传动机构约束下三维增升装置起降构型成型

1、第八届全国流体力学学术会议2014 年 9 月 1821 日甘肃兰州文章编号： CSTAM 2014-A26-BS09058标题：基于 CATIA 二次开发的飞机翼身组合体及增升装置设计平台作者：于佳琦，田云，屈湘南，刘沛清单位：北京航空航天大学大飞机班Copyright ? 2014 版权所有中国力学学会地址 : 北京市北四环西路15 号邮政编码 :100190Address: No.15 Beisihuanxi Road, Beijing 100190第八届全国流体力学学术会议2014 年 9 月 18-21 日甘肃 兰州CSTAM2014-A26-BS09058文章编号： CSTAM20

2、14-B01-0276基于 CATIA 二次开发的飞机翼身组合体及增升装置设计平台1）于佳琦 * ，刘沛清*2 ），屈湘南 * ，田云 * （北京航空航天大学大飞机班，北京海淀区100191 ）摘要 在飞机方案及初步设计阶段，经常需要对飞机气动外形进行修改，因此实现飞机外形的快速生成、修改及气动计算验证是一项极具工程实用价值的工作。为解决上述问题，本文基于CATIA二次开发技术搭建了飞机机翼及增升装置的设计平台。设计者可通过输入机身及机翼外形参数，实现翼身组合体的快速参数化建模及修改；并且能够调用Gridgen 脚本文件自动生成结构网格并在CFL3D求解器中进行流场求解；为满足机翼的控制翼型快

3、速参数化修改的需要，平台采用B样条曲线对二维翼型进行拟合与修型，修型后的翼型可以直接替换原有翼型；随后，平台可以在翼身组合体上切割出三维增升装置，并根据给定的前后缘增升装置形式及缝道参数在原有翼身组合体基础上生成三维起降构型；考虑到在进行增升装置设计时，增升装置的空间位置与其传动机构的设计密切相关，因此本平台在进行三维起降构型 CAD建模时引入了机构约束条件。使得增升装置的起降构型能够满足指定机构约束。关键词飞机气动造型，CATIA 二次开发，增升装置，飞机设计平台，CFD计算引言在飞机概念设计和初步设计过程中，设计人员需要频繁对飞机的气动外形进行修改及CFD验证，这一过程耗时费力。因此，开发

4、一种实现飞机外形的快速生成、修改及计算校核的软件对于飞机设计具有很高的价值。目前，很多总体设计软件都能够实现快速造型。国外已有许多先例，如美国DAR 公司的1AAA（ Advanced AircraftAnalysis），俄罗斯的2JAPAD （ Jet Aircraft Preliminary Aerodynamic Design），英国 Lissys公司的 PIANO3 等。国内关于这方面的设计方法和软件的研究较少，主要4有北航开发的CADS ，西工大、成飞和南航联5合开发的ACDS 等。虽然上述这些软件能够实现飞机的快速参数化造型，但是只局限于外形极为简单机身和机翼造型，不能够准确地表示

5、增升装置、操作面以及翼身融合处等较复杂外形。另外，现有软件中，大多数不提供标准图形交换格式，这使得其设计方案无法与后续设计软件进行数据交换，并进一步改进和详细设计。少数提供图形交换格式的软件，如 AAA、 CADS，导出的数据多为 STEP或 IGES 格式，而这些格式在读入CAD软件时，常常出现曲面扭曲或丢失的问题，给后续详细设计带来了很大的不便。鉴于上述问题， 本文在 Visual Basic 6.0 环境下编写了基于 CATIA二次开发技术的设计平台，平台能够在 CATIA环境下实现机身、 机翼以及增升装置的快速、准确造型，并且能够通过调用CFD 软件对二维翼型以及翼身组合体实现精确度较

6、高的气动计算。CATIA 是目前广泛应用于飞机设计领域的CAD 工具软件，具有成熟且强大的曲线曲面造型功能。 对 CATIA进行二次开发， 既能够利用其现成的造型工具，实现快速精确的建模，又能避免繁琐的手工操作，还可以自编代码对其造型方法进行适当的补充。 此外，由于 CATIA往往也是详细设计阶段的主要工具，这种方法可以实现各设计阶段的无缝衔接。1）基金资助项目 :国家自然科学基金112720342）联系作者 Email ：lpq1 CATIA 二次开发技术 63 机身成型CATIA 的二次开发方法主要有两种：1）利设计平台的机身造型的思路是通过设计机用用户组建架构（CAA）；2）利用 CAT

7、IA身各主要轮廓形状控制机身气动外形，由于AUTOMATION API。前者是达索公司提供的产品CATIA自带的参数化曲线造型方法有限，为使设拓展及用户二次开发的强有力的工具，可以实计具有更高的自由度，轮廓形状是设计者自选现与原系统的紧密结合，即将二次开发的内容的参数化造型方法生成并导入CATIA中的，这种整合在 CATIA 系统中，如果没有特别说明，无方式能够极大地方便设计者用各自方法对轮廓法将用户开发的功能从原系统中区分开，非常形状进行修改调整。有利于使用及集成。而后者是通过 COM利用设计平台在CATIA 中生成的机身外形（component object model ）对 CATIA的

8、宏命令如图 2 所示。这个例子中，采用了14 个控制截进行处理、执行，实现手工操作的自动化、条面，从图中可以看出，这些控制截面能够很好件化和自动整合。地控制机身上，尤其是机头和翼身整流部分复由于设计平台要求的不仅仅是成型，还有杂曲面的形状。CFD计算等功能， CAA 的二次开发方式并不适用于此。所以，本文采用了 AUTOMATION API方法，并使用 Visual Basic 6.0 编写操作界面。2 设计平台基本框架平台的基本架构如图 1 所示。在平台界面下输入机身和机翼的外形曲线及相关参数，在CATIA中生成翼身组合体模型。再通过调用脚本文件，在网格生成软件Gridgen 中根据录制好的

9、glf 文件自动生成其网格，再调用CFL3D进行气动计算。设计者可根据计算得到的结果对机翼进行修型。得到翼身组合体模型后，平台可以在增升装置设计模块中为翼身组合体设计增升装置。设计者可选择增升装置的形式及布局， 在 CATIA 中生成二维增升装置各位置构型，在翼身组合体上切割出三维增升装置。得到三维增升装置的平面布局形式后，选择传动机构的种类，然后根据传动机构的约束，生成起降位置的三维构型。图 1 利用 14 个控制曲线生成的机身外形机身模块操作界面如图 3 所示。在该界面下，设计者可以添加任意控制截面曲线，并可自由替换。也可以打开已有的机身模型，对其进行修改。界面中的列表框会将输入的截面一一

10、列出，便于使用者查看修改。图 2 机身设计模块4 机翼设计图 1 平台各部分及关系4.1二维翼型设计在进行机翼的气动设计时，要求经常性对翼型进行调整、验算。为了满足这项要求，必须采用合适的参数化方法。选择的参数化方法理应符合以下条件： 1.控制参数尽可能少； 2.具有较高的保真性； 3.可进行小范围局部调整。使用样条多项式方法进行外形的参数化可以明显减少设计变量的数量，这类方法功能强大，适用于二维和三维的情形。7 采用 B 样条的多项式方法较成功地解决了形状的局部控制问题，又轻易地在参数连续性基础上解决了连接问题，且在功能性和复杂度上取得了最佳的平衡。设计平台将任意的二维干净翼型拟合成一条 B

11、 样条曲线，反算出各控制点的位置，并显示在列表框中。设计者可以修改这些控制点的位置，然后根据新的控制点，在平台中生成B样条翼型。拟合或修改后的翼型外形均可以显示在界面上。 为了尽可能提高设计自由度，B 样条的控制点个数可以是15 到 50 间任意值（低于 15 则难以保证拟合精度，高于50 则大大增加复杂度而精度提高甚小） 。图 3 二维翼型设计模块4.2机翼参数化设计以在展向的相应位置插值各个截面线，即通常说的放样，这是目前普遍应用的机翼成型方法，也是平台中机翼造型的主要思路。机翼主要几何参数包括：面积、翼展、平均气动弦长、展弦比、四分之一弦长后掠角、上反角、各位置扭转角等。在具体机翼成型时

12、，面积、翼展、后掠角、上反角等几何参数都可以通过放样时各截面弦长和位置来控制，扭转角则可以通过各截面绕各自四分之一弦长位置转动来实现。很多后掠翼飞机的机翼后缘会有一个位置出现明显的拐折，也就是通常所说的 “ KINK 位置”，在机翼成型时需要在此处有中断，以保证后缘的形状。在设计平台的机翼设计模块中，设计者可以将任意个数、任意形状的翼型导入到 CATIA 中，通过重要参数（翼型的位置、弦长、扭转，机翼的上反角、后掠角、安装位置等）的输入控制机翼外形。为提高设计的自由度，设计者可以指定 KINK截面，也可以设计无KINK的机翼。设计出的带KINK 位置的机翼外形如图5 所示。图 4 三个控制翼型

13、生成的带KINK 处的机翼外形机翼设计界面如图 6 。设计者首先输入上反角、后掠角及安装位置这几个机翼参数，然后选择二维翼型数据，设置其弦长、展向位置及扭转并将其导入到 CATIA中。导入翼型可以是任意数目，已导入的翼型都会显示在列表框中，无论在三维机翼生成前后，设计者都可以查看、修改和替换掉任意一个翼型。图 5 机翼设计模块在平台中，还可以根据机翼的安装位置，将机身和机翼组合在一起成为翼身组合体（图7）。-3 °到 10°。将计算结果与实验值进行对比，升力阻力力矩系数曲线以及极曲线对比如图10 所示。可以看到，计算结果与实验结果基本吻合，说明平台的气动计算结果具有良好的可

14、信性。图 6 平台下生成的翼身组合体5 CFD 计算模块在设计平台中可以对翼身组合体或二维翼型进行自动的网格生成和CFD 计算。选好要计算的模型后， 平台会调用Gridgen 程序，自动根据现成的脚本文件生成结构网格，然后，根据在平台界面中设置的参数在CFL3D 中进行计算求解，计算结果会反馈回界面。图8 显示了网格生成效果，计算模块界面如图9 所示。图 8Gridgen 生成的翼身组合体网格图 9 CFD 计算模块为了验证计算的可靠性，本节对第五届阻力计算会议（DPW5）采用的标准模型进行了计算验证。计算条件是：网格数目约400 万，第-5一层网格高度约为平均气动弦长的10 ，马赫数图 10

15、 升阻力、力矩系数及极曲线实验值与计算值对比6 增升装置的气动机构一体化设计增升装置的传统设计流程如图11 所示 8，主要分为初步设计阶段、设计定型阶段和制造试飞阶段。高速机翼设计初步多段翼设计设计初步风洞实验性能校核多段翼设计定型设计定驱动机构设计型再次风洞实验性能校核增升装置设计定型试飞飞行试验图 11 增升装置传统设计流程初步设计阶段主要是在高速机翼基础上进行二维多段翼设计。根据机翼的布局和前后梁的位置，合理选取前缘缝翼和后缘襟翼的弦长，并取得最优的缝道参数，从而满足飞机起飞和着陆的性能要求。设计定型阶段的工作是在二维多段翼的基础上生成三维模型，继而设计一套驱动机构来操纵增升装置运动到气

16、动设计的位置。传统的设计方法到此可能会遇到一个严重的问题。多段翼气动设计的本质是优化缝道参数，以达到最佳气动性能，然而最优的气动位置不能保证通过一套合理的机械装置来实现。有时，机械装置设计完成以后，气动设计人员发现，在机构导引下的起降构型完全偏离了最初的气动设计，而再回过头来修改已经不可能了。鉴于上述问题，本文提出了新的增升装置设计原则，即先确定机构形式和尺寸，再根据其导引设计增升装置的气动外形，实现气动机构一体化设计。6.1二维增升装置成型二维增升装置设计的主要内容是基于给定的干净翼型，切割出多段翼，然后根据缝道参数参数将各段偏转相应偏角并移动到设定的位置。在这一模块中，用户可以选择导入现有

17、的翼型，也可以直接从机翼上某展向位置切出二维翼型进行设计。选择好干净翼型后，可以导入现成的多段翼外形曲线， 或自选方法在 CATIA 中自行做出。根据气动机构一体化的设计原则，在多段翼外形输入完成以后，需在平台中选择使用的传动机构类型，一旦选择好机构类型，多段翼的位置便受到机构的约束。如后缘采用简单铰链机构时，襟翼只能围绕铰链转动，即起飞位置与着陆位置在一个同心圆上，当设置好一个状态的缝道参数后，转轴便已确定，那么另一个状态的位置的缝隙量和重叠量由偏角控制，不能自主设置。图 72 二维增升装置设计模块图 83 二维增升装置设计效果：自左而右分别是前缘缝翼、前缘下偏、后缘襟翼6.2三维增升装置巡

18、航状态设计三维增升装置每一部分的外形可以由它的两个端面放样而成，这两个端面的展向位置决定了增升装置的布局位置，而这两个端面的截面形状控制着这个多段翼的形状。三维增升装置平面布局设计造型部分的界面如图 14 所示。设计者能够在此界面下设置增升装置的形式，弦长分布方式、布局位置。其中弦长分布方式有“等弦长分布”和“等百分比弦长分布”两种。前者表示增升装置在各展向位置弦长一致，后者表示增升装置在各展向位置的弦长与当地弦长的比值相同。图 15 后缘襟翼端面外形曲线增升装置设计模块提供了很高的自由度，平台支持对任意翼身组合体或机翼的操作，可以满足多种布局、任意个数的增升装置设计。图 16 中是设计平台在

19、两个不同翼身组合体模型上生成的不同布局的三维增升装置巡航构型，很好地体现了良好的成型效果以及很广泛的适用性。图 94 三维增升装置巡航状态成型模块生成三维增升装置时，首先要将二维下设计好的外形曲线导入到各端面（如图 15）。由于机翼各展向位置的翼型多不相同，导入的外形曲线需要根据当地翼型加以变化。在平台中，外形曲线是以散点形式导入的，导入时平台根据测出的当地弦长确定各点沿弦长方向的位置，即确定了该增升装置在该位置的弦长。而图 16 在不同机翼上设计出的不同布局的增升装置在厚度方向，各点遵循比例一致的原则，即首6.3 传动机构约束下三维增升装置起降构型成尾点在机翼上，中间各点与首点距离与厚度之型

20、比保持不变。这样生成的三维增升装置外形能在生成三维增升装置平面布局构型后，可够尽可能地与二维设计结果接近。以进入三维增升装置三维起降构型成型模块。界面如图 17 所示。在该模块下，平台能够根据选择的传动机构种类、驱动机构位置实现机构导引下增升装置起降状态位置的实现。图 18 增升装置的圆锥和圆柱运动形式图 17 三维增升装置起降构型成型模块为实现快速成型，在这一部分，平台并不由于机翼往往不是平直翼，而增升装置的生成真实机构，而是根据真实机构中运动副约运动往往伴随着展向移动和转动，因此，三维束，利用CATIA中的“平移”和“转动”操作，增升构型下，增升装置几乎不可能在各展向位逐个满足运动副的约束

21、。各运动副约束全部满置与二维缝道参数完全吻合。那么，在生成三足的同时，增升装置也达到了设计的位置。将维起降构型时，需要设置两个基准截面，使增这一位置与真实机构导引下位置进行对比，二升装置在这两个截面处尽可能接近二维设计位者完全一致，说明这一成型方法行之有效。使置。再设置传动结构的安装位置以及传动方式，用这种方法，避免了增升装置传动机构设计与根据刚体动力学推算出机构与增升装置连接位气动位置设计的矛盾，极大地简化了设计工作。置点的轨迹。图 19 显示了利用平台生成的增升装置着陆增升装置的转动可以分为圆柱转动和圆锥位置模型，前缘内侧是简单下偏形式，外侧为转动。圆柱运动即转轴各处转动半径相等，圆按等百

22、分比弦长布置、圆弧滑轨控制的缝翼，锥运动即转轴各处转动半径不等，如图 18 所示。后缘内侧为等弦长布置的单缝襟翼，运动方式此外，当传动机构转轴不在同一直线上时，增为由铰链机构控制的圆柱运动，后缘外侧是等升装置还存在一个侧向转动，这一侧向转动在百分比弦长布置的单缝襟翼，运动方式为两不实际工程中是通过机构与增升装置连接位置的等轴铰链机构驱动的圆锥运动。可以看到平台运动副进行约束的，而运动副的位置、形式选能够建立与飞机真实增升构型十分相近的模择以及约束方向都直接关系到增升装置最终位型，具有很高的工程实用价值。置的实现，而且极难通过最终位置反向推算，这再次说明了机构与气动位置一体化设计的必要性。图 1

23、9 平台生成的增升装置降落位置模型7 结论本文机翼基于CATIA二次开发技术， 编写了翼身组合体及增升装置设计成型平台。平台实现了机身的快速成型修改，二维翼型到三维机翼的设计成型，二维和三维增升装置各状态构型气动机构一体化设计成型，以及基于高精度CFD 软件对二维翼型及翼身组合体进行自动计算的功能。平台具有较高的设计自由度和精确度，能够十分接近真实飞机复杂外形的模型，并可以实现与后续改进和详细设计工作的无缝衔接，为飞机设计工作提供了一套便利的设计平台。参考文献1.AnernaatWA.AirplaneConfigurationLayoutDesign Using Object-oriented

24、 Methods R. AIAA 97-5510, 1997.2.Central Aero-Hydrodynamics InstituteFAAD-STeam. JAPADProgram Complex: ShortDescriptionZ. Zhukovsky, 2000.3.Lissys Limited. Piano PresentationZ. http:/www.lissys.demon.co.uk/4. 刘虎 . 飞机概念设计支持理论与原型系统研究D. 北京：北京航空航天大学 , 2004.5. 张博锋 . 飞机总体外形设计中的模糊理论及其应用研究 D. 西安：西北工业大学 , 19

25、97.6. 董伊鑫 , 席平 . 基于 CATIA 的界面二次开发 J.航空制造技术 , 2006, 12: 83-1047. Burgreen G. W., Baysal O. Three-DimensionalAerodynamic Shape Optimization Using Discrete Sensitivity AnalysisJ. AIAA Journal, 1996, 34:1761-1770.8. 张锡金 . 飞机设计手册第 6 册 - 气动设计 M. 北京：航空工业出版社 , 2002.12Design Platform for Wing-body and High-l

26、ift System of Aircraft Based on CATIA Secondary DevelopmentYU Jiaqi 1, LIU Peiqing 1, TIAN Yun 1, QU Xiangnan 1（ 1 Large Aircraft Advanced Training Center, Beihang University, 100191, China）Abstract In conceptual and primary design, it is necessary to revise the shape of an aircraft frequently, as a

27、 result, to realize fast shaping, revising and testing would be of great value for engineering.A design platform for body, wing and high-lift system of an aircraft based on CATIA secondary development was developed. It allows designer to establish parametric model of a wing-body fast just by inputting key parameters that