[发明专利]一种飞机翼身整流罩的制作方法

说明书

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)；