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申请/专利权人：中国人民解放军陆军指挥学院

摘要：本发明公开了一种针对任意翼型风域的O型结构化网格划分方法，基于O型风域，结合控制点、驱动角进行翼型表面网格的划分，并分析划分效果和欠佳原因，根据欠佳原因对驱动角进行修正，最终得到比较好的翼型表面网格。与以往传统的网格划分方法不同，本发明方法得到的网格尺寸和网格分布特征具有相对一致性，具备非常好的自适应性，这是一种高效的翼型网格划分方法，经过修正的最有网格参数准确性高，对飞机翼型的气动性能设计具有重要意义，可以为未来的巡飞弹翼型设计和气动性能分析提供有力的理论和实践支撑。

主权项：1.一种针对任意翼型风域的O型结构化网格划分方法，其特征在于：包括如下步骤：Step1：构建标准化翼型平面坐标系，翼弦位于轴上，翼型前缘的坐标位置为，翼弦长度为1；若翼型曲线为闭口翼型，则翼型尾端的坐标位置为；若翼型曲线为钝口翼型，则翼型尾端的竖直线位于直线上，上弧线尾端组成点的横坐标为0，下弧线尾端组成点的横坐标为0；Step2：在标准化翼型平面坐标系上为翼型曲线添加O型风域，圆心坐标位置为，半径为；Step3：在翼型曲线上选择个组成点作为对整个翼型表面进行分区的控制点，记为，为偶数，且控制点的坐标位置为；若翼型曲线为闭口翼型，则控制点的坐标位置为，中间其余每连续的两个控制点为一组；设某一组中的两个控制点分别为和，，，控制点是上弧线组成点，控制点是横坐标与控制点最为接近的下弧线组成点；若翼型曲线为钝口翼型，则控制点为下弧线尾端组成点，控制点为上弧线尾端组成点，控制点为控制点和控制点连线的中点，中间其余每连续的两个控制点为一组；设某一组中的两个控制点分别为和，，控制点是上弧线组成点，控制点是横坐标与控制点最为接近的下弧线组成点；Step4：控制点的坐标位置为，控制点的坐标位置为，选取分区系数和，要求：，Step5：将控制点向O型风域的结构化网格扩散方向延伸的直线称为控制点的延伸控制线，将控制点的延伸控制线与轴正向的夹角称为控制点的驱动角，将控制点的延伸控制线与O型风域边界的交点称为控制点的驱动点，；控制点的坐标位置为，计算驱动点的坐标位置为：，Step6：确定驱动角为；Step7：对于闭口翼型，计算驱动角，其中：，为横坐标最接近控制点的上弧线组成点坐标，为横坐标最接近控制点的下弧线组成点坐标；对于钝口翼型，驱动角的取值为控制点和横坐标与之最为接近的下弧线组成点之间的连线与轴的夹角，驱动角的取值为控制点横坐标与之最为接近的上弧线组成点之间的连线与轴的夹角，驱动角；Step8：除去步骤Step5和步骤Step6确定的驱动角外，使用横坐标比例原则或者弧线长度比例原则计算其他中间驱动角；Step9：基于控制点的坐标位置及对应的驱动角，采用式（2）计算对应的驱动点；Step10：连接控制点及对应的驱动点形成对应的延伸控制线，结合O型风域和延伸控制线对翼型曲线进行O型结构化网格划分。

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