一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法及系统技术方案

技术编号：40956277 阅读：2 留言：0更新日期：2024-04-18 20:33

本发明专利技术涉及一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法。首先对飞行器坐标系进行规定，规定X轴为飞行器轴向，方向指向飞行器尾部，Y向为飞行器法向，方向指向飞行器上方，Z向为飞行器展向，符合右手系；读入翼前缘离散网格，搜索出翼前缘最大长度方向(一般为飞行器展向)；其次，沿最大长度方向将翼前缘网格近似均分为n段，搜索每段中翼前缘网格的零攻角、零侧滑来流标定的驻点单元格心坐标(Xi,Yi,Zi)，共得到n个格心坐标；最后，采用得到的n个格心坐标进行线性拟合可得到翼前缘特征线，采用该直线与零攻角、零侧滑来流可求解出翼前缘的后掠角。本发明专利技术能够实现任意复杂外形离散网格系统翼前缘后掠角的有效求解。

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【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法及系统，属于飞行器气动设计。

技术介绍

1、现有航空航天器多采用面对称的复杂气动外形，这种复杂外形飞行器总体方案论证阶段，存在各约束的高度耦合，需要反复迭代，逐步逼近，寻找最优的总体布局方案。这一过程中往往需要借助气动力/热的快速评估方法来反复评估以实现研究方案的快速闭环，可以说，气动力/热快速预测方法已成为高超声速飞行器设计的重要环节，可以节省大量的人力物力。

2、而飞行器翼前缘后掠角是影响气动力/热预测的关键参数之一，现有气动力/热快速预测方法翼前缘后掠角都在事先给定，对于多个翼面、舵面等问题需要事先给定多个后掠角，这使得方法的人工干预较多，易出错，尤其工程上对于网格离散系统的复杂外形翼面而言，如何让计算机自动搜索并计算出翼前缘后掠角是快速求解离散网格系统气动力/热的一大难题。

技术实现思路

1、本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，根据现有高超声速飞行器气动特性快速预测方法中翼前缘后掠角的求解需要，提供了一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法。

2、本专利技术的技术解决方案是：

3、一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，包括：

4、确定飞行器坐标系0-xyz；

5、读入翼前缘离散网格，搜索出翼前缘区域最大长度方向；

6、沿最大长度方向将翼前缘网格均分为n段，搜索每段中采用零攻角、零侧滑来流标定的翼前缘驻点单元格心坐标(xi,yi,zi)，共得到n个格心坐标；</p>

7、采用得到的n个格心坐标进行线性拟合得到翼前缘特征线，采用该特征线与零攻角、零侧滑来流求解出翼前缘的后掠角。

8、进一步的，飞行器坐标系具体为：规定x轴为飞行器轴向，方向指向飞行器尾部，y向为飞行器法向，方向指向飞行器上方，z向为飞行器展向，符合右手系；原点是飞行器质心。

9、进一步的，所述翼前缘区域最大长度方向为飞行器翼前缘展向。

10、进一步的，均分的n段取值范围为10>n>2。

11、进一步的，所述搜索每段中采用零攻角、零侧滑来流标定的翼前缘驻点单元格心坐标(xi,yi,zi)，具体为：

12、计算均分后每段翼中的前缘网格单元内法向与来流单位向量(1,0,0)的点乘结果，取出每段中点乘结果最小的网格单元即为翼前缘驻点单元，其格心坐标记为(xi,yi,zi)。

13、进一步的，所述采用得到的n个格心坐标进行线性拟合可得到翼前缘特征线，采用该直线与零攻角、零侧滑来流可求解出翼前缘的后掠角，具体为：

14、对n个格心点进行线性拟合得到翼前缘特征线定义其方向为指向翼展方向，其单位方向向量为而来流单位方向向量为(1,0,0)，求解向量与来流单位方向向量为(1,0,0)的夹角δ，得到翼前缘后掠角为λ＝π/2-δ。

15、第二方面，

16、本专利技术还提出一种飞行器翼前缘后掠角的确定系统，包括：

17、坐标系定义模块：确定飞行器坐标系0-xyz；

18、格心坐标确定模块：读入翼前缘离散网格，搜索出翼前缘区域最大长度方向；沿最大长度方向将翼前缘网格均分为n段，搜索每段中采用零攻角、零侧滑来流标定的翼前缘驻点单元格心坐标(xi,yi,zi)，共得到n个格心坐标；

19、翼前缘的后掠角计算模块：采用得到的n个格心坐标进行线性拟合得到翼前缘特征线，采用该特征线与零攻角、零侧滑来流求解出翼前缘的后掠角。

20、本专利技术与现有技术相比的优点：

21、现有气动力快速预测方法翼前缘后掠角都在事先给定，对于多个翼面、舵面等问题需要事先给定多个后掠角，这使得方法的人工干预较多，易出错，尤其工程上对于网格离散系统的复杂外形翼面而言，如何让计算机自动搜索并计算出翼前缘后掠角是快速求解离散网格系统气动力的一大难题。本专利技术方法针对现有工程研究中复杂外形下计算机自动搜索离散网格系统中翼前缘的掠角这一难题，专利技术了一种能够让计算机自动搜索并计算出翼前缘后掠角的求解方法，实现任意复杂外形离散网格系统翼前缘后掠角的有效求解，为工程研究中复杂外形高超声速气动力的快速评估提供技术支撑。

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【技术保护点】

1.一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于包括：

2.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：飞行器坐标系具体为：规定X轴为飞行器轴向，方向指向飞行器尾部，Y向为飞行器法向，方向指向飞行器上方，Z向为飞行器展向，符合右手系；原点是飞行器质心。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：所述翼前缘区域最大长度方向为飞行器翼前缘展向。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：均分的n段取值范围为10>n>2。

5.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：所述搜索每段中采用零攻角、零侧滑来流标定的翼前缘驻点单元格心坐标(Xi,Yi,Zi)，具体为：

6.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：所述采用得到的n个格心坐标进行线性拟合可得到翼前缘特征线，采用该直线与零攻角、零侧滑来流可求解出翼前缘的后掠角，具体为：

7.一种飞行器翼前缘后掠角的确定系统，其特征在于包括：

8.根据权利要求7所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定系统，其特征在于：规定X轴为飞行器轴向，方向指向飞行器尾部，Y向为飞行器法向，方向指向飞行器上方，Z向为飞行器展向，符合右手系；原点是飞行器质心。

9.根据权利要求7所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定系统，其特征在于：所述搜索每段中采用零攻角、零侧滑来流标定的翼前缘驻点单元格心坐标(Xi,Yi,Zi)，具体为：

10.根据权利要求7所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定系统，其特征在于：所述采用得到的n个格心坐标进行线性拟合可得到翼前缘特征线，采用该直线与零攻角、零侧滑来流可求解出翼前缘的后掠角，具体为：

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【技术特征摘要】

1.一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于包括：

2.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：飞行器坐标系具体为：规定x轴为飞行器轴向，方向指向飞行器尾部，y向为飞行器法向，方向指向飞行器上方，z向为飞行器展向，符合右手系；原点是飞行器质心。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：所述翼前缘区域最大长度方向为飞行器翼前缘展向。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：均分的n段取值范围为10>n>2。

5.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，其特征在于：所述搜索每段中采用零攻角、零侧滑来流标定的翼前缘驻点单元格心坐标(xi,yi,zi)，具体为：

6.根据权利要求1所述的一种飞行器翼前缘后掠角的确定方法，...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘晓文，陈刚，马林静，杨云军，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：

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