一种扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法与流程

1.本发明涉及固定翼飞行器机翼翼型结构设计技术领域，尤其涉及的是一种扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法。


背景技术：

2.随着社会生产力的进步和航空航天事业的不断发展，节能、高效已经成为固定翼飞行器技术研发的必然趋势，而减阻技术对于降低飞行器能耗、提升气动效率意义重大，其中机翼翼型对飞行器的气动性能起到决定性作用。因此，如何优化固定翼飞行器的翼型结构，设计出具有优良流动减阻效果的机翼是航空航天领域需要迫切解决的技术难题。自然界中，典型飞行生物依靠其独特的翅膀结构特征可以在流体域中实现高效、低耗的飞行运动，这为新型仿生机翼的设计提供了借鉴。研究发现，大型鸮类翅膀前缘存在的微小的凸起结构以及在大型海洋生物座头鲸的鳍上发现的波浪状的结节能够有效提升生物在流体中的推动力和机动性，并且可以显著降低生物在高速运动中承受的流动阻力。
3.现有技术中，机翼仅仅是等截面的相对简单的机翼翼型，仍然有较大的流动阻力。
4.因此，现有技术还有待于改进和发展。


技术实现要素：

5.本发明要解决的技术问题在于，针对现有技术的上述缺陷，提供一种扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，旨在解决现有技术中机翼的流动阻力较大的问题。
6.本发明解决技术问题所采用的技术方案如下：
7.一种扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，包括步骤：
8.获取基础机翼的外形信息；其中，所述外形信息包括：翼根轮廓，翼尖轮廓，机翼前缘线以及机翼后缘线，所述翼根轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线，所述翼尖轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线；
9.确定所述基础机翼的若干个机翼轮廓；其中，所述机翼轮廓位于所述翼根轮廓与所述翼尖轮廓之间，所述机翼轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线；
10.对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓；其中，相邻两个所述机翼轮廓中分别进行尺寸放大和尺寸缩小；
11.根据所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓，得到仿生减阻机翼。
12.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，所述机翼轮廓与所述机翼后缘线的连接点为后缘交点；
13.所述对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓，包括：
14.以所述后缘交点为基点，对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓；其中，所述仿生轮廓的轮廓中线切线与所述机翼轮廓的轮廓中线切线重合，所述轮廓中线切线为轮廓中线上所述后缘交点处的切线，所述轮廓中线由所述机翼轮廓或仿生轮廓的内切圆的圆
心连接形成。
15.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，所述机翼轮廓与所述机翼前缘线的连接点为前缘交点，所述仿生轮廓中与所述前缘交点对应的点为仿生前缘交点，所述翼根轮廓中与所述前缘交点对应的点为翼根前缘交点，所述翼尖轮廓中与所述前缘交点对应的点为翼尖前缘交点；
16.所述根据所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓，得到仿生减阻机翼，包括：
17.依次连接所述翼尖前缘交点、所述仿生前缘交点、所述翼根前缘交点，得到仿生前缘曲线；
18.以所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓为轮廓曲线，以所述机翼后缘线和所述仿生前缘曲线为引导线，创建多截面曲面得到仿生减阻机翼。
19.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，所述翼根轮廓中与所述后缘交点对应的点为翼根后缘交点，所述翼尖轮廓中与所述后缘交点对应的点为翼尖后缘交点；
20.所述外形信息还包括：扭转角；其中，所述扭转角为翼根连线和翼尖连线在所述翼根轮廓所在平面上投影所形成的夹角，所述翼根连线为所述翼根前缘交点与所述翼根后缘交点的连接线，所述翼尖连线为所述翼尖前缘交点与所述翼尖后缘交点的连接线。
21.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，所述扭转角为3
°‑8°
。
22.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，所述尺寸放大的比例为1.1-1.3，所述尺寸缩小的比例为0.8-0.95。
23.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，各所述机翼轮廓之间的间距相等。
24.所述的扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，其中，所述方法还包括：
25.对所述仿生减阻机翼进行流场特性计算，得到所述仿生减阻机翼的压力分布云图；
26.根据所述压力分布云图，重新对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓，以得到新的仿生减阻机翼。
27.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其中，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一项所述方法的步骤。
28.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的方法的步骤。
29.有益效果：由于仿生轮廓进行了缩放，与之前的机翼轮廓相比，放大的仿生轮廓处形成波浪状结构的波峰，缩小的仿生轮廓处形成波浪状结构的波谷。与基础机翼相比，由于流体在经过仿生减阻机翼的波谷时，会形成局部湍流，并形成负压区域，从而减小了机翼与流体之间的摩擦阻力。所述波峰与波谷的高度差值为振幅，根据仿生前缘气动理论分析，仿生前缘结构的设计可以在波谷区域形成低压区，在机翼从翼根到翼尖方向形成压力梯度，增加边界层能量交换，提升气动性能；但是振幅过大、波峰和波谷的数量过少，机翼的投影
面积减小，会使机翼气动性能恶化，升力系数降低，阻力系数增大，因此针对本发明中涉及的基础机翼，经过上述参数化建模方法的机翼具有较好的气动性能。
附图说明
30.图1为本发明中的基础机翼示意图；
31.图2为本发明中的基础机翼的翼尖方向视图；
32.图3为本发明中的基础机翼的俯视图；
33.图4为本发明中的基础机翼扭转角的示意图；
34.图5为本发明中的仿生平面与基础机翼轮廓示创建示意图；
35.图6为本发明中的基础轮廓中线与基础轮廓中线切线示意图；
36.图7为本发明中当0＜λ＜1时，仿生轮廓中线创建示意图；
37.图8为本发明中当λ＞1时，仿生轮廓中线创建示意图；
38.图9为本发明中仿生机翼的前缘曲线和仿生机翼的后缘线创建示意图；
39.图10为本发明中仿生减阻机翼示意图；
40.图11为本发明中仿生减阻机翼的俯视图；
41.图12为本发明中仿生减阻机翼的翼根方向视图；
42.图13为本发明中仿生减阻机翼的翼尖方向视图；
43.图14为本发明中含有仿生减阻机翼的仿生飞行器模型；
44.图15为本发明中仿生飞行器在来流速度为50m/s情况下的压力分布云图。
45.图16为本发明扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法的流程图。
46.附图标记说明：
47.1、基础机翼；11、翼根平面；12、翼尖平面；13、翼根轮廓；14、翼尖轮廓；15、翼根弦长；16、翼尖弦长；17、机翼前缘线；18、机翼后缘线；19、翼长；110、扭转角；111、翼尖前缘交点；112、翼根前缘交点；113、翼尖后缘交点；114、翼根后缘交点；21、机翼轮廓；21-n、第n个机翼轮廓；22、仿生平面；22-n、第n个仿生平面；23-n、第n个前缘交点；24-n、第n个后缘交点；25-n、第n个机翼轮廓的轮廓中线；26-n、第n个轮廓中线切线；27-n、第n个仿生轮廓；28-n、第n个仿生轮廓的轮廓中线；29-n、第n个仿生轮廓的轮廓中线切线；210-n、第n个仿生前缘交点；211-n、第n个仿生后缘交点；212、仿生前缘曲线；213、仿生后缘线；3、仿生飞行器；31、仿生减阻机翼；32、飞行器主体；dn、第n个仿生平面与相邻仿生平面或翼尖平面的间距。
具体实施方式
48.为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚、明确，以下参照附图并举实施例对本发明进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
49.请同时参阅图1-图16，本发明提供了一种扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法的一些实施例。
50.如图16所示，本发明的一种扭转变截面仿生减阻机翼翼型的参数化建模设计方法，包括以下步骤：
51.步骤s100、获取基础机翼的外形信息；其中，所述外形信息包括：翼根轮廓，翼尖轮
廓，机翼前缘线以及机翼后缘线，所述翼根轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线，所述翼尖轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线。
52.具体地，如图1-图4、以及图14所示，翼根轮廓13是指机翼朝向飞行器主体32一侧的截面形成的轮廓，翼尖轮廓14是指机翼远离飞行器主体32一侧的截面形成的轮廓。机翼前缘线17是指机翼朝向飞机行驶方向一侧的边缘的线，机翼后缘线18是指机翼远离飞机行驶方向一侧的边缘的线。翼根轮廓13和翼尖轮廓14均包括上曲线和下曲线，上曲线是指位于机翼前缘线17和机翼后缘线18上方的曲线，下曲线是指位于机翼前缘线17和机翼后缘线18下方的曲线，翼根轮廓13的上曲线的前端与下曲线的前端连接形成翼根前缘交点112，该翼根前缘交点112为翼根轮廓13与机翼前缘线17的交点，翼根轮廓13的上曲线的后端与下曲线的后端连接形成翼根后缘交点114，该翼根后缘交点114为翼根轮廓13与机翼后缘线18的交点，翼尖轮廓14的上曲线的前端与下曲线的前端连接形成翼尖前缘交点111，该翼尖前缘交点111为翼尖轮廓14与机翼前缘线17的交点，翼尖轮廓14的上曲线的后端与下曲线的后端连接形成翼尖后缘交点113，该翼尖后缘交点113为翼尖轮廓14与机翼后缘线18的交点。
53.翼根(或翼尖)轮廓的上曲线的前端与下曲线的前端连接形成圆弧形，翼根(或翼尖)轮廓的上曲线的后端与下曲线的前端连接形成尖角形。
54.如图4所示，所述外形信息还包括：扭转角110；其中，所述扭转角110为翼根连线和翼尖连线在所述翼根轮廓13所在平面上投影所形成的夹角，所述翼根连线为所述翼根前缘交点112与所述翼根后缘交点114的连接线，所述翼尖连线为所述翼尖前缘交点111与所述翼尖后缘交点113的连接线。
55.需要说明的是，翼尖前缘交点111位于翼根前缘交点112的下方，翼尖后缘交点113位于翼根后缘交点114的上方，机翼在长度方向形成扭转，有利于抵抗在飞行过程中流体对机翼的扭转。机翼前缘线17可以是直线或曲线，机翼后缘线18可以是直线或曲线，这里的曲线可以是平面曲线，也可以是立体(3d)曲线。
56.如图2和图4所示，翼根轮廓13的面积大于翼尖轮廓14的面积。在飞机行驶方向上，翼尖前缘交点111和翼根前缘交点112是平齐的，翼尖后缘交点113位于翼根后缘交点114的前方。
57.步骤s200、确定所述基础机翼的若干个机翼轮廓；其中，所述机翼轮廓位于所述翼根轮廓与所述翼尖轮廓之间，所述机翼轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线。
58.具体地，如图5所示，在机翼的长度方向上不同位置的截面形成机翼轮廓21，机翼轮廓21包括上曲线和下曲线，机翼轮廓21的上曲线的前端与下曲线的前端连接形成前缘交点，机翼轮廓21的上曲线的后端与下曲线的后端连接形成后缘交点。
59.如图4-图6所示，所述机翼轮廓21与所述机翼后缘线18的连接点为后缘交点(如，第n个后缘交点24-n)，所述机翼轮廓21与所述机翼前缘线17的连接点为前缘交点(如，第n个前缘交点23-n)。所述翼根轮廓13中与所述后缘交点对应的点为翼根后缘交点114，所述翼尖轮廓14中与所述后缘交点对应的点为翼尖后缘交点113。
60.如图5和图6所示，机翼轮廓21具有轮廓中线(如，第n个机翼轮廓21-n具有第n个机翼轮廓的轮廓中线25-n)，轮廓中线为机翼轮廓21的内切圆的圆心连接形成的线，这里的内
切圆是指分别与机翼轮廓21的上曲线和下曲线相切的圆，内切圆有多个，多个内切圆的圆心连接形成曲线。由于机翼轮廓21的后端呈尖角形，因此，后缘交点位于轮廓中线上。轮廓中线切线为轮廓中线在后缘交点处的切线(如，第n个轮廓中线切线26-n为第n个机翼轮廓的轮廓中线25-n在第n个后缘交点24-n处的切线)，轮廓中线切线与轮廓中线相切。
61.步骤s300、对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓；其中，相邻两个所述机翼轮廓中分别进行尺寸放大和尺寸缩小。
62.具体地，如图5、图7和图8所示，为了在机翼上形成类似座头鲸鳍的波浪状结构，对机翼轮廓21进行尺寸缩放，得到仿生轮廓，尺寸缩放是指改变机翼轮廓21的尺寸大小，不改变机翼轮廓21的形状，因此，也称均匀缩放，得到的仿生轮廓与机翼轮廓21相似。
63.所述仿生轮廓中与所述前缘交点对应的点为仿生前缘交点(如，第n个仿生前缘交点210-n)，仿生轮廓中与所述后缘交点对应的点为仿生后缘交点(如，第n个仿生后缘交点211-n)，所述翼根轮廓13中与所述前缘交点对应的点为翼根前缘交点112，所述翼尖轮廓14中与所述前缘交点对应的点为翼尖前缘交点111。
64.对于尺寸缩放比例λ，尺寸放大时，λ＞1，尺寸缩小时，0＜λ＜1。例如，所述尺寸放大的比例为1.1-1.3，所述尺寸缩小的比例为0.8-0.95。当然，可以根据需要对机翼轮廓21进行缩放，有些机翼轮廓21的缩放的比例较大，有些机翼轮廓21的缩放的比例较小，例如，靠近飞行器主体32的机翼轮廓21的缩放的比例较大，远离飞行器主体32的机翼轮廓21的缩放的比例较小。也可以采用等比例缩放，也就是说，所有机翼轮廓21尺寸放大的比例相同，所有机翼轮廓21尺寸缩小的比例相同，例如，尺寸放大的比例为1.2，尺寸缩小的比例为0.9。
65.各机翼轮廓21之间的间距可以根据需要调整，间距越小，形成波浪状结构的波峰波谷数量较多，间距越大，形成波浪状结构的波峰波谷数量较少。例如，靠近飞行器主体32的机翼轮廓21之间间距较小，远离飞行器主体32的机翼轮廓21之间间距较小。各所述机翼轮廓21之间的间距也可以是相等。
66.这种模仿生物的波浪前缘结构对机翼的气动性能产生较大的影响，仿生前缘结构可以抑制流动分离、改善失速性能，另外试验研究表明仿生前缘结构可以增大最大升力系数，并略微降低阻力系数，仿生前缘结构能够诱导产生旋涡，进而增加边界层间的能量交换，由此产生的流场结构改变使得具有仿生前缘结构的机翼具有更佳的气动性能。
67.步骤s300具体包括：
68.步骤s310、以所述后缘交点为基点，对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓；其中，所述仿生轮廓的轮廓中线切线与所述机翼轮廓的轮廓中线切线重合，所述轮廓中线切线为轮廓中线上所述后缘交点处的切线，所述轮廓中线由所述机翼轮廓或仿生轮廓的内切圆的圆心连接形成。
69.具体地，以后缘交点为基点，意味着后缘交点的位置不变，则仿生轮廓的仿生后缘交点与机翼轮廓21的后缘交点重合，基础机翼1的机翼后缘线18与仿生减阻机翼31的仿生后缘曲线213重合。
70.举例说明，如图7和图8所示，第n个仿生轮廓27-n的仿生后缘交点(即第n个仿生后缘交点211-n)与第n个机翼轮廓21-n的后缘交点(即第n个后缘交点24-n)重合。如图3、图9以及图11所示，基础机翼1的机翼后缘线18与仿生减阻机翼31的仿生后缘线213重合。
71.如图7和图8所示，缩放后的仿生轮廓与机翼轮廓21对比时，仿生轮廓的轮廓中线切线与机翼轮廓21的轮廓中线切线重合，当然，仿生轮廓的轮廓中线与机翼轮廓21的轮廓中线相切。放大的仿生轮廓中仿生前缘交点位于机翼轮廓21的前缘交点之前，缩小的仿生轮廓中仿生前缘交点位于机翼轮廓21的前缘交点之后。放大的仿生轮廓的上曲线位于机翼轮廓21的上曲线的上方，缩小的仿生轮廓的上曲线位于机翼轮廓21的上曲线的下方，缩放前后，机翼轮廓21的下曲线与仿生轮廓的下曲线主要是长度变化了，位置变化不大。则在仿生减阻机翼31的前端和上侧都能形成波浪状结构。
72.步骤s400、根据所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓，得到仿生减阻机翼。
73.具体地，得到仿生轮廓后，根据翼根轮廓13、翼尖轮廓14以及所有仿生轮廓，得到仿生减阻机翼31。由于仿生轮廓进行了缩放，与之前的机翼轮廓21相比，放大的仿生轮廓处形成波浪状结构的波峰，缩小的仿生轮廓处形成波浪状结构的波谷。与基础机翼1相比，由于流体在经过仿生减阻机翼31的波谷时，会形成局部湍流，并形成负压区域，从而减小了机翼与流体之间的摩擦阻力。
74.步骤s400具体包括：
75.步骤s410、依次连接所述翼尖前缘交点、所述仿生前缘交点、所述翼根前缘交点112，得到仿生前缘曲线212。
76.步骤s420、以所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓为轮廓曲线，以所述机翼后缘线和所述仿生前缘曲线为引导线，创建多截面曲面得到仿生减阻机翼。
77.如图9和图10所示，依次连接翼尖前缘交点111、仿生前缘交点、翼根前缘交点112形成仿生前缘曲线212，由于仿生前缘交点的位置发生了变化，则得到的仿生前缘曲线212为立体曲线，具体呈波浪状。
78.如图9、图12以及图13所示，以翼根轮廓13，翼尖轮廓14和仿生轮廓为轮廓曲线，以机翼后缘线18和仿生前缘曲线212为引导线，则可以创建多截面曲面，得到仿生减阻机翼31的外形。需要说明的是，各上曲线排列形成的上表面各处圆滑过渡，各下曲线排列形成的下表面各处圆滑过渡。
79.步骤s500、对所述仿生减阻机翼进行流场特性计算，得到所述仿生减阻机翼的压力分布云图。
80.步骤s600、根据所述压力分布云图，重新对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓，以得到新的仿生减阻机翼。
81.具体地，如图14和图15所示，得到仿生减阻机翼31后，可以进行流场特性计算，得到压力分布云图，对压力分布云图进行分析，则可以重新执行步骤s300，从而得到新的仿生减阻机翼，进一步优化仿生减阻机翼31的性能。得到仿生减阻机翼31后，可以基于仿生减阻机翼31进行机翼制作，得到实体产品。
82.具体实施例一
83.(1)首先，确定基础机翼1的外形信息，本实施方式中基础机翼的翼根弦长15为475mm，基础机翼的翼尖弦长16为300mm，基础机翼的翼长19为1645mm，翼根前缘交点112与翼根后缘交点114连线所成直线在基础机翼的翼根平面11(即翼根轮廓13所在的平面)上投影定义为0
°
(即与坐标轴重合)，基础机翼的扭转角110为5
°
；
84.(2)创建机翼轮廓21：根据步骤(1)中确定的基础机翼，在基础机翼的翼根平面11和基础机翼的翼尖平面12(即翼尖轮廓14所在的平面)之间建立多个仿生平面22和机翼轮廓21，如第1个仿生平面22-1、第2个仿生平面22-2、第3个仿生平面22-3、
……
、第n个仿生平面22-n，如，第1个机翼轮廓21-1、第2个机翼轮廓21-2、
……
、第n个机翼轮廓21-n；第1个仿生平面22-1与翼尖平面的间距为d1、第2个仿生平面22-2与第1个仿生平面22-1的间距为d2、
……
、第n个仿生平面22-n与第n-1个仿生平面22-1的间距为dn。本实施方式中，仿生前缘凸起(即波浪状结构的波峰)数量n＝5，仿生平面数量n＝9，平面间距离d1＝d2＝d3＝
……
＝d9＝164mm；
85.(3)提取机翼轮廓21的几何信息：基础机翼的机翼前缘线17与机翼轮廓21的交点为前缘交点，基础机翼的机翼后缘线18与机翼轮廓21的交点为后缘交点，机翼轮廓21内各内切圆圆心的连线称为基础轮廓的轮廓中线25，与基础轮廓的轮廓中线25相切且过后缘交点的切线为基础轮廓的轮廓中线切线；
86.(4)创建仿生轮廓：在本实例中将第1个机翼轮廓21-1、第3个机翼轮廓21-3、第5个机翼轮廓21-5、第7个机翼轮廓21-7和第9个机翼轮廓21-9进行λ＝1.2的放大操作，第2个机翼轮廓21-2、第4个机翼轮廓21-4、第6个机翼轮廓21-6、第8个机翼轮廓21-8进行λ＝0.9的缩小操作，得到第1个仿生轮廓27-1、第2个仿生轮廓27-2、
……
、第n个仿生轮廓27-n(具体为，第9个仿生轮廓27-9)；
87.该步骤的优点是基础机翼的翼根轮廓13的尺寸没有进行修改，可以保证与飞行器主体32的准确接合；
88.(5)创建仿生前缘交点和仿生后缘交点；
89.(6)创建仿生前缘曲线212和仿生后缘线213：在本实例中，在catia环境中，按照从翼尖到翼根的顺序依次连接翼尖前缘交点111、仿生前缘交点210-1～210-n和翼根前缘交点112创建3d曲线，得到仿生前缘曲线212；在catia环境中，按照从翼尖到翼根的顺序依次连接翼尖后缘交点113、仿生后缘交点211-1～211-n和翼根后缘交点114创建3d曲线，得到仿生后缘线213；
90.(7)创建仿生减阻机翼31：在本实例中，在catia环境中，以仿生轮廓27、基础机翼的翼根轮廓13和基础机翼的翼尖轮廓14作为轮廓曲线，以仿生前缘曲线212和仿生后缘线213作为引导线，创建多截面曲面得到仿生减阻机翼31。
91.(8)为了验证所述参数化建模设计方法的可行性，将创建好的仿生减阻机翼31与飞行器主体32连接后，得到仿生飞行器3，对仿生飞行器3进行流场特性计算，得到在来流速度为50m/s情况下的压力分布云图，进一步优化本设计方法的参数即可以得到适用于基础机翼1的仿生优化机翼模型。
92.本发明还提供了一种计算机设备的较佳实施例：
93.本发明实施例的计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
94.获取基础机翼的外形信息；其中，所述外形信息包括：翼根轮廓，翼尖轮廓，机翼前缘线以及机翼后缘线，所述翼根轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线，所述翼尖轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线；
95.确定所述基础机翼的若干个机翼轮廓；其中，所述机翼轮廓位于所述翼根轮廓与
所述翼尖轮廓之间，所述机翼轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线；
96.对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓；其中，相邻两个所述机翼轮廓中分别进行尺寸放大和尺寸缩小；
97.根据所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓，得到仿生减阻机翼。
98.本发明还提供了一种计算机可读存储介质的较佳实施例：
99.本发明实施例的计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
100.获取基础机翼的外形信息；其中，所述外形信息包括：翼根轮廓，翼尖轮廓，机翼前缘线以及机翼后缘线，所述翼根轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线，所述翼尖轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线；
101.确定所述基础机翼的若干个机翼轮廓；其中，所述机翼轮廓位于所述翼根轮廓与所述翼尖轮廓之间，所述机翼轮廓的两端分别连接所述机翼前缘线和所述机翼后缘线；
102.对所述机翼轮廓进行尺寸缩放，得到仿生轮廓；其中，相邻两个所述机翼轮廓中分别进行尺寸放大和尺寸缩小；
103.根据所述翼根轮廓，所述翼尖轮廓和所述仿生轮廓，得到仿生减阻机翼。
104.应当理解的是，本发明的应用不限于上述的举例，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。