翼身融合飛機(jī)參數(shù)化CAD模型及其氣動(dòng)特性分析.pdf

1、本文以帶翼梢小翼的翼身融合飛機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化為背景，就復(fù)雜外形飛機(jī)CAD模型生成與翼梢小翼各參數(shù)的氣動(dòng)特性影響規(guī)律分析進(jìn)行了研究。
　　 針對(duì)復(fù)雜外形飛機(jī)參數(shù)化幾何模型生成問題，就曲線參數(shù)化方法、復(fù)雜外形飛機(jī)參數(shù)化、CATIA二次開發(fā)技術(shù)、CAD模型生成程序進(jìn)行研究?；贑ST方法描述參數(shù)化的翼型，使得在確保翼型幾何特征和一定的精度要求下，參數(shù)的數(shù)量較少；根據(jù)飛機(jī)幾何特征和氣動(dòng)特性簡(jiǎn)化模型，綜合運(yùn)用CST曲線、Hermite曲線

2、與幾何空間變換的技術(shù)，實(shí)現(xiàn)參數(shù)化模型的建立；選擇CATIA二次開發(fā)方法，制定二次開發(fā)流程，完成模型二次開發(fā)理論準(zhǔn)備；采用高斯列主元消去法處理理論模型中大量的高階線性方程組計(jì)算，提高數(shù)據(jù)計(jì)算精度與穩(wěn)定度；繼而，模塊化編制CAD模型生成程序。文中給出的算例表明，文中采取的參數(shù)化方法和CAD模型生成程序的成功。
　　 針對(duì)翼梢小翼的氣動(dòng)規(guī)律分析問題，分析小翼減阻機(jī)理、流場(chǎng)求解器求解方法，分析小翼高度、安裝角、傾斜角對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響