CN101529427A - 在设计阶段对物体进行相对定位的辅助设备和方法 - Google Patents

Abstract

一种在一个需要几个专业团队参与的复杂环境中根据一组几何和/或数学约束相对定位三维物体的辅助设备和方法。根据本发明，每一物体都被选择一个参数模型(1000)。包括多个约束模型化的参数模型同样被选定(1025)。其中一个物体的表示被显示出来(1010)，使得能够定位另一物体(1015)及显示其表示(1020)。对于每一个包括约束模型化的参数模型，访问关于其中一个物体的位置的数据以使得评估该相应的约束(1035)。当一个物体被加入或移动时，物体的相对位置及约束被重新评估(1065)。

Description

在设计阶段对物体进行相对定位的辅助设备和方法

技术领域

本发明涉及由多个元件构成的三维物体的设计，并且更具体地是涉及在设计阶段根据一组几何和数学约束，相对于第二物体定位第一物体的辅助设备及方法。

背景技术

复杂系统，如飞机的设计，要求对多个元件进行相对定位。第一元件相对第二元件的定位通常邀请不同行业的团队参与其中。例如，飞机机翼上发动机的定位需要咨询发动机专家、机械技师、空气动力学家、声学家以及其他众多行业的专家。

按照传统方法，定位研究以连续的部分分析的形式组织展开。各专业团队的专家(他们的关系到定位选择的结论最为重要)根据预定标准负责展开研究并负责推荐第一位置。研究则被传达到另一专业团队的专家，他将加以补充，以此类推。当所有专业团队参与过该研究，文档通常再次传递给他们中的每一个人以确认结果是否有效。若定位在研究过程中已被修改且某些标准对于一特定专业团队已不再被执行，则有必要修改定位并且在所有专业团队中，重复该连续的部分分析，以确定新定位是否有效。

出于所涉及的不同专业团队的数量的原因，通常不可能有效地管理该过程。而由此导致重大的延期并缺乏一种使得每一专业团体可以简单地理解其他专业团体所遇问题的过程全局观。

因此存在一种在包容一系列约束并邀请不同专业团队参与的复杂环境中优化第一物体相对于第二物体的放置的需求。

发明内容

本发明至少可解决前述的一个问题。

本发明因此旨在提供一种根据关于第一和第二物体的相对位置的至少一个约束辅助第一物体相对于第二物体定位的方法，该方法的特征在于包括以下步骤：

-选择与该第一和第二物体的每一个相关联的参数模型；

-根据与该第二物体关联的该参数模型，显示该第二物体的数字模型；

-根据与该第一和第二物体关联的该参数模型的参数，定位该第一物体相对于第二物体的位置；

-根据与该第一物体关联的该参数模型以及根据上述定位，显示该第一物体的数字模型；

-选择包括该至少一个约束的模型化(modélisation)的至少一个参数模型；

-针对包括该至少一个约束的模型化的该至少一个参数模型

获取与该第一和第二物体中至少一个的位置有关的至少一个数据；

根据该至少一个数据，评估该至少一个约束。

根据本发明的方法可指导一项拥有丰富数量的参数和约束、使用简单接口的定位研究。此外，本方法向在研究中自由添加的未来约束开放。

本方法最好还包括一个对与该第一和第二物体关联的至少一个该参数模型的至少一个参数进行修改的步骤，以下步骤

获取与该第一和第二物体中至少一个的位置有关的至少一个数据；和

根据该至少一个数据，评估该至少一个约束，

在进行所述至少一个参数的修改之后，针对包括该至少一个约束的模型化的该至少一个参数模型被再次执行。与物体和约束关联的动态管理使得使用者可根据一系列重要约束通过对这些约束修改效果的一个快速分析，来优化该物体的定位。

在一特定实现模式下，本方法此外包括显示对至少一个约束的评估结果的步骤。显示最好包括显示与至少一个约束关联的图形指示，使得关于与该第一和第二物体关联的数字模型之一的图形指示的位置的可视化分析能够根据至少一个约束确认该第一物体的位置的有效性。另一种替代方法或补充方法是，该显示包括显示根据所述至少一个约束确认第一物体位置的有效性的至少一个数值。

仍是根据一种特定实现模式，包括至少一个约束的模型化的参数模型被包含在与第一和第二物体关联的参数模型之一中。另一种情况是，包括至少一个约束的模型化的至少一个参数模型的至少一个数据被输入与第一和第二物体关联的参数模型之一。这些约束在待定位物体的参数模型中的模型化或与第一和第二物体关联的参数的特定数据的使用使得能够功能性地组织参数模型，同时可将参数模型的参数数量减少至必需数量。

根据一种特定实现模式，第二物体包括一个航空器的至少一部分。

仍是根据一种特定实现模式，至少一个约束与下列至少一个位置有关：舱门位置、滑道位置、地面位置、横风着陆时地面相对位置以及着陆时前起落架摩擦地面时的地面相对位置。

仍是根据一种特定实现模式，第一物体包括航空器的一个推进系统的至少一部分。

仍是根据一种特定实现模式，至少一个约束与所述第一物体的至少一部分的空气动力、所述第一物体的至少一部分的移动部件、所述第一物体的至少一部分的爆裂风险或可能由所述第一物体的至少一部分产生的噪音或热度有关。

本发明亦旨在提供一种用于包括适于实施前述方法的每一步骤的装置的设备的方法。

本发明同样旨在提供一种包括适于实施前述方法的每一步骤的指令的计算机程序。

附图说明

本发明的其他优点、目的及特征通过作为非限制性例子关于附图的随后细节描述来体现，其中：

-图1表示可实施本发明的设备的一个例子；

-图2以示意图形式示出根据本发明的在飞机上的定位推进系统(ensemble)的研究环境，以及该研究与所涉专业团队之间的关系；

-图3示出一例由一个示例(instancié)模型开始的一般参数模型的示例机械构造(mécanisme d’instanciation)；

-图4表示一架飞机，所用几何方位标以及着陆时前起落架摩擦地面时以及舱门打开时关于地面的的界限；

-图5描绘一架飞机的侧面视图，在其机翼上发动机舱已被定位，以及滑道界限和舱门界限平面；

-图6描绘一个发动机舱在一只飞机机翼下的定位，这使得进行该位置相对于过压空气动力界限(limite)的可视化分析；

-图7，包括图7a和图7b，分别根据关于反向推力的约束、以及根据关于发动机罩开启便于维护的约束，描绘了发动机舱定位的有效性；

-图8表示一个连接于飞机机翼推进系统的计算机辅助设计制造的(filaire)机翼支柱；

-图9描绘涡轮机叶片爆裂锥形图；并且

-图10以示意图形式表示实施本发明的一个例子的某些步骤。

具体实施方式

本发明的方法是一种三维确认工具，特别用于，普通或非普通飞机牵引设施研究的实现。根据一种特定的实现方式，本方法使用用以确保几何模型之间缔合性的3D设计软件Catia以及一个用于修改几何模型参数值的参数编辑器。以下描述描绘了本发明在此背景下的实施，然而需要了解的是本发明不局限于此特定实现方式。

Catia，由法国达索(Dassault)系统公司开发并由IBM公司销售，是一种面向三维的计算机辅助设计软件(CAD)，其中一个产品的所有开发步骤均可被管理。

图1描绘适用于实施本发明的设备100的一个例子，诸如一个微型计算机或一个工作站。

最佳情况下，设备100包括一个通信总线102，它被连接于

●一个中央处理单元103，例如一个微处理器；

●一个只读存储器(ROM)104，它可包括一个或几个程序“Prog”、“Prog1”和“Prog2”；

●一个随机存取存储器(RAM)106，它包括适于存储在执行前述程序过程中被生成和修改的参数和变量的寄存器；以及

●一个连接于一个布布式通信网络120，例如内部网Intranet的通信接口118，该接口适于传送和接收数据。

设备100可额外配备一个，几个或所有下列装置：

●一个显示屏108，它可使数据可视化且/或可被用作与用户的图形接口，用户根据本发明可与程序进行互动，借助于一个键盘110或例如指针设备的其它任何工具，如鼠标111或光学笔、触摸屏或遥控器；

●一个硬盘112，根据本发明它可装载程序和/或数据，尤其是被处理的数据或待处理的数据；

●一个磁盘读取器114，根据本发明它适于接收磁盘116并从其读取或向其写入被处理的数据或待处理的数据；以及

●一个存储卡读取器，根据本发明它适于从其读取或向其写入数据，尤其是被处理的数据或待处理的数据。

通信总线使得包括在设备100中或连接于设备100的不同元件间的通信和相互可操作性成为可能。总线的表示并非限制性的，而且，尤其是，中央处理器可向设备100的任何元件传送指令，以直接的方式或通过设备100的另一元件。

使得设备100实施根据本发明的各进程的某一程序或几个程序的可执行代码，可被存储于，例如，硬盘112或只读存储器104中。

根据一种变化情况，磁盘116，可包含数据及前述程序的可执行代码，它们一旦被设备100读取，可被存储于硬盘112中。

另一种情况是，程序可执行代码可通过通信网络120，经过接口118被接收，以便用前述同样的方法存储起来。

磁盘可被任何信息载体替代，例如，一张光碟(CD-ROM)或一张存储卡。通常的情况是，计算机或微处理器可读的、集成或不集成于设备中、必要时可拆卸的信息存储装置，适用于存储一个或几个程序，这些程序的执行使得根据本发明的方法得以实施。

更为通常的情况下，这个或这些程序将在被执行前被装载于设备100的其中一个存储装置中。

中央处理单元103控制根据本发明的这个或这些程序软件代码段或指令的执行，指令被存储于硬盘112、只读存储器104或前述其他存储元件中。在电压作用时，这个或这些存储于非易失存储器，例如硬盘112或只读存储器104中的程序，被转移到随机存取存储器106(RAM)中，它因而包含了根据本发明的这个或这些程序的可执行代码，以及被转移到用于存储本发明实施必需的变量和参数的寄存器中。

需要注意的是包括根据本发明的装置的设备同样可以是一个被编程的设备。实施本发明的这个或这些程序的指令可以，例如，被安装于可编程或特定的集成电路(Application Specific IntegratedCircuit，ASIC)中。

在一个设计软件中，连接于一个零件或一整套零件的三维几何体的模板，或参数模型，使得一个非计算机辅助设计软件专业用户在仅了解他希望实现的结果的情况下能够容易地找到并修改参数。因此，参数模型的使用使得能够获得一个用于修改参数而不修改源代码的简化接口。这一简化接口可被表示为，例如，可实现预定域内参数的可视化和修改的对话窗口形式。这些参数模型的使用还使得能够为数学关系形式的某些约束进行编程。参数模型同样可以表示基于预定数学关系和用户定义的几何数据或参数的结果。最终，与参数模型相关联的环境允许使例如三维零件相互之间定位的信息交换，以及存取用于计算关联于参数模型的三维零件的某些特征的信息。

参数模型可被关联于三维几何元件。因此可以提取参数模型的一个数字模型，它可以将参数模型所关联的元件或元件的一部分可视化。这些元件的位置可相对于同一参数模型的其它元件或相对于另一不同参数模型的元件来加以定义。当一个元件被修改或被移位时，计算机辅助设计软件据此修改所有相关元件的相对位置，不管它们属于哪个参数模型。

定位辅助模块是以存储在构成一个完全相关组的目录中的参数模型的使用为基础。每一参数模型有一特定用途。某些关联于飞机的各部分，例如发动机舱和发动机，其他的则代表一些功能性实体，如地面和发动机爆裂时它的碎片的轨迹。同一三维物体的不同参数模型可根据将从事的研究类型被使用。

一台发动机在一架飞机上的定位是在各个参数间的一种权衡结果，这些参数其中有：

-发动机与机翼之间、机翼支柱(机翼与由发动机舱和发动机构成的一整套推进系统之间的连接部分)与发动机之间以及机身、尾翼安定面与发动机之间的空气动力相互作用；

-机翼支柱质量以及机翼或机身加固部分的结构和体积；

-起落架质量；

-尾翼垂直安定面体积；

-机翼升力损失；

-移动部分的设计(襟翼、浇口边(bords d’attaque)、副翼)

-发动机生成的噪音水平，以及

-螺旋桨叶片碎片对飞机结构及至关重要的系统的影响。

根据本发明的系统可考虑所有类型飞机上的这些约束，以便给一个或多个发动机定位。根据实施本系统的一例，由用户确定的发动机定位尤其是对于以下数据被自动确认有效：

-距离，包括在发动机舱与

■地面(静态地面，横风着陆时的地面和着陆时前起落架摩擦地面时的地面)之间的距离；

■前舱门之间的距离；以及

■前舱门滑道之间的距离；

-发动机舱的可行性、尺寸及形状；

-发动机的可行性、尺寸及形状；

-主机翼支柱(发动机舱固定装置和发动机固定装置)结构的可行性、尺寸及形状；

-前副机翼支柱和后副机翼支柱结构的可行性、尺寸及形状；

-(主的和副的)机翼支柱质量；

-空气动力系数，如发动机在机翼下安装后带来的气流迎面阻力；

-发动机爆裂对飞机系统和结构上带来的后果；

-机翼支柱在发动机舱、发动机和机翼上的定位；

-发动机舱的开启，以便保养操作和推力反向；

-发动机定位对机舱内和地面发动机噪音的影响；

-发动机定位对飞机某些部分所能承受的温度的影响；

-起落架喷水对发动机定位的影响。

图2根据本发明，以示意图描绘了一套推进系统在飞机上定位的研究环境，以及该研究与所涉专业团队之间关系的一个例子。每一方框表示一类特定分析。箭头指示主要因果关系。虚线箭头对应于模块间数据以文本形式的一次传输。虚线描绘分析时确定的数据的一个例子，它可从应用程序输出，例如以文本文件形式。用虚线表示的方框表示为研究所用到的外部模块。

每一类型的分析，最好关联于一个特定参数模块，某些参数模型的某些数据是公用的。例如，关于发动机舱的数据被用于发动机舱(215)空气动力学研究以及发动机舱与发动机构成的推进系统的研究。正如参照图3随后所作的描述那样，一个参数模型的数据可被传送到另一个参数模型，这通过使用例如数据输出和输入功能，用文本模式，根据预先选择好的一组参数来实现。

正如已经提到的那样，发动机在飞机上的最佳定位与一些几何约束和数学约束有关。关于几何约束，它参照了可被可视化分析以确定其是否满足的约束。数学约束通过将计算出的数值和专家确定的极限值比较来进行分析。

在几何约束之中出现飞机与地面之间的联系，该联系与着陆和起飞阶段有关。这些约束由全体专家进行分析并能够被重新整合进一个参数模型210。该模型特别与飞机模型和发动机舱相互影响，使得与飞机特征有关的一个虚拟地面呈现给用户以便用户有能力根据确定的位置确定存在于地面和发动机舱之间的间隙。同样地，与舱门和滑道位置有关的界限可用平面表示出，使得用户可根据存在于这些平面和发动机舱之间的间隙确定发动机舱位置的有效性。

另一组几何约束是关于空气动力学问题的，例如迎面阻力，它由机翼下发动机的位置产生。这些约束由另一队专家团体分析并可被重新整合到一个参数模型215中。该参数模型同样可包括其他约束，尤其是关于维护，诸如开启发动机盖的约束。

分析结果可以像虚拟地面的显示一样被完全可视化并且可以像显示空气动力系数或显示标注尺寸和截面图一样可分析的。等压面的表示以及打开的发动机舱盖的表示和被启动的推力反向器使得用户可以根据这些约束直观地控制发动机舱位置。分析结果可被输出，例如以文本形式，以便被计算机辅助设计软件的另一模块或被另一应用程序采用，就如图2所指示的那样。对分析结果的分析使得一项分析比可视化分析更为精细。

推进系统定位的另一部分分析涉及该系统的可行性。这一分析可通过使用特定参数模型(220)来实现，该参数模型的有关发动机舱的数据最好是来自于发动机舱参数模型215。用户可以直观地控制这样一个系统的可行性。同样可以获得例如质量和表面积这些数字结果。这些结果可以被输出，例如以文本的形式。

推进系统定位的分析同样可以建立在推进系统和飞机机翼之间的联系上，换而言之在机翼支柱上。这一分析最好通过两个不同阶段实现。第一阶段是关于可行性。该阶段最好是使用机翼支柱的计算机辅助设计制造表示，这更易于操作并且在该阶段一个扭转变形比起一个表面积表示更易于理解，此外当机翼支柱事实上无法实现(缺陷)时，表面积表示法更可能在计算机辅助设计方面产生问题。由用户根据计算机辅助设计制造表示的可视化分析确定的有效性可被存储于参数模型中并且可因此输出以便在另一个参数模型或另一应用程序中使用。当用户，最好在直观方式下，已验明机翼支柱是可实现的，在第二阶段中，可以开始一个面积和体积研究，以便分析诸如面积和质量的其他类型数据。不同的参数模型最好被用于两个阶段(225和230)的每一个阶段。与机翼支柱的计算机辅助设计制造表示有关的参数模型数据最好被输出至与机翼支柱体积表示有关的参数模型。机翼支柱的表面积或体积表示可被显示出来。如质量和表面积的数字结果最好在参数模型中自动计算出。这些结果可被输出。

机翼支柱分析之后可跟着一个尤其涉及被用于推进系统和机翼之间的至少部分覆盖机翼支柱的空气动力元件及机翼支柱的其他外部元件的辅助结构分析。被辅助结构包覆的外部元件尤其包括了电线和流体(空气、碳氢燃料等)传输系统。一个参数模型最好被用于这一分析，基于此分析用户可以确定，例如，辅助结构的可行性、它们的质量和它们的表面积。辅助结构或一部分辅助结构的表示可被显示出来。尤其是与可行性、质量和表面积有关的数字结果最好是自动在参数模型中计算出来。如同前面一样，这些结果可被输出。

同样必须的是，根据与飞机结构和发动机叶片爆裂风险有关的约束控制发动机位置。一个参数模型240则最好被用于该分析。该参数模型与一个飞机的至关重要部分(205)的结构模型有关，该飞机的至关重要部分的结构模型可以是或者不是一个参数模型，这使得用户可以轻易确定螺旋桨叶片碎片轨迹与飞机的至关重要元件之间的间隙。螺旋桨叶片碎片轨迹模型化的表示最好显示出来使得用户可以，在必要时，在飞机结构上定位螺旋桨叶片碎片冲击点以及刺入深度。与冲击点以及刺入深度有关的信息有利地都被自动确定并且可以以文本形式输出。

研究发动机定位对飞机乘客所察觉噪音以及起飞和着陆阶段地面噪音的影响也是很重要的。一个包括例如以声学锥形式的声音发射模型化的参数模型245可被用于此目的。这样一个声学锥最好是被显示出来以便用户可以，在必要时，定位适用该约束的飞机的某一部分。有关适用该约束的飞机的那一部分的信息有利地被重新自动确定并且可以以文本形式输出。

同样地，可使用一个有关发动机位置对飞机某些部分应该承受的温度的影响的参数模型250。用同样相似的方法，也可以使用另一个有关起落架喷水对发动机定位影响的参数模型255。像声音约束一样，热约束和水力约束可直观地用锥形图表示。热约束和水力约束的表示最好被显示以便用户可以，在必要时，定位适用该约束的飞机的某一部分。有关适用该约束的飞机的那一部分的信息有利地也被自动确定并且可以以文本形式输出。

自然地，其他约束可通过创立新的参数模型或通过在现存参数模型中添加参数和/或数学关系，被加入到发动机定位辅助方法中。同样地，参数模型的约束重组可能是不同的。例如，在同一参数模型中重组与噪音和爆裂风险有关的约束是可能的。把与舱门和滑道界限关联的参数模型分割成两个不同的参数模型同样是可能的。

推进系统的定位分析是部分分等级的，该分析的某些部分是按顺序的，而其他的则没有顺序。例如，辅助结构的分析仅有在分析了机翼支柱之后才能实现而声学、热学和水力锥形图的分析可以任何顺序或并行的方式执行。

所有这些约束的研究在传统情况下是由相关技术领域的专家完成的，若有需要则由几何、方法学或计算专家协助。然而，根据本发明的方法，相关的参数模型的使用使得有经验的用户可以自专家实现的一般模型化开始对所有这些约束进行初次分析。

根据本发明用于在飞机机翼上定位发动机的方法的特定实施方式使用三十多个参数模型，代表大约1000至2000个参数。自然地，出于清晰简明的原因，每一参数模型没有被详细分析。同样地，一个参数模型的所有参数没有被逐一研究。本说明书通过表示参数模型的实例和参数模型的参数的实例介绍了根据本发明的方法的总的原理。

发动机舱的参数模型可定义，例如，

-发动机舱的外部形状；

-喷口形状；

-喷口中央主体；

-发动机盖及其旋转轴；和

-推力反向器及其旋转轴

这些数据，例如，以点和轮廓图的形式被存储起来。轮廓图最好是由一组点和这些点上的切线定义，而这些点可以由曲线连接起来。每一轮廓图对应于表示与该模型关联的物体的一个元件的曲线和一个预定平面的相交。

每一参数模型此外最好包括，一个参考系，它使得一个物体可相对第二物体进行定位。例如，一个发动机舱的参照系可以是一个坐标系，其原点位于发动机舱的轴上，距离发动机舱最前端一点保持一段预定距离。X轴可以是发动机舱的轴，Y轴可以是在水平面上垂直于X轴的轴，而Z轴可以是在垂直面上垂直于X轴的轴。

因此，一个发动机舱的轮廓图可根据X-Y平面和根据X-Z平面定义。在一个更好的模式下，两个轮廓图在X-Z平面上被确定，一个底轮廓图和一个顶图，飞机发动机关于X-Y平面通常是不对称的。

如前面指出的，可生成同一三维物体的几个参数模型。例如，一个参数模型可借助发动机舱的所有基本信息生成，而另一个参数模型可借助发动机舱的所有这些基本信息生成，并且此外还包括与定位有关的质量和风险计算公式。

在随后的描述中，一个一般模型是一个参数模型，其数值未被初始化或已由默认值初始化。一般模型的参数值因此可以是任意值或者可以以尽可能接近示例模型的方式被预先确定。示例模型是一个一般模型其至少某些数值已被初始化。一个示例模型是一个“动态”模型，它允许使某些任务或某些计算自动进行而它们的参数可被修改。一个示例模型动态地与其他示例模型相关联以便，例如，自动计算并更新数值，尤其是标注尺寸的值。一般模型因此可以被看作一个示例模型的骨架。一个示例模型可在计算机辅助设计软件中被这样使用。示例模型的数值同样可被用于创造其他示例模型。例如，一个发动机舱的示例模型的数值可被用于示例(instancier)一个推进系统的一般模型，而它的与发动机有关的数值可以根据同样的方法已被示例或将被示例。

为了自一个示例模型示例一个一般模型，一种解决方法在于以文本形式输出示例模型的数据并且将其输入至应被示例的一般模型。图3描绘了这一机制。示例模型(300)的数据以文本形式，例如以文本文件(310)的形式被输出(步骤305)。输出的数据(310)随后被输入(步骤315)到在数据库中选中的一个一般模型，该数据库具有至少一个用于构建一个新的示例模型(325)的一般模型。用户最好是可以选择待输出或输入的参数或轮廓图。

一个物体的多个示例模型因此可以自一个或多个示例模型创建出来。例如，一个包括发动机舱空气动力特征模型化的发动机舱的示例模型可自一个简单的发动机舱示例模型创建出来。同样地，这个包括了发动机舱空气动力特征模型化的发动机舱示例模型可被用于创建一个包括发动机舱和发动机的推进系统的示例模型。

当对应的一般模型被示例时，换而言之当数值赋予决定这一定位的参数时，使用例如发动机舱和发动机的参数模型的坐标系，以及包含于这些模型中的参数，可以定位由这些模型表示的物体。而且，示例模型间的联系是动态的，这使得若一个物体的定位参数被修改，其他模型被动态地调整。

运用这一解决方案，结合中间数据分解推进系统的定位研究，使得研究在其系统中被确认有效是可能的。

在开始计算机辅助设计软件之后，用户最好应该选择第一物体的一个示例模型，相对于此，第二物体应被定位。在此例中，第一物体是飞机结构或飞机结构的一部分，包括机翼，具有一个预定的坐标系，使得在精确的位置上添加元件成为可能。通常使用的坐标系在于取飞机的机头作为原点，机身轴作为X轴，位于机翼平面上的X轴的垂线作为Y轴，而由X轴和Y轴构成的平面的法线作为Z轴。该第一物体的数字模型，或该第一物体的一部分的数字模型被显示出来。

若用户希望根据舱门和滑道界限确定发动机舱的最初位置，与开启舱门和地面有关的参数模型的一个示例则根据飞机或飞机一部分的示例模型数据创建。与开启舱门和地面有关的该模型可确定和显示地面、前舱门和滑道的界限表面。与此模型相关联的元件定位在示例过程中，根据存储于该模型中的编号，例如根据依照与飞机结构有关的坐标系的机身的X-Y平面、Y-Z平面和Z-X平面和机身机头处切线自动实现。每一个表面最好用不同的颜色实现可视化。例如，浅绿色可表示静止地面，蓝色可表示横风着陆时的地面，黄色可表示前起落架摩擦地面着陆时的地面，深绿色可表示滑道界限而红色可表示前舱门的界限。通过使用参数模型的参数编辑器，用户可以定义这些元件的实际体积和相关界限。例如，对于表示地面(静止、横风着陆、或前起落架刮擦地面着陆)的每一平面，用户可以输入前着陆点和X-Y平面、Y-Z平面及Z-X平面之间的距离，主着陆点和X-Y平面、Y-Z平面及Z-X平面之间的距离，飞机横摇角和俯仰角。在输入或修改这些数值之后，为了帮助用户，某些变量被计算。特别是，X-Y平面与静止地面之间的角度，各着陆点之间的距离以及关于X轴的各着陆点之间的距离。同样地，关于舱门和滑道，用户可以输入或修改Y-Z平面与舱门中心之间的距离，舱门中心与发动机前端平面之间的最小距离，滑道与Y-Z平面之间关于滑道旋转轴的相对角度，滑道宽度以及滑道旋转轴与Z-X平面之间关于Y轴的距离。表示舱门、滑道及地面界限的平面可在任何时刻被显示或被隐藏以便用户可以明确其分析目标。

图4描绘一架飞机400，所用的几何坐标系以及前起落架摩擦地面(405)着陆时地面以及舱门开启(410)的界限。图4使得用户可以根据所列的约束优先确定推进系统或发动机舱定位的可能区域。当一个发动机舱或一个推进系统从存储在飞机和发动机舱的示例模型中的参数和编号出发被定位于飞机机翼上时，与图4相同的表示，或例如X-Z平面剖面图这样的一个更加精确的视图使得可以确定由平面或直线构成的外部约束和推进系统或发动机舱的端点之间的间隙。

在显示第一物体以及必要时的第一组约束的表示之后，用户可以选择第二物体，换而言之即在此例中的发动机舱，的一个示例模型。该物体的最初位置最好根据第一物体的某些数据并且必要时根据预先研究过的约束自动确定。这个最初位置，其有利地是有效的，它的确定可从第一物体的特征和可根据预先研究过的且可能出现的约束修改的第二物体的大概位置出发得以实现。在所描述的例子中，发动机舱的最初位置根据飞机特别是机翼的结构，尤其根据与地面、舱门和滑道有关的约束被自动确定。这个最初位置可被用户根据例如它的相对或绝对坐标进行修改。在确定发动机舱的最初位置之后，它的一个数字模型，或它的一部分的一个数字模型被显示出来。

图5描绘一架飞机的侧视图，在其机翼上发动机舱已经就位。正如该图中所绘，发动机舱500的前端点离滑道界限410的平面和舱门界限515的平面保持一定的距离。依照这两个约束，发动机舱的定位因此可以被看作是有效的。同样的情况也适用于由分别代表前起落架摩擦地面着陆时地面、静止地面及横风着陆时地面的线405、505和510表示的地面平面。

通过使用包括一个空气动力学约束模型化的发动机舱示例模型和飞机或升力面的示例模型时，用户还可以控制与发动机舱相对于升力面的位置有关的空气动力。这一分析可以通过将与升力面有关的等压面的位置与发动机舱的位置作比较来完成。图6描绘了与升力面600有关的空气动力过压界限的理论表面605。可视化分析表明这些过压界限与发动机舱500保持接触。根据这些等压表面的特性以及分析的精细度，发动机舱的位置可被认为有效或无效。若发动机舱的位置被认为有效，则需要计算与在发动机舱中等压曲线的相交程度(degrédepénétration)有关的损害。这一计算最好被集成在发动机舱的示例模型中。它同样可以被集成在另一个例如飞机或升力面示例模型的参数模型中。若发动机舱的位置被认为是无效的，发动机舱的位置可被修改。该位置的修改可以，如前所述，借助于发动机舱坐标执行。被分析的约束则被再次评估而且它们的显示被更新。

同样地，分别如图7a和7b所绘，根据与反向推力有关的约束和根据与发动机维护时盖开启有关的约束，飞机和发动机舱的示例模型可被用作确认发动机舱位置的有效性。

应该注意的是，根据几何约束所作出的以上分析是基于单一发动机舱，然而，本研究是针对发动机舱和发动机系统进行的。

在确定和验证发动机舱相对于飞机机翼的最初位置的有效性之后，可以分析机翼支柱——换而言之推进系统和机翼之间的连接部分的特征。为了此分析，最好使用一个不同的参数模型。包括机翼支柱模型化的推进系统一般模型以被用于前面研究的发动机舱参数以及用户所选的发动机参数示例。这些参数自身特别包括了发动机舱参数以及关于其相对于机翼的位置的参数。当该推进系统模型被示例时，机翼支柱特征则根据推进系统和机翼的位置被自动确定。一个计算机辅助设计制造的机翼支柱800最好被显示出来，如图8上所示，这使得用户可以确定该机翼支柱是否可被实现。

若该机翼支柱不可被实现，换而言之若发动机舱的位置使得机翼支柱无法被实现，发动机舱的位置最好被修改即便发动机舱的位置此外相对于其他约束有效。重新一次，之前分析过的所有约束被再次评估并且它们的表示被更新。

若该机翼支柱可被实现，机翼支柱的一个表面模型可被用于继续研究，特别是分析该机翼支柱的质量和表面积。这种补充性研究可从推进系统的同一示例模型出发或从借助于用于机翼支柱计算机辅助设计制造的研究的示例模型数据示例的一个一般模型出发来实现。

同样地，包括机翼支柱的计算机辅助设计制造或表面模型化的推进系统的示例模型可被用于分析辅助结构。然而，最好是使用不同的模型。包括机翼支柱表面模型化的推进系统示例模型的数据可根据之前提到的方法被用于示例一个包括辅助结构模型化的推进系统的一般模型。

在此研究之后、同时或之前可以分析与发动机爆裂风险有关的约束。根据这些约束，应该特别验证，螺旋桨叶片碎片不会损坏飞机的至关重要的元件。为此，可以使用一个包括螺旋桨叶片碎片轨迹模型化的发动机示例模型。这些轨迹例如可以以锥形图形式表示出来。如之前一样，一般模型基于之前研究中所用数据被示例。图9描绘了涡轮机叶片爆裂的一个锥形图900，以使得能够根据机翼600及飞机(未表示出)结构，确定飞机的至关重要的部分是否被叶片碎片击中。

用同样的方式，可以分析发动机定位对机舱内发动机噪音及地面发动机噪音的影响，对飞机某些部分应能承受的温度的影响以及起落架喷水对发动机定位的影响。这些分析最好借助于不同参数模型来执行，每一模型包括一个被研究的约束的几何模型化。例如，多个声音锥形图可被用于：发动机压缩缸入口前的声音锥形图、发动机压缩缸后的声音锥形图、燃烧室后的声音锥形图和气体出口后的声音锥形图。每一声音锥形图可在对应于外形、体积和位置参数的参数模型中定义。声音锥形图的定位可在包括该模型化的发动机一般模型的示例时被自动实现。

如前所述，根据本发明的系统基于可在每一类分析之间建立联系一组相关联的参数模型的使用。因此，当一个如推进系统的Y轴位置这样的参数被修改时，这一改变在所有参数模型中被考虑，使得用户可以根据一组约束，通过该修改对所显示的界限及所获得的结果，尤其是关于质量和表面积，的影响的简单可视化过程，很快确认该修改是否有效。例如，若推进系统被提前几十厘米，用户可以很快观察到相对滑道界限平面和地面的间隙是否满足，机翼支柱是否可被实现，它是否不是太重，因此随后类推至所有约束。这一动态管理使得可以快速确定满足全组约束的一个位置，即便每一个约束随后应该由一个更深入的分析来确认有效性。

用户有利地可以自由地显示或隐藏某些视图或由平面、曲线、锥形图或其他图示体现的某些约束。用同样的方法，它可以显示或隐藏质量和表面积之类的分析结果。

同样可能的是，完全利用先前实现的全部研究，将新约束添加至一项简单使用与该新约束有关的新参数模型的研究中。同样可能的是，通过用不同的数据示例几个相似模型，比较推进系统的几个位置。

推进系统在飞机机翼上的定位的研究因此是一个迭代的过程，根据它，这些约束根据它们的特性被逐一或同时研究，并且根据它，定位的参数修改带来约束评估及其显示的自动更新。

根据待定位物体及已分析约束的特性和复杂程度，这些约束的模型化可被集成在物体，这里指升力面、发动机舱或发动机的参数模型中，或一个独立参数模型中。若某些约束的模型化被集成在一个或几个独立参数模型中，这些独立参数模型可包括物体示例模型的一部分数据。

图10以示意图形式描绘借助计算机辅助设计软件实施本发明的一个例子的某些步骤及参照图1所述的那样的设备。图10上所绘方法可以相对第二物体定位第一物体，例如相对于一个飞机机翼的一个推进系统，这自然要根据之前提到的约束。

在例如从一个模型库(1005)中选择第一和第二物体的示例参数模型(步骤1000)之后，，第二物体的一个数字表示被显示出来(步骤1010)。第一物体的最初位置被确定(步骤1015)。第一物体相对于第二物体的最初位置可由用户确定或，最好，根据第二物体的示例参数模型的某些数据自动确定。第一物体的数字表示被显示出来(步骤1020)。

包括与第一物体相对于第二物体的位置有关的约束的模型化的一个参数模型(步骤1025)，例如从模型库1030中被选择。第一和第二物体的一个或几个参数模型的一部分数据可以被再次复制到选定的、包括一个约束的模型化的参数模型中，正如将模型库1005连接于步骤1025中的虚线所指示的那样。同样地，包括预先研究过的约束模型化的一个或几个参数模型的一部分数据可被再次复制到选定的、包括一个约束的模型化的参数模型中。另一种方案是，所提及的约束的模型化可属于第一和第二物体的参数模型中的其中一个。因此在后一种情况下不必选择另一个包括所提及的约束的模型化的参数模型。

所提到的约束借助于其模型化和第一和/或第二物体的位置被评估(步骤1035)。另一种方案是，所提到的约束可借助于其模型化与第一和第二物体的相对位置被评估。约束评估结果最好是一组数值或数字外形(forme)，换而言之是由点、曲线、表面和/或体积构成的一个组。若提及约束的评估结果为数值构成，这些数值最好存储于包括提及约束模型化的参数模型中。这些数值可被显示和/或输出(如虚线箭头所指示的)以便被另一个应用程序使用。若约束结果是一个数字外形，或一组数字外形，这些外形最好被显示出来(步骤1040)。这些外形的显示使得用户根据评估过的约束直观地，或非直观地，确认第一物体相对于第二物体的位置的有效性。

一个测试会随后进行以确定用户是否希望根据另一个约束确认第一物体相对于第二物体的位置的有效性(步骤1045)。若用户希望根据另一个约束确认第一物体相对于第二物体位置的有效性，前三个步骤(步骤1025至1040)被重复进行。否则，进行另一个测试以确定用户是否希望修改第一物体相对于第二物体的位置(步骤1050)。若用户希望修改第一物体相对于第二物体的位置，他确定第一物体的新位置(步骤1055)。如前面一样，第一物体相对于第二物体的位置可由其坐标确定或可通过借助于，例如鼠标，选择第二物体的一个或几个点的办法确定。第一物体的显示随后根据其新位置被修改(步骤1060)。

当第一物体的位置被修改，每一个约束根据约束的模型化及第一物体的新位置被重新评估(步骤1065)。每一个约束的评估结果的显示根据再次评估的结果作修改。

用户则可以重新评估新约束(步骤1045)或修改第一物体的位置(步骤1050)。

自然地，为了满足特定的需要，在本发明领域的专业人员将能够在前面的描述中进行修改。

Claims (13)

1.一种根据关于第一和第二物体的相对位置的至少一个约束辅助第一物体相对于第二物体定位的方法，该方法的特征在于包括以下步骤：

-选择与所述第一和第二物体的每一个相关联的参数模型(1000)；

-根据与所述第二物体关联的所述参数模型，显示所述第二物体的数字模型(1010)；

-根据与所述第一和第二物体关联的所述参数模型的参数，定位所述第一物体相对于所述第二物体的位置(1015)；

-根据与所述第一物体关联的所述参数模型以及根据所述定位，显示所述第一物体的数字模型(500)(1020)；

-选择包括所述至少一个约束的模型化的至少一个参数模型(1025)；

-针对包括所述至少一个约束的模型化的所述至少一个参数模型，

获取与所述第一和第二物体中至少一个的位置有关的至少一个数据；

根据所述至少一个数据，评估所述至少一个约束(1035)。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于该方法还包括一个对与所述第一和第二物体关联的至少一个所述参数模型的至少一个参数进行修改的步骤(1050)，以下所述步骤：

获取与所述第一和第二物体中至少一个的位置有关的至少一个数据；和

根据所述至少一个数据，评估所述至少一个约束，在对所述至少一个参数进行所述修改之后，针对包括所述至少一个约束的模型化的所述至少一个参数模型被再次执行(1065)。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于该方法还包括显示所述至少一个约束的所述评估的结果的步骤。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于所述显示步骤包括显示与所述至少一个约束关联的图形指示的步骤，使得关于与所述第一和第二物体关联的至少一个数字模型的所述图形指示的位置的可视化分析能够根据所述至少一个约束确认所述第一物体的位置的有效性(1040)。

5.根据权利要求3或4所述的方法，其特征在于所述显示所述至少一个约束的所述评估结果的步骤包括显示至少一个数值的步骤，所述数值可以根据所述至少一个约束确认所述第一物体位置的有效性。

6.根据上述任一项权利要求所述的方法，其特征在于包括所述至少一个约束的模型化的所述至少一个参数模型被包括在与所述第一和第二物体关联的所述参数模型之一中。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其特征在于包括所述至少一个约束的模型化的所述至少一个参数模型的至少一个数据被输入与所述第一和第二物体关联的所述参数模型之一(315)。

8.根据上述任一项权利要求所述的方法，其特征在于所述第二物体包括航空器的至少一部分。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于所述至少一个约束与下述位置中的至少一个有关：舱门位置、滑道位置、地面位置、横风着陆时地面相对位置和前起落架摩擦地面着陆时地面相对位置。

10.根据上述任一项权利要求所述的方法，其特征在于所述第一物体包括用于航天器的推进系统的至少一部分。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于所述至少一个约束与所述第一物体的至少一部分的空气动力、所述第一物体的至少一部分的移动部件、所述第一物体的至少一部分的爆裂风险或可能由所述第一物体的至少一部分产生的噪音或热度有关。

12.一种设备，包括适于实现根据权利要求1至11中任一项所述的方法的每一步骤的装置。

13.一种计算机程序，包括适于实现根据权利要求1至11中任一项所述的方法的每一步骤的指令。

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