專利名稱：飛機框類零件1級構件參數化設計方法
技術領域：
本發明涉及飛機結構設計技術領域，特別提供了一種飛機框類零件I級構件參數化設計方法。
背景技術：
現有技術中，隨著CAD技術的不斷深入應用，隨著CAD技術越來越成為飛機設計部門必不可少的工具。設計人員需要解決使用CAD完成產品三維實體模型之前的參數確定問題——設計。如果CAD技術不能參與產品參數的確定，那么CAD技術在設計中的應用僅僅是設計結果的描述，并不是真正意義上的設計。CAD系統要參與產品的設計過程，設計過程的模型構造就成為關鍵。這一模型應能適合CAD/CAE等系統的數據要求，符合專業設計流程的描述。為此，國外各大著名的CAD系統在實現CAD基本功能的基礎上，紛紛將CAE技術引入到各自的CAD系統中來，或者向各個CAE系統提供數據接口，期望實現CAD與CAE的集成，滿足工程設計需要，這是現有的主流CAD系統的通常做法。目前在零件的實體分析方面，CAD與CAE技術可以實現無縫的集成，但如何解決航空薄壁結構的無縫集成，即解決CAE模型的幾何類型與CAE模型幾何類型不協調的問題，成為影響CAD與CAE無縫銜接的關鍵，現有技術還無法解決。飛機框類零件I級構件是基于參數化構件的飛機結構設計中的重要組成部分，因此，人們期望獲得一種飛機框類零件I級構件參數化設計方法。
發明內容
本發明的目的是在提供一種在基于參數化構件的飛機結構設計方法中使用的飛機框類零件I級構件參數化設計方法。其技術基礎為基于參數化構件的飛機結構設計方法，現介紹如下基于參數化構件的飛機結構設計方法的關鍵創新點在于使用參數化構件表述飛機結構中的典型零件，構件中包含結構的幾何信息和非幾何信息；所述參數化構件是對飛機設計中常用零部件進行歸納整理而形成的、包含幾何及非幾何屬性數據信息的三維數字化模型。在應用中，利用構件實例化生成多個結構件。通過模型簡化，提煉結構件中的屬性信息，自動生成結構有限元模型。所述參數化構件按飛機數字化設計階段劃分的要求，分為4個級別，分別對應方案設計、打樣設計、裝配設計和詳細設計；其中I級構件用于方案設計階段，是全參數化的模型；2、3、4級構件是在I級構件的基礎上，根據不同設計階段的要求，逐漸補充、完善和成熟，最終得到可用于制造的產品數字化模型；2、3、4級構件反映了產品數字化定義逐漸成熟的過程，主要用于設計人員對設計過程的了解和學習，同時可在構件實例的基礎上，對其進行修改，用來滿足新的設計任務的要求。與2-4級構件相關的知識更加豐富，并集成了工程常用的設計工具，幫助設計人員進行初步的設計分析。
對于I級構件而言還滿足下述要求“構件”是嚴格按照三維產品數字化建模規范建立的、包含零件各種屬性的參數化的某一類典型零件；當在CATIA等軟件環境下完成構件的屬性、參數定義后，則能夠根據對構件屬性和參數的定義生成一個構件的實例，即產品數字化定義結果并置于PDM的全面管理之下；“構件的屬性”包含幾何和非幾何屬性；其中幾何屬性都是參數化的，用于形成三維實例，幾何屬性具體分為兩類，一類是構件的定位參數，如外型曲面、構件定位平面等，另一類是構件的截面形狀參數，如厚度、寬度等；構件的非幾何屬性主要用于描述構件的功能和性能屬性，為模型統一關聯系統建立功能、性能樣機提供基本數據；非幾何屬性的定義隨著構件的不斷成熟，其內容逐漸完善。構件屬性數據是預先定義的構件數據，包括構件的定位數據、截面幾何數據、構件的重量系數、構件的可簡化單元。在構件統一數據中，需要對構件的幾何定位參數、構件的截面特性(幾何形狀、截面參數)、構件的重量特性、構件在CAE分析中可選的簡化特性進行詳細定義，形成構件功能、性能屬性描述的最大集。構件屬性的完備定義是模型簡化系統對構件進行簡化的依據，是構件使用和簡化模塊的數據輸入源。另一方面，通過建立構件屬性定義，規范構件的簡化過程，實現有限元模型的自動生成。構件屬性定義與構件幾何實體處于綁定狀態，如果構件庫中的構件實體沒有對應的屬性定義，則該構件實例化后，構件簡化模塊將無法識別該實例；如果刪除構件庫件中的某一構件實體時，則該構件對應的屬性定義應被一同刪除。基于參數化構件的飛機結構設計方法的應用，首先是快速建立產品初步設計模型。利用參數化構件快速進行構件的定義，搭建初步的電子樣機。構件調用時，使用建模基準中定義的幾何基準，定義構件的定位參數，完成構件空間定位的實例化；利用構件幾何參數定義界面，完成構件截面特征參數的實例化定義。通過以上兩個過程，完成對構件的調用和實例化，從而實現快速建立產品初步設計模型的目的。在構件的調用過程中，可以使用與構件關聯的知識和工程算法，根據初步的設計要求，確定構件的截面尺寸等參數。其次是建立仿真基礎數據(非幾何數據定義)。在構件實例的基礎上，定義構件的非幾何信息，即構件的功能、性能屬性，將定義結果保存到產品數字化模型中(CATIA模型)。模型簡化信息的定義是逐步完善的過程，保存在產品數據中的所有屬性構成了統一模型數據的基礎，不僅包含了面向制造的設計數據，而且包含了面向設計的分析數據。使用統一模型關聯系統對這些數據進行提取和加工，則可建立飛機設計各輔流程所需的功能、性能仿真分析模型，實現飛機設計主輔流程的銜接。所述基于參數化構件的飛機結構設計方法中，為方案設計階段服務的I級構件滿足下述要求利用I級構件實例化后形成的數字樣機，通過CAE分析和優化設計確定初步的結構設計參數，為重量估算提供基礎，對概念論證提出的飛機結構方案進行明確和具體化，最終給出完整的飛機結構總體方案；所述I級構件具體包含內外形曲面、定位基準平面、剖面參數、非幾何信息。所述基于參數化構件的飛機結構設計方法中，為方案設計階段服務的2級構件滿足下述要求
2級構件是為初步設計階段服務的；由2級構件形成的數字樣機，為飛機的可達性、可維護性、足夠的可靠性、人機工程以及支持裝備的兼容性等進行盡可能的協調設計；在零部件基本尺寸都已經確定的基礎上提供重量指標的詳細分解基礎，但尚未進行詳細的裝配和安裝設計；2級構件不是全參數化的構件，是在I級構件實例化并經過優化設計分析后的基礎上，將構件整合/劃分為若干組合件/零件，確定結構之間連接關系、工藝分離面、設計分離面、進行初步空間協調設計；具體包含下述設計內容大部件之間連接具體形式設計(如明確機翼與機身之間的某交點為水平對接接頭/耳片連接)；縱橫骨架構件分段(如梁連續、肋分段；縱橫骨架構件之間尚未進行具體連接形式設計，如縱橫骨架構件之間沒有連接的接頭、角盒、角片等)；確定單個構件分段形式、位置(如縱墻內外段對接、套合；骨架構件尚未進行細節設計，如框等僅有緣條和腹板，沒有中間的筋條);結構件之間的協調定位(如梁緣條下移貼合蒙皮內表面)；口蓋位置、開口大小設計；結構件為各系統通路初步開孔(開孔只是挖洞，沒有翻邊等加強設計)。所述基于參數化構件的飛機結構設計方法中，為方案設計階段服務的3級構件滿足下述要求3級構件是為裝配設計階段服務的；由3級構件形成的數字樣機，進行各功能系統與結構、結構與結構間的裝配設計，通過檢查設計集成的各種狀態、干涉和界面對接情況，完成整架飛機的干涉檢查，形成最終的系統/結構界面定義，提供重量校核基礎；本階段形成的數字樣機相當于傳統飛機研制流程中實物樣機作用；3級構件不是全參數化的構件，是根據裝配設計需要，對2級構件進行繼續細化、修改和完善并增減相應零組件，完成各功能系統與結構、結構與結構間的最終接口界面設計，其具體包含下述內容要求構件之間的連接關系設計(如梁、肋連接加角盒、角片等；關鍵部位緊固件連接部位設計，如與某受力較大的銷軸連接的構件的連接局部設計；口蓋口框設計)；構件與系統間安裝設計(如確定燃油泵在結構件上的安裝)；構件與系統之間的干涉設計(結構為系統通路開孔確定)。所述基于參數化構件的飛機結構設計方法中，為方案設計階段服務的4級構件滿足下述要求4級構件是為詳細設計階段服務的；由4級構件形成的最終全機數字樣機滿足最終的設計載荷，確定零部件最終重量狀態，同時滿足可制造性要求；4級構件不是全參數化的構件，是在3級構件的基礎上，修正、完善零件三維模型的局部細節，滿足構件所有的設計要求得到的，其具體包含下述內容要求對構件連接局部具體形狀設計、局部加強設計；構件連接細節設計(標準件代號、排列形式、間隙、邊距，相關構件可能局部更改)；構件倒角、倒圓、減輕孔、減輕坑、減輕槽、通油孔、工藝基準孔設計。所述基于參數化構件的飛機結構設計方法，其特征在于“構件”嚴格按三維產品數字化建模規范建立，通過構件及其伴隨知識庫能夠獲得與其相關的設計、工藝、制造知識，在構件使用過程中輔助設計人員完成設計工作；飛機中典型的結構構件可歸納為11類1)梁、墻；2)肋；3)長桁；4)蒙皮壁板；5)框；6)縱向隔板；7)接頭、角盒；8) 口蓋、口框；9)帶板；10)鉸鏈；11)其它。本發明的創新要點和要求保護的重點涉及一種飛機框類零件I級構件參數化設計方法用參數化構件表述飛機結構中的框類零件，飛機框類零件I級構件參數化表述具體涉及下述4部分內容“基本屬性”、“幾何屬性”、“非幾何屬性”、“二維截面圖”;其中“基本屬性”具體包括構件名稱、版本號、創建時間、構件描述、制造工藝、備注；“幾何屬性”具體分為定位參數、截面參數兩部分，其中，定位參數包括框平面、上表面、下表面、內型面1、內型面2、對接面1、對接面2 ;截面參數具體為截面的長度、寬度、高度、厚度信息；“非幾何屬性”又具體涉及下述兩部分內容分解方案、對應分解方案的“非幾何屬性”信息；其中分解方案用以表述該構件在進行有限元簡化時需要分解成幾個部分；對應分解方案的“非幾何屬性”信息滿足下述要求對應分解方案，詳細描述各個分解部分在簡化處理時需要包含的所有“非幾何屬性”信息，具體涉及下述內容該分解部分能夠采用的簡化單元類型，對應該類型有限元單元的計算屬性及關聯的計算公式；“二維截面圖”:用于在構件實例化時供用戶正確理解構件各參數的物理意義。所述飛機框類零件I級構件參數化設計方法，其特征在于針對L型組合框類構件，其“幾何屬性”中的截面參數具體包括下述參數內容(參見表I)L :框緣條寬度，tl :框緣條厚度，t2 :框腹板厚度。表I截面參數描述
權利要求
1.飛機框類零件I級構件參數化設計方法，其特征在于用參數化構件表述飛機結構中的框類零件，飛機框類零件I級構件參數化表述具體涉及下述4部分內容“基本屬性”、“幾何屬性”、“非幾何屬性”、“二維截面圖”;其中 “基本屬性”具體包括構件名稱、版本號、創建時間、構件描述、制造工藝、備注； “幾何屬性”具體分為定位參數、截面參數兩部分，其中，定位參數包括框平面、上表面、下表面、內型面1、內型面2、對接面1、對接面2 ;截面參數具體為截面的長度、寬度、高度、厚度信息； “非幾何屬性”又具體涉及下述兩部分內容分解方案、對應分解方案的“非幾何屬性”信息；其中分解方案用以表述該構件在進行有限元簡化時需要分解成幾個部分；對應分解方案的“非幾何屬性”信息滿足下述要求對應分解方案，詳細描述各個分解部分在簡化處理時需要包含的所有“非幾何屬性”信息，具體涉及下述內容該分解部分能夠采用的簡化單元類型，對應該類型有限元單元的計算屬性及關聯的計算公式； “二維截面圖”:用于在構件實例化時供用戶正確理解構件各參數的物理意義。
2.按照權利要求1所述飛機框類零件I級構件參數化設計方法，其特征在于針對L型組合框類構件，其“幾何屬性”中的截面參數具體包括下述參數內容 L :框緣條寬度，tl :框緣條厚度，t2 :框腹板厚度。
3.按照權利要求1所述飛機框類零件I級構件參數化設計方法，其特征在于針對上下緣條為T形擠壓型材的組合梁墻類構件，其“非幾何屬性”中的分解方案是將其分解為上框緣、下框緣、左內框緣、右內框緣和框腹板五部分；其中 對于上框緣、下框緣、左內框緣、右內框緣，其簡化單元、計算屬性和關聯公式參見表2 表2可簡化為桿、梁類單元的構件計算屬性和關聯公式
4.按照權利要求1-3其中之一所述飛機框類零件I級構件參數化設計方法，其特征在于飛機框類零件I級構件參數化表述還涉及下述3部分內容“關聯知識”、“導入報告”、“說明”;其中 “關聯知識”是在構件調用時，向用戶提供該構件的相關設計知識； “導入報告”用于記錄構件的建模過程；“說明 ”:對于幾何定位參數，軸、前后定位均是曲面。
全文摘要
飛機框類零件1級構件參數化設計方法用參數化構件表述飛機結構中的框類零件，飛機框類零件1級構件參數化表述具體涉及下述4部分內容1)“基本屬性”包括構件名稱、版本號、創建時間、構件描述、制造工藝、備注；2)“幾何屬性”分為定位參數、截面參數兩部分，3)“非幾何屬性”又具體涉及分解方案和對應分解方案的“非幾何屬性”信息；4)“二維截面圖”用于在構件實例化時供用戶正確理解構件各參數的物理意義。本發明有助于組建飛機的構件庫系統，為飛機設計規范化和仿真分析與優化提供功能、性能模型數據基礎，保證幾何樣機、功能樣機/性能樣機間數據的協調一致，提高了飛機的設計質量、縮短了研制周期。
文檔編號G06F17/50GK102999677SQ201210570960
公開日2013年3月27日 申請日期2012年12月25日 優先權日2012年12月25日
發明者楊旭, 吳斌, 樸春雨 申請人:中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所