CN102582845A - 一种飞机翼身整流罩的制作方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种飞机翼身整流罩的制作方法，由两条、三条或四条二次曲线作为引导线，其中一条引导线为下边界线并指定所述下边界线的切矢方向垂直于飞机机身对称面，采用二次曲线的扫略规律生成所述飞机翼身整流罩的整体曲面外形，用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形，根据前面形成的翼身整流罩外形，通过热压成型制得飞机翼身整流罩。本发明完全采用二次曲线实现翼身整流罩外形的快速参数化设计，与常用方法相比，省去了控制剖面线。
Description
技术领域
本发明涉及飞机翼身整流罩外形设计，特别地涉及一种飞机翼身整流罩的制作方法。
背景技术
飞机翼身整流罩要满足众多系统和结构布置的空间需求，同时产生的气动阻力应尽可能的小，在翼身整流罩外形设计过程中，要经过多轮协调，反复优化，最终形成的外形一般表现为非规则的自由曲面。
对于非规则的曲面，往往通过引导线和控制剖面线来生成。图6所示的目前设计中广泛采用样条曲线来生成引导线61和控制线62，样条曲线很大的特点是灵活、表达能力强，但同时也就很难控制，在工程设计中难以驾驭，具体体现在：(1)样条线本身需要很多输入来定义，难以设计，同时也就很难调整；(2)样条曲线非常灵活，品质难以控制，继而导致在此基础上形成的曲面品质无法保证。在反复协调优化过程中，采用样条曲线显得力不从心，耗时费力，另外，放样规律难以人为控制，最后设计出的外形往往含有多块碎面，不利于下游设计。
总的来说，目前整流罩外形设计普遍采用了样条曲线，不足之处在于：(1)样条曲线难以设计；(2)设计结果难以调整；(3)曲面品质难以保证；4)放样规律难以控制。
发明内容
本发明完全采用二次曲线实现翼身整流罩外形的快速参数化设计。与常用方法相比，省去了控制剖面线。
根据本发明的一种飞机翼身整流罩的制作方法，由两条、三条或四条二次曲线作为引导线，其中一条为下边界并指定其切矢方向垂直于飞机对称面，采用二次曲线的扫略规律生成整体曲面外形，用机身和机翼外形进行裁 剪即得翼身整流罩外形，并通过热压成型制得飞机翼身整流罩。
有利地，根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法，采用两条二次曲线作为引导线，包括如下步骤：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点、下边界线后端点各自的坐标和上边界线前端点、上边界线后端点各自的坐标，并分别设置翼身整流罩下边界线前端点、下边界线后端点各自的切矢和上边界线前端点、上边界线后端点各自的切矢，分别设置翼身整流罩下边界线和上边界线各自的形状因子；
(2)分别根据前述步骤所确定的下边界线前端点及下边界线后端点的坐标、上边界线前端点及上边界线后端点的坐标和下边界线前端点及下边界线后端点的切矢、上边界线前端点及上边界线后端点的切矢和下边界线的形状因子、上边界线的形状因子，设计翼身整流罩的下边界线、上边界线；
(3)设置翼身整流罩的下边界线处的切矢曲面，使其垂直于机身对称面，并设置翼身整流罩的上边界线处的切矢曲面(设置的方向视实际需要)；
(4)沿机身纵向作一直线，作为脊线，并设置沿脊线方向变化的二次曲线形状因子；
(5)以下边界线、上边界线作为引导线，以下边界线处的切矢曲面、上边界线处的切矢曲面作为控制切矢，并根据沿脊线变化的二次曲线形状因子变化规律生成翼身整流罩曲面；
(6)调整下边界线前端点及下边界线后端点的坐标、上边界线前端点及上边界线后端点的坐标和下边界线前端点及下边界线后端点的切矢、上边界线前端点及上边界线后端点的切矢和下边界线、上边界线各自的形状因子，调整沿脊线方向的二次曲线形状因子变化规律，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(7)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(8)根据前面形成的翼身整流罩外形制作模具，选用纤维增强复合材料，按照翼身整流罩的受载情况铺放纤维增强复合材料，通过热压成型即可制得飞机翼身整流罩。
有利地，根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法，采用三条二次曲线作为引导线，包括如下步骤：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点、下边界线后端点各自的坐标和上边界线前端点、上边界线后端点各自的坐标，并分别设置翼身整流罩下边界线前端点、下边界线后端点各自的切矢和上边界线前端点、上边界线后端点各自的切矢，分别设置翼身整流罩下边界线和上边界线各自的形状因子；
(2)分别根据前述步骤所确定的下边界线前端点及下边界线后端点的坐标、上边界线前端点及上边界线后端点的坐标和下边界线前端点及下边界线后端点的切矢、上边界线前端点及所述上边界线后端点的切矢和下边界线的形状因子、上边界线的形状因子，生成二次曲线作为翼身整流罩的下边界线、上边界线；
(3)设置翼身整流罩的下边界线处的切矢曲面，使其垂直于机身对称面，并设置翼身整流罩的上边界线处的切矢曲面(设置的方向视实际需要)；
(4)分别设置翼身整流罩前边界线和后边界线各自的形状因子，并且分别基于前边界线和后边界线各自的形状因子，以及分别基于下边界线前端点及上边界线前端点的坐标和切矢、下边界线后端点及上边界线后端点的坐标和切矢，生成二次曲线作为翼身整流罩的前边界线、后边界线；
(5)设计翼身整流罩的第三引导线：在前边界线上在下边界线前端点和上边界线前端点之间选定一点作为第三引导线前端点，并设置切矢方向，在后边界线上在下边界线后端点和上边界线后端点之间选定一点作为第三引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第三引导线的形状因子，生成二次曲线作为第三引导线；
(6)以下边界线、上边界线和第三引导线作为引导线，以下边界线处的切矢曲面、上边界线处的切矢曲面作为控制切矢，采用二次曲线扫略生成翼身整流罩曲面；
(7)调整下边界线前端点及下边界线后端点的坐标、上边界线前端点及上边界线后端点的坐标和下边界线前端点及下边界线后端点的切矢、上边界线前端点及上边界线后端点的切矢、第三引导线端点在前后边界线上的位置及对应的切矢方向和第三引导线的形状因子，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(8)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(9)根据前面形成的翼身整流罩外形制作模具，选用纤维增强复合材料，按照翼身整流罩的受载情况铺放纤维增强复合材料，通过热压成型即可制得飞机翼身整流罩。
有利地，根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法，采用四条二次曲线作为引导线，包括如下步骤：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点、下边界线后端点各自的坐标和上边界线前端点、上边界线后端点各自的坐标，并分别设置翼身整流罩下边界线前端点、下边界线后端点各自的切矢和上边界线前端点、上边界线后端点各自的切矢，分别设置翼身整流罩下边界线和上边界线各自的形状因子；
(2)分别根据前述步骤所确定的下边界线前端点及下边界线后端点的坐标、上边界线前端点及上边界线后端点的坐标和下边界线前端点及下边界线后端点的切矢、上边界线前端点及上边界线后端点的切矢和下边界线的形状因子、上边界线的形状因子，生成二次曲线作为翼身整流罩的下边界线、上边界线；
(3)设置翼身整流罩的下边界线处的切矢曲面，使其垂直于机身对称面；
(4)分别设置翼身整流罩前边界线和后边界线各自的形状因子，并且分别基于前边界线和后边界线各自的形状因子，以及分别基于下边界线前端点及上边界线前端点的坐标和切矢、下边界线后端点及上边界线后端点的坐标和切矢，生成二次曲线作为翼身整流罩的前边界线、后边界线；
(5)设计翼身整流罩的第三引导线：在前边界线上在下边界线前端点和上边界线前端点之间选定一点作为第三引导线前端点，并设置切矢方向，在后边界线上在下边界线后端点和上边界线后端点之间选定一点作为第三引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第三引导线的形状因子，生成二次曲线作为所述第三引导线；
(6)设计翼身整流罩的第四引导线：在前边界线上在下边界线前端点和上边界线前端点之间选定不同于第三引导线前端点的另一点作为第四引导线前端点，并设置切矢方向，在后边界线上在下边界线后端点和上边界线后端点之间选定不同于第三引导线后端点的另一点作为第四引导线后端点， 并设置切矢方向，设置翼身整流罩第四引导线的形状因子，生成二次曲线作为第四引导线；
(7)以下边界线、上边界线、第三引导线和第四引导线作为引导线，以下边界线处的切矢曲面作为控制切矢，采用二次曲线扫略生成翼身整流罩曲面；
(8)调整下边界线前端点及下边界线后端点的坐标、上边界线前端点及上边界线后端点的坐标和下边界线前端点及下边界线后端点的切矢、第三引导线前端点及第三引导线后端点坐标、第三引导线前端点及第三引导线后端点处的切矢、第四引导线前端点及第四引导线后端点坐标、第四引导线前端点及第四引导线后端点处的切矢、直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(9)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(10)根据前面形成的翼身整流罩外形制作模具，选用纤维增强复合材料，按照翼身整流罩的受载情况铺放纤维增强复合材料，通过热压成型即可制得飞机翼身整流罩。
根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法具有以下的特点：(1)完全采用用二次曲线来描述和设计整流罩外形，保凸、流线；(2)实现参数化，参数简单且几何意义明确；(3)成形规律控制明确；(4)外形结果为单块高品质曲面。
根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法的优点在于：易理解、好操作、设计效率高、曲面品质好、更改简单方便。
附图说明
图1为根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法的示意图；
图2a-2d示出了本发明的二次曲线确定方法的示意图，其中图2a为二次曲线几何示意图，图2b-2d分别示出了二次曲线的三种确定方法；
图3为根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法的一种实施方式的示意图，在该实施方式中采用了两条引导线；
图4为根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法的另一种实施方式的示意图，在该实施方式中采用了三条引导线；
图5为根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法的再一种实施方式的示 意图，在该实施方式中采用了四条引导线。
图6为目前设计中采用样条曲线来生成引导线和控制线的示意图。
具体实施方式
下面本文将参照附图详细地提供本发明的优选实施方案的描述。
图1为根据本发明的飞机翼身整流罩的制作方法的示意图，其中，l1-l4四条纵向的实线为引导线，虚线为二次曲线的两端切矢，曲面s为下边界l1沿对称面方向的拉伸面，控制扫略过程中下边界切矢方向，点划线控制扫略方向。
图2a-2d示出了本发明的二次曲线确定方法原理的示意图。二次曲线代数表达式：Ax2+Bxy+Cy2+Dx+Ey+F。＝0二次曲线几何示意图如图2a所示，其中，二次曲线端点：A、C，二次曲线切矢：AB(α)、BC(β)，二次曲线形状因子：f＝DE/BD。
其中，二次曲线代数表达式含五个相互独立的变量，由五个元素即可确定一条二次曲线，本发明用到的方法如下：方法一：端点位置(2个)、端点切矢(2个)、二次曲线形状因子(1个)；方法二：端点位置(2个)、端点切矢(2个)、内部点位置(1个)；方法三：端点位置(2个)、一端点切矢(1个)、内部点位置(2个)。三种方法均可通过CAD软件或编程方便实现所定义的二次曲线。
可以理解的是，类似地，由五个元素也可确定一个曲面，从而得到与上述三种方法相对应的曲面确定方法：方法一：两条边界线的位置、两条边界线的切矢曲面、沿脊线方向的形状因子变化规律；方法二：两条边界线的位置、两条边界线各自的切矢曲面、一条内部引导线；方法三：两条边界线的位置、其中一条边界线的切矢曲面、两条内部引导线。
在本发明的一个实施方式中，采用了两条引导线，其操作步骤如下(参见图3)：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点b、后端点d各自的坐标和切矢，并分别设置上边界线前端点a、后端点c各自的坐标和切矢，分别设置翼身整流罩下边界线l1和上边界线l2各自的形状因子；
(2)根据翼身整流罩下边界线前端点b、后端点d各自的坐标和切矢，以及下边界线l1的形状因子，利用上面所述的确定二次曲线的方法一设计翼 身整流罩的下边界线l1；同样，根据翼身整流罩上边界线前端点a、后端点c各自的坐标和切矢，以及上边界线l2的形状因子，利用上面所述的确定二次曲线的方法一设计翼身整流罩的上边界线l2；
(3)设置翼身整流罩的下边界线l1处的切矢曲面SL，使其垂直于机身对称面，并设置翼身整流罩的上边界线l2处的切矢曲面SU；
(4)沿机身纵向作一直线，作为脊线l，并设置沿所述脊线l方向变化的二次曲线形状因子f；
(5)以所述下边界线l1、上边界线l2作为引导线，以所述下边界线l1处的切矢曲面SL、上边界线l2处的切矢曲面SU作为控制切矢，并根据沿所述脊线l的二次曲线形状因子f，采用二次曲线扫略(也即上述确定曲面的方法一)生成翼身整流罩曲面；
(6)调整下边界线前端点b及后端点d的坐标和切矢、上边界线前端点a及后端点c的坐标和切矢、下边界线和上边界线的形状因子、沿脊线l的二次曲线形状因子f，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(7)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(8)根据前面形成的翼身整流罩外形制作模具，选用玻璃纤维材料，按照翼身整流罩的受载情况根据常用的复合材料铺层原则确定合理的铺层数、铺层角及铺层顺序，采用热压罐一次成型即可制得飞机翼身整流罩。
图4示出了本发明的另一个实施方式，其在二条引导线基础上，增加一条二次曲线(第三引导线l3)作为内部引导线(按二次曲线生成方法一生成)，取消沿脊线l变化的形状因子f，采用二次曲线扫略规律(上述的曲面生成方法二)生成曲面。其中，为确保内部引导线l2顺利生成，采用二次曲线生成方法一设计前后边界线lL、lR，在前后边界线lL、lR上分别设置内部引导线l3的两个端点。操作步骤如下：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点b、后端点d各自的坐标和切矢，并分别设置上边界线前端点a、后端点c各自的坐标和切矢，分别设置翼身整流罩下边界线l1和上边界线l2各自的形状因子；
(2)根据翼身整流罩下边界线前端点b、后端点d各自的坐标和切矢，以及下边界线l1的形状因子，利用上面所述的确定二次曲线的方法一设计翼身整流罩的下边界线l1；同样，根据翼身整流罩上边界线前端点a、后端点c 各自的坐标和切矢，以及上边界线l2的形状因子，利用上面所述的确定二次曲线的方法一设计翼身整流罩的上边界线l2；
(3)设置翼身整流罩的下边界线l1处的切矢曲面SL，使其垂直于机身对称面，并设置翼身整流罩的上边界线l2处的切矢曲面SU；
(4)设置翼身整流罩前边界线lL的形状因子，基于所述形状因子，以及基于下边界线前端点b及上边界线前端点a的坐标和切矢，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)作为翼身整流罩的前边界线lL；同样地，设置翼身整流罩前后边界线lR的形状因子，基于所述形状因子，以及基于下边界线后端点d及上边界线后端点c的坐标和切矢，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)设计翼身整流罩的后边界线lR；
(5)设计翼身整流罩的第三引导线l3：在前边界线lL上在下边界线前端点b和上边界线前端点a之间选定一点作为第三引导线前端点，并设置切矢方向，在后边界线lR上在下边界线后端点d和上边界线后端点c之间选定一点作为第三引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第三引导线l3的形状因子，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)作为所述第三引导线l3；
(6)以下边界线l1、上边界线l2作为引导线，以所述下边界线l1处的切矢曲面SL、上边界线l2处的切矢曲面SU作为控制切矢，并以第三引导线l3作为内部引导线，采用二次曲线扫略(也即上述确定曲面的方法二)生成翼身整流罩曲面；
(7)调整下边界线前端点b及后端点d的坐标和切矢、上边界线前端点a及后端点c的坐标和切矢、下边界线和上边界线的形状因子、内部引导线(第三引导线l3)的端点位置、端点切矢和形状因子，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(8)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(9)根据前面形成的翼身整流罩外形制作模具，选用玻璃纤维材料，按照翼身整流罩的受载情况根据常用的复合材料铺层原则确定合理的铺层数、铺层角及铺层顺序，采用热压罐一次成型即可制得飞机翼身整流罩。
图5示出了本发明的又一个实施方式，其在三条引导线基础上再增加一条二次曲线(第四引导线l4)作为内部引导线，同时，去除上边界切矢控制 曲面SU，采用二次曲线扫略规律(二次曲线生成方法三)生成曲面。其中，控制外形的参数包括：(1)四点(上边界线前端点a、下边界线前端点b、上边界线后端点c、下边界线后端点d)坐标；(2)翼身整流罩的前边界线lL两端的切矢及形状因子，后边界线lR两端的切矢及形状因子；(3)引导线l1-l4各曲线端点切矢及形状因子。操作步骤如下：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点b、后端点d各自的坐标和切矢，并分别设置上边界线前端点a、后端点c各自的坐标和切矢，分别设置翼身整流罩下边界线l1和上边界线l2各自的形状因子；
(2)根据翼身整流罩下边界线前端点b、后端点d各自的坐标和切矢，以及下边界线l1的形状因子，利用上面所述的确定二次曲线的方法一设计翼身整流罩的下边界线l1；同样，根据翼身整流罩上边界线前端点a、后端点c各自的坐标和切矢，以及上边界线l2的形状因子，利用上面所述的确定二次曲线的方法一设计翼身整流罩的上边界线l2；
(3)设置翼身整流罩的下边界线l1处的切矢曲面SL，使其垂直于机身对称面；
(4)设置翼身整流罩前边界线lL的形状因子，基于所述形状因子，以及基于下边界线前端点b及上边界线前端点a的坐标和切矢，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)作为翼身整流罩的前边界线lL；同样地，设置翼身整流罩前后边界线lR的形状因子，基于所述形状因子，以及基于下边界线后端点d及上边界线后端点c的坐标和切矢，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)作为翼身整流罩的后边界线lR；
(5)设计翼身整流罩的第三引导线l3：在前边界线lL上在下边界线前端点b和上边界线前端点a之间选定一点作为第三引导线前端点，并设置切矢方向，在后边界线lR上在下边界线后端点d和上边界线后端点c之间选定一点作为第三引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第三引导线l3的形状因子，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)作为所述第三引导线l3；
(6)设计翼身整流罩的第四引导线l4：在前边界线lL上在下边界线前端点b和上边界线前端点a之间选定不同于第三引导线前端点的另一点作为第四引导线前端点，并设置切矢方向，在后边界线lR上在下边界线后端点d和 上边界线后端点c之间选定不同于第三引导线后端点的另一点作为第四引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第四引导线的形状因子，生成二次曲线(上面所述的确定二次曲线的方法一)作为第四引导线l4；
(7)以下边界线l1、上边界线l2作为引导线，以所述下边界线l1处的切矢曲面SL作为控制切矢，并以第三引导线l3、第四引导线l4作为内部引导线，采用二次曲线扫略(也即上述确定曲面的方法三)生成翼身整流罩曲面；
(8)调整下边界线前端点b及后端点d的坐标和切矢、上边界线前端点a及后端点c的坐标和切矢、下边界线和上边界线的形状因子、内部引导线(第三引导线l3、第四引导线l4)的端点位置、端点切矢和形状因子，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(9)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(10)根据前面形成的翼身整流罩外形制作模具，选用玻璃纤维材料，按照翼身整流罩的受载情况根据常用的复合材料铺层原则确定合理的铺层数、铺层角及铺层顺序，采用热压罐一次成型即可制得飞机翼身整流罩。
以上通过具体实施例对本发明进行了较为详细的说明，但不仅仅限于这些实施例，在不脱离本发明构思的前提下，还可以有更多变化或改进的其他实施例，而这些变化和改进都属于本发明的范围。
Claims (5)
1.一种飞机翼身整流罩的制作方法，其特征在于，由两条、三条或四条二次曲线作为引导线，其中一条引导线为下边界线并指定所述下边界线的切矢方向垂直于飞机机身对称面，采用二次曲线的扫略规律生成所述飞机翼身整流罩的整体曲面外形，用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形，根据所述翼身整流罩外形，通过热压成型制得飞机翼身整流罩。
2.根据权利要求1所述的飞机翼身整流罩的制作方法，其特征在于，该方法采用两条二次曲线作为引导线，包括如下步骤：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点(b)、下边界线后端点(d)各自的坐标和上边界线前端点(a)、上边界线后端点(c)各自的坐标，并分别设置翼身整流罩下边界线前端点(b)、下边界线后端点(d)各自的切矢和上边界线前端点(a)、上边界线后端点(c)各自的切矢，分别设置翼身整流罩下边界线和上边界线各自的形状因子；
(2)分别根据前述步骤(1)所确定的所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的坐标、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的坐标和所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的切矢、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的切矢和所述下边界线的形状因子、所述上边界线的形状因子，设计翼身整流罩的下边界线(l1)、上边界线(l2)；
(3)设置翼身整流罩的下边界线(l1)处的切矢曲面(SL)，使其垂直于机身对称面，并设置翼身整流罩的上边界线(l2)处的切矢曲面(SU)；
(4)沿机身纵向作一直线，作为脊线(l)，并设置沿所述脊线(l)方向变化的二次曲线形状因子(f)；
(5)以所述下边界线(l1)、上边界线(l2)作为引导线，以所述下边界线(l1)处的切矢曲面(SL)、上边界线(l2)处的切矢曲面(SU)作为控制切矢，并根据沿所述脊线(l)方向的二次曲线形状因子(f)，采用二次曲线扫略生成翼身整流罩曲面；
(6)调整所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的坐标、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的坐标和所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的切矢、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的切矢、所述下边界线的形状因子、所述上边界线的形状因子和所述沿脊线(l)方向的二次曲线形状因子(f)，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(7)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(8)根据所述翼身整流罩外形，通过热压成型制得飞机翼身整流罩。
3.根据权利要求1所述的飞机翼身整流罩的制作方法，其特征在于，该方法采用三条二次曲线作为引导线，包括如下步骤：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点(b)、下边界线后端点(d)各自的坐标和上边界线前端点(a)、上边界线后端点(c)各自的坐标，并分别设置翼身整流罩下边界线前端点(b)、下边界线后端点(d)各自的切矢和上边界线前端点(a)、上边界线后端点(c)各自的切矢，分别设置翼身整流罩下边界线和上边界线各自的形状因子；
(2)分别根据前述步骤(1)所确定的所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的坐标、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的坐标和所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的切矢、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的切矢和所述下边界线的形状因子、所述上边界线的形状因子，生成二次曲线作为翼身整流罩的下边界线(l1)、上边界线(l2)；
(3)设置翼身整流罩的下边界线(l1)处的切矢曲面(SL)，使其垂直于机身对称面，并设置翼身整流罩的上边界线(l2)处的切矢曲面(SU)；
(4)分别设置翼身整流罩前边界线和后边界线各自的形状因子，并且分别基于所述前边界线和所述后边界线各自的形状因子，以及分别基于所述下边界线前端点(b)及所述上边界线前端点(a)的坐标和切矢、所述下边界线后端点(d)及所述上边界线后端点(c)的坐标和切矢，生成二次曲线作为翼身整流罩的前边界线(lL)、后边界线(lR)；
(5)设计翼身整流罩的第三引导线(l3)：在所述前边界线(lL)上在所述下边界线前端点(b)和所述上边界线前端点(a)之间选定一点作为第三引导线前端点，并设置切矢方向，在所述后边界线(lR)上在所述下边界线后端点(d)和所述上边界线后端点(c)之间选定一点作为第三引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第三引导线的形状因子，生成二次曲线作为所述第三引导线(l3)；
(6)以所述下边界线(l1)、所述上边界线(l2)作为引导线，以所述下边界线(l1)处的切矢曲面(SL)、所述上边界线(l2)处的切矢曲面(SU)作为控制切矢，并以所述第三引导线(l3)作为内部引导线，采用二次曲线扫略生成翼身整流罩曲面；
(7)调整所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的坐标、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的坐标和所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的切矢、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的切矢、所述下边界线的形状因子、所述上边界线的形状因子和所述内部引导线的端点位置、端点切矢和形状因子，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(8)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(9)根据所述翼身整流罩外形，通过热压成型制得飞机翼身整流罩。
4.根据权利要求1所述的飞机翼身整流罩的制作方法，其特征在于，该方法采用四条二次曲线作为引导线，包括如下步骤：
(1)分别设置翼身整流罩下边界线前端点(b)、下边界线后端点(d)各自的坐标和上边界线前端点(a)、上边界线后端点(c)各自的坐标，并分别设置翼身整流罩下边界线前端点(b)、下边界线后端点(d)各自的切矢和上边界线前端点(a)、上边界线后端点(c)各自的切矢，分别设置翼身整流罩下边界线和上边界线各自的形状因子；
(2)分别根据前述步骤(1)所确定的所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的坐标、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的坐标和所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的切矢、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的切矢和所述下边界线的形状因子、所述上边界线的形状因子，按二次曲线扫略设计翼身整流罩的下边界线(l1)、上边界线(l2)；
(3)设置翼身整流罩的下边界线(l1)处的切矢曲面(SL)，使其垂直于机身对称面；
(4)分别设置翼身整流罩前边界线和后边界线各自的形状因子，并且分别基于所述前边界线和所述后边界线各自的形状因子，以及分别基于所述下边界线前端点(b)及所述上边界线前端点(a)的坐标和切矢、所述下边界线后端点(d)及所述上边界线后端点(c)的坐标和切矢，生成二次曲线作为翼身整流罩的前边界线(lL)、后边界线(lR)；
(5)设计翼身整流罩的第三引导线(l3)：在所述前边界线(lL)上在所述下边界线前端点(b)和所述上边界线前端点(a)之间选定一点作为第三引导线前端点，并设置切矢方向，在所述后边界线(lR)上在所述下边界线后端点(d)和所述上边界线后端点(c)之间选定一点作为第三引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第三引导线的形状因子，生成二次曲线作为所述第三引导线(l3)；
(6)设计翼身整流罩的第四引导线(l4)：在所述前边界线(lL)上在所述下边界线前端点(b)和所述上边界线前端点(a)之间选定不同于所述第三引导线前端点的另一点作为第四引导线前端点，并设置切矢方向，在所述后边界线(lR)上在所述下边界线后端点(d)和所述上边界线后端点(c)之间选定不同于所述第三引导线后端点的另一点作为第四引导线后端点，并设置切矢方向，设置翼身整流罩第四引导线的形状因子，生成二次曲线作为所述第四引导线(l4)；
(7)以所述下边界线(l1)、所述上边界线(l2)作为引导线，以所述下边界线(l1)处的切矢曲面(SL)作为控制切矢，并以在所述第三引导线(l3)、所述第四引导线(l4)作为内部引导线，采用二次曲线扫略生成翼身整流罩曲面；
(8)调整所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的坐标、所述上边界线前端点(a)及所述上边界线后端点(c)的坐标和所述下边界线前端点(b)及所述下边界线后端点(d)的切矢、所述下边界线的形状因子、所述上边界线的形状因子和所述内部引导线的端点位置、端点切矢和形状因子，直至获得满意的翼身整流罩曲面外形；
(9)用机身和机翼外形进行裁剪即得翼身整流罩外形；
(10)根据所述翼身整流罩外形，通过热压成型制得飞机翼身整流罩。
5.根据权利要求1至4之一所述的飞机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确定之后，制作与所述翼身整流罩外形相应的模具，选用纤维增强复合材料，按照翼身整流罩的受载情况铺放所述纤维增强复合材料，通过热压成型即可制得飞机翼身整流罩。
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103008497A (zh) * | 2012-11-06 | 2013-04-03 | 西北工业大学 | 一种框肋类钣金件复杂弯边展开方法 |
| WO2015058585A1 (zh) * | 2013-10-24 | 2015-04-30 | 中国商用飞机有限责任公司 | 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 |
| CN104732037A (zh) * | 2015-04-07 | 2015-06-24 | 中国直升机设计研究所 | 一种驾驶舱前风挡玻璃构型设计方法 |
| CN108860571A (zh) * | 2018-07-26 | 2018-11-23 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞机翼身整流罩及其构建方法 |
| CN112623191A (zh) * | 2021-01-11 | 2021-04-09 | 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 | 一种高升阻比中型无人机的整流罩结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101599105A (zh) * | 2009-06-01 | 2009-12-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机前缘缝翼剖面曲线的设计方法 |
| US20100065534A1 (en) * | 2004-12-07 | 2010-03-18 | Airbus Deutschland Gmbh | Airplane wing, method for manufacturing an airplane wing and use of a welding process for welding a wing spar |
| CN201745741U (zh) * | 2010-07-20 | 2011-02-16 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种复合材料机身整体薄壁结构 |
| US20110290936A1 (en) * | 2010-05-27 | 2011-12-01 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method of manufacture by superplastic forming and by fishplating of a rib for an aerodynamic fairing of an aircraft engine mounting pylon |
-
2012
- 2012-01-05 CN CN2012100015722A patent/CN102582845A/zh active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100065534A1 (en) * | 2004-12-07 | 2010-03-18 | Airbus Deutschland Gmbh | Airplane wing, method for manufacturing an airplane wing and use of a welding process for welding a wing spar |
| CN101599105A (zh) * | 2009-06-01 | 2009-12-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机前缘缝翼剖面曲线的设计方法 |
| US20110290936A1 (en) * | 2010-05-27 | 2011-12-01 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method of manufacture by superplastic forming and by fishplating of a rib for an aerodynamic fairing of an aircraft engine mounting pylon |
| CN201745741U (zh) * | 2010-07-20 | 2011-02-16 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种复合材料机身整体薄壁结构 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 魏峥: "《工业产品类CAD技能二、三级（三维几何建模与处理）UG NX培训教程》", 30 November 2011, article "扫掠", pages: 88-97 * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103008497A (zh) * | 2012-11-06 | 2013-04-03 | 西北工业大学 | 一种框肋类钣金件复杂弯边展开方法 |
| CN103008497B (zh) * | 2012-11-06 | 2014-09-10 | 西北工业大学 | 一种框肋类钣金件复杂弯边展开方法 |
| WO2015058585A1 (zh) * | 2013-10-24 | 2015-04-30 | 中国商用飞机有限责任公司 | 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 |
| CN104732037A (zh) * | 2015-04-07 | 2015-06-24 | 中国直升机设计研究所 | 一种驾驶舱前风挡玻璃构型设计方法 |
| CN108860571A (zh) * | 2018-07-26 | 2018-11-23 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞机翼身整流罩及其构建方法 |
| CN108860571B (zh) * | 2018-07-26 | 2023-09-29 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞机翼身整流罩及其构建方法 |
| CN112623191A (zh) * | 2021-01-11 | 2021-04-09 | 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 | 一种高升阻比中型无人机的整流罩结构 |
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