專利名稱：一種飛機(jī)翼身整流罩的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)翼身整流罩外形設(shè)計(jì)，特別地涉及一種飛機(jī)翼身整流罩的制作方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)翼身整流罩要滿足眾多系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)布置的空間需求，同時(shí)產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力應(yīng)盡可能的小，在翼身整流罩外形設(shè)計(jì)過(guò)程中，要經(jīng)過(guò)多輪協(xié)調(diào)，反復(fù)優(yōu)化，最終形成的外形一般表現(xiàn)為非規(guī)則的自由曲面。對(duì)于非規(guī)則的曲面，往往通過(guò)引導(dǎo)線和控制剖面線來(lái)生成。圖6所示的目前設(shè)計(jì)中廣泛采用樣條曲線來(lái)生成引導(dǎo)線61和控制線62，樣條曲線很大的特點(diǎn)是靈活、表達(dá)能力強(qiáng)，但同時(shí)也就很難控制，在工程設(shè)計(jì)中難以駕馭，具體體現(xiàn)在(1)樣條線本身需要很多輸入來(lái)定義，難以設(shè)計(jì)，同時(shí)也就很難調(diào)整；(2)樣條曲線非常靈活，品質(zhì)難以控制，繼而導(dǎo)致在此基礎(chǔ)上形成的曲面品質(zhì)無(wú)法保證。在反復(fù)協(xié)調(diào)優(yōu)化過(guò)程中，采用樣條曲線顯得力不從心，耗時(shí)費(fèi)力，另外，放樣規(guī)律難以人為控制，最后設(shè)計(jì)出的外形往往含有多塊碎面，不利于下游設(shè)計(jì)。總的來(lái)說(shuō)，目前整流罩外形設(shè)計(jì)普遍采用了樣條曲線，不足之處在于(I)樣條曲線難以設(shè)計(jì)；(2)設(shè)計(jì)結(jié)果難以調(diào)整；(3)曲面品質(zhì)難以保證；4)放樣規(guī)律難以控制。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明完全采用二次曲線實(shí)現(xiàn)翼身整流罩外形的快速參數(shù)化設(shè)計(jì)。與常用方法相比，省去了控制剖面線。根據(jù)本發(fā)明的一種飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，由兩條、三條或四條二次曲線作為引導(dǎo)線，其中一條為下邊界并指定其切矢方向垂直于飛機(jī)對(duì)稱面，采用二次曲線的掃略規(guī)律生成整體曲面外形，用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形，并通過(guò)熱壓成型制得飛機(jī)翼身整流罩。有利地，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，采用兩條二次曲線作為引導(dǎo)線，包括如下步驟(I)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)、下邊界線后端點(diǎn)各自的坐標(biāo)和上邊界線前端點(diǎn)、上邊界線后端點(diǎn)各自的坐標(biāo)，并分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)、下邊界線后端點(diǎn)各自的切矢和上邊界線前端點(diǎn)、上邊界線后端點(diǎn)各自的切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線和上邊界線各自的形狀因子；(2)分別根據(jù)前述步驟所確定的下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的切矢、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的切矢和下邊界線的形狀因子、上邊界線的形狀因子，設(shè)計(jì)翼身整流罩的下邊界線、上邊界線；(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線處的切矢曲面，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面，并設(shè)置翼身整流罩的上邊界線處的切矢曲面(設(shè)置的方向視實(shí)際需要)；(4)沿機(jī)身縱向作一直線，作為脊線，并設(shè)置沿脊線方向變化的二次曲線形狀因子;(5)以下邊界線、上邊界線作為引導(dǎo)線，以下邊界線處的切矢曲面、上邊界線處的切矢曲面作為控制切矢，并根據(jù)沿脊線變化的二次曲線形狀因子變化規(guī)律生成翼身整流罩曲面；(6)調(diào)整下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的切矢、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的切矢和下邊界線、上邊界線各自的形狀因子，調(diào)整沿脊線方向的二次曲線形狀因子變化規(guī)律，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(7)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(8)根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形制作模具，選用纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，按照翼身整流罩的受載情況鋪放纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，通過(guò)熱壓成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。有利地，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，采用三條二次曲線作為引導(dǎo)線，包括如下步驟(I)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)、下邊界線后端點(diǎn)各自的坐標(biāo)和上邊界線前端點(diǎn)、上邊界線后端點(diǎn)各自的坐標(biāo)，并分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)、下邊界線后端點(diǎn)各自的切矢和上邊界線前端點(diǎn)、上邊界線后端點(diǎn)各自的切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線和上邊界線各自的形狀因子；(2)分別根據(jù)前述步驟所確定的下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的切矢、上邊界線前端點(diǎn)及所述上邊界線后端點(diǎn)的切矢和下邊界線的形狀因子、上邊界線的形狀因子，生成二次曲線作為翼身整流罩的下邊界線、上邊界線；(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線處的切矢曲面，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面，并設(shè)置翼身整流罩的上邊界線處的切矢曲面(設(shè)置的方向視實(shí)際需要)；(4)分別設(shè)置翼身整流罩前邊界線和后邊界線各自的形狀因子，并且分別基于前邊界線和后邊界線各自的形狀因子，以及分別基于下邊界線前端點(diǎn)及上邊界線前端點(diǎn)的坐標(biāo)和切矢、下邊界線后端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和切矢，生成二次曲線作為翼身整流罩的前邊界線、后邊界線；(5)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第三引導(dǎo)線在前邊界線上在下邊界線前端點(diǎn)和上邊界線前端點(diǎn)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在后邊界線上在下邊界線后端點(diǎn)和上邊界線后端點(diǎn)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第三引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線作為第三引導(dǎo)線；(6)以下邊界線、上邊界線和第三引導(dǎo)線作為引導(dǎo)線，以下邊界線處的切矢曲面、 上邊界線處的切矢曲面作為控制切矢，采用二次曲線掃略生成翼身整流罩曲面；(7)調(diào)整下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的切矢、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的切矢、第三引導(dǎo)線端點(diǎn)在前后邊界線上的位置及對(duì)應(yīng)的切矢方向和第三引導(dǎo)線的形狀因子，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；
(8)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(9)根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形制作模具，選用纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，按照翼身整流罩的受載情況鋪放纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，通過(guò)熱壓成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。有利地，根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，采用四條二次曲線作為引導(dǎo)線，包括如下步驟(I)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)、下邊界線后端點(diǎn)各自的坐標(biāo)和上邊界線前端點(diǎn)、上邊界線后端點(diǎn)各自的坐標(biāo)，并分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)、下邊界線后端點(diǎn)各自的切矢和上邊界線前端點(diǎn)、上邊界線后端點(diǎn)各自的切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線和上邊界線各自的形狀因子；(2)分別根據(jù)前述步驟所確定的下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的切矢、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的切矢和下邊界線的形狀因子、上邊界線的形狀因子，生成二次曲線作為翼身整流罩的下邊界線、上邊界線；(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線處的切矢曲面，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面；(4)分別設(shè)置翼身整流罩前邊界線和后邊界線各自的形狀因子，并且分別基于前邊界線和后邊界線各自的形狀因子，以及分別基于下邊界線前端點(diǎn)及上邊界線前端點(diǎn)的坐標(biāo)和切矢、下邊界線后端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和切矢，生成二次曲線作為翼身整流罩的前邊界線、后邊界線；(5)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第三引導(dǎo)線在前邊界線上在下邊界線前端點(diǎn)和上邊界線前端點(diǎn)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在后邊界線上在下邊界線后端點(diǎn)和上邊界線后端點(diǎn)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第三引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線作為所述第三引導(dǎo)線；(6)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第四引導(dǎo)線在前邊界線上在下邊界線前端點(diǎn)和上邊界線前端點(diǎn)之間選定不同于第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)的另一點(diǎn)作為第四引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在后邊界線上在下邊界線后端點(diǎn)和上邊界線后端點(diǎn)之間選定不同于第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)的另一點(diǎn)作為第四引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第四引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線作為第四引導(dǎo)線；(7)以下邊界線、上邊界線、第三引導(dǎo)線和第四引導(dǎo)線作為引導(dǎo)線，以下邊界線處的切矢曲面作為控制切矢，采用二次曲線掃略生成翼身整流罩曲面；(8)調(diào)整下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)、上邊界線前端點(diǎn)及上邊界線后端點(diǎn)的坐標(biāo)和下邊界線前端點(diǎn)及下邊界線后端點(diǎn)的切矢、第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)及第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)坐標(biāo)、第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)及第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)處的切矢、第四引導(dǎo)線前端點(diǎn)及第四引導(dǎo)線后端點(diǎn)坐標(biāo)、第四引導(dǎo)線前端點(diǎn)及第四引導(dǎo)線后端點(diǎn)處的切矢、直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(9)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(10)根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形制作模具，選用纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，按照翼身整流罩的受載情況鋪放纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，通過(guò)熱壓成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法具有以下的特點(diǎn)(I)完全采用用二次曲線來(lái)描述和設(shè)計(jì)整流罩外形，保凸、流線；(2)實(shí)現(xiàn)參數(shù)化，參數(shù)簡(jiǎn)單且?guī)缀我饬x明確；(3)成形規(guī)律控制明確；(4)外形結(jié)果為單塊高品質(zhì)曲面。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法的優(yōu)點(diǎn)在于易理解、好操作、設(shè)計(jì)效率高、曲面品質(zhì)好、更改簡(jiǎn)單方便。


圖I為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法的示意圖；圖2a_2d示出了本發(fā)明的二次曲線確定方法的示意圖，其中圖2a為二次曲線幾何示意圖，圖2b-2d分別示出了二次曲線的三種確定方法；圖3為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法的一種實(shí)施方式的示意圖，在該實(shí)施方式中采用了兩條引導(dǎo)線；圖4為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法的另一種實(shí)施方式的示意圖，在該實(shí)施方式中采用了三條引導(dǎo)線；圖5為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法的再一種實(shí)施方式的示意圖， 在該實(shí)施方式中采用了四條引導(dǎo)線。
圖6為目前設(shè)計(jì)中采用樣條曲線來(lái)生成引導(dǎo)線和控制線的示意圖。
具體實(shí)施例方式下面本文將參照附圖詳細(xì)地提供本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方案的描述。圖I為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法的示意圖，其中，I1-I4四條縱向的實(shí)線為引導(dǎo)線，虛線為二次曲線的兩端切矢，曲面s為下邊界I1沿對(duì)稱面方向的拉伸面， 控制掃略過(guò)程中下邊界切矢方向，點(diǎn)劃線控制掃略方向。圖2a_2d示出了本發(fā)明的二次曲線確定方法原理的示意圖。二次曲線代數(shù)表達(dá)式Ax2+Bxy+Cy2+Dx+Ey+F。= O 二次曲線幾何示意圖如圖2a所示,其中，二次曲線端點(diǎn)A、 C，二次曲線切矢:AB(a)、BC(i3)，二次曲線形狀因子f = DE/BD。其中，二次曲線代數(shù)表達(dá)式含五個(gè)相互獨(dú)立的變量，由五個(gè)元素即可確定一條二次曲線，本發(fā)明用到的方法如下方法一端點(diǎn)位置(2個(gè))、端點(diǎn)切矢(2個(gè))、二次曲線形狀因子(I個(gè))；方法二 端點(diǎn)位置(2個(gè))、端點(diǎn)切矢(2個(gè))、內(nèi)部點(diǎn)位置(I個(gè))；方法三 端點(diǎn)位置(2個(gè))、一端點(diǎn)切矢(I個(gè))、內(nèi)部點(diǎn)位置(2個(gè))。三種方法均可通過(guò)CAD軟件或編程方便實(shí)現(xiàn)所定義的二次曲線?？梢岳斫獾氖?，類似地，由五個(gè)元素也可確定一個(gè)曲面，從而得到與上述三種方法相對(duì)應(yīng)的曲面確定方法方法一兩條邊界線的位置、兩條邊界線的切矢曲面、沿脊線方向的形狀因子變化規(guī)律；方法二 兩條邊界線的位置、兩條邊界線各自的切矢曲面、一條內(nèi)部引導(dǎo)線；方法三兩條邊界線的位置、其中一條邊界線的切矢曲面、兩條內(nèi)部引導(dǎo)線。在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式中，采用了兩條引導(dǎo)線，其操作步驟如下(參見圖3)(I)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)b、后端點(diǎn)d各自的坐標(biāo)和切矢，并分別設(shè)置上邊界線前端點(diǎn)a、后端點(diǎn)c各自的坐標(biāo)和切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線I1和上邊界線I2各自的形狀因子；(2)根據(jù)翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)b、后端點(diǎn)d各自的坐標(biāo)和切矢，以及下邊界線I1的形狀因子，利用上面所述的確定二次曲線的方法一設(shè)計(jì)翼身整流罩的下邊界線I1 ； 同樣，根據(jù)翼身整流罩上邊界線前端點(diǎn)a、后端點(diǎn)C各自的坐標(biāo)和切矢，以及上邊界線I2的形狀因子，利用上面所述的確定二次曲線的方法一設(shè)計(jì)翼身整流罩的上邊界線I2 ；(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線I1處的切矢曲面SL，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面，并設(shè)置翼身整流罩的上邊界線I2處的切矢曲面Su ；(4)沿機(jī)身縱向作一直線，作為脊線1，并設(shè)置沿所述脊線I方向變化的二次曲線形狀因子f ;(5)以所述下邊界線I1、上邊界線I2作為引導(dǎo)線，以所述下邊界線I1處的切矢曲面&、上邊界線I2處的切矢曲面Su作為控制切矢，并根據(jù)沿所述脊線I的二次曲線形狀因子f，采用二次曲線掃略(也即上述確定曲面的方法一)生成翼身整流罩曲面；(6)調(diào)整下邊界線前端點(diǎn)b及后端點(diǎn)d的坐標(biāo)和切矢、上邊界線前端點(diǎn)a及后端點(diǎn) c的坐標(biāo)和切矢、下邊界線和上邊界線的形狀因子、沿脊線I的二次曲線形狀因子f，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(7)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(8)根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形制作模具，選用玻璃纖維材料，按照翼身整流罩的受載情況根據(jù)常用的復(fù)合材料鋪層原則確定合理的鋪層數(shù)、鋪層角及鋪層順序，采用熱壓罐一次成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。圖4示出了本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施方式，其在二條引導(dǎo)線基礎(chǔ)上，增加一條二次曲線(第三引導(dǎo)線I3)作為內(nèi)部引導(dǎo)線(按二次曲線生成方法一生成)，取消沿脊線I變化的形狀因子f，采用二次曲線掃略規(guī)律(上述的曲面生成方法二)生成曲面。其中，為確保內(nèi)部引導(dǎo)線I2順利生成，采用二次曲線生成方法一設(shè)計(jì)前后邊界線lplK，在前后邊界線lplK 上分別設(shè)置內(nèi)部引導(dǎo)線I3的兩個(gè)端點(diǎn)。操作步驟如下(I)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)b、后端點(diǎn)d各自的坐標(biāo)和切矢，并分別設(shè)置上邊界線前端點(diǎn)a、后端點(diǎn)c各自的坐標(biāo)和切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線I1和上邊界線I2各自的形狀因子；(2)根據(jù)翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)b、后端點(diǎn)d各自的坐標(biāo)和切矢，以及下邊界線I1的形狀因子，利用上面所述的確定二次曲線的方法一設(shè)計(jì)翼身整流罩的下邊界線I1 ； 同樣，根據(jù)翼身整流罩上邊界線前端點(diǎn)a、后端點(diǎn)C各自的坐標(biāo)和切矢，以及上邊界線I2的形狀因子，利用上面所述的確定二次曲線的方法一設(shè)計(jì)翼身整流罩的上邊界線I2 ;(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線I1處的切矢曲面&，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面，并設(shè)置翼身整流罩的上邊界線I2處的切矢曲面Su ；(4)設(shè)置翼身整流罩前邊界線k的形狀因子，基于所述形狀因子，以及基于下邊界線前端點(diǎn)b及上邊界線前端點(diǎn)a的坐標(biāo)和切矢，生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)作為翼身整流罩的前邊界線k ;同樣地，設(shè)置翼身整流罩前后邊界線Ik的形狀因子，基于所述形狀因子，以及基于下邊界線后端點(diǎn)d及上邊界線后端點(diǎn)c的坐標(biāo)和切矢， 生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)設(shè)計(jì)翼身整流罩的后邊界線1K;(5)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第三引導(dǎo)線I3 :在前邊界線k上在下邊界線前端點(diǎn)b和上邊界線前端點(diǎn)a之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在后邊界線1,上在下邊界線后端點(diǎn)d和上邊界線后端點(diǎn)c之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第三引導(dǎo)線I3的形狀因子，生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)作為所述第三引導(dǎo)線I3 ;
(6)以下邊界線I1、上邊界線I2作為引導(dǎo)線，以所述下邊界線I1處的切矢曲面&、 上邊界線I2處的切矢曲面Su作為控制切矢，并以第三引導(dǎo)線I3作為內(nèi)部引導(dǎo)線，采用二次曲線掃略(也即上述確定曲面的方法二)生成翼身整流罩曲面；(7)調(diào)整下邊界線前端點(diǎn)b及后端點(diǎn)d的坐標(biāo)和切矢、上邊界線前端點(diǎn)a及后端點(diǎn) c的坐標(biāo)和切矢、下邊界線和上邊界線的形狀因子、內(nèi)部引導(dǎo)線(第三引導(dǎo)線I3)的端點(diǎn)位置、端點(diǎn)切矢和形狀因子，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(8)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(9)根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形制作模具，選用玻璃纖維材料，按照翼身整流罩的受載情況根據(jù)常用的復(fù)合材料鋪層原則確定合理的鋪層數(shù)、鋪層角及鋪層順序，采用熱壓罐一次成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。圖5示出了本發(fā)明的又一個(gè)實(shí)施方式，其在三條引導(dǎo)線基礎(chǔ)上再增加一條二次曲線(第四引導(dǎo)線I4)作為內(nèi)部引導(dǎo)線，同時(shí)，去除上邊界切矢控制曲面Su，采用二次曲線掃略規(guī)律(二次曲線生成方法三)生成曲面。其中，控制外形的參數(shù)包括(I)四點(diǎn)(上邊界線前端點(diǎn)a、下邊界線前端點(diǎn)b、上邊界線后端點(diǎn)C、下邊界線后端點(diǎn)d)坐標(biāo)；(2)翼身整流罩的前邊界線k兩端的切矢及形狀因子，后邊界線Ik兩端的切矢及形狀因子；(3)引導(dǎo)線 I1-I4各曲線端點(diǎn)切矢及形狀因子。操作步驟如下(I)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)b、后端點(diǎn)d各自的坐標(biāo)和切矢，并分別設(shè)置上邊界線前端點(diǎn)a、后端點(diǎn)c各自的坐標(biāo)和切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線I1和上邊界線I2各自的形狀因子；(2)根據(jù)翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)b、后端點(diǎn)d各自的坐標(biāo)和切矢，以及下邊界線I1的形狀因子，利用上面所述的確定二次曲線的方法一設(shè)計(jì)翼身整流罩的下邊界線I1 ； 同樣，根據(jù)翼身整流罩上邊界線前端點(diǎn)a、后端點(diǎn)C各自的坐標(biāo)和切矢，以及上邊界線I2的形狀因子，利用上面所述的確定二次曲線的方法一設(shè)計(jì)翼身整流罩的上邊界線I2 ;(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線I1處的切矢曲面&，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面；(4)設(shè)置翼身整流罩前邊界線k的形狀因子，基于所述形狀因子，以及基于下邊界線前端點(diǎn)b及上邊界線前端點(diǎn)a的坐標(biāo)和切矢，生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)作為翼身整流罩的前邊界線k ;同樣地，設(shè)置翼身整流罩前后邊界線Ik的形狀因子，基于所述形狀因子，以及基于下邊界線后端點(diǎn)d及上邊界線后端點(diǎn)c的坐標(biāo)和切矢， 生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)作為翼身整流罩的后邊界線1K;(5)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第三引導(dǎo)線I3 :在前邊界線k上在下邊界線前端點(diǎn)b和上邊界線前端點(diǎn)a之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在后邊界線1,上在下邊界線后端點(diǎn)d和上邊界線后端點(diǎn)c之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第三引導(dǎo)線I3的形狀因子，生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)作為所述第三引導(dǎo)線I3 ;(6)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第四引導(dǎo)線I4 :在前邊界線k上在下邊界線前端點(diǎn)b和上邊界線前端點(diǎn)a之間選定不同于第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)的另一點(diǎn)作為第四引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在后邊界線Ik上在下邊界線后端點(diǎn)d和上邊界線后端點(diǎn)c之間選定不同于第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)的另一點(diǎn)作為第四引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第四引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線(上面所述的確定二次曲線的方法一)作為第四引導(dǎo)線I4 ;(7)以下邊界線I1、上邊界線I2作為引導(dǎo)線，以所述下邊界線I1處的切矢曲面& 作為控制切矢，并以第三引導(dǎo)線I3、第四引導(dǎo)線I4作為內(nèi)部引導(dǎo)線，采用二次曲線掃略(也即上述確定曲面的方法三)生成翼身整流罩曲面；(8)調(diào)整下邊界線前端點(diǎn)b及后端點(diǎn)d的坐標(biāo)和切矢、上邊界線前端點(diǎn)a及后端點(diǎn)c的坐標(biāo)和切矢、下邊界線和上邊界線的形狀因子、內(nèi)部引導(dǎo)線(第三引導(dǎo)線I3、第四引導(dǎo)線I4)的端點(diǎn)位置、端點(diǎn)切矢和形狀因子，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(9)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(10)根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形制作模具，選用玻璃纖維材料，按照翼身整流罩的受載情況根據(jù)常用的復(fù)合材料鋪層原則確定合理的鋪層數(shù)、鋪層角及鋪層順序，采用熱壓罐一次成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。以上通過(guò)具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了較為詳細(xì)的說(shuō)明，但不僅僅限于這些實(shí)施例，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以有更多變化或改進(jìn)的其他實(shí)施例，而這些變化和改進(jìn)都屬于本發(fā)明的范圍。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，其特征在于，由兩條、三條或四條二次曲線作為引導(dǎo)線，其中一條引導(dǎo)線為下邊界線并指定所述下邊界線的切矢方向垂直于飛機(jī)機(jī)身對(duì)稱面，采用二次曲線的掃略規(guī)律生成所述飛機(jī)翼身整流罩的整體曲面外形，用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形，根據(jù)所述翼身整流罩外形，通過(guò)熱壓成型制得飛機(jī)翼身整流罩。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，其特征在于，該方法采用兩條二次曲線作為引導(dǎo)線，包括如下步驟(1)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)(b)、下邊界線后端點(diǎn)(d)各自的坐標(biāo)和上邊界線前端點(diǎn)(a)、上邊界線后端點(diǎn)(C)各自的坐標(biāo)，并分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn) (b)、下邊界線后端點(diǎn)(d)各自的切矢和上邊界線前端點(diǎn)(a)、上邊界線后端點(diǎn)(C)各自的切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線和上邊界線各自的形狀因子；(2)分別根據(jù)前述步驟(I)所確定的所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn) (d)的坐標(biāo)、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(C)的坐標(biāo)和所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的切矢、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(C)的切矢和所述下邊界線的形狀因子、所述上邊界線的形狀因子，設(shè)計(jì)翼身整流罩的下邊界線(U、上邊界線(I2)；(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線(I1)處的切矢曲面(SJ，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面，并設(shè)置翼身整流罩的上邊界線(I2)處的切矢曲面(Su)；(4)沿機(jī)身縱向作一直線，作為脊線(I)，并設(shè)置沿所述脊線(I)方向變化的二次曲線形狀因子⑴;(5)以所述下邊界線(I1)、上邊界線(I2)作為引導(dǎo)線，以所述下邊界線(I1)處的切矢曲面(SJ、上邊界線(I2)處的切矢曲面(Su)作為控制切矢，并根據(jù)沿所述脊線⑴方向的二次曲線形狀因子(f)，采用二次曲線掃略生成翼身整流罩曲面；(6)調(diào)整所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的坐標(biāo)、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的坐標(biāo)和所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的切矢、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的切矢、所述下邊界線的形狀因子、所述上邊界線的形狀因子和所述沿脊線(I)方向的二次曲線形狀因子(f)， 直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(7)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(8)根據(jù)所述翼身整流罩外形，通過(guò)熱壓成型制得飛機(jī)翼身整流罩。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，其特征在于，該方法采用三條二次曲線作為引導(dǎo)線，包括如下步驟(1)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)(b)、下邊界線后端點(diǎn)(d)各自的坐標(biāo)和上邊界線前端點(diǎn)(a)、上邊界線后端點(diǎn)(C)各自的坐標(biāo)，并分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)(b)、下邊界線后端點(diǎn)(d)各自的切矢和上邊界線前端點(diǎn)(a)、上邊界線后端點(diǎn)(C)各自的切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線和上邊界線各自的形狀因子；(2)分別根據(jù)前述步驟(I)所確定的所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的坐標(biāo)、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(C)的坐標(biāo)和所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的切矢、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(C)的切矢和所述下邊界線的形狀因子、所述上邊界線的形狀因子，生成二次曲線作為翼身整流罩的下邊界線(I1)、上邊界線(I2);(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線(I1)處的切矢曲面(SJ，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面，并設(shè)置翼身整流罩的上邊界線(I2)處的切矢曲面(Su)；(4)分別設(shè)置翼身整流罩前邊界線和后邊界線各自的形狀因子，并且分別基于所述前邊界線和所述后邊界線各自的形狀因子，以及分別基于所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述上邊界線前端點(diǎn)(a)的坐標(biāo)和切矢、所述下邊界線后端點(diǎn)(d)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的坐標(biāo)和切矢，生成二次曲線作為翼身整流罩的前邊界線(1J、后邊界線(Ik)；(5)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第三引導(dǎo)線(I3):在所述前邊界線(1J上在所述下邊界線前端點(diǎn)(b)和所述上邊界線前端點(diǎn)(a)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向， 在所述后邊界線(Ik)上在所述下邊界線后端點(diǎn)(d)和所述上邊界線后端點(diǎn)(c)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第三引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線作為所述第三引導(dǎo)線(I3);(6)以所述下邊界線(I1)、所述上邊界線(I2)作為引導(dǎo)線，以所述下邊界線(I1)處的切矢曲面(SJ、所述上邊界線(I2)處的切矢曲面(Su)作為控制切矢，并以所述第三引導(dǎo)線 (I3)作為內(nèi)部引導(dǎo)線，采用二次曲線掃略生成翼身整流罩曲面；(7)調(diào)整所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的坐標(biāo)、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的坐標(biāo)和所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的切矢、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的切矢、所述下邊界線的形狀因子、所述上邊界線的形狀因子和所述內(nèi)部引導(dǎo)線的端點(diǎn)位置、端點(diǎn)切矢和形狀因子，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(8)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(9)根據(jù)所述翼身整流罩外形，通過(guò)熱壓成型制得飛機(jī)翼身整流罩。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，其特征在于，該方法采用四條二次曲線作為引導(dǎo)線，包括如下步驟(1)分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn)(b)、下邊界線后端點(diǎn)(d)各自的坐標(biāo)和上邊界線前端點(diǎn)(a)、上邊界線后端點(diǎn)(c)各自的坐標(biāo)，并分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線前端點(diǎn) (b)、下邊界線后端點(diǎn)(d)各自的切矢和上邊界線前端點(diǎn)(a)、上邊界線后端點(diǎn)(C)各自的切矢，分別設(shè)置翼身整流罩下邊界線和上邊界線各自的形狀因子；(2)分別根據(jù)前述步驟(I)所確定的所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn) (d)的坐標(biāo)、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的坐標(biāo)和所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的切矢、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的切矢和所述下邊界線的形狀因子、所述上邊界線的形狀因子，按二次曲線掃略設(shè)計(jì)翼身整流罩的下邊界線(I1)、上邊界線(I2);(3)設(shè)置翼身整流罩的下邊界線(I1)處的切矢曲面(SJ，使其垂直于機(jī)身對(duì)稱面；(4)分別設(shè)置翼身整流罩前邊界線和后邊界線各自的形狀因子，并且分別基于所述前邊界線和所述后邊界線各自的形狀因子，以及分別基于所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述上邊界線前端點(diǎn)(a)的坐標(biāo)和切矢、所述下邊界線后端點(diǎn)(d)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的坐標(biāo)和切矢，生成二次曲線作為翼身整流罩的前邊界線(1J、后邊界線(Ik)；(5)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第三引導(dǎo)線(I3):在所述前邊界線(1J上在所述下邊界線前端點(diǎn)(b)和所述上邊界線前端點(diǎn)(a)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向， 在所述后邊界線(Ik)上在所述下邊界線后端點(diǎn)(d)和所述上邊界線后端點(diǎn)(c)之間選定一點(diǎn)作為第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第三引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線作為所述第三引導(dǎo)線(I3);(6)設(shè)計(jì)翼身整流罩的第四引導(dǎo)線(I4):在所述前邊界線(1J上在所述下邊界線前端點(diǎn)(b)和所述上邊界線前端點(diǎn)(a)之間選定不同于所述第三引導(dǎo)線前端點(diǎn)的另一點(diǎn)作為第四引導(dǎo)線前端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，在所述后邊界線(Ik)上在所述下邊界線后端點(diǎn)(d)和所述上邊界線后端點(diǎn)(c)之間選定不同于所述第三引導(dǎo)線后端點(diǎn)的另一點(diǎn)作為第四引導(dǎo)線后端點(diǎn)，并設(shè)置切矢方向，設(shè)置翼身整流罩第四引導(dǎo)線的形狀因子，生成二次曲線作為所述第四引導(dǎo)線(I4);(7)以所述下邊界線(I1)、所述上邊界線(I2)作為引導(dǎo)線，以所述下邊界線(I1)處的切矢曲面(SJ作為控制切矢，并以在所述第三引導(dǎo)線(13)、所述第四引導(dǎo)線(I4)作為內(nèi)部引導(dǎo)線，采用二次曲線掃略生成翼身整流罩曲面；(8)調(diào)整所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的坐標(biāo)、所述上邊界線前端點(diǎn)(a)及所述上邊界線后端點(diǎn)(c)的坐標(biāo)和所述下邊界線前端點(diǎn)(b)及所述下邊界線后端點(diǎn)(d)的切矢、所述下邊界線的形狀因子、所述上邊界線的形狀因子和所述內(nèi)部引導(dǎo)線的端點(diǎn)位置、端點(diǎn)切矢和形狀因子，直至獲得滿意的翼身整流罩曲面外形；(9)用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形；(10)根據(jù)所述翼身整流罩外形，通過(guò)熱壓成型制得飛機(jī)翼身整流罩。
5.根據(jù)權(quán)利要求I至4之一所述的飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，其特征在于，在所述翼身整流罩外形確定之后，制作與所述翼身整流罩外形相應(yīng)的模具，選用纖維增強(qiáng)復(fù)合材料， 按照翼身整流罩的受載情況鋪放所述纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，通過(guò)熱壓成型即可制得飛機(jī)翼身整流罩。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種飛機(jī)翼身整流罩的制作方法，由兩條、三條或四條二次曲線作為引導(dǎo)線，其中一條引導(dǎo)線為下邊界線并指定所述下邊界線的切矢方向垂直于飛機(jī)機(jī)身對(duì)稱面，采用二次曲線的掃略規(guī)律生成所述飛機(jī)翼身整流罩的整體曲面外形，用機(jī)身和機(jī)翼外形進(jìn)行裁剪即得翼身整流罩外形，根據(jù)前面形成的翼身整流罩外形，通過(guò)熱壓成型制得飛機(jī)翼身整流罩。本發(fā)明完全采用二次曲線實(shí)現(xiàn)翼身整流罩外形的快速參數(shù)化設(shè)計(jì)，與常用方法相比，省去了控制剖面線。
文檔編號(hào)B64F5/00GK102582845SQ20121000157
公開日2012年7月18日 申請(qǐng)日期2012年1月5日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月5日
發(fā)明者丁玲, 曹喜鋒, 李啟明, 王磊, 趙小輝, 陳學(xué)剛, 陳迎春, 黃煒 申請(qǐng)人:中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司, 中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院