[发明专利]一种襟翼偏转坐标系建立方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞机强度计算技术领域，具体涉及一种襟翼偏转坐标系建立方法。

背景技术

为了减小襟翼滑轨整流罩巡航状态下的迎风面积，从而减少飞机巡航时的气动阻力，襟翼滑轨运动机构顺气流布置，而飞机机翼后掠角和下反角的存在，使得这种顺气流布置为襟翼机构的设计带来极大的复杂性。在对襟翼进行有限元分析时，需要建立襟翼的三维模型，需要获取襟翼模型在各个位置的坐标系，方便建立模型。

襟翼在偏转时并不是简单的定轴转动，而是在空间三个方向上转动及平动的耦合运动。相比于飞机上的其它动翼面及舵面，有限元模型快速建立分析时，偏转坐标系采用Patran常规定轴转动建立的，需要将中立位置的坐标系进行多次转动及平动，已经不适用。

发明内容

本发明的目的是提供一种襟翼偏转坐标系建立方法，快速建立襟翼的偏转坐标系，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种襟翼偏转坐标系建立方法，包含以下步骤：

步骤一，利用三维软件建立襟翼的结构模型，在襟翼初始空间姿态上选取三个特征点，获取所述特征点在全局状态下的绝对坐标值，根据所述绝对坐标值建立第一坐标系；

步骤二，通过所述三维软件进行仿真运动模拟，将襟翼转到下一个空间姿态；

步骤三：在所述步骤二中的空间姿态下，获取三个所述特征点在全局状态下的位置坐标，建立此位置对应的第二坐标系；

步骤四，重复所述步骤二与步骤三，获取襟翼所在多个空间位置的偏转坐标系。

优选的，在所述步骤一中，三个所述特征点分别选取为根弦前缘点、根弦后缘点及尖弦前缘点，以所述根弦前缘点、根弦后缘点及尖弦前缘点建立中立位置的第一坐标系。

优选的，在所述步骤一中，利用三维软件建立襟翼的结构模型时，设定一个基本变量，并建立各个建模参数与所述基本变量的关系。

优选的，所述三维软件采用CATIA。

优选的，在所述步骤二中，襟翼偏转的空间姿态包含15度和27度，所述15度与27度是襟翼相对于没有偏转时的角度。

本发明的有益效果在于：

本发明的襟翼偏转坐标系建立方法通过利用三维软件建立襟翼的结构模型，并在结构模型上选取特征点，结合三维仿真运动模拟，建立了襟翼在不同偏转角度下的坐标系，解决了Patran中定轴转动坐标系不准确的问题，有利于实现有限元分析的快速建模。

附图说明

图1是本发明一实施例的襟翼偏转坐标系建立方法的流程图。

图2是图1所示的襟翼偏转坐标系建立的结构示意图。

其中，1-根弦前缘点，1'-襟翼偏转后根弦前缘点的位置，2-根弦后缘点，2'-襟翼偏转后根弦后缘点的位置，3-尖弦前缘点，3'-襟翼偏转后尖弦前缘点的位置。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1、图2所示，以前襟翼为例，一种襟翼偏转坐标系建立方法，包含以下步骤：

步骤一，利用三维软件建立襟翼的结构模型，在襟翼初始空间姿态上选取三个特征点，获取所述特征点在全局状态下的绝对坐标值，根据所述绝对坐标值建立第一坐标系。

在本实施例中，三个所述特征点分别选取为根弦前缘点1、根弦后缘点2及尖弦前缘点3，以所述根弦前缘点1、根弦后缘点2及尖弦前缘点3建立中立位置的第一坐标系。其优点在于，方便特征点的选取，且特征点在全局状态下的绝对坐标值容易确定。