CN114228977B - 一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式，设计后缘铰链襟翼的空间机构包括扰流板、后梁和襟翼，内侧铰链机构与外侧铰链机构，并对后缘铰链襟翼的空间机构后缘铰链襟翼的空间机构进行求解，求解过程需要输入襟翼的三种位置，即巡航、起飞、着陆三个卡位，三个卡位通常为气动优化的结果，便可得到襟翼三卡位运动的刚体位移变换矩阵[D_q]、[D_z]，再通过后梁位置以及设计参数确定内侧铰链点和外侧铰链点的坐标，最终设计出同时满足三卡位的后缘铰链襟翼的空间机构。

Description

一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法

技术领域

本发明属于航空气动机构一体化设计领域，是一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法。

背景技术

目前世界上最先进的两种大型客机A350和B787，采用的都是自适应下垂式简单铰链襟翼。相比于传统形式的襟翼机构，如滑轨式，四连杆式等，自适应下垂式简单铰链机构的特点是结构简单、重量轻、可靠、扰流板联合下偏等优点。但铰链襟翼由于襟翼绕着铰链点做二维圆周运动，其运动轨迹圆弧，通常以襟翼的巡航位置和着陆位置为设计卡位，则起飞位置便确定在圆弧上某个点了，所以在选择襟翼的起飞卡位时只能根据气动优化的结果选取一个近似的位置，这样有可能达不到气动优化的起飞位置，导致后缘增升装置气动性能损失。通常的解决办法是调节整个机构的连接点布置的位置、机构的长度、相对位置等，这样的解决办法给设计工作增加了很大的盲目性与繁杂、重复的工作量。

发明内容

本发明克服了现有技术的不足，提供了一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法，能同时满足气动优化的巡航、起飞、着陆三个位置。

本发明顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法，所涉及的后缘铰链襟翼空间机构包括机翼后梁、襟翼、内侧铰链机构与外侧铰链机构。其中，内侧铰链机构包含内侧杆A3、内侧杆B、内侧杆C与内侧杆D；内侧杆A前端与机翼后梁间通过柱铰A铰接，令铰接点为铰接点a_内；内侧杆A后端通过柱铰B与内侧杆B前端间铰接，令铰接点为铰接点b_内；内侧杆B后端通过球铰A与襟翼前缘铰接，令铰接点为铰接点c_内；内侧杆C与内侧杆D前端分别通过球铰B与球铰C在襟翼底部前后方铰接点d_内与e_内处铰接；内侧杆C与内侧杆D末端分别通过球铰D与襟翼下方两个铰接位置铰接，在运动学求解上将这两个铰接位置视为一个铰接点f_内，即在运动学求解上可表示为内侧杆C与内侧杆D末端分别通过球铰D与襟翼下方的铰接点f_内铰接。

外侧机构包含外侧杆A、外侧杆B、外侧杆C与外侧杆D。其中，外侧杆A前端与机翼后梁间通过柱铰C铰接，令铰接点为铰接点a_外；外侧杆A后端与外侧杆B前端间通过球铰E铰接，令铰接点为铰接点b_外；外侧杆B后端通过球铰F与襟翼前缘铰接，令铰接点为铰接点c_外；外侧杆C与外侧杆D前端分别通过球铰G、球铰H在襟翼底部前后方铰接点d_外与e_外处铰接；外侧杆C与外侧杆D末端分别通过球铰I与襟翼方两个铰接位置铰接，在运动学求解上，表示为外侧杆C与外侧杆D末端分别通过球铰I与襟翼下方的铰接点f_外铰接。

对后缘铰链襟翼空间机构进行求解，得到各个铰链点坐标，具体步骤如下：A、将后缘铰

链襟翼空间机构分解为外侧驱动机构、内侧驱动机构、支撑机构三部分；

其中，外侧驱动机构包括外侧杆A、外侧杆B；内侧驱动机构包括内侧杆A、内侧杆B；支撑机构包括内侧支撑机构与外侧支撑机构，内侧支撑机构包括内侧杆C、内侧杆D；外侧支撑机构包括外侧杆C与外侧杆D；并对后缘襟翼空间机构进行简化，将球铰B与球铰C合并为一个等效柱铰A；球铰G与球铰H合并为等效柱铰B；同时将外侧杆C与外侧杆D视为一根与等效柱铰B以及铰接点f_外连接的连杆A；将内侧杆C与内侧杆D视为一根与等效柱铰A以及铰接点f_内连接的连杆B。

B、由气动设计给定的襟翼的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼上不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[D_q]和[D_z]。

C、求解外侧驱动机构参数，其中已知量包括：

a、铰接点a_外的坐标

b、铰接点c_外的巡航位置坐标

c、铰接点c_外的起飞位置坐标

d、铰接点c_外的着陆位置坐标

e、外侧杆A的巡航位置偏角θ₄；

f、外侧杆A的着陆位置偏角θ₆。

约束条件为：外侧杆B在巡航、起飞、着陆状态下的长度L₈＝L_8q＝L_8z。

求解外侧杆A在巡航、起飞、着陆状态下的长度L₇、L_7q、L_7z，L₇＝L_7q＝L_7z；以及外侧杆A的起飞位置偏角θ₅，铰接点b_外的巡航、起飞、着陆位置b_外、b_外q，b_外z。

通过构建非线性方程组得到：

在求出L₇与θ₅后，求解铰接点b_外的巡航、起飞、着陆位置b_外、b_外q，b_外z。根据极坐标的表达方式，b_外的X坐标为L₇cosθ₄，Y坐标为L₇sinθ₄；b_外q的X坐标为L_7qcosθ₅，Y坐标为L_7qsinθ₅；b_外z的X坐标为L_7zcosθ₆，Y坐标为L_7zsinθ₆。

步骤3：求解对外侧驱动机构参数，其中已知量包括：

a、铰接点a_内的坐标

b、铰接点c_内的巡航位置坐标

c、铰接点c_内的起飞位置坐标

d、铰接点c_内的着陆位置坐标

e、向量

在机构平面内的投影与水平线的夹角θ_m；i为柱铰B轴线上的一点。

约束条件为：内侧杆B在巡航、起飞、着陆状态下的长度L₈＝L_8q＝L_8z；柱铰B轴线上的一点i到铰接点a_内的距离L_m保持不变。

求解内侧杆A在巡航、起飞、着陆状态下的长度，三种状态下长度相等；内侧杆A的起飞位置偏角θ₂，铰接点b_内的巡航、起飞、着陆位置b_内、b_内q，b_内z。

区别于外侧驱动机构参数求解，内侧驱动机构参数求解还包括L_m以及点i到内侧杆A运动平面的距离Z_m，以及点i坐标求解方法为：

通过上述求得L_m以及Z_m，进一步即可求得点i坐标为(L_mcosθ_m，L_msinθ_m，Z_m)。

步骤4：求解两侧支撑机构参数，其中已知量包括：

a、内侧支撑机构已知量：等效柱铰A的巡航、起飞、着陆位置；铰接点f_内的Z轴坐标

约束条件：连杆A巡航、起飞、着陆位置长度相等。

求解f_内的X、Y轴坐标

和

以及等效柱铰A轴线上的一点j的坐标求解方法为：

设等效柱铰A巡航位置指向起飞位置的向量为(u1_x,u1_y,u1_z)，等效柱铰A巡航位置指向着陆位置的向量为(u2_x,u2_y,u2_z)，等效柱铰A巡航位置和起飞位置连线的中点坐标为(mid1_x,mid1_y,mid1_z)，等效柱铰A巡航位置与着陆位置连线的中点坐标为(mid2_x,mid2_y,mid2_z)，建立如下方程组，求解

和

以铰接点f_内为原点建立球面坐标系，等效柱铰A的处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其轴线上的一点j分别为点j、点jq、点jz在同一个球面上，因此可以用未知角度α₁、α₂、α₃、β₁、β₂、β₃以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j、jq、jz：

点j：(rcosα₁cosβ₁,rcosα₁sinβ₁,rsinβ₁)

点jq：(rcosα₂cosβ₂,rcosα₂sinβ₂,rsinβ₂)

点jz：(rcosα₃cosβ₃,rcosα₃sinβ₃,rsinβ₃)

由于点j与襟翼间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[D_q]和[D_z]的约束，即：

[X_jq Y_jq Z_jq 1]^T＝[D_q][X_j Y_j Z_j 1]^T

[X_jz Y_jz Z_jz 1]^T＝[D_z][X_j Y_j Z_j 1]^T)

共6个方程，给定r的值，一般略小于连杆B的长度，即可求解出点j的所有坐标。

b、外侧支撑机构已知量：等效柱铰B的巡航、起飞、着陆位置；铰接点f_内的Z坐标

约束条件：连杆B巡航、起飞、着陆位置长度相等。

求解f_外的X、Y轴坐标

和

以及等效柱铰B轴线上的一点k的坐标；求解方法与内侧支撑机构求解方法相同。

本发明的优点在于：

1、本发明满足三个卡位的后缘铰链襟翼空间机构设计方法中，后缘铰链襟翼空间机构采用铰链式下偏襟翼，机构简单、重量轻、运动可靠性高。

2、本发明满足三个卡位的后缘铰链襟翼空间机构设计方法中，对于气动外形设计约束较小，对不同的气动外形有较强的普适性。

3、本发明满足三个卡位的后缘铰链襟翼空间机构设计方法中，空间运动机构可以进行展向移动，这使得两片襟翼之间的运动间距更好控制。

4、本发明满足三个卡位的后缘铰链襟翼空间机构设计方法，便于进行下偏襟翼参数化研究以及后续的建模仿真工作。

附图说明

图1为后缘铰链襟翼空间机构结构示意图；

图2为后缘铰链襟翼空间机构简化图；

图3为本发明顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计流程图；

图4为外侧驱动部分运动示意图；

图5为内侧驱动部分运动示意图；

图6支撑部分运动示意图。

图中：

1-机翼后梁 2-襟翼 3-内侧杆A

4-内侧杆B 5-内侧杆C 6-内侧杆D

7-外侧杆A 8-外侧杆D 9-外侧杆C

10-外侧杆D 11-等效柱铰A 12-等效柱铰B

13-连杆A 14-连杆B

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法，设计后缘铰链襟翼空间机构包括机翼后梁1、襟翼2、内侧铰链机构与外侧铰链机构，具体如图1所示，其中，内侧铰链机构包含内侧杆A3、内侧杆B4、内侧杆C5与内侧杆D6。内侧杆A3前端与机翼后梁1间通过柱铰A铰接，令铰接点为铰接点a_内。内侧杆A3后端通过柱铰B与内侧杆B4前端间铰接，令铰接点为铰接点b_内；内侧杆B4后端通过球铰A与襟翼2前缘铰接，令铰接点为铰接点c_内。内侧杆C5与内侧杆D6前端分别通过球铰B与球铰C在襟翼2底部前后方铰接点d_内与e_内处铰接；内侧杆C5与内侧杆D6末端分别通过球铰D与襟翼2下方两个铰接位置铰接，由于这两个铰接位置接近且并排设置，因此在运动学求解上可将这两个铰接位置视为一个铰接点f_内，即在运动学求解上可表示为内侧杆C5与内侧杆D6末端分别通过球铰D与襟翼2下方的铰接点f_内铰接。

外侧机构包含外侧杆A7、外侧杆B8、外侧杆C9与外侧杆D10。其中，外侧杆A7前端与机翼后梁1间通过柱铰C铰接，令铰接点为铰接点a_外；外侧杆A7后端与外侧杆B8前端间通过球铰E铰接，令铰接点为铰接点b_外；外侧杆B8后端通过球铰F与襟翼2前缘铰接，令铰接点为铰接点c_外。外侧杆C9与外侧杆D10前端分别通过球铰G、球铰H在襟翼2底部前后方铰接点d_外与e_外处铰接；外侧杆C9与外侧杆D10末端分别通过球铰I与襟翼2下方两个铰接位置铰接，此处同内侧铰链机构部分中内侧杆C5与内侧杆D6的铰接方式所述，在运动学求解上，可表示为外侧杆C9与外侧杆D10末端分别通过球铰I与襟翼2下方的铰接点f_外铰接。

对上述结构的后缘铰链襟翼空间机构进行自由度分析，其包含活动构件9个(内侧杆A3～D6、外侧杆A7～D10与襟翼2)，3个转动副(柱铰A～C)，11个球面副(球面副A～I，其中球铰D与球铰I均为2个)，外侧杆B8、外侧杆C9、外侧杆D10、内侧杆C5、内侧杆D6分别存在绕各自轴线转动的局部自由度，因此后缘铰链襟翼空间机构自由度F为：

F＝9×6-3×5-11×3-5＝1

其中，9为活动构件个数；6为每个空间可动部件自由度；前一个5为一个柱铰所限制的自由度；3为

一个球铰所限制的自由度；后一个5为局部自由度。

对上述后缘铰链襟翼空间机构进行求解之前，将整套后缘铰链襟翼空间机构分解为外侧驱动机构、内侧驱动机构、支撑机构三部分；其中，外侧驱动机构包括外侧杆A7、外侧杆B8；内侧驱动机构包括内侧杆A3、内侧杆B4。支撑机构包括内侧支撑机构与外侧支撑机构，内侧支撑机构包括内侧杆C、内侧杆D；外侧支撑机构包括外侧杆C与外侧杆D。如图2所示，对后缘襟翼空间机构进行简化，将球铰B与球铰C合并为一个等效柱铰A11；球铰G与球铰H合并为等效柱铰B12；等效柱铰A11与等效柱铰B12根据结构设计一般位于襟翼2前梁的正下方附近。此简化方式不会影响后缘铰链襟翼空间机构的运动规律，符合机构学原理，如图2所示，同时将外侧杆C9与外侧杆D10视为一根与等效柱铰B以及铰接点f_外连接的连杆A13；将内侧杆C29与内侧杆D9视为一根与等效柱铰A以及铰接点f_内连接的连杆B14；随后对外侧驱动机构、内侧驱动机构、支撑机构三部分别进行求解，如图3所示，具体方法如下：

步骤1：由气动设计给定的襟翼2的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼2上不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[D_q]和[D_z]。襟翼2上不共面四个点A、B、C、D中A点巡航坐标为(A_x,A_y,A_z)，起飞位置为(A_xq,A_yq,A_zq)，着陆位置为(A_xz,A_yz,A_zz)；B点巡航坐标为(B_x,B_y,B_z)，起飞位置为(B_xq,B_yq,B_zq)，着陆位置为(B_xz,B_yz,B_zz)；C点巡航坐标为(C_x,C_y,C_z)，起飞位置为(C_xq,C_yq,C_zq)，着陆位置为(C_xz,C_yz,C_zz)；D点巡航坐标为(D_x,D_y,D_z)，起飞位置为(D_xq,D_yq,D_zq)，着陆位置为(D_xz,D_yz,D_zz)，则两个数值位移矩阵[D_q]和[D_z]为：

步骤2：对后缘铰链襟翼空间机构中的外侧驱动机构参数进行求解，其简图如图4所示，其中c_外、c_外q、c_外z分别为铰接点c_外的巡航、起飞、着陆位置；8、8q、8z分别为外侧杆B8的巡航、起飞、着陆位置；b_外、b_外q，b_外z分别为铰接点b_外的巡航、起飞、着陆位置。θ₄为外侧杆A7的巡航位置偏角；θ₅为外侧杆A7的起飞位置偏角；θ₆为外侧杆A7的着陆位置偏角。

铰接点a_外的坐标为

巡航状态下铰接点c_外的巡航位置坐标

为已知量，根据运动学原理，铰接点c_外的着陆位置坐标

由下式计算得到：

L₈、L_8q、L_8z分别表示为外侧杆B8在巡航、起飞、着陆状态下的长度，由于外侧杆B8为刚性杆件，则有：

L₈＝L_8q＝L_8z

由此可以构建非线性方程组：

其中，L₇、L_7q、L_7z分别表示为外侧杆A7在巡航、起飞、着陆状态下的长度，且L₇＝L_7q＝L_7z；

为铰接点c_外的起飞位置坐标；当给定外侧杆A7的巡航位置偏角θ₄和着陆位置偏角θ₆的值(一般θ₄在-135°左右，而θ₆在-25°左右。)后，即可以求得两个未知数L₇和θ₅。

在求出L₇与θ₅后，求解铰接点b_外的巡航、起飞、着陆位置b_外、b_外q，b_外z。根据极坐标的表达方式，b_外的X坐标为L₇cosθ₄，Y坐标为L₇sinθ₄；b_外q的X坐标为L_7qcosθ₅，Y坐标为L_7qsinθ₅；b_外z的X坐标为L_7zcosθ₆，Y坐标为L_7zsinθ₆。

步骤3：对后缘铰链襟翼空间机构中的内侧驱动机构参数进行求解，如图5所示，图中c_内、c_内q、c_内z分别为铰接点c_内的巡航、起飞、着陆位置；3、3q、3z分别为内侧杆A3的巡航、起飞、着陆位置；4、4q、4z分别为内侧杆B4的巡航、起飞、着陆位置；b_内、b_内q、b_内z分别为铰接点b_内的巡航、起飞、着陆位置；θ₁为内侧杆A3的巡航位置偏角；θ₂为内侧杆A3的起飞位置偏角；θ₃为内侧杆A3的着陆位置偏角。

内侧驱动机构参数求解过程与步骤2类似，但由于内侧杆A3与内侧杆B4间的铰接点b_内处所采用的铰链为柱铰，因此在步骤2的基础上，需要对该柱铰的方向进行求解，即求解柱铰B轴线上的一点i的位置。由于内侧杆A3与机翼后梁1间的铰接点a_内处所采用铰链为柱铰，因此在内侧杆A3运动过程中，点i到铰接点a_内的距离L_m保持不变，又由于内侧杆A3与内侧杆B4间通过柱铰B铰接，因此点i到铰接点b_内的距离也保持不变。则引入两个未知数，一个为点i到铰接点a_内的距离L_m，另一个为点i到内侧杆A3运动平面的距离Z_m，根据巡航、起飞、着陆三个位置下内侧杆B4的长度不变可建立两个约束方程，即可求解出这两个未知数L_m和Z_m：

式中，(X_c′，Y_c′，Z_c′)，(X_c′q，Y_c′q，Z_c′q)，(X_c′z，Y_c′z，Z_c′z)为铰接点c_内的巡航、起飞、着陆位置坐标；θ_m为为向量

在机构平面内的投影与水平线的夹角的夹角。

通过上述求得L_m以及Z_m，进一步即可求得点i坐标为(L_mcosθ_m，L_msinθ_m，Z_m)。

步骤4：对空间机构中的支撑机构参数进行求解。

如图6所示，内侧支撑机构中11，11q，11z分别为等效柱铰A11的巡航、起飞、着陆位置；12，12q，12z分别为等效柱铰B11的巡航、起飞、着陆位置；14、14q、14z分别为连杆B14的巡航、起飞、着陆位置；13、13q、13z分别为连杆A13的巡航、起飞、着陆位置；等效柱铰A11巡航位置11与起飞位置11q构成的中垂面与等效柱铰A巡航位置11与着陆位置11z构成的中垂面相交，形成交界线；内侧杆C5与内侧杆D6的末端铰接点f_内即在该交界线上，给定铰接点f_内的Z坐标

的Z轴坐标通常与等效柱铰11的铰接位置坐标一致，即可求解铰接点f_内的X轴与Y轴坐标

和

方法如下：

设等效柱铰A11巡航位置指向起飞位置11q的向量为(u1_x,u1_y,u1_z)，等效柱铰A11巡航位置指向着陆位置11z的向量为(u2_x,u2_y,u2_z)，等效柱铰A11巡航位置和起飞位置11q连线的中点坐标为(mid1_x,mid1_y,mid1_z)，等效柱铰A11巡航位置与着陆位置11z连线的中点坐标为(mid2_x,mid2_y,mid2_z)，建立如下方程组，求解

和

以铰接点f_内为原点建立球面坐标系，等效柱铰A11的处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其轴线上的一点j分别为点j、点jq、点jz在同一个球面上，因此可以用未知角度α₁、α₂、α₃、β₁、β₂、β₃以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j、jq、jz：

点j：(rcosα₁cosβ₁,rcosα₁sinβ₁,rsinβ₁)

点jq：(rcosα₂cosβ₂,rcosα₂sinβ₂,rsinβ₂)

点jz：(rcosα₃cosβ₃,rcosα₃sinβ₃,rsinβ₃)

由于点j与襟翼间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[D_q]和[D_z]的约束，即：

[X_jq Y_jq Z_jq 1]^T＝[D_q][X_j Y_j Z_j 1]^T

[X_jz Y_jz Z_jz 1]T＝[D_z][X_j Y_j Z_j 1]^T

共6个方程，给定r的值，一般略小于连杆B14的长度，即可求解出点j的所有坐标，完成所有机构参数的求解。铰接点f_外的坐标以及等效柱铰B轴向上一点的坐标同样通过上述方法求得。外侧支撑机构求解方法与内侧支撑机构求解方法相同。通过上述方法，求解出满足三个卡位的后缘铰链襟翼空间机构的参数，在所设计出的空间机构导引下，襟翼2的运动不是简单的二维平面运动，根据运动学原理的分解，其运动轨迹也不是简单的三维定轴旋转，还存在展向位移。在运动仿真结果的验证下，这将带来两方面的优势：

1、在本机构导引下，襟翼能够同时满足，起飞位置下小偏角且大后退量，着陆位置大偏角的要求，能够适应现代客机起飞状态大升阻比，着陆状态大升力的需求。

2、现代客机一侧机翼一般包含内外两片襟翼，由于上反角和后掠角的存在，两片襟翼打开过程发生复杂的空间运动将导致之间的间隙会发生变化，这对于两块襟翼间的气动密封是不利的。而本发明提出的机构，能够完全满足巡航、起飞、着陆三位置的设计需求，两片襟翼运动过程中之间的间隙基本保持不变。

Claims (1)

1.一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法，其特征在于：所涉及的后缘铰链襟翼空间机构包括机翼后梁、襟翼、内侧铰链机构与外侧铰链机构；其中，内侧铰链机构包含内侧杆A3、内侧杆B、内侧杆C与内侧杆D；内侧杆A前端与机翼后梁间通过柱铰A铰接，令铰接点为铰接点a_内；内侧杆A后端通过柱铰B与内侧杆B前端间铰接，令铰接点为铰接点b_内；内侧杆B后端通过球铰A与襟翼前缘铰接，令铰接点为铰接点c_内；内侧杆C与内侧杆D前端分别通过球铰B与球铰C在襟翼底部前后方铰接点d_内与e_内处铰接；内侧杆C与内侧杆D末端分别通过球铰D与襟翼下方两个铰接位置铰接，在运动学求解上将这两个铰接位置视为一个铰接点f_内，即在运动学求解上可表示为内侧杆C与内侧杆D末端分别通过球铰D与襟翼下方的铰接点f_内铰接；

外侧机构包含外侧杆A、外侧杆B、外侧杆C与外侧杆D；其中，外侧杆A前端与机翼后梁间通过柱铰C铰接，令铰接点为铰接点a_外；外侧杆A后端与外侧杆B前端间通过球铰E铰接，令铰接点为铰接点b_外；外侧杆B后端通过球铰F与襟翼前缘铰接，令铰接点为铰接点c_外；外侧杆C与外侧杆D前端分别通过球铰G、球铰H在襟翼底部前后方铰接点d_外与e_外处铰接；外侧杆C与外侧杆D末端分别通过球铰I与襟翼方两个铰接位置铰接，在运动学求解上，表示为外侧杆C与外侧杆D末端分别通过球铰I与襟翼下方的铰接点f_外铰接；

对后缘铰链襟翼空间机构进行求解，得到各个铰链点坐标，具体步骤如下：A、将后缘铰链襟翼空间机构分解为外侧驱动机构、内侧驱动机构、支撑机构三部分；

其中，外侧驱动机构包括外侧杆A、外侧杆B；内侧驱动机构包括内侧杆A、内侧杆B；支撑机构包括内侧支撑机构与外侧支撑机构，内侧支撑机构包括内侧杆C、内侧杆D；外侧支撑机构包括外侧杆C与外侧杆D；并对后缘襟翼空间机构进行简化，将球铰B与球铰C合并为一个等效柱铰A；球铰G与球铰H合并为等效柱铰B；同时将外侧杆C与外侧杆D视为一根与等效柱铰B以及铰接点f_外连接的连杆A；将内侧杆C与内侧杆D视为一根与等效柱铰A以及铰接点f_内连接的连杆B；

B、由气动设计给定的襟翼的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼上不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[D_q]和[D_z]；

C、求解外侧驱动机构参数，其中已知量包括：

a、铰接点a_外的坐标

b、铰接点c_外的巡航位置坐标

c、铰接点c_外的起飞位置坐标

d、铰接点c_外的着陆位置坐标

e、外侧杆A的巡航位置偏角θ₄；

f、外侧杆A的着陆位置偏角θ₆；

约束条件为：外侧杆B在巡航、起飞、着陆状态下的长度L₈＝L_8q＝L_8z；

求解外侧杆A在巡航、起飞、着陆状态下的长度L₇、L_7q、L_7z，L₇＝L_7q＝L_7z；以及外侧杆A的起飞位置偏角θ₅，铰接点b_外的巡航、起飞、着陆位置b_外、b_外q，b_外z；

通过构建非线性方程组得到：

在求出L₇与θ₅后，求解铰接点b_外的巡航、起飞、着陆位置b_外、b_外q，b_外z；根据极坐标的表达方式，b_外的X坐标为L₇cosθ₄，Y坐标为L₇sinθ₄；b_外q的X坐标为L_7qcosθ₅，Y坐标为L_7qsinθ₅；b_外z的X坐标为L_7zcosθ₆，Y坐标为L_7zsinθ_6；

步骤3：求解对外侧驱动机构参数，其中已知量包括：

a、铰接点a_内的坐标

b、铰接点c_内的巡航位置坐标

c、铰接点c_内的起飞位置坐标

d、铰接点c_内的着陆位置坐标

e、向量

在机构平面内的投影与水平线的夹角θ_m；i为柱铰B轴线上的一点；

约束条件为：内侧杆B在巡航、起飞、着陆状态下的长度L₈＝L_8q＝L_8z；柱铰B轴线上的一点i到铰接点a_内的距离L_m保持不变；

求解内侧杆A在巡航、起飞、着陆状态下的长度，三种状态下长度相等；内侧杆A的起飞位置偏角θ₂，铰接点b_内的巡航、起飞、着陆位置b_内、b_内q，b_内z；

区别于外侧驱动机构参数求解，内侧驱动机构参数求解还包括L_m以及点i到内侧杆A运动平面的距离Z_m，以及点i坐标求解方法为：

通过上述求得L_m以及Z_m，进一步即可求得点i坐标为(L_mcosθ_m，L_msinθ_m，Z_m)；

步骤4：求解两侧支撑机构参数，其中已知量包括：

a、内侧支撑机构已知量：等效柱铰A的巡航、起飞、着陆位置；铰接点f_内的Z轴坐标

约束条件：连杆A巡航、起飞、着陆位置长度相等；

求解f_内的X、Y轴坐标

和

以及等效柱铰A轴线上的一点j的坐标求解方法为：

设等效柱铰A巡航位置指向起飞位置的向量为(u1_x,u1_y,u1_z)，等效柱铰A巡航位置指向着陆位置的向量为(u2_x,u2_y,u2_z)，等效柱铰A巡航位置和起飞位置连线的中点坐标为(mid1_x,mid1_y,mid1_z)，等效柱铰A巡航位置与着陆位置连线的中点坐标为(mid2_x,mid2_y,mid2_z)，建立如下方程组，求解

和

以铰接点f_内为原点建立球面坐标系，等效柱铰A的处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其轴线上的一点j分别为点j、点jq、点jz在同一个球面上，因此可以用未知角度α₁、α₂、α₃、β₁、β₂、β₃以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j、jq、jz：

点j：(rcosα₁cosβ₁,rcosα₁sinβ₁,rsinβ₁)

点jq：(rcosα₂cosβ₂,rcosα₂sinβ₂,rsinβ₂)

点jz：(rcosα₃cosβ₃,rcosα₃sinβ₃,rsinβ₃)

由于点j与襟翼间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[D_q]和[D_z]的约束，即：

[X_jq Y_jq Z_jq 1]^T＝[D_q][X_j Y_j Z_j 1]^T

[X_jz Y_jz Z_jz 1]^T＝[D_z][X_j Y_j Z_j 1]^T)

共6个方程，给定r的值，小于连杆B的长度，即可求解出点j的所有坐标；

b、外侧支撑机构已知量：等效柱铰B的巡航、起飞、着陆位置；铰接点f_内的Z坐标

约束条件：连杆B巡航、起飞、着陆位置长度相等；

求解f_外的X、Y轴坐标

和

以及等效柱铰B轴线上的一点k的坐标；求解方法与内侧支撑机构求解方法相同。

Images