升力面在沿着此经修改的升力面的翼展的至少一个位置处的厚度。具体来说，所定义的厚度是基于至少一个预定义翼型的形状以及因此厚度。至少一个翼型在给定翼展位置处的厚度的提供对升力面的几何结构参数和形状修改参数没有影响。

(d)通过藉由转移函数沿着经修改的升力面的翼展插值该至少一个翼型来定义飞行器升力面的外部几何结构。

最后，一旦获得对应于经修改的升力面的期望的几何形状以及至少一个翼型沿着这种经修改的升力面的翼展的厚度，该方法通过转移函数沿着经修改的升力面的翼展插值此翼型。所述转移函数定义了沿着翼展方向形成预定义翼型形状的点的插值，以便获得期望的飞行器升力面的三维外部几何结构。

与现有技术相比，如果需要与升力面的具体参数(例如，前缘中的具体参数)相关的具体形式，那么本方法只需要修改应用于相关参数(在该示例中，应用于前缘)的翼展方向函数，而现有技术的解决方案需要通过所有参数及其对应函数来修改该翼展方向函数。也就是说，因为这些参数现在被定义为独立的翼展方向函数，所以每个参数可以彼此独立地修改。因此，升力面是用这些函数的值重建的。

本方法的目的是用所需的最少数量的参数表示飞行器的任何实际升力面的外部几何结构，并保证升力面在翼展方向上的期望的连续性。本发明的本质是独立地以及通过翼展方向函数来关联定义升力面平面形状的参数。

有利地，本方法将描述飞行器升力面的外部几何结构所需的数据量最小化到所需的严格最小值。此外，本方法可以在复杂性方面进行缩放，并且在数学复杂性、存储器要求和实例化CAD模型的大小方面被认为是灵活的。

本方法提供的优点在于，它不需要在计算机辅助三维交互式应用程序中生成多个补丁来改变例如基本机翼形状。通过本方法来进行改变，并且接着可以在所提到的应用程序中将模型作为一个补丁(一个表面元素)导出；并且因此最小化了所需的存储器。

在特定实施例中，步骤(a)中定义的几何形状是梯形形状。

有利地，梯形形状是基本几何形状，帮助以最少数量的变量(也就是说，用五个参数)定义升力面的平面形状的所有相关几何结构参数。以这种方法，通过扰动函数从基本梯形平面形状导出的后续几何结构由表示所述梯形的五个基本参数驱动。这具有以下优点，当平面形状发生重大改变时，如后掠角、展弦比或尖根比和面积改变时，可以自动维持空气动力学表面的设计意图。

在特定实施例中，步骤(b)包括将翼展方向函数应用于多个形状修改参数来修改初始升力面的几何形状。

在特定实施例中，在步骤(b)中应用的翼展方向函数是具有表示区间[0,1]中的翼展无量纲位置的单一输入变量的函数。

有利地，翼展方向函数的域被归一化为区间[0,1]，这使得函数的混合和相加成为可能，因此创建了适于数值优化的向量空间。

形状修改参数中的每一个由具有表示翼展无量纲位置的单一输入变量的单一函数控制。

在特定实施例中，翼展方向函数是数学模型，比如，多项式、Nurbs、Nurbs-拟合、样条或在区间[0,1]上定义的任何其他实值单值函数，数学模型被配置成由控制点和取决于它们中的每一个的参数控制。

有利地，对函数的连续性的明确要求的缺乏实现了对升力面的空气动力学设计感兴趣的非常规几何结构的表示。

在特定实施例中，在步骤(d)中应用的转移函数是实值单值函数族的数学函数。实值单值函数族属于由取决于控制点和附加参数的数学模型定义的族。在最一般的情况下，所述函数可以是不连续的，以便表示参数的值的离散跳跃，例如表示平面形状弦或上反角的离散改变。选择表示该函数的数学方程，以将表示设计意图所需的参数数量减到最小。例如，多项式函数可以用于简单情况中，其中，控制参数对应于多项式的通过点和可能的附加约束，如局部导数或二阶导数。其他可能的函数族可以是贝塞尔曲线、NURBS曲线、折线、B样条和单值曲线的任何其他分析表示，选择这些函数是为了减少表示感兴趣的设计特征所需的参数数量。

附图说明

参考附图，鉴于本发明的详细描述，将清楚地理解本发明的这些和其他特性和优点，这些特性和优点从本发明的仅作为示例给出并且并不受其所限的优选实施例中变得显而易见。

图1A此图示出了根据本发明的实施例的第一梯形平面形状。

图1B此图示出了两个升力面的立体图，每个升力面对应于图1A的梯形平面形状。

图2A此图示出了根据本发明的实施例的第一翼展方向函数。

图2B此图示出了应用图2A的翼展方向函数而修改的升力面平面形状。

图2C此图示出了两个升力面的立体图，每个升力面对应于图2B的升力面平面形状。

图3A此图示出了根据本发明的实施例的第二翼展方向函数。

图3B此图示出了应用图3A的翼展方向函数而修改的升力面平面形状。

图3C此图示出了两个升力面的立体图，每个升力面对应于图3B的升力面平面形状。

图4A此图示出了根据本发明的实施例的第三翼展方向函数。

图4B此图示出了应用图4A的翼展方向函数而修改的升力面平面形状。

图4C此图示出了两个升力面的立体图，每个升力面对应于图4B的升力面平面形状。

图5A此图示出了根据本发明的实施例的第四翼展方向函数。

图5B此图示出了应用图5A的翼展方向函数而修改的升力面平面形状。

图5C此图示出了两个升力面的立体图，每个升力面对应于图4B的升力面平面形状。

图6A此图示出了根据本发明的实施例的第五翼展方向函数。

图6B此图示出了应用图6A的翼展方向函数而修改的升力面平面形状。

图6C此图示出了两个升力面的立体图，每个升力面对应于图6B的升力面平面形状。

具体实施方式

本发明提供了一种用于通过以下方式来设计飞行器升力面的外部几何结构的方法：定义多个几何结构参数、多个形状修改参数和翼展方向函数来修改初始升力面的形状，以达到期望的最终外部几何结构。

用于设计飞行器升力面的外部几何结构的方法包括以下步骤：

图1A至图6C描绘了本方法的示例的步骤，本方法始于初始升力面，并应用不同翼展方向函数来设计最终升力面的外部几何结构。该方法始于步骤(a)中定义的梯形平面形状，该梯形平面形状由若干翼展方向函数修改，这些翼展方向函数在步骤(b)的若干迭代中独立地应用于其对应的形状修改参数。最后，执行该方法的步骤(c)和(d)，以符合最终飞行器升力面的外部几何结构。

图1A示出了遵循本方法的步骤(a)而符合的第一升力面(1)，该第一升力面基于根据升力面平面形状(1.1)的初始几何形状，该升力面平面形状是藉由至少五个几何结构参数和多个形状修改参数来定义的。在此特定示例中，根据平面形状(1.1)的第一升力面(1)的几何形状是梯形形状，梯形形状本来就被认为是最有效且高效的形状之一，因为它容易与基本升力面平面形状的形状相关联。特别地，图1B示出了对应于图1A所示的梯形平面形状(1.1)的两个第一升力面(1)的立体图。两个第一升力面(1)沿着中心轴线彼此轴对称，它们的翼根弦(1.5)沿着该中心轴线彼此相邻放置。

首先，梯形平面形状(1.1)是通过至少五个几何结构参数来定义的，比如翼展(1.4)、翼根弦(1.5)、翼尖弦(1.6)、25％处的后掠角(1.7)和上反角(未示出，因为它表示翼尖弦相对于翼根弦所属的图形平面的高度)；并且是通过多个形状修改参数来定义的，比如前缘(1.2)、后缘(1.3)、后掠角、绝对厚度或相对厚度(最大截面厚度与局部弦的比率)、扭转和上反角。

形状修改参数中的一个是厚度(绝对厚度或相对厚度)。这意味着，平面形状在沿着弦的一点(通常是翼型的最大厚度的点)处的厚度是沿着整个翼展定义的；并且翼展方向函数可以应用于厚度，以便修改平面形状沿着翼展的厚度。根据本发明，在步骤b)中应用的扰动函数(或翼展方向函数)通常作用于升力面的相对厚度；然而，如果厚度是本方法的输入，那么翼型截面被缩放。

另一形状修改参数可以是最大厚度的弦位置，该弦位置在归一化弦上以[0,1]之间的值表述，或者作为沿着翼展的每个翼展位置的弦的百分比。翼展方向函数也可以应用于最大厚度的弦位置，以便修改沿着翼展的弦的最大厚度位置。

在其他实施例中，关于步骤c)，在翼展的一个预定义位置处，平面形状沿着弦的厚度由具体预定义翼型的选择定义。这可以是例如NACA翼型。具体预定义翼型选自目录或被专门设计，并且具有最大厚度的弦点由轮廓的几何结构定义，除非对其进行修改的扰动函数被应用。接着，执行定义外部几何结构的步骤d)。

一旦在步骤(a)中定义了第一升力面平面形状(1.1)的几何结构，就设置该多个形状修改参数。形状修改参数将用于该方法的后续步骤中，以修改升力面平面形状(1.1)的外部几何结构，并因此获得最终升力面的外部几何结构。

图2A至图2C描绘了该方法的步骤(b)的第一迭代，其中，第一升力面(1)的几何结构是藉由应用于第一形状修改参数的第一翼展方向函数(F1)来修改的。函数(F1)是由控制点和连续性条件在区间[0,1]中定义的单值函数的示例，在这种情况下是连续的。对应于控制点的参数的值是[0,1]中的无量纲翼展方向位置以及在对应翼展方向位置处用局部弦无量纲化的无量纲翼弦方向扰动(实值)。具体来说，如图2A(以及随后的图3A、图4A、图5A和图6A)所示，纵轴(纵坐标)对应于从y＝0处的翼根到y＝1处的翼尖的翼展的区间[0,1]；并且横轴(横坐标)表示相对于第一升力面的梯形平面形状的弦无量纲的局部弦，其中，负值表示第一升力面的前缘之前的点，并且大于1的值表示第一升力面的后缘之后的点。例如，x＝0.5对应于翼展上的任一点处的梯形平面形状的中线；并且x＝0.2对应于翼展的任一点处的梯形平面形状的局部弦的20％处的点。如果后掠角或梯形平面形状的变窄被改变，那么几何结构自动适应于修改，这是本发明的主要优点之一，从而保持了设计意图，而防止第一升力面的梯形平面形状几何结构的整体扰动。

根据步骤(b)，藉由将所述第一翼展方向函数(F1)应用于前缘(1.2)来修改第一升力面(1)的梯形平面形状(1.1)。也就是说，用于符合最终升力面(6)的外部几何结构的第一形状修改参数是前缘。将第一翼展方向函数(F1)应用于第一升力面(1)的前缘(1.2)的结果可以在图2B上观察到。特别地，图2B示出了具有第二前缘(2.2)的第二升力面(2)的平面形状(2.1)，这是由于将第一翼展方向函数(F1)应用于第一升力面(1)的前缘(1.2)而引起的。

图2B示出了在步骤(b)的第一迭代中获得的第二升力面平面形状(2.1)，其中，与第一升力面平面形状(1.1)相比，其几何结构参数(翼展(2.4)、翼根弦(2.5)、翼尖弦(2.6)、25％处的后掠角(2.7)和上反角(未示出))已由于将第一翼展方向函数(F1)作为形状修改参数应用于前缘而被修改。

定义第一翼展方向函数(F1)，并且接着将该函数应用于形状修改参数。将第一翼展方向函数(F1)应用于形状修改参数(前缘)的结果可以在图2C所呈现的两个第二升力面的立体图上观察到。特别地，图2C示出了两个第二升力面(2)的立体图，每个第二升力面对应于图2B所示的平面形状(2.1)。两个第二升力面(2)沿着中心轴线彼此轴对称，它们的翼根弦(2.5)沿着该中心轴线彼此相邻放置。

第一扰动函数(F1)的值对应于局部弦的归一化变化，即前缘或后缘的实际偏移除以梯形函数的局部弦。这是扰动函数在梯形形状的归一化值下的效应。

图3A至图3C示出了本方法的步骤(b)的第二迭代，其中，第二升力面(2)的几何结构是藉由应用于第二形状修改参数的第二翼展方向函数(F2)来修改的。在步骤(b)的此迭代中，通过将所述第二翼展方向函数(F2)应用于后缘(2.3)来修改第二升力面(2)的平面形状(2.1)，第二形状修改参数用于符合最终升力面(6)的外部几何结构。将第二翼展方向函数(F2)应用于第二升力面(2)的后缘(2.3)的结果可以在图3B中观察到。特别地，图3B示出了第三升力面(3)的平面形状(3.1)，这是由于将第二翼展方向函数(F2)应用于第二升力面(2)的后缘(2.3)而引起的。

图3B示出了在步骤(b)的第二迭代中获得的第三升力面平面形状(3.1)，其中，与第一升力面平面形状(示出在图1A上)相比，其几何结构参数(翼展(3.4)、翼根弦(3.5)、翼尖弦(3.6)、25％处的后掠角(3.7)和上反角(未示出))已由于将第二翼展方向函数(F2)作为形状修改参数应用于后缘而被修改。

应注意到，将第二翼展方向函数应用于第二几何结构参数完全独立于将第一翼展方向函数应用于第一几何结构参数。特别地，第二翼展方向函数的应用不影响如由第一翼展方向函数定义的前缘形状。此外，第一翼展方向函数可以被再次修改，而对后缘没有任何影响。翼展方向函数彼此完全独立。

将第二翼展方向函数(F2)应用于形状修改参数(后缘)的结果可以在图3C所呈现的第三升力面(3)的立体图上观察到。特别地，图3C示出了两个第三升力面(3)的立体图，每个第三升力面对应于图3B所示的平面形状(3.1)。这两个第三升力面(3)沿着中心轴线彼此轴对称，它们的翼根弦(3.5)沿着该中心轴线彼此相邻放置。

图4A至图4C描绘了本方法的步骤(b)的第三迭代，其中，第三升力面(3)的几何结构是藉由应用于第三形状修改参数的第三翼展方向函数(F3)来修改的。根据步骤(b)，藉由将所述第三翼展方向函数(F3)应用于上反角来修改图3C所呈现的第三升力面(3)的平面形状(3.1)。在这个迭代中，上反角、即第三形状修改参数用于符合最终升力面(6)的外部几何结构。将第三翼展方向函数(F3)应用于第三升力面(3)的上反角的结果可以在图4B中观察到，该图示出了第四升力面(4)的平面形状(4.1)，这是由于将第三翼展方向函数(F3)应用于第三升力面(3)的上反角而引起的。

图4B示出了在步骤(b)的此第三迭代中获得的第四升力面平面形状(4.1)，其中，与第一升力面平面形状(示出在图1A上)相比，其几何结构参数(翼展(4.4)、翼根弦(4.5)、翼尖弦(4.6)和25％处的后掠角(4.7)以及上反角(未示出))已由于将第三翼展方向函数(F3)作为形状修改参数应用于上反角而被修改。

将第三翼展方向函数(F3)应用于第三形状修改参数(上反角)的结果呈现在图4C的立体图上。特别地，图4C示出了两个第四升力面(4)的立体图，每个第四升力面对应于图4B所示的平面形状(4.1)。两个第四升力面(4)沿着中心轴线彼此轴对称，它们的翼根弦(4.5)沿着该中心轴线彼此相邻放置。

图5A至图5C示出了本方法的步骤(b)的第四迭代。在对此特定示例执行的步骤(b)的此最后迭代中，第四升力面(4)是藉由应用于第四形状修改参数的第四翼展方向函数(F4)来修改的。根据步骤(b)，藉由将所述第三翼展方向函数(F4)应用于扭转来修改图4C所呈现的第四升力面(4)的平面形状(4.1)。在这个迭代中，扭转用于符合最终升力面(6)的外部几何结构。将第四翼展方向函数(F4)应用于扭转的结果呈现在图5B上，该图示出了第五升力面(5)的平面形状(5.1)，这是由于将第四翼展方向函数(F4)应用于第四升力面(4)的上反角而引起的。

图5B描绘了在步骤(b)的第四迭代中获得的第五升力面平面形状(5.1)，其中，与第一升力面平面形状(示出在图1A上)相比，其几何结构参数(翼展(5.4)、翼根弦(5.5)、翼尖弦(5.6)、25％处的后掠角(5.7)和上反角(未示出))已由于将第四翼展方向函数(F4)作为形状修改参数应用于扭转而被修改。

将第四翼展方向函数(F4)应用于第四形状修改参数(扭转)的结果呈现在图5C的立体图上。特别地，图5C示出了两个第五升力面(5)的立体图，每个第五升力面对应于图5B所示的平面形状(5.1)。两个第五升力面(5)沿着中心轴线彼此轴对称，它们的翼根弦(5.5)沿着该中心轴线彼此相邻放置。

所提到的翼展方向函数(F1至F4)控制升力面沿着翼展的几何形状，也就是说，改变平面形状的作用于其对应形状修改参数上的一部分的初始形状。对形状的这些改变是独立进行的，而不会对外部几何结构的由其他形状修改参数定义的其他部分造成任何影响。

如已针对图2B提到的，在图3B、图4B和图5B中，几何结构参数(翼展(3.4、4.4、5.4)、翼根弦(3.5、4.5、5.5)、翼尖弦(3.6、4.6、5.6)、25％处的后掠角(3.7、4.7、5.7)和上反角(未示出))已由于将对应翼展方向函数(F2、F3、F4)应用于对应形状修改参数而被修改。

如图2B至图2C与图3B至图3C之间、图3B至图3C与图4B至图4C之间、图4B至图4C与图5B至图5C之间的过渡可以看出，针对每个形状修改参数，平面形状的外部几何结构的不同部分被独立地修改。有利地，此特征允许设计者基于飞行器的特定要求而修改升力面的外部几何结构的不同部分，这些特定要求独立地作用于每个参数，而不必在每个迭代中调整其余部分。

在已执行步骤(b)所需次数以根据飞行器要求而调整升力面的外部几何结构之后，获得了第五升力面(5)。在此特定示例中，该方法将步骤(b)迭代四次，从而将四个不同翼展方向函数(F1至F4)应用于四个不同形状修改参数(前缘、后缘、上反角和扭转)。如从图2A至图5C之间的过渡可以观察到，每个翼展方向函数只影响所选择的形状修改参数，并因此影响升力面的外部几何结构中有意修改的部分，从而消除了在每个迭代中必须调整参数的其余部分的缺点。

应用于上面提到的步骤(b)迭代的翼展方向函数是具有表示翼展无量纲位置f(span)span[0,1]的单一输入变量的函数。此外，这些翼展方向函数是数学模型，比如多项式、Nurbs、Nurbs-拟合、样条或在区间[0,1]上定义的任何其他实值单值函数。该数学模型被配置成由控制点和取决于它们中的每一个的参数控制。

图6A至图6C描绘了本方法的步骤(c)和(d)。

一旦在将步骤(b)迭代了获得期望设计所需的次数之后获得第五升力面(5)，新的翼展方向函数(F5)便被定义以应用于步骤(c)。此函数基于给定翼展位置处的至少一个预定义翼型而提供至少一个翼型沿着第五升力面(5)的翼展的厚度。这种特定翼展方向函数(F5)可以在图6A上观察到。将所述翼展方向函数(F5)应用于厚度参数的结果定义了最终升力面(6)沿着其翼展的厚度。

最后，在步骤(d)中，通过藉由作为数学函数的转移函数沿着经修改的升力面(5)的翼展插值该至少一个翼型来创建最终升力面(6)的外部几何结构。

图6B示出了在执行步骤(c)和(d)之后获得的最终升力面平面形状(6.1)，其中，与第一升力面平面形状(示出在图1A上)相比，其几何结构参数(翼展(6.4)、翼根弦(6.5)、翼尖弦(6.6)、25％处的后掠角(6.7)和上反角))已由于应用最后翼展方向函数(F5)以获得最终升力面(6)的厚度而被修改。

应用最后翼展方向函数(F5)以获得最终升力面(6)的厚度的结果呈现在图6C上。特别地，图6C示出了两个最终升力面(6)的立体图，每个最终升力面对应于图6B所示的平面形状(6.1)。每个最终升力面(6)对应于在完成本方法之后获得的飞行器升力面的外部几何结构的最终设计。

Claims

1.一种设计飞行器升力面的外部几何结构的方法，所述方法包括以下步骤：

(a)根据平面形状(1.1)定义对应于初始升力面(1)的几何形状，其中，所述初始升力面(1)由所述升力面的至少五个几何结构参数和多个形状修改参数定义；

(b)将翼展方向函数应用于所述初始升力面(1)的至少一个形状修改参数来修改所述初始升力面(1)的几何形状，以获得经修改的升力面(2，3，4，5)；

(c)基于至少一个预定义翼型，定义至少一个翼型在沿着在步骤(b)中获得的所述经修改的升力面(2，3，4，5)的翼展的给定翼展位置处的厚度；以及

(d)通过藉由转移函数沿着所述经修改的升力面(2，3，4，5)的翼展插值所述至少一个翼型来定义飞行器最终升力面(6)的外部几何结构。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤(a)中定义的所述几何形状是梯形形状。

3.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述至少五个几何结构参数包括翼展、翼根弦、翼尖弦、25％处的后掠角和上反角中的至少一个。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述多个形状修改参数至少包括前缘。

5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述多个形状修改参数至少包括后缘。

6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述多个形状修改参数至少包括后掠角。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述多个形状修改参数至少包括厚度。

8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述多个形状修改参数至少包括扭转。

9.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述多个形状修改参数至少包括上反角。

10.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述步骤(b)包括将翼展方向函数应用于多个形状修改参数来修改所述初始升力面(1)的几何形状。

11.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，在步骤(b)中应用的所述翼展方向函数是具有表示区间[0,1]中的翼展无量纲位置的单一输入变量的函数。

12.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述翼展方向函数是数学模型，比如，多项式、Nurbs、Nurbs-拟合、样条或在区间[0,1]上定义的任何其他实值单值函数，所述数学模型被配置成由控制点和取决于它们中的每一个的参数控制。

13.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，在步骤(d)中应用的所述转移函数是实值单值函数族的数学函数。