CN115520405A - 一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法及结构 - Google Patents

一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法及结构 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法及结构；方法为：确定襟翼设计偏度的理论位置；确定襟翼内侧和外侧滑轨占位平面；初定襟翼内侧和外侧滑动装置中主轴承组件占位点及其轨迹曲线；以上述轨迹曲线为参考曲线拟合襟翼运动理论曲面；以主轴承组件轨迹曲线和襟翼运动理论曲面为约束运动仿真得到襟翼实际的起飞偏度和着偏度位置；计算襟翼偏度误差并作符合性判定；设计内侧和外侧滑动装置的轨道工作面；设计滑轨结构；设计滑轮架结构。本发明能有效解决富勒襟翼的运动轨迹精准控制问题，基于上述方法提供的襟翼滑动装置，结构简单，轴承数量少，具有优异的富勒运动效果，能满足飞机起飞着陆性能要求。

Description

一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法及结构
技术领域
本发明涉及飞行器后缘襟翼设计制造技术领域，更具体地讲，涉及一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法及结构。
背景技术
后缘襟翼是飞机的高升力装置，在飞机起飞、降落和飞行过程中具有重要的作用。目前，襟翼运动形式有铰链式、四连杆机构式、滑轨—滑轮架式三种。其中，滑轨—滑轮架式的襟翼运动形式应用最为广泛，它具有优异的富勒运动效果，能显著提高飞机的起飞升阻比，同时其顺气流整流罩的高度和宽度尺寸小，能降低飞机的巡航飞行阻力。
通常，飞机内襟翼位于机翼的等直段，服役过程中仅沿飞机STA方向运动，同时满足襟翼起飞偏度和着陆偏度位置要求的运动滑轨为顺气流方向的平面曲线滑轨，且其内外侧滑轨和滑轮架均相同。而相较于内襟翼，外襟翼所处的机翼段后梁具有上反角和前/后掠角，且外襟翼的几何形状为梯形，其翼剖面弦长沿展向呈梯形变化，因而外襟翼的运动形式为空间六自由度运动，其轨迹为带展向偏移的圆锥曲面，这导致了外襟翼的内侧滑轨和外侧滑轨为扭曲的空间曲面滑轨，且内外侧滑轨的扭曲程度和行程长度均不相同，这给外襟翼滑轨—滑轮架式运动机构的设计带来很大困难。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是，提供一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法及结构，能有效解决襟翼特别是带上反角和前/后掠角的外襟翼运动轨迹精准控制问题，基于上述设计方法所提供的襟翼滑动装置，结构形式简单，轴承数量少，机构传力形式合理，且能实现起飞状态襟翼具有大后退量，着陆状态襟翼具有大偏转角度的富勒运动效果，满足了飞机起飞着陆性能要求；
本发明解决技术问题所采用的解决方案是：
一方面：
本发明公开了一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤S1:根据飞机飞行性能设计需求，确定飞机襟翼零偏度的理论位置一、起飞偏 度
Figure 216291DEST_PATH_IMAGE001
的理论位置二和着陆偏度
Figure 611500DEST_PATH_IMAGE002
的理论位置三；
步骤S2:根据襟翼气动载荷分布及襟翼作动器布置协调情况，确定襟翼内侧滑轨的占位平面一，以及外侧滑轨的占位平面二；
步骤S3:初步确定内侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的曲线一、外侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的曲线四；
步骤S4:以曲线一和曲线四为参考曲线拟合空间曲面，记为曲面一；其中，曲面一为襟翼运动理论曲面；
步骤S5:襟翼运动模拟；以步骤S3所获得的曲线一或曲线四、与曲面一为约束进行运动仿真，得到当前设计参数下襟翼实际的起飞偏度位置四和着陆偏度位置五；
步骤S6:计算当前襟翼实际的起飞偏度位置四和着陆偏度位置五的襟翼偏度误差，并进行襟翼偏度误差符合性判定；
若该襟翼偏度误差不符合设计精度要求，则返回步骤S3进行迭代设计；
若该襟翼偏度误差符合设计精度要求，则进入下一步骤；
步骤S7:利用运动仿真技术，设计内侧滑轨和外侧滑轨其所对应的主轴承组件和侧向轴承组件的轨道工作面；
步骤S8：根据步骤S7所得的轨道工作面及滑轨安装需求，设计襟翼内侧滑轨和外侧滑轨的结构；
步骤S9：根据内侧滑动装置和外侧滑动装置的主轴承组件和侧向轴承组件布局，以及与襟翼的安装需求，设计内侧滑动装置和外侧滑动装置中滑轮架结构。
在一些可能的实施方式中，所述步骤S3中初步确定内侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的样条曲线；具体包括以下步骤：
步骤S3A1:在占位平面一处，襟翼前缘的前后两侧分别取点，记为点A、点B；其中， 点A为内侧滑动装置中主前轴承的占位点，位于距襟翼前缘距离为
Figure 222610DEST_PATH_IMAGE003
的前缘外侧；点B为内 侧滑动装置中主后轴承的占位点，点B与点A的距离为
Figure 310652DEST_PATH_IMAGE004
，其为内侧滑动装置中主前轴承和 主后轴承之间的间距；
步骤S3A2:基于襟翼运动中滑动装置的主前轴承和主后轴承相对襟翼位置不变的 原则，得到襟翼偏转到理论位置二和理论位置三处时点A、点B的轨迹点，分别记为点点
Figure 640002DEST_PATH_IMAGE005
、 点
Figure 573323DEST_PATH_IMAGE006
、点
Figure 298659DEST_PATH_IMAGE007
、点
Figure 557602DEST_PATH_IMAGE008
；
步骤S3A3:以点A、点B、点
Figure 108669DEST_PATH_IMAGE005
、点
Figure 111260DEST_PATH_IMAGE006
、点
Figure 696962DEST_PATH_IMAGE007
、点
Figure 861227DEST_PATH_IMAGE008
为控制点作曲率连续的样条曲 线，并按照曲率连续的方式延长该样条曲线，记最终的样条曲线为曲线一，其中曲线一的延 长端点为点C。
在一些可能的实施方式中，所述步骤S3中初步确定外侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的样条曲线；具体包括以下步骤：
步骤S3B1：在占位平面二处，距襟翼前缘距离为
Figure 165170DEST_PATH_IMAGE009
位置取点D，点D作为外侧滑动 装置中主前轴承的占位点；以向量
Figure 705873DEST_PATH_IMAGE010
为方向向量，将曲线一平移至占位平面二处，得到曲 线二；
步骤S3B2：以点D为参考点，K为初始放缩比率，对曲线二进行放缩后得到曲线三；其中，K为占位平面二与占位平面一占位处的襟翼弦长比，K<1；
步骤S3B3：在曲线三上距点D距离为
Figure 146081DEST_PATH_IMAGE011
处取点E，作为外侧滑动装置中主后轴承 的占位点；基于襟翼运动中滑动装置的主前轴承和主后轴承相对襟翼位置不变的原则，得 到襟翼偏转到理论位置二和理论位置三处时，点D和点E的轨迹点，分别记为点
Figure 746827DEST_PATH_IMAGE012
、点
Figure 272486DEST_PATH_IMAGE013
、 点
Figure 616880DEST_PATH_IMAGE014
、点
Figure 177174DEST_PATH_IMAGE015
，以以点D、点E、点
Figure 683242DEST_PATH_IMAGE012
、点
Figure 961776DEST_PATH_IMAGE013
、点
Figure 844282DEST_PATH_IMAGE014
、点
Figure 259082DEST_PATH_IMAGE015
为控制点作曲率连续的样条曲线， 记为曲线四；
步骤S3B4：调整
Figure 936051DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 436303DEST_PATH_IMAGE016
及K的值，使曲线四与曲线三基本重合后，按照曲率连续的 方式延长曲线四；其中，曲线四延长端的端点为点F；并保留调整后的参数
Figure 122499DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 391807DEST_PATH_IMAGE016
、K、曲线 一以及曲线四。
在一些可能的实施方式中，所述步骤S5具体包括以下步骤：
步骤S5A1:将襟翼零偏度位置的外形曲面与点A、点B、点D、点E进行刚性接合约束，并约束点A在曲线一上运动，约束点B、点D、点E在曲面一上运动；
步骤S5A2:以点A在曲线一上的位移为驱动元素进行运动模拟，依次得到点A运动 至起飞偏度的点
Figure 505256DEST_PATH_IMAGE005
时的襟翼位置，记为起飞偏度位置四，以及点A运动至着陆偏度的点
Figure 492804DEST_PATH_IMAGE007
时的襟翼位置，记为着陆偏度位置五。
在一些可能的实施方式中，所述步骤S6具体包括以下步骤：
步骤S6A1:测量起飞偏度位置四的襟翼实际偏转角度
Figure 717112DEST_PATH_IMAGE017
、着陆偏度位置五的襟翼 实际偏转角度
Figure 106505DEST_PATH_IMAGE018
；
步骤S6A2:步骤S6A2:计算起飞偏度位置四处襟翼偏度误差
Figure 390855DEST_PATH_IMAGE019
、着陆偏度位置五 处襟翼偏度误差
Figure 537803DEST_PATH_IMAGE020
;
步骤S6A3:进行襟翼偏转角度误差符合性判定；若襟翼偏度误差满足
Figure 628119DEST_PATH_IMAGE021
且
Figure 872018DEST_PATH_IMAGE022
时，则点A、点B、
Figure 327270DEST_PATH_IMAGE023
Figure 227093DEST_PATH_IMAGE024
及K值符合要求,进入下一步 滑轨和滑轮架的结构设计，并保留本步骤得到的点A、点B、点D、点E、曲线一、曲线四、以及曲 面一;
步骤S6A4:否则，重复步骤S3~步骤S6，调整点A、点B、
Figure 855521DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 891610DEST_PATH_IMAGE024
及K值，直至满足上述 襟翼偏度误差要求为止。
在一些可能的实施方式中，所述步骤S7中利用运动仿真技术，设计内侧滑轨和外侧滑轨各自的主轴承组件和侧向轴承组件的轨道工作面；具体包括以下步骤：
步骤S7A1:分别过点A、点B作占位平面一的法线，得到内侧滑动装置中主前轴承的轴线和主后轴承的轴线，分别为直线一和直线二；
分别过点D、点E作平面二的法线，得到外侧滑动装置中主前轴承的轴线和主后轴承的轴线，分别为直线三和直线四；
步骤S7A2:将直线一、直线二、直线三、直线四与襟翼零偏度位置的外形曲面进行刚性接合约束后，进行步骤S5所述的襟翼运动模拟，得到内侧滑动装置和外侧滑动装置中主轴承组件的中心面；其中，
直线一扫略区曲面即为内侧滑动装置中主前轴承中心面，记为曲面二；
直线二扫略区曲面即为内侧滑动装置中主后轴承中心面，记为曲面三；
直线三扫略区曲面即为外侧滑动装置中主前轴承中心面，记为曲面四；
直线四扫略区曲面即为外侧滑动装置中主后轴承中心面，记为曲面五；
步骤S7A3:在确定内侧滑动装置和外侧滑动装置中的主前轴承和主后轴承的直径D后，将曲面二和曲面三按曲面法线方向向上和向下各偏移D/2后，得到内侧滑动装置中主前轴承和主后轴承的轨道工作面；
将曲面四和曲面五按曲面法线方向向上和向下各偏移D/2后，得外侧滑动装置中主前轴承和主后轴承的轨道工作面；
步骤S7A4:在确定内侧滑轨和外侧滑轨宽度W后，结合侧向轴承直径d，确定内侧滑动装置和外侧滑动装置中侧向轴承组件的占位；其中，内侧滑动装置中侧前轴承的轴线为直线五、内侧滑动装置中侧后轴承的轴线为直线六、外侧滑轨中侧前轴承的轴线为直线七、外侧滑轨中侧后轴承的轴线为直线八；
步骤S7A5:将直线五、直线六、直线七、直线八与与襟翼零偏度位置的外形曲面进行刚性接合约束后，进行步骤S5所述的襟翼运动模拟，得到内侧滑动装置和外侧滑动装置的侧向轴承组件的中心面;
直线五扫略区曲面为内侧滑动装置中侧前轴承中心面，记为曲面六；
直线六扫略区曲面为内侧滑动装置中侧后轴承中心面，记为曲面七；
直线七扫略区曲面为外侧滑动装置中侧前轴承中心面，记为曲面八；
直线八扫略区曲面为外侧滑动装置中侧后轴承中心面，记为曲面九；
步骤S7A6：将曲面六、曲面七、曲面八、曲面九沿曲面法线方向分别向内侧滑轨和外侧滑轨的占位平面一和平面二侧偏移d/2后，得到内侧滑动装置和外侧滑动装置的侧向轴承组件的轨道工作面。
在一些可能的实施方式中，所述步骤S7A4具体包括以下步骤：
在内侧滑轨安装其对应的主前轴承的一侧，且位于内侧滑轨对应的主前轴承轴线与主后轴承轴线之间的中间位置，作直线一和直线二所在平面的法线，得到内侧滑动装置中侧前轴承的轴线为直线五；
在直线一和直线二所在平面内将直线五向航后平移距离
Figure 585940DEST_PATH_IMAGE025
后，关于平面一对称， 得到内侧滑动装置中侧后轴承的轴线为直线六；
在外侧滑轨安装其对应的主后轴承的一侧，且位于外侧滑轨对应的主前轴承轴线与主后轴承轴线之间的中间位置，作直线三、直线四所在平面的法线，得外侧滑动装置中侧前轴承的轴线为直线七；
在直线三和直线四所在平面内将直线七向航后平移距离
Figure 707479DEST_PATH_IMAGE026
后，关于平面二对 称，得到外侧滑动装置中侧后轴承的轴线为直线八。
另一方面：
本发明还提供了一种后缘富勒襟翼滑动装置的结构，作为襟翼的外侧滑动装置或内侧滑动装置，包括滑轮架和与滑轮架配合安装的滑轨；
所述滑轨的截面呈工字型，包括由上至下依次连接的上缘条、腹板、下缘条；所述上缘条、腹板、下缘条相互配合形成两组沿其纵向对称设置的C型滑槽；
所述滑轮架包括呈盒体结构的轴承组件安装架、安装在所述轴承组件安装架上且位于两组C型滑槽内的主轴承组件、以及与上缘条沿纵向两侧设置的侧向轴承组件；
所述主轴承组件与C型滑槽的内侧面、侧向轴承组件与上缘条的外侧面呈间隙配合。
在一些可能的实施方式中，所述主轴承组件包括沿滑轨的纵向设置且分别位于两组C型滑槽内的一个主前轴承和一个主后轴承；所述主前轴承和主后轴承结构相同且与其所对应的C型滑槽间隙配合；
所述侧向轴承组件包括结构相同且与上缘条沿纵向两个侧面分别间隙配合的一个侧前轴承和一个侧后轴承；所述侧前轴承和侧后轴承沿滑轨纵向设置。
在一些可能的实施方式中，
所述滑轨为曲率连续的空间轨道，包括设置在近机翼后梁侧的前段滑轨、与前段滑轨相连且远离机翼后梁的后段滑轨；其中，前段滑轨曲率小呈近直线状，后段滑轨呈大曲率的弧线状且曲率大于前段滑轨的曲率。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
本发明中的设计方法借助数字化运动仿真技术，采用三维运动机构设计方法，提出了一种后缘富勒襟翼空间扭曲轨道结构及其设计方法，解决了后缘富勒襟翼的，特别是带上反角和前/后掠角的梯形外襟翼的，运动轨迹精准控制问题，满足了飞机起飞着陆性能要求；
本发明中的襟翼滑动装置，通过四组轴承与滑轨的相互配合能够有效的限制襟翼的运动轨迹，使襟翼在驱动设备的驱动下只能沿设计轨迹运动至规定的襟翼偏度位置，实现襟翼的设计功能；
本发明的襟翼滑动装置的轴承数量共四个，（一个主前轴承、一个主后轴承、一个侧前轴承、一个侧后轴承）相比现有技术将大大减少，重量更轻，传力形式合理，滑轨形式简单，降低了制造难度和生产成本，且采用该滑动装置能在襟翼偏度误差满足设计精度要求的前提下，实现起飞状态襟翼具有大后退量，着陆状态襟翼具有大偏转角度的富勒运动效果。
附图说明
图1为本发明中设计方法的流程图；
图2为本发明设计方法中步骤S1、步骤S2的示意图；
图3为本发明设计方法中步骤S3A1-步骤S3A3的示意图；
图4为本发明设计方法中步骤S3B1-步骤S3B4的示意图；
图5为本发明设计方法中步骤S4的示意图；
图6为本发明设计方法中步骤S5的示意图；
图7为本发明设计方法中步骤S7A1-步骤S7A3的示意图；
图8为本发明设计方法中步骤S7A4-步骤S7A6的示意图；
图9为本发明滑动装置的结构示意图；
图10为本发明中滑轮架、主轴承组件、侧向轴承组件的结构示意图；
图11为图10的俯视图；
图12为本发明中滑轨的剖视图；
图13为本发明中滑轨、滑轮架的剖视图；
图14为图13中A处的放大示意图；
图15为本发明中当滑动装置作为外侧滑动装置时的结构示意图；
图16为襟翼、外侧滑动装置、内侧滑动装置的结构布置示意图；
其中：1-滑轨，11-上缘条，12-腹板，13-下缘条，2-滑轮架，21-轴承组件安装架，22-主轴承组件，221-主前轴承，222-主后轴承，23-侧向轴承组件，231-侧前轴承，232-侧后轴承，10-内侧滑动装置，20-外侧滑动装置，101-位置一，102-位置二，103-位置三，104-起飞偏度位置四，105-着陆偏度位置五，201-占位平面一，202-占位平面二，301-曲线一，302-曲线二，303-曲线三，304-曲线四，401-曲面一，402-曲面二，403-曲面三，404-曲面四，405-曲面五，406-曲面六，407-曲面七，408-曲面八，409-曲面九，501-直线一，502-直线二，503-直线三，504-直线四，505-直线五，506-直线六，507-直线七，508-直线八。
具体实施方式
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。在本申请实施中，“和/或”描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。在本申请实施例的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是指两个或两个以上。
下面对本发明进行详细说明。
需要说明的是：本发明中所描述的内侧滑轨的内侧为内侧滑轨远离外侧滑轨的一侧；外侧滑轨的外侧为外侧滑轨远离内侧滑轨的一侧；本文中所描述的主前轴承221和侧前轴承231中的“前”为靠近襟翼前缘的一侧，反之则为“后”。
实施例1：
如图15所示：
后缘富勒襟翼滑动装置包括内侧滑动装置10和外侧滑动装置20，内侧滑动装置10包括内侧滑轨、滑轮架2、主轴承组件22、侧向轴承组件23；外侧滑动装置20包括外侧滑轨、滑轮架2、主轴承组件22、侧向轴承组件23；
内侧滑动装置10、外侧滑动装置20中的主轴承组件22和侧向轴承组件23的结构尺寸相同；只是相对位置有所不同；
主轴承组件22包括一个主前轴承221、一个主后轴承222；
侧向轴承组件23包括一个侧前轴承231、一个侧后轴承232。
如图1-图8所示，一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，具体包括以下步骤：
步骤S1:根据飞机飞行性能设计需求，由性能及气动专业确定飞机襟翼零偏度的 理论位置一101、起飞偏度
Figure 139598DEST_PATH_IMAGE027
的理论位置二102、着陆偏度
Figure 295772DEST_PATH_IMAGE028
的理论位置三103；
步骤S2:根据襟翼气动载荷分布及襟翼驱动设备布置协调情况，选取合适的内侧滑轨在襟翼的占位平面一201和外侧滑轨在襟翼的占位平面二202；
步骤S3：初步确定内侧滑动装置10中主轴承组件22的占位点及其轨迹所形成的曲线一301、外侧滑动装置20中主轴承组件22的占位点及其轨迹所形成的曲线四304；
所述步骤S3中初步确定内侧滑动装置10中主轴承组件22的占位点及其轨迹所形成的样条曲线；具体包括以下步骤：
步骤S3A1:在占位平面一201占位处，襟翼前缘的前后两侧分别取点，记为点A、点B；
其中，点A为内侧滑动装置10中主前轴承221的占位点，位于距襟翼前缘距离为
Figure 155144DEST_PATH_IMAGE029
的前缘外侧；
点B为内侧滑动装置10中主后轴承222的占位点，点B与点A的距离为
Figure 763980DEST_PATH_IMAGE030
，其为内侧 滑动装置10中主前轴承221和主后轴承222之间的间距；
步骤S3A2:基于襟翼运动中滑动装置的主前轴承和主后轴承相对襟翼位置不变的 原则，得到襟翼偏转到理论位置二102和理论位置三103处时，点A的轨迹点，记为点
Figure 734210DEST_PATH_IMAGE031
、点
Figure 744891DEST_PATH_IMAGE007
，以及点B的轨迹点，记为点
Figure 775164DEST_PATH_IMAGE006
、点
Figure 871296DEST_PATH_IMAGE008
；
步骤S3A3:以点A、点B、点
Figure 645217DEST_PATH_IMAGE005
、点
Figure 775984DEST_PATH_IMAGE006
、点
Figure 977158DEST_PATH_IMAGE007
、点
Figure 295007DEST_PATH_IMAGE008
为控制点作曲率连续的样条曲 线，并按照曲率连续的方式延长该样条曲线，记最终的样条曲线为曲线一301，其中曲线一 301的延长端点为点C。
所述步骤S3中初步确定外侧滑动装置20中主轴承组件22的占位点及其轨迹所形成的样条曲线；具体包括以下步骤：
步骤S3B1：在占位平面二202占位处，距襟翼前缘距离为
Figure 872619DEST_PATH_IMAGE009
位置取点D，点D作为外 侧滑动装置20中主前轴承221的占位点；以向量
Figure 920210DEST_PATH_IMAGE032
为方向向量，将曲线一301平移至占位 平面二202占位处，得到曲线二302；
步骤S3B2：以点D为参考点，K为初始放缩比率，对曲线二302进行放缩后得到曲线三303；其中，K为占位平面二202与占位平面一201占位处的襟翼弦长比，K<1；
步骤S3B3：在曲线三303上距点D距离为
Figure 229968DEST_PATH_IMAGE011
处取点E，作为外侧滑动装置20中主 后轴承222的占位点，并基于襟翼运动中滑动装置的主前轴承和主后轴承相对襟翼位置不 变的原则，得到襟翼偏转到理论位置二102和理论位置三103处时，点D轨迹点，分别记为点
Figure 35113DEST_PATH_IMAGE012
、点
Figure 150837DEST_PATH_IMAGE014
，
点E的轨迹点为点
Figure 990617DEST_PATH_IMAGE013
、点
Figure 533594DEST_PATH_IMAGE015
,以点D、点E点
Figure 91614DEST_PATH_IMAGE012
、点
Figure 683132DEST_PATH_IMAGE013
、点
Figure 705315DEST_PATH_IMAGE014
、点
Figure 356876DEST_PATH_IMAGE015
为控制点作曲 率连续的样条曲线，记为曲线四304；
步骤S3B4：调整
Figure 198930DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 594139DEST_PATH_IMAGE033
及K的值，使曲线四304与曲线三303基本重合后，按照曲率 连续的方式延长曲线四304；其中，曲线四304延长端的端点为点F；并保留调整后的参数
Figure 470828DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 293291DEST_PATH_IMAGE033
、K、曲线一301以及曲线四304。
需要说明的是，在调整K时,K将不限于占位平面二202与占位平面一201的占位处的襟翼弦长比。
步骤S4:以曲线一301和曲线四304为参考曲线拟合空间曲面，记为曲面一401，曲面一401即为襟翼运动理论曲面。
步骤S5:襟翼运动模拟;以步骤S3所获得的曲线一301或曲线四304、与曲面一401为约束进行运动仿真，得到当前设计参数下襟翼实际的起飞偏度位置四104和着陆偏度位置五105；
所述步骤S5具体包括以下步骤：
步骤S5A1:将襟翼零偏度位置的外形曲面与点A、点B、点D、点E进行刚性接合约束，并约束点A在曲线一301上运动，约束点B、点D、点E在曲面一401上运动；
步骤S5A2:以点A在曲线一301上的位移为驱动元素进行运动模拟，依次得到点A运 动至起飞偏度的点
Figure 622641DEST_PATH_IMAGE005
时的襟翼位置，记为起飞偏度位置四104，以及点A运动至着陆偏度的 点
Figure 821541DEST_PATH_IMAGE007
时的襟翼位置,记为着陆偏度位置五105。
步骤S6:计算当前襟翼实际的起飞偏度位置四104和着陆偏度位置五105的襟翼偏度误差，并进行襟翼偏度误差符合性判定；
若该襟翼偏度误差不符合设计精度要求，返回步骤S3进行迭代设计；
若该襟翼偏度误差符合设计精度要求，执行下一步骤；
具体包括以下步骤：
步骤S6A1:测量起飞偏度位置四104的襟翼实际偏转角度
Figure 490420DEST_PATH_IMAGE017
、着陆偏度位置五105 的襟翼实际偏转角度
Figure 546101DEST_PATH_IMAGE017
；
步骤S6A2:计算起飞偏度位置四104处襟翼偏度误差
Figure 300430DEST_PATH_IMAGE019
、着陆偏度位置五105处襟 翼偏度误差
Figure 382916DEST_PATH_IMAGE020
：
Figure 906301DEST_PATH_IMAGE034
；
Figure 132883DEST_PATH_IMAGE035
;
步骤S6A3:进行襟翼偏转角度误差符合性判定，若襟翼偏度误差满足
Figure 374509DEST_PATH_IMAGE021
且
Figure 977529DEST_PATH_IMAGE022
时，则点A、点B、
Figure 355420DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 956166DEST_PATH_IMAGE036
及K值符合要求,进入下一 步滑轨1和滑轮架2的结构设计；并保留本步骤得到的点A、点B、点D、点E、曲线一301、曲线四 304、以及曲面一401，进入下一步;
步骤S6A4:否则，重复步骤3~步骤6，调整前位点A、点B、
Figure 481825DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 826219DEST_PATH_IMAGE024
及K值，直至满足上 述襟翼偏度误差要求为止。
步骤S7:利用运动仿真技术，设计内侧滑轨和外侧滑轨对应的主轴承组件22和侧向轴承组件23的轨道工作面；
所述步骤S7中利用运动仿真技术，设计内侧滑轨和外侧滑轨对应的主轴承组件22和侧向轴承组件23的轨道工作面；具体包括以下步骤：
步骤S7A1:分别过点A、点B作占位平面一201的法线，得到内侧滑动装置10中主前轴承221的轴线和主后轴承222的轴线，分别为直线一501和直线二502；其中，直线一501为主前轴承221的轴线，直线二502为主前轴承221的轴线；
分别过点D、点E作占位平面二202的法线，得到外侧滑动装置20中主前轴承221的轴线和主后轴承222的轴线，分别为直线三503和直线四504；
其中；直线三503为主前轴承221的轴线，直线四504为主后轴承222的轴线；
步骤S7A2:将直线一501、直线二502、直线三503、直线四504与与襟翼零偏度位置的外形曲面进行刚性接合约束后，进行步骤S5所述的襟翼运动模拟，得到内侧滑动装置10和外侧滑动装置20的主轴承组件的中心面；
其中，直线一501扫略区曲面即为内侧滑动装置10中的主前轴承中心面，记为曲面二402；
直线二502扫略区曲面即为内侧滑动装置10中的主后轴承中心面，记为曲面三403；
直线三503扫略区曲面即为外侧滑动装置20中主前轴承中心面，记为曲面四404；
直线四504扫略区曲面即为外侧滑动装置20中主后轴承中心面，记为曲面五405；
步骤S7A3:在确定内侧滑动装置10和外侧滑动装置中主前轴承221和主后轴承222的直径D后，将曲面二402和曲面三403按曲面法线方向向上和向下各偏移D/2后，得到内侧滑动装置中主前轴承221和主后轴承222的轨道工作面；
将曲面四404和曲面五405按曲面法线方向向上和向下各偏移D/2后，得外侧滑轨中主前轴承221和主后轴承222的轨道工作面；
步骤S7A4:在确定内侧滑轨和外侧滑轨宽度W后，结合侧前轴承231或侧后轴承232的直径d，确定内侧滑动装置10和外侧滑动装置20中侧向轴承组件23的占位；
其中，内侧滑动装置10中侧前轴承231的轴线为直线五505、内侧滑动装置10中侧后轴承232的轴线为直线六506、外侧滑轨中侧前轴承231的轴线为直线七507、外侧滑轨中侧后轴承232的轴线为直线八508；
所述步骤S7A4具体包括以下步骤：
在内侧滑轨安装其对应的主前轴承221的一侧，且位于内侧滑轨对应的主前轴承221轴线与主后轴承222轴线之间的中间位置，作直线一501和直线二502所在平面的法线，得到内侧滑动装置10中侧前轴承231的轴线为直线五505；
在直线一501和直线二502所在平面内将直线五505向航后平移
Figure 120934DEST_PATH_IMAGE037
距离后，关于占 位平面一201对称，得到内侧滑动装置10中侧后轴承232的轴线为直线六506；
在外侧滑轨安装其对应的主后轴承221的一侧，且位于外侧滑轨对应的主前轴承221轴线与主后轴承222轴线之间的中间位置，作直线三503、直线四504所在平面的法线，得外侧滑动装置20中侧前轴承231的轴线为直线七507；
在直线三503和直线四504所在平面内将直线七507向航后平移距离
Figure 892581DEST_PATH_IMAGE026
后，关 于占位平面二202对称，得到外侧滑动装置20中侧后轴承232的轴线为直线八508。
步骤S7A5:将直线五505、直线六506、直线七507、与襟翼零偏度位置的外形曲面进行刚性接合约束后，进行步骤S5所述的襟翼运动模拟，得到内侧滑动装置10和外侧滑动装置20的侧向轴承组件的中心面;
直线五505扫略区曲面为内侧滑动装置10中的侧前轴承中心面，为曲面六406；
直线六506扫略区曲面为内侧滑动装置10中的侧后轴承中心面，为曲面七407；
直线七507扫略区曲面为外侧滑动装置20中的侧前轴承中心面，为曲面八408；
直线八508扫略区曲面为外侧滑动装置20中的侧后轴承中心面，为曲面九409；
步骤S7A6将曲面六406、曲面七407、曲面八408、曲面九409分别向内侧滑轨和外侧滑轨的占位平面一和平面二侧偏移d/2后，得到内侧滑动装置10、外侧滑动装置20中侧向轴承组件23的轨道工作面。
步骤S8：根据步骤S7所得的轨道工作面及滑轨安装需求，设计襟翼内侧滑轨和外侧滑轨的结构；具体是指：
根据步骤S7A1-步骤S7A3所得的轨道工作面，以及机翼后梁处滑轨1的安装需求，设计内侧滑轨、外侧滑轨的结构。
步骤S9：根据内侧滑动装置和外侧滑动装置的主轴承组件和侧向轴承组件布局，以及与襟翼的安装需求，设计内侧滑动装置和外侧滑动装置中滑轮架结构；具体是指：
根据步骤S7A4和步骤S7A6中得到的主前轴承221、主后轴承222、侧前轴承231、侧后轴承232轴线的布置情况，以及滑轮架2与襟翼的连接需求，进行滑轮架2的结构设计。
实施例2：
如图9-图16所示：
本发明还提供了一种后缘富勒襟翼滑动装置的结构，作为襟翼的外侧滑动装置或内侧滑动装置，包括滑轮架2和滑轨1；
所述滑轨1的截面呈工字型，包括由上至下依次连接的上缘条11、腹板12、下缘条13；所述上缘条11、腹板12、下缘条13相互配合形成两组沿其纵向对称设置的C型滑槽；
所述滑轮架2包括呈盒体结构的轴承组件安装架21、安装在所述轴承组件安装架21上且位于两组C型滑槽内的主轴承组件22、以及与沿上缘条纵向两侧设置的侧向轴承组件23；
所述主轴承组件22与C型滑槽的内侧面，以及侧向轴承组件23与上缘条11的外侧面呈间隙配合。
优选的，滑轮架2上设置有插槽，滑轨1的一端穿过插槽，并与插槽的内侧面不接触；主轴承组件22、侧向轴承组件23将位于插槽内；插槽设置在滑轮架2的中部；经过组合后形成襟翼滑动装置；
在一些可能的实施方式中，所述主轴承组件22包括沿滑轨1的纵向设置且分别位于两组C型滑槽内的一个主前轴承221和一个主后轴承222；所述主前轴承221和主后轴承222结构相同且与其所对应的C型滑槽间隙配合；
所述主前轴承221和主后轴承222结构形式及尺寸参数相同，并分列于腹板12的两侧且位于C型滑槽内，与滑轨1两侧的C型滑槽呈间隙滑动配合，主前轴承221和主后轴承222沿滑轨1纵向呈一前一后设置。
所述侧向轴承组件23包括结构相同且与上缘条11的两个侧面分别间隙配合的一个侧前轴承231和一个侧后轴承232；所述侧前轴承231和侧后轴承232沿滑轨1的纵向设置。
这里所描述的与侧前轴承231和侧后轴承232间隙配合的上缘条11的两个侧面为上缘条11沿滑轨纵向的两个侧面。
侧前轴承231和侧后轴承232的结构形式和参数相同；所述侧前轴承231和侧后轴承232沿滑轨1的纵向并按一前一后的形式布置在腹板12的两侧，通过侧前轴承231和侧后轴承232与滑轨1的上缘条11的两个侧面接触来对襟翼进行限位。
在一些可能的实施方式中，如图13所示，所述滑轨1为曲率连续的空间轨道，包括设置在近机翼后梁侧的前段滑轨、与前段滑轨相连且远离机翼后梁的后段滑轨；其中，前段滑轨曲率小且呈近直线状，使起飞状态襟翼能产生较大的后退量，后段滑轨呈大曲率的弧线状且其曲率大于前段滑轨的曲率，使着陆状态襟翼具有大的偏转角度，从而实现襟翼优异的富勒运动效果。
进一步的，所述主前轴承221和主后轴承222分别与上缘条11的底部、下缘条13的顶部总间隙设计为0.25-0.55mm;所述侧前轴承231和侧后轴承232分别与上缘条11靠近一侧相互间隙配合。
设置上述主轴承组件22与滑轨1滑槽总间隙的目的是，既保证运动部件与固定部件之间的运动间隙，又保证在襟翼受载后，襟翼的实际偏转角度和偏度误差能够满足设计精度要求。
对于总间隙采用主前轴承221的总间隙进行解释说明，如图13所示，设定主前轴承221靠近上缘条11顶部一侧的距离为L1，设定主前轴承221靠近下缘条13顶部一侧的距离为L2，则总间隙为L1和L2之和。
所述侧前轴承231和侧后轴承232分别与上缘条11靠近一侧呈间隙配合，在襟翼运动过程中，由于襟翼既作沿飞机航向的曲线运动，也作偏航方向的侧向摆动，滑轮架2上的侧前轴承231、侧后轴承232与滑轨1的上缘条11沿滑轨1纵向的两个侧面的接触状态也在不断变化，时而接触时而分离；
在组装时，滑轮架2通过螺栓安装在襟翼上，与襟翼成为一个整体；滑轨1上设置有后梁安装耳片，滑轨斜拉杆与设置在滑轨1上方的安装耳片铰接，滑轨侧撑杆与设置在腹板12上的连接耳片铰接，进一步滑轨1通过这三处连接耳片安装到机翼后梁上；
如图15所示，当采用本滑动装置作为外侧滑动装置20和内侧滑动装置10，并安装在同一襟翼上时，就形成了完整的襟翼运动机构。
在外侧滑动装置20中，如图14所示，主前轴承221与侧后轴承232同侧设置且位于外侧滑轨的外侧，主后轴承222与侧前轴承231同侧设置且位于外侧滑轨的内侧（靠近内侧滑轨的一侧）；其中主前轴承221位于侧后轴承232的前方（靠近襟翼前缘的一侧），侧前轴承231位于主后轴承222的前方；
在内侧滑动装置10中，如图10所示，主前轴承221与侧前轴承231同侧设置且位于内侧滑轨的内侧；主后轴承222和侧后轴承232同侧设置且位于内侧滑轨的外侧（靠近外侧滑轨的一侧）；
内侧滑动装置10与外侧滑动装置20为平行设置，其中外侧滑动装置20中的侧后轴承232、主前轴承221设置在靠近内侧滑动装置10的一侧；内侧滑动装置10中的侧前轴承231、主前轴承221设置在远离外侧滑动装置20的一侧。
在襟翼工作中，其滑动装置的内侧滑轨、外侧滑轨、以及安装于滑轮架2上的主轴承组件22和侧向轴承组件23共同限制襟翼的运动轨迹，使襟翼在驱动设备的驱动下沿设计轨迹运动至规定的襟翼偏度位置，实现襟翼的设计功能；
通过主轴承组件22和滑轨1来设计出襟翼运动轨迹，主轴承组件22、侧向轴承组件23分别与其滑轨1上的对应工作面接触配合，迫使襟翼沿内外滑轨1的C型滑槽的曲面形状运动，即实现襟翼的设计运动轨迹；上缘条11沿滑轨1纵向的两个侧面为侧前轴承231、侧后轴承232的轨道工作面，侧向轴承组件23与滑轨1的上缘条11的两侧接触，外侧滑动装置20和内侧滑动装置10中的两组个侧向轴承组件23共同作用限制襟翼的侧向运动自由度，并迫使襟翼完成侧向摆动运动。
在襟翼运动过程中，襟翼受到飞行气动载荷的作用，内侧滑动装置10和外侧滑动装置20的主前轴承221与下缘条13的顶面接触并产生相对滚动运动，两者的主后轴承222与上缘条11的底面接触并产生相对滚动运动；同时，襟翼的气动载荷由这4个轴承（两个主前轴承221、两个主后轴承222、）通过与C型滑槽工作面的接触而传递到滑轨1上，具体为两个主前轴承221和两个主后轴承222形成一对承受襟翼气动载荷及其弯矩效应的承载组件，并可通过适量增大主前轴承221和主后轴承222的航向距离来减小主轴承组件22与C型滑槽的接触挤压载荷，从而降低C型滑槽工作面的接触工作应力，提高滑轨1的接触疲劳寿命，同时也可以减小主轴承组件22的规格尺寸，以及减小滑轨1的截面尺寸，最终达到对滑轨1和主轴承组件22的减重目的。
侧向载荷工况是襟翼类增升装置为满足适航要求所必须要考虑的载荷工况；本发明提供的外侧滑动装置20和内侧滑动装置10中的侧向轴承组件23的主要作用是，限制襟翼侧向运动和传递襟翼侧向载荷；
与现有技术的襟翼滑动装置相比，本发明的襟翼内侧滑动装置10和外侧滑动装置20中的侧向轴承组件23的侧向轴承数量更少，结构重量也相对较小；
在襟翼运动中，滑轨1的上缘条11沿其纵向的两个侧面为侧向轴承组件23的轨道工作面；当襟翼承受侧向载荷作用时，在沿滑轨1的纵向一前一后且呈异侧布置的侧前轴承231和侧后轴承232的共同作用下，以及在内侧滑动装置10与外侧滑动装置20中的侧向轴承组件23的相互配合下，将襟翼的侧向载荷及其偏航力矩传递到滑轨1上；
优选的，为了减小侧向轴承组件23与滑轨1侧面的侧向挤压载荷，在设计时可以增大侧前轴承231和侧后轴承232的航向间距。
本发明提供的襟翼滑动装置，其内侧滑轨和外侧滑轨为空间扭曲轨道，滑轨1近机翼后梁的前段滑轨曲率小，使起飞状态襟翼产生较大的后退量，增大机翼面积，提高飞机升阻比，滑轨后段曲率大，使着陆状态襟翼具有大的偏转角度，在增大机翼升力的同时增大飞机阻力，从而实现短距起降的目的。
现有技术中襟翼滑动装置采用多个主前轴承、多个主后轴承、多个前侧向轴承及多个后侧向轴承与滑轨进行配合，将使得所采用的滑轨结构复杂；在单个滑轨中包含多个滑道，且各滑道的形式不相同，比如一个滑道是向下弯曲的曲面滑道，而另外滑道则是上弯的曲面滑道，这样的多个形式不一的滑道，在滑轨加工精度未达到设计要求或存在加工变形时，以及当滑轨受载变形后，都可能造成轴承卡滞，从而使得出现襟翼无法运动的严重后果；
而本发明只需一个主前轴承221、一个主后轴承222、一个侧前轴承231和一个侧后轴承232，与滑轨1进行配合，进而使得滑轨1的结构简单；本发明采用C型滑槽和上缘条11的2个侧面就可以组成滑动装置的工作面，结构相比现有技术更加简单，制造难度和加工成本将大大降低，同时由于轴承数量的减少、滑轨结构的简单化，也将使得整个滑动装置重量更轻；本发明提供的襟翼滑动装置相比现有技术滑动装置的轴承数量将大大减少，滑轨形式简单，传力形式合理，且能在襟翼偏度误差满足设计精度要求的前提下，实现无人机起飞状态襟翼具有大后退量，着陆状态襟翼具有大偏转角度的富勒运动效果，满足了飞机起飞着陆阶段的性能要求。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤S1:根据飞机飞行性能设计需求，确定飞机襟翼零偏度的理论位置一、起飞偏度
Figure 772748DEST_PATH_IMAGE001
的理论位置二和着陆偏度
Figure 273000DEST_PATH_IMAGE002
的理论位置三；
步骤S2:根据襟翼气动载荷分布及襟翼作动器布置协调情况，确定襟翼内侧滑轨的占位平面一，以及外侧滑轨的占位平面二；
步骤S3:初步确定内侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的曲线一、外侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的曲线四；
步骤S4:以曲线一和曲线四为参考曲线拟合空间曲面，记为曲面一；
步骤S5:襟翼运动模拟;以步骤S3所获得的曲线一或曲线四、与曲面一为约束进行运动仿真，得到当前设计参数下襟翼实际的起飞偏度位置四和着陆偏度位置五；
步骤S6:计算当前襟翼实际的起飞偏度位置四和着陆偏度位置五的襟翼偏度误差，并进行襟翼偏度误差符合性判定；
若该襟翼偏度误差不符合设计精度要求，则返回步骤S3进行迭代设计；
若该襟翼偏度误差符合设计精度要求，则进入下一步骤；
步骤S7:利用运动仿真技术，设计内侧滑轨和外侧滑轨对应的主轴承组件和侧向轴承组件的轨道工作面；
步骤S8：根据步骤S7所得的轨道工作面及滑轨安装需求，设计襟翼内侧滑轨和外侧滑轨的结构；
步骤S9：根据内侧滑动装置和外侧滑动装置的主轴承组件和侧向轴承组件布局，以及与襟翼的安装需求，设计内侧滑动装置和外侧滑动装置中滑轮架结构。
2.根据权利要求1所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，所述步骤S3中初步确定内侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的样条曲线；具体包括以下步骤：
步骤S3A1:在占位平面一处，襟翼前缘的前后两侧分别取点，记为点A、点B；
其中，点A为内侧滑动装置中主前轴承的占位点，位于距襟翼前缘距离为
Figure 693617DEST_PATH_IMAGE003
的前缘外 侧；
点B为内侧滑动装置中主后轴承的占位点，点B与点A的距离为
Figure 228503DEST_PATH_IMAGE004
，其为内侧滑动装置中 主前轴承和主后轴承之间的间距；
步骤S3A2:基于襟翼运动中滑动装置的主前轴承和主后轴承相对襟翼位置不变的原 则，得到襟翼偏转到理论位置二和理论位置三处时点A、点B的轨迹点，分别记为点
Figure 76373DEST_PATH_IMAGE005
、点
Figure 63921DEST_PATH_IMAGE006
、点
Figure 350546DEST_PATH_IMAGE007
、点
Figure 677622DEST_PATH_IMAGE008
；
步骤S3A3:以点A、点B、点
Figure 24290DEST_PATH_IMAGE005
、点
Figure 436817DEST_PATH_IMAGE006
、点
Figure 199236DEST_PATH_IMAGE007
、及点
Figure 443136DEST_PATH_IMAGE008
为控制点作曲率连续的样条曲 线，并按照曲率连续的方式延长该样条曲线，记最终的样条曲线为曲线一，其中曲线一的延 长端点为点C。
3.根据权利要求2所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，所述步骤S3中初步确定外侧滑动装置中主轴承组件的占位点及其轨迹所形成的样条曲线；具体包括以下步骤：
步骤S3B1：在占位平面二处，距襟翼前缘距离为
Figure 898388DEST_PATH_IMAGE003
位置取点D，点D作为外侧滑动装置 中主前轴承的占位点；以向量
Figure 854668DEST_PATH_IMAGE009
为方向向量，将曲线一平移至占位平面二处，得到曲线二；
步骤S3B2：以点D为参考点，K为初始放缩比率，对曲线二进行放缩后得到曲线三；其中，K为占位平面二与占位平面一占位处的襟翼弦长比，K<1；
步骤S3B3：在曲线三上距点D距离为
Figure 420779DEST_PATH_IMAGE010
处取点E，作为外侧滑动装置中主后轴承的占 位点；基于襟翼运动中滑动装置的主前轴承和主后轴承相对襟翼位置不变的原则，得到襟 翼偏转到理论位置二和理论位置三处时，点D和点E的轨迹点，分别记为点
Figure 519185DEST_PATH_IMAGE011
、点
Figure 145338DEST_PATH_IMAGE012
、点
Figure 594774DEST_PATH_IMAGE013
、点
Figure 698996DEST_PATH_IMAGE014
，以点D、点E、点
Figure 917488DEST_PATH_IMAGE011
、点
Figure 714543DEST_PATH_IMAGE012
、点
Figure 385696DEST_PATH_IMAGE013
、点
Figure 559188DEST_PATH_IMAGE014
为控制点作曲率连续的样条曲线，记为曲线 四；
步骤S3B4：调整
Figure 632186DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 662459DEST_PATH_IMAGE015
及K的值，使曲线四与曲线三基本重合后，按照曲率连续的方式 延长曲线四；其中，曲线四延长端的端点为点F；并保留调整后的参数
Figure 758591DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 266933DEST_PATH_IMAGE016
、K、曲线一以 及曲线四。
4.根据权利要求3所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，所述步骤S5具体包括以下步骤：
步骤S5A1:将襟翼零偏度位置的外形曲面与点A、点B、点D、点E进行刚性接合约束，并约束点A在曲线一上运动，约束点B、点D、点E在曲面一上运动；
步骤S5A2:以点A在曲线一上的位移为驱动元素进行运动模拟，依次得到点A运动至起 飞偏度的点
Figure 397700DEST_PATH_IMAGE005
时的襟翼位置，记为起飞偏度位置四，以及点A运动至着陆偏度的点
Figure 598874DEST_PATH_IMAGE007
时的 襟翼位置，记为着陆偏度位置五。
5.根据权利要求4所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括以下步骤：
步骤S6A1:测量起飞偏度位置四的襟翼实际偏转角度
Figure 182302DEST_PATH_IMAGE017
、着陆偏度位置五的襟翼实际 偏转角度
Figure 494335DEST_PATH_IMAGE018
；
步骤S6A2:计算起飞偏度位置四处襟翼偏度误差
Figure 541925DEST_PATH_IMAGE019
、着陆偏度位置五处襟翼偏度误差
Figure 851684DEST_PATH_IMAGE020
;
步骤S6A3:进行襟翼偏转角度误差符合性判定；若襟翼偏度误差满足
Figure 922408DEST_PATH_IMAGE021
且
Figure 38131DEST_PATH_IMAGE022
时，则点A、点B、
Figure 877912DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 420888DEST_PATH_IMAGE024
及K值符合要求,进入下一步滑轨和滑轮架的 结构设计，并保留本步骤得到的点A、点B、点D、点E、曲线一、曲线四、以及曲面一;
步骤S6A4:否则，重复步骤S3~步骤S6，调整点A、点B、
Figure 775646DEST_PATH_IMAGE025
、
Figure 632744DEST_PATH_IMAGE026
及K值，直至满足上述襟 翼偏度误差要求为止。
6.根据权利要求3所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，
所述步骤S7中利用运动仿真技术，设计内侧滑轨和外侧滑轨各自的主轴承组件和侧向轴承组件的轨道工作面；具体包括以下步骤：
步骤S7A1:分别过点A、点B作占位平面一的法线，得到内侧滑动装置中主前轴承的轴线和主后轴承的轴线，分别为直线一和直线二；
分别过点D、点E作平面二的法线，得到外侧滑动装置中主前轴承的轴线和主后轴承的轴线，分别为直线三和直线四；
步骤S7A2:将直线一、直线二、直线三、直线四与襟翼零偏度位置的外形曲面进行刚性接合约束后，进行步骤S5所述的襟翼运动模拟，得到内侧滑动装置和外侧滑动装置中主轴承组件的中心面；其中，
直线一扫略区曲面即为内侧滑动装置中主前轴承中心面，记为曲面二；
直线二扫略区曲面即为内侧滑动装置中主后轴承中心面，记为曲面三；
直线三扫略区曲面即为外侧滑动装置中主前轴承中心面，记为曲面四；
直线四扫略区曲面即为外侧滑动装置中主后轴承中心面，记为曲面五；
步骤S7A3:在确定内侧滑动装置和外侧滑动装置中的主前轴承和主后轴承的直径D后，将曲面二和曲面三按曲面法线方向向上和向下各偏移D/2后，得到内侧滑动装置中主前轴承和主后轴承的轨道工作面；
将曲面四和曲面五按曲面法线方向向上和向下各偏移D/2后，得外侧滑动装置中主前轴承和主后轴承的轨道工作面；
步骤S7A4:在确定内侧滑轨和外侧滑轨宽度W后，结合侧向轴承直径d，确定内侧滑动装置和外侧滑动装置中侧向轴承组件的占位；其中，内侧滑动装置中侧前轴承的轴线为直线五、内侧滑动装置中侧后轴承的轴线为直线六、外侧滑轨中侧前轴承的轴线为直线七、外侧滑轨中侧后轴承的轴线为直线八；
步骤S7A5:将直线五、直线六、直线七、直线八与与襟翼零偏度位置的外形曲面进行刚性接合约束后，进行步骤S5所述的襟翼运动模拟，得到内侧滑动庄子和外侧滑动装置的侧向轴承组件的中心面;
直线五扫略区曲面为内侧滑动装置中侧前轴承中心面，记为曲面六；
直线六扫略区曲面为内侧滑动装置中侧后轴承中心面，记为曲面七；
直线七扫略区曲面为外侧滑动装置中侧前轴承中心面，记为曲面八；
直线八扫略区曲面为外侧滑动装置中侧后轴承中心面，记为曲面九；
步骤S7A6：将曲面六、曲面七、曲面八、曲面九沿曲面法线方向分别向内侧滑轨和外侧滑轨的占位平面一和平面二侧偏移d/2后，得到内侧滑动装置和外侧滑动装置的侧向轴承组件的轨道工作面。
7.根据权利要求6所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的设计方法，其特征在于，所述步骤S7A4具体包括以下步骤：
在内侧滑轨安装其对应的主前轴承的一侧，且位于内侧滑轨对应的主前轴承轴线与主后轴承轴线之间的中间位置，作直线一和直线二所在平面的法线，得到内侧滑动装置中侧前轴承的轴线为直线五；
在直线一和直线二所在平面内将直线五向航后平移距离
Figure 327030DEST_PATH_IMAGE027
后，关于平面一对称，得到 内侧滑动装置中侧后轴承的轴线为直线六；
在外侧滑轨安装其对应的主后轴承的一侧，且位于外侧滑轨对应的主前轴承轴线与主后轴承轴线之间的中间位置，作直线三、直线四所在平面的法线，得外侧滑动装置中侧前轴承的轴线为直线七；
在直线三和直线四所在平面内将直线七向航后平移距离
Figure 40908DEST_PATH_IMAGE028
后，关于平面二对称， 得到外侧滑动装置中侧后轴承的轴线为直线八。
8.一种后缘富勒襟翼滑动装置的结构，作为襟翼的外侧滑动装置或内侧滑动装置，包括滑轮架和与滑轮架配合安装的滑轨；其特征在于，
所述滑轨的截面呈工字型，包括由上至下依次连接的上缘条、腹板、下缘条；所述上缘条、腹板、下缘条相互配合形成两组沿其纵向对称设置的C型滑槽；
所述滑轮架包括呈盒体结构的轴承组件安装架、安装在所述轴承组件安装架上且位于两组C型滑槽内的主轴承组件、以及沿上缘条纵向两侧设置的侧向轴承组件；
所述主轴承组件与C型滑槽的内侧面、侧向轴承组件与上缘条的外侧面呈间隙配合。
9.根据权利要求8所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的结构，其特征在于，
所述主轴承组件包括沿滑轨的纵向设置且分别位于两组C型滑槽内的一个主前轴承和一个主后轴承；所述主前轴承和主后轴承结构相同且与其所对应的C型滑槽间隙配合；
所述侧向轴承组件包括结构相同且与上缘条两个侧面分别间隙配合的一个侧前轴承和一个侧后轴承；所述侧前轴承和侧后轴承沿滑轨纵向设置。
10.根据权利要求8所述的一种后缘富勒襟翼滑动装置的结构，其特征在于，
所述滑轨为曲率连续的空间轨道，包括设置在近机翼后梁侧的前段滑轨、与前段滑轨相连且远离机翼后梁的后段滑轨；其中，前段滑轨曲率小呈近直线状，后段滑轨呈大曲率的弧线状，后段滑轨的曲率大于前段滑轨的曲率。
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