專利名稱：雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)頭設(shè)計(jì)方法，特別地，涉及一種雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，通過(guò)該方法能夠設(shè)計(jì)出具有很好氣動(dòng)特性的流線型機(jī)頭。
背景技術(shù)：
對(duì)于民用飛機(jī)機(jī)頭設(shè)計(jì)而言，需要滿足很多的固有約束要求，如駕駛艙的外部視野、駕駛員活動(dòng)空間等人機(jī)工效要求；駕駛艙設(shè)備布置、前起落架收放、雷達(dá)安裝要求；結(jié)構(gòu)框、地板、壁板、內(nèi)飾等結(jié)構(gòu)件布置空間要求等。在滿足以上約束的前提下，機(jī)頭設(shè)計(jì)又要追求最優(yōu)的氣動(dòng)特性。對(duì)于飛機(jī)機(jī)頭，駕駛艙風(fēng)擋上主曲面對(duì)整個(gè)機(jī)頭的流動(dòng)品質(zhì)有著至關(guān)重要的影響。該處處于駕駛員頭部以上，駕駛艙部?jī)?nèi)頂部板安裝及結(jié)構(gòu)高度約束使該處曲面較突，曲率較大，氣流加速急劇，很容易出現(xiàn)超音速區(qū)，甚至出現(xiàn)激波。大大增加了全機(jī)阻力，同時(shí)增加機(jī)頭部位產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲。傳統(tǒng)型機(jī)頭(見圖1)多采用平面風(fēng)擋a，如現(xiàn)役的空客、波音飛機(jī)。其優(yōu)點(diǎn)是折射和視覺(jué)變形影響最小、平面風(fēng)擋成本低，缺點(diǎn)是風(fēng)擋處流動(dòng)特性較差，并且由于機(jī)頭上主曲面b的曲面突、曲率大以及平面(風(fēng)擋)到曲面之間的過(guò)渡曲面質(zhì)量差，從而使得經(jīng)過(guò)此處的氣流加速較快，容易產(chǎn)生超音速區(qū)，且機(jī)頭的鼻部c處會(huì)產(chǎn)生兩個(gè)駐點(diǎn)，氣動(dòng)阻力大。另夕卜，由于機(jī)頭曲面的不連續(xù)，曲面過(guò)度比較困難，制造工藝也比較復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，通過(guò)本方法設(shè)計(jì)的雙曲風(fēng)擋流線型機(jī)頭氣動(dòng)特性優(yōu)良且易于加工制造。為此，根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供一種雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟1. O、根據(jù)機(jī)頭設(shè)計(jì)約束，提取Catia成形參數(shù)；2. O、建立機(jī)頭參數(shù)化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機(jī)頭一側(cè)的包括風(fēng)擋區(qū)域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成機(jī)頭一側(cè)的下主曲面DGHE ；2. 3、生成機(jī)頭一側(cè)的下后曲面HlIF ;2. 4、生成機(jī)頭一側(cè)的鼻部曲面B⑶、CGD ；2. 5、生成機(jī)頭另一側(cè)的各個(gè)曲面，所述另一側(cè)的各個(gè)曲面分別與根據(jù)步驟2.1至
2.4生成的機(jī)頭一側(cè)的各個(gè)曲面對(duì)稱。在本發(fā)明的該方面，由于包括風(fēng)擋的上主曲面為一體化成形，因而很好地改善了機(jī)頭風(fēng)擋上主曲面處的流動(dòng)品質(zhì)，消除了巡航狀態(tài)超音速區(qū)，在使用范圍內(nèi)壓力分布均勻，壓力梯度小。從而，該方法很大層度上改善了機(jī)頭上的流動(dòng)品質(zhì)，降低了機(jī)頭阻力以及氣動(dòng)噪聲。
優(yōu)選地，在步驟1. O中，Catia成形參數(shù)包括眼位、機(jī)頭前點(diǎn)、機(jī)頭等直段輪廓線、 最大寬度線、上零縱線、下零縱線、頭部空間控制點(diǎn)、上視界線、下視界線、眼位-風(fēng)擋距離 控制點(diǎn)、風(fēng)擋豎直后掠線、機(jī)頭第一結(jié)構(gòu)框站位平面。
優(yōu)選地，上述步驟2.1包括將機(jī)頭第一框站位平面與上零縱線相交得到交點(diǎn)B， 將飛機(jī)第一框站位平面與最大寬度線相交得到交點(diǎn)D，將機(jī)頭等直段輪廓線與上零縱線相 交得到A點(diǎn)，將機(jī)頭等直段輪廓線與最大寬度線相交得到F點(diǎn)，通過(guò)二次掃掠曲面生成上主 曲面ABDF，前端剖面線BD參數(shù)為O. 38 sqrt2_l，后端剖面線AF參數(shù)由機(jī)頭與機(jī)身對(duì)接 剖面外形確定，剖面線參數(shù)取為sqrt2_l，二次掃掠上主曲面ABDF由前向后法則曲線采用S 型或直線型。
通過(guò)二次掃掠曲面生成的上主曲面更好地保證了機(jī)頭上的流動(dòng)品質(zhì)，降低了機(jī)頭 阻力以及氣動(dòng)噪聲
優(yōu)選地，在步驟2.1之后還包括利用相交線法對(duì)通過(guò)二次掃掠曲面生成的上主曲 面ABDF進(jìn)行優(yōu)化的步驟。
優(yōu)選地，上述相交線法包括如下步驟以經(jīng)過(guò)點(diǎn)B的飛機(jī)軸向水平線為轉(zhuǎn)軸，將與 飛機(jī)對(duì)稱面成角度的多個(gè)平面分別與機(jī)頭相交生成多個(gè)相交線，然后將所述多個(gè)相交線分 別旋轉(zhuǎn)至所述飛機(jī)對(duì)稱面，如果所述多個(gè)相交線在旋轉(zhuǎn)后基本趨同，則轉(zhuǎn)到步驟2. 2 ;否則 重新回到步驟2.1，調(diào)整前端剖面線BD參數(shù)再生成上主曲面ABDF。
通過(guò)與飛機(jī)對(duì)稱面成各個(gè)角度的平面與機(jī)頭相交，然后將相交線旋轉(zhuǎn)至對(duì)稱面， 使各相交線之間盡可能相近，從而可以保證機(jī)頭上半曲面氣流流動(dòng)品質(zhì)。該方法能夠很好 地改善機(jī)頭部位氣流加速特性，減小氣流的周向流動(dòng)，改善機(jī)頭上的流場(chǎng)品質(zhì)，消除巡航狀 態(tài)超音速區(qū)，避免產(chǎn)生氣流分離而增加阻力，降低機(jī)頭阻力以及氣動(dòng)噪聲。
進(jìn)一步優(yōu)選地，所述多個(gè)平面中每相鄰兩個(gè)平面之間的夾角都是相同的。
再進(jìn)一步優(yōu)選地，所述夾角可以是10°、15°或20°。
優(yōu)選地，上述步驟2. 2包括將機(jī)頭第一框站位平面與下零縱線相交得到交點(diǎn)G， 以機(jī)頭和機(jī)身對(duì)接平面為基準(zhǔn)向前平移500mm生成第一平面，將第一平面與最大寬度線相 交得到E點(diǎn)，將第一平面與下零縱線相交得到H點(diǎn)，采用二次掃掠曲面生成下主曲面DGHE， 前后端剖面線參數(shù)均在O. 38 sqrt2-l之間，且前端參數(shù)小于等于后端參數(shù)。
優(yōu)選地，上述步驟2. 3包括機(jī)頭等直段輪廓線與下零縱線相交得到I點(diǎn)，采用多 截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面和與其相鄰的曲面相切。
優(yōu)選地，上述步驟2. 4包括鼻部曲面B⑶、CGD為填充曲面，所述填充均和與其相 鄰的曲面相切，其中C點(diǎn)為機(jī)頭前點(diǎn)。
總的來(lái)說(shuō)，由于本發(fā)明通過(guò)一體化曲面成形的方法，一方面能夠確保風(fēng)擋上主曲 面曲率高階連續(xù)，在制造時(shí)可以考慮一體化制造；另一方面用該方法設(shè)計(jì)的流線型機(jī)頭具 有很好的氣動(dòng)特性及流動(dòng)品質(zhì)，從而降低油耗。
通過(guò)參考下面所描述的實(shí)施方式，本發(fā)明的這些方面和其他方面將會(huì)得到清晰地 闡述。


本發(fā)明的結(jié)構(gòu)和操作方式以及進(jìn)一步的目的和優(yōu)點(diǎn)將通過(guò)下面結(jié)合附圖的描述得到更好地理解，其中，相同的參考標(biāo)記標(biāo)識(shí)相同的元件圖1是傳統(tǒng)機(jī)頭特征示意圖；圖2是根據(jù)本發(fā)明方法優(yōu)選實(shí)施方式中的機(jī)頭成形參數(shù)示意圖；圖3是根據(jù)本發(fā)明方法優(yōu)選實(shí)施方式成形的機(jī)頭示意性透視圖，其中示出了與飛機(jī)對(duì)稱面成角度的多個(gè)平面分別與機(jī)頭相交生成的多個(gè)相交線；圖4是圖3中多個(gè)相交線分別旋轉(zhuǎn)至飛機(jī)對(duì)稱面后而基本重合的示意圖；圖5a是根據(jù)本發(fā)明方法優(yōu)選實(shí)施方式設(shè)計(jì)的機(jī)頭在馬赫(Ma)數(shù)為O. 785、攻角(AOA)為3°時(shí)機(jī)頭表面壓力分布云圖；圖5b是根據(jù)本發(fā)明方法優(yōu)選實(shí)施方式設(shè)計(jì)的機(jī)頭在馬赫(Ma)數(shù)為O. 785、攻角(AOA)為4°時(shí)機(jī)頭表面壓力分布云圖；圖5c是根據(jù)本發(fā)明方法優(yōu)選實(shí)施方式設(shè)計(jì)的機(jī)頭在馬赫(Ma)數(shù)為O. 82、攻角(AOA)為1°時(shí)機(jī)頭表面壓力分布云圖；圖5d是根據(jù)本發(fā)明方法優(yōu)選實(shí)施方式設(shè)計(jì)的機(jī)頭在馬赫(Ma)數(shù)為O. 82、攻角(AOA)為2°時(shí)機(jī)頭表面壓力分布云圖。
具體實(shí)施例方式根據(jù)要求，這里將披露本發(fā)明的具體實(shí)施方式
。然而，應(yīng)當(dāng)理解的是，這里所披露的實(shí)施方式僅僅是本發(fā)明的典型例子而已，其可體現(xiàn)為各種形式。因此，這里披露的具體細(xì)節(jié)不被認(rèn)為是限制性的，而僅僅是作為權(quán)利要求的基礎(chǔ)以及作為用于教導(dǎo)本領(lǐng)域技術(shù)人員以實(shí)際中任何恰當(dāng)?shù)姆绞讲煌貞?yīng)用本發(fā)明的代表性的基礎(chǔ)，包括采用這里所披露的各種特征并結(jié)合這里可能沒(méi)有明確披露的特征。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)優(yōu)選實(shí)施方式的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟1. O、根據(jù)機(jī)頭設(shè)計(jì)約束，提取Catia成形參數(shù)；2. O、建立機(jī)頭參數(shù)化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機(jī)頭一側(cè)的包括風(fēng)擋區(qū)域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成機(jī)頭一側(cè)的下主曲面DGHE ；2. 3、生成機(jī)頭一側(cè)的下后曲面HlIF ;2. 4、生成機(jī)頭一側(cè)的鼻部曲面B⑶、CGD ；2. 5、生成機(jī)頭另一側(cè)的各個(gè)曲面，所述另一側(cè)的各個(gè)曲面分別與根據(jù)步驟2.1至
2.4生成的機(jī)頭一側(cè)的各個(gè)曲面對(duì)稱。首先，在步驟1. O中，機(jī)頭設(shè)計(jì)約束主要是指駕駛艙視野、駕駛員空間、人機(jī)工效要求、前起落架收放空間、雷達(dá)安裝要求、結(jié)構(gòu)框空間、側(cè)壁板與蒙皮間距要求。根據(jù)機(jī)頭設(shè)計(jì)約束，提取Catia成形參數(shù)眼位1、機(jī)頭前點(diǎn)2、機(jī)頭等直段輪廓線3、最大寬度線4、上零縱線5、下零縱線6、頭部空間控制點(diǎn)7、上視界線8、下視界線9、眼位-風(fēng)擋距離控制點(diǎn)10、風(fēng)擋豎直后掠線11、機(jī)頭第一框站位平面12、機(jī)頭與機(jī)身對(duì)接平面為基準(zhǔn)向前平移500mm生成的第一平面13，如圖2所示。具體地，上述參數(shù)如此定義眼位I定義為左駕駛員駕駛時(shí)眼睛的位置；機(jī)頭前點(diǎn)2控制機(jī)頭最前方位置，同時(shí)控制機(jī)頭前部的空間；機(jī)頭等直段輪廓線3控制機(jī)頭最后方位置及該處的外形；最大寬度線4為機(jī)頭側(cè)邊最外輪廓線，其將機(jī)頭分成上下兩個(gè)部分，其同 時(shí)控制機(jī)頭內(nèi)部側(cè)壁板與飛機(jī)蒙皮之間的距離；上零縱線5為上半機(jī)頭對(duì)稱面輪廓線，下 零縱線6為下半機(jī)頭對(duì)稱面輪廓線，其控制機(jī)頭下部的空間，包括前起落架及雷達(dá)的布置 空間；頭部空間控制點(diǎn)7定義為頂部板最下方邊線在對(duì)稱面的投影點(diǎn)，控制頂部板與頂部 蒙皮之間的距離，在成形時(shí)直接體現(xiàn)在控制上零縱線5上；上下視界線8、9是駕駛員視界的 上下邊界線；眼位-風(fēng)擋距離控制點(diǎn)10控制風(fēng)擋距離眼位的距離，一般在500-700mm以內(nèi)， 這是人機(jī)工效的要求；風(fēng)擋豎直后掠線11控制主風(fēng)擋的豎直后掠角度，其與豎直線的角度 控制在40° -50°之間，亦是滿足人機(jī)工效的要求。機(jī)頭第一框站位平面12，其根據(jù)第一框 所在位置確定，機(jī)頭與機(jī)身對(duì)接平面為基準(zhǔn)向前平移500_生成的第一平面13，用以分別 與最大寬度線4和下零縱線6相交得到E點(diǎn)，將第一平面與下零縱線相交得到和H點(diǎn)，從而 將下主曲面DGHE和下后曲面EHIF分開以便單獨(dú)生成。
在步驟2. O中，通過(guò)建立機(jī)頭參數(shù)化曲面模型來(lái)生成各曲面。如圖3所示，在生成 機(jī)頭各曲面的過(guò)程中，首先一體化成形曲面以ABDF為頂點(diǎn)的二次掃掠曲面，其中風(fēng)擋位于 該曲面內(nèi)。具體地,各曲面生成順序如下
首先，在上述步驟2.1中，生成上主曲面ABDF。如圖3所示，并結(jié)合圖4，將機(jī)頭第 一框站位平面12與機(jī)頭上零縱線5相交得到交點(diǎn)B，將飛機(jī)第一框站位平面12與機(jī)頭最大 寬度線4相交得到交點(diǎn)D，將機(jī)頭等直段輪廓線3與機(jī)頭上零縱線4相交得到A點(diǎn)，將機(jī)頭 等直段輪廓線3與機(jī)頭最大寬度線4相交得到F點(diǎn)，通過(guò)二次掃掠曲面生成上主曲面ABDF， 前端剖面線BD參數(shù)為O. 38 sqrt2-l，后端剖面線AF參數(shù)由機(jī)頭與機(jī)身對(duì)接剖面14外形 確定，剖面線參數(shù)取為sqrt2_l，二次掃掠上主曲面ABDF由前向后法則曲線采用S型或直線 型。
接著，通過(guò)相交線法進(jìn)一步驗(yàn)證和優(yōu)化上述二次掃掠上主曲面ABDF。具體地，在 本實(shí)施方式中，以經(jīng)過(guò)B點(diǎn)的飛機(jī)軸向水平線為轉(zhuǎn)軸，將飛機(jī)對(duì)稱平面(圖未示)分別旋轉(zhuǎn)10。、20。、30。、40。、50。、60。并與上主曲面ABDF相交，得到6條相交線15 (見圖3)。 將6條相交線15以經(jīng)過(guò)B點(diǎn)的飛機(jī)軸向水平線為轉(zhuǎn)軸再旋轉(zhuǎn)至飛機(jī)對(duì)稱面。比較旋轉(zhuǎn)后 的相交線15，如果旋轉(zhuǎn)后的各相交線15基本重合，如圖4所示，則可繼續(xù)進(jìn)行其他曲面的生 成；否則，則通過(guò)調(diào)整上主曲面ABDF前端剖面參數(shù)、法則曲線來(lái)調(diào)整曲面外形，直至上述旋 轉(zhuǎn)后的相交線15基本重合。
通過(guò)相交線法，通過(guò)調(diào)整成形參數(shù)，不斷優(yōu)化機(jī)頭氣動(dòng)外形，然后進(jìn)行氣動(dòng)評(píng)估， 得到具有很好氣動(dòng)特性的機(jī)頭氣動(dòng)外形。該方法很好地改善了機(jī)頭部位氣流加速特性，減 小了氣流的周向流動(dòng)，改善了機(jī)頭上的流場(chǎng)品質(zhì)，消除了巡航狀態(tài)超音速區(qū)，并避免產(chǎn)生氣 流分離而增加阻力，降低機(jī)頭阻力以及氣動(dòng)噪聲。
盡管在本實(shí)施方式中，在上述與飛機(jī)對(duì)稱面成各個(gè)角度的平面中，每相鄰兩個(gè)平 面之間角度都相同，皆為10°，然而應(yīng)當(dāng)理解，每相鄰兩個(gè)平面之間的角度也可以是15°、 20°，等等。在其他的實(shí)施方式中，各個(gè)兩兩相鄰平面之間的夾角也可以不同，比如第一個(gè) 相交線15所在的平面與第二相交線15所在的平面的夾角為15°，第二個(gè)相交線15所在的 平面與第三個(gè)相交線15所在的平面的夾角為10°、等等。
上主曲面ABDF生成后，可在上述步驟2. 2中，生成下主曲面DGHE。具體地，在本實(shí) 施方式中，將機(jī)頭第一框站位平面12與機(jī)頭下零縱線6相交得到交點(diǎn)G，以機(jī)頭和機(jī)身的對(duì)接平面為基準(zhǔn)向前平移500mm生成的第一平面13與機(jī)頭最大寬度線4相交得到E點(diǎn)，將第一平面13與機(jī)頭下零縱線6相交得到H點(diǎn)，采用二次掃掠曲面生成下主曲面DGHE，前后端剖面線參數(shù)均在O. 38 sqrt2_l之間，且前端參數(shù)小于等于后端參數(shù)。接下來(lái)，在上述步驟2. 3中，生成下后曲面EHIF。具體地，在本實(shí)施方式中，將機(jī)頭等直段輪廓線3與機(jī)頭下零縱線6相交得到I點(diǎn)，采用多截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面HHF在FI處與飛機(jī)等直段曲面相切，在EF處與上主曲面AFDB相切，在處與下主曲面DGHE相切，在HI處與下零縱線在垂直于機(jī)頭對(duì)稱面方向的拉伸面相切。然后，在上述步驟2. 4中，生成鼻部曲面B⑶、CGD。這兩個(gè)鼻部曲面為填充曲面，其中C點(diǎn)為機(jī)頭前點(diǎn)。在本實(shí)施方式中，鼻部曲面BCD在BD處與上主曲面AFDB相切，在BC處與上零縱線在垂直于機(jī)頭等直段方向的拉伸面相切，在CD處與最大寬度線在垂直于水平面方向的拉伸面相切；同時(shí)，鼻部曲面CGD在DG處與下主曲面DGHE相切，在GC處與下零縱線在垂直于機(jī)頭對(duì)稱面方向的拉伸面相切，在CD處與最大寬度線在垂直于水平面方向的拉伸面相切。最后，在上述步驟2. 5中，生成機(jī)頭另一側(cè)的各個(gè)曲面，所述另一側(cè)的各個(gè)曲面也包括上主曲面、下主曲面、下后曲面以及鼻部曲面，它們分別對(duì)稱于根據(jù)步驟2.1至2. 4生成的機(jī)頭一側(cè)的上主曲面ABDF、下主曲面DGHE、下后曲面HlIF以及鼻部曲面B⑶、C⑶對(duì)稱。總的來(lái)說(shuō)，由于本發(fā)明通過(guò)一體化曲面成形的方法，一方面能夠確保風(fēng)擋上主曲面曲率高階連續(xù)，在制造時(shí)可以考慮一體化制造；另一方面用該方法設(shè)計(jì)的流線型機(jī)頭具有很好的氣動(dòng)特性及流動(dòng)品質(zhì)，從而降低油耗。從圖5a、5b、5c、5d可以看出，當(dāng)機(jī)頭相對(duì)空氣的速度即馬赫數(shù)(Ma)為O. 785，攻角(AOA)分別為3。、4。時(shí)，以及當(dāng)機(jī)頭相對(duì)空氣的速度即馬赫數(shù)(Ma)為O. 82，攻角(AOA)分別為1°、2°時(shí)，機(jī)頭表面壓力分布均勻，壓力梯度小，且在高速巡航馬赫(Ma)數(shù)O. 82時(shí)機(jī)頭區(qū)域不存在超音速區(qū)域，具有很好的氣動(dòng)特性。本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容及技術(shù)特點(diǎn)已揭示如上，然而可以理解，在本發(fā)明的創(chuàng)作思想下，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對(duì)上述結(jié)構(gòu)和形狀作各種變化和改進(jìn)，包括這里單獨(dú)披露或要求保護(hù)的技術(shù)特征的組合，明顯地包括這些特征的其它組合。這些變形和/或組合均落入本發(fā)明所涉及的技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)，并落入本發(fā)明權(quán)利要求的保護(hù)范圍。需要注意的是，按照慣例，權(quán)利要求中使用單個(gè)元件意在包括一個(gè)或多個(gè)這樣的元件。此外，不應(yīng)該將權(quán)利要求書中的任何參考標(biāo)記構(gòu)造為限制本發(fā)明的范圍。
權(quán)利要求
1. 一種雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括如下步驟1.O、根據(jù)機(jī)頭設(shè)計(jì)約束，提取Catia成形參數(shù)；2.O、建立機(jī)頭參數(shù)化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機(jī)頭一側(cè)的包括風(fēng)擋區(qū)域的上主曲面ABDF ；2. 2、生成機(jī)頭一側(cè)的下主曲面DGHE ；2.3、生成機(jī)頭一側(cè)的下后曲面HlIF ；2.4、生成機(jī)頭一側(cè)的鼻部曲面B⑶、CGD ；2.5、生成機(jī)頭另一側(cè)的各個(gè)曲面，所述另一側(cè)的各個(gè)曲面分別與根據(jù)步驟2.1至2. 4 生成的機(jī)頭一側(cè)的各個(gè)曲面對(duì)稱。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，在步驟1.O中， 所述Catia成形參數(shù)包括眼位、機(jī)頭前點(diǎn)、機(jī)頭等直段輪廓線、最大寬度線、上零縱線、下零縱線、頭部空間控制點(diǎn)、上視界線、下視界線、眼位-風(fēng)擋距離控制點(diǎn)、風(fēng)擋豎直后掠線、 機(jī)頭第一結(jié)構(gòu)框站位平面。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述步驟2.1包括將機(jī)頭第一框站位平面與上零縱線相交得到交點(diǎn)B，將飛機(jī)第一框站位平面與最大寬度線相交得到交點(diǎn)D，將機(jī)頭等直段輪廓線與上零縱線相交得到A點(diǎn)，將機(jī)頭等直段輪廓線與最大寬度線相交得到F點(diǎn)，通過(guò)二次掃掠曲面生成上主曲面ABDF，前端剖面線BD參數(shù)為O. 38 sqrt2-l，后端剖面線AF參數(shù)由機(jī)頭與機(jī)身對(duì)接剖面外形確定，剖面線參數(shù)取為sqrt2_l，二次掃掠上主曲面ABDF由前向后法則曲線采用S型或直線型。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，在步驟2.1之后還包括利用相交線法對(duì)通過(guò)二次掃掠曲面生成的上主曲面ABDF進(jìn)行優(yōu)化的步驟。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述相交線法包括如下步驟以經(jīng)過(guò)點(diǎn)B的飛機(jī)軸向水平線為轉(zhuǎn)軸，將與飛機(jī)對(duì)稱面成角度的多個(gè)平面分別與機(jī)頭相交生成多個(gè)相交線，然后將所述多個(gè)相交線分別旋轉(zhuǎn)至所述飛機(jī)對(duì)稱面，如果所述多個(gè)相交線在旋轉(zhuǎn)后基本重合，則轉(zhuǎn)到步驟2. 2 ;否則重新回到步驟2. 1，調(diào)整前端剖面線BD參數(shù)和/或法則曲線再生成上主曲面ABDF。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述多個(gè)平面中每相鄰兩個(gè)平面之間的夾角相同。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述夾角為 10° 、15° 或 20° 。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述步驟2.2 包括將機(jī)頭第一框站位平面與下零縱線相交得到交點(diǎn)G，以機(jī)頭、機(jī)身對(duì)接平面為基準(zhǔn)向前平移500mm生成第一平面，將第一平面與最大寬度線相交得到E點(diǎn)，將第一平面與下零縱線相交得到H點(diǎn)，采用二次掃掠曲面生成下主曲面DGHE，前后端剖面線參數(shù)均在O. 38 Sqrt2-1之間，且前端參數(shù)小于等于后端參數(shù)。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述步驟2.3包括將機(jī)頭等直段輪廓線與下零縱線相交得到I點(diǎn)，采用多截面曲面生成下后曲面EHIF，所述多截面曲面和與其相鄰的曲面相切。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述步驟2.4包括鼻部曲面BCD、CGD為填充曲面，所述填充均和與其相鄰的曲面相切，其中C點(diǎn)為機(jī)頭前 點(diǎn)。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別涉及一種雙曲風(fēng)擋機(jī)頭一體化設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟1.0、根據(jù)機(jī)頭設(shè)計(jì)約束，提取Catia成形參數(shù)；2.0、建立機(jī)頭參數(shù)化曲面模型，曲面生成順序如下2.1、生成機(jī)頭一側(cè)的包括風(fēng)擋區(qū)域的上主曲面ABDF；2.2、生成機(jī)頭一側(cè)的下主曲面DGHE；2.3、生成機(jī)頭一側(cè)的下后曲面EHIF；2.4、生成機(jī)頭一側(cè)的鼻部曲面BCD、CGD；2.5、生成機(jī)頭另一側(cè)的各個(gè)曲面，所述另一側(cè)的各個(gè)曲面分別與根據(jù)步驟2.1至2.4生成的機(jī)頭一側(cè)的各個(gè)曲面對(duì)稱。通過(guò)一體化生成包括風(fēng)擋區(qū)域的上主曲面，保證了上主曲面的曲率高階連續(xù)，便于一體化制造；同時(shí)使機(jī)頭具有很好的氣動(dòng)特性及流動(dòng)品質(zhì)，從而降低油耗。
文檔編號(hào)G06F17/50GK103064997SQ20121044849
公開日2013年4月24日 申請(qǐng)日期2012年11月9日 優(yōu)先權(quán)日2012年11月9日
發(fā)明者周峰, 張淼, 汪君紅, 張美紅, 劉鐵軍, 張冬云, 薛飛 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