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申请/专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日：2023-12-25
公开（公告）日：2024-04-26
公开（公告）号：CN117932773A
主分类号：G06F30/15
分类号：G06F30/15;G06F30/20;G06F30/28;G06T17/20;G06F119/14;G06F113/28;G06F111/10
优先权：
专利状态码：在审-实质审查的生效
法律状态：2024.05.14#实质审查的生效;2024.04.26#公开
摘要：本说明书实施例提供了一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法，包括：确认翼型后缘襟翼位置和转轴位置，通过所述转轴改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下的机翼变形范围；其中，所述机翼变形范围包括襟翼的上翼面和下翼面的起点与终点；在所述起点和终点中间建立特征点矩阵，选取所述特征点矩阵的若干特征点形成若干Akima曲线；对所述Akima曲线进行CFD计算，以可以提供最高升阻比为标准，获取最终的变形曲线方案。本发明所设计的后缘襟翼变形形式实现了翼型到襟翼之间光滑连续变形，为后缘变弯度机翼的设计和优化提供一种可供工程使用的参数化设计方法。
主权项：1.一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法，其特征在于，包括：确认翼型后缘襟翼位置和转轴位置，通过所述转轴改变不同的后缘襟翼偏转角度，记录不同偏转角度下的机翼变形范围；其中，所述机翼变形范围包括襟翼的上翼面和下翼面的起点与终点；在所述起点和终点中间建立特征点矩阵，选取所述特征点矩阵的若干特征点形成若干Akima曲线；对所述Akima曲线进行CFD计算，以可以提供最高升阻比为标准，获取最终的变形曲线方案。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 中国航天空气动力技术研究院 一种翼型连续变弯度后缘参数化设计方法
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