飛機翼面結構自頂向下關聯設計

唐家鵬　席　平　張德宇

1.中北大學, 太原，030051　　2.北京航空航天大學，北京，1001913.沈陽飛機設計研究所，沈陽，110035

飛機翼面結構自頂向下關聯設計

唐家鵬1席平2張德宇3

1.中北大學, 太原，0300512.北京航空航天大學，北京，1001913.沈陽飛機設計研究所，沈陽，110035

介紹了面向關聯設計的飛機翼面結構多層級骨架模型，實現了設計意圖自頂向下的傳遞；為進行骨架模型與下游零件間的關聯的控制和管理，采用了新的元素發(fā)布方式，并開發(fā)了元素發(fā)布管理工具，提高了設計的效率和質量；結合自頂向下的建模思想和關聯設計自動更新的特點，提出了基于骨架模型的飛機翼面結構自頂向下關聯設計方法，通過選擇飛機翼面結構骨架模型的設計基準和上下翼面約束曲面，輸出的結構件以絕對坐標系裝配在父部件下，無需進行再次裝配，并基于骨架模型與結構件間的關聯，實現對飛機翼面結構件的實時自動更新和快速重建。最后，以機翼盒段翼肋為例驗證了方法的可行性和有效性。

飛機翼面結構；自頂向下；關聯設計；骨架模型；元素發(fā)布

0　引言

在產品結構的概念和初步設計階段，多專業(yè)、多學科人員參與協(xié)同，他們從自身專業(yè)考慮設計問題以及評估設計方案，為實現一個多方普遍滿意的結果，需要進行反復的討論和更改[1]。

與其他機械產品相比，飛機結構是一個極其復雜的系統(tǒng)，雖然零件種類較少，但零件之間高度關聯，彼此相互影響，設計過程中變型和更改頻繁[2]。在現有的飛機結構設計中，往往由于飛機結構零部件模型間沒有建立有效的關聯，設計人員無法識別相互之間的變更，上下游零件之間的影響關系一般是通過發(fā)協(xié)調單或打電話等人工通知的方式進行傳遞，在變更的過程中，結構設計人員大多通過元素替換、手動修改關聯零件等交互手段來實現。這種設計方式存在很多不足：①由于飛機結構的復雜性以及結構設計人員的經驗限制，無法有效通知下游更改；②通知過程為人工協(xié)調方式，飛機結構設計變更往往不能及時傳遞到下游零件；③人工進行變更操作繁瑣，更新緩慢，并且容易產生上下游零件數據不一致的情形。

為解決上述問題，本文結合自頂向下的建模思想和關聯設計自動更新的特點，提出了基于骨架模型的自頂向下關聯設計方法。不同于傳統(tǒng)的通過零件間的約束來實現產品的裝配的模式，自頂向下關聯設計通過骨架模型及其驅動模型數據的關聯性使得裝配位置和精度得到嚴格的保證，當骨架模型發(fā)生變更和修改，相關組件、零件及總體裝配快速自動更新。

1　產品設計模式

產品設計包括了自底向上和自頂向下兩種模式。自底向上的產品建模過程首先生成最基本零件[3]，然后基于零件之間的貼合、定位或者對齊等方式生成組件。自底向上的零件-組件-產品(product)的構建，這種設計方法思路簡單，建模過程直觀，容易理解和接受，但由于裝配前缺乏整體的裝配信息，零件間參數不匹配而無法裝配的現象經常發(fā)生，難以支持產品的并行設計。

自頂向下的建模方式，把產品看成一個多層次結構，處于裝配最底層的是零件，處于最頂層的是產品[4]。這種方式在設計的初期就考慮了裝配體中零件之間的關聯、約束和定位關系，生成產品的布局體系。產品部件、零件中繼承了上層布局信息，以這些布局信息作為設計基準，使產品中各零部件在整個設計過程中，始終擁有設計意圖所規(guī)定的信息。

自頂向下設計在完成產品的整體設計之后，再實現組件及單個零件的詳細設計。通常在概念設計階段不用考慮過于仔細，詳細設計便可同時展開，使不同部門間進行產品設計的協(xié)同及并行設計實施得以實現。

2　飛機翼面結構骨架模型

2.1翼面結構

飛機部件雖然外形復雜、數量及種類眾多，但通過分析發(fā)現，飛機部件大致可以分為兩類：翼面結構和非翼面結構。飛機翼面結構包括機翼固定前緣、機翼盒段、機翼固定后緣、平尾盒段、升降舵、垂尾盒段、方向舵、副翼、襟翼、擾流板等部件。這類飛機結構具有相似的特征，歸納起來包括以下幾點：①由若干控制面決定飛機結構的外形；②所有控制面外形均可以通過唯一的名稱來確定控制面數據，而數據定義的形狀則就是翼面的翼型；③所有控制面都與飛機對稱軸平行，或者繞垂直于飛機對稱軸線的某一條直線旋轉一定角度后與對稱軸平行。

滿足上述特點的結構均可以定義為飛機翼面結構。根據結構的共同特點，可以得到適用于所有飛機翼面結構統(tǒng)一的建模方法。

2.2骨架模型

骨架模型是飛機翼面結構功能要求及設計意圖的表征，它定義了整個飛機翼面部件的總體框架、零部件的基本空間定位及各零件之間的裝配關系，但并不涉及零部件的具體尺寸和細節(jié)。在飛機結構完成初步設計后，能夠得到飛機翼面結構初步的構件布置方案，如圖1所示。它是一個具有多層次的裝配級設計模型，由一些標準的點、線、面等各類基準組成。

(a)機翼盒段骨架模型(b)襟翼骨架模型

(c)擾流板骨架模型(d)平尾盒段骨架模型圖1　飛機翼面結構骨架模型

2.3骨架模型元素發(fā)布

發(fā)布是在進行飛機翼面結構協(xié)同設計時為更好地控制所創(chuàng)建的外部參考或外部參數而進行的操作[5]。如果骨架模型中元素被其他零件引用，則需要通過發(fā)布機制將該元素進行發(fā)布,使其在整個工作域內可見。用于發(fā)布的元素包括基準點、基準線及基準面等，也可以是幾何或非幾何參數(如材料)等。

實現骨架模型與下游零件間的關聯的控制和管理時,若直接將首次生成的元素直接發(fā)布，容易造成發(fā)布的元素在處于未激活狀態(tài);其他基準和零件無法使用。因此，對于首次生成的元素，本文采用新的元素發(fā)布方式，即通過“帶鏈接的粘貼”的方式復制到一個單獨的“待發(fā)布元素”幾何圖形集中，歸類后再進行發(fā)布，這樣就可以通過對這些中間元素的“激活/非激活”命令控制編輯過程是否向下游零件傳遞，如圖2所示。該方式適用于骨架模型內基準元素的發(fā)布而無法對參數進行發(fā)布。

圖2　元素發(fā)布

飛機翼面結構骨架模型發(fā)布元素數量龐大，而且發(fā)布過程重復性工作較多。為實現元素發(fā)布的自動化，提高結構設計的效率和質量，基于VB語言開發(fā)了“元素發(fā)布管理”工具軟件，如圖3所示。

圖3　元素發(fā)布管理工具

通過自定義元素的名稱，避免了發(fā)布名稱的重復操作。工具軟件可以在“待發(fā)布元素”幾何圖形集下自動生成基準點、基準直線、基準曲線、基準平面和基準曲面等幾何圖形集，并能夠自動識別元素的類別，存放于相應的幾何圖形集下。元素拾取功能支持元素的多選，實現所有被拾取元素一次性快速發(fā)布。

3　飛機翼面結構自頂向下關聯設計

3.1關聯設計

關聯設計屬于參數化設計技術，從參數化設計技術本身來講是比較成熟的技術，目前流行的CAD軟件系統(tǒng)都支持零件的參數化設計[6-7]，不同的是，關聯設計把零件的參數化設計上升到零件與零件之間的層面,即表現為零件中幾何元素間的驅動。

關聯設計技術是指在產品設計過程中，通過參數化設計技術建立零件之間的驅動關系，從而實現產品研制中上游設計輸入對下游設計輸出之間的影響、控制和約束[8]。

CATIA作為航空企業(yè)進行結構設計最常用的建模軟件和工具，CATIA在整個產品周期內的方便的修改能力、所有模塊的相關性和并行的設計環(huán)境使得它能支持從概念設計到產品實現的全過程[9]。CATIA V5通過發(fā)布機制、帶鏈接的粘貼、外部引用等功能從一定程度上支持了產品的關聯設計,保證零件間的鏈接。

3.2面向關聯設計的多層級骨架模型

與產品的組成結構一致，飛機結構骨架模型具有多層級的特點，除了頂層主骨架模型(main-skeleton)外，還存在多個子骨架模型(sub-skeleton)，如圖4所示。飛機結構骨架模型類似一個樹狀結構，其中根節(jié)點代表頂層主骨架、枝節(jié)點代表子骨架、葉子節(jié)點代表底層骨架，不同層次的骨架模型或特征要素對應不同層次的設計信息。

圖4　飛機結構多層級骨架模型

多層級骨架模型定義為：MSK={SKi,i=1,2,…,m}，其中MSK為骨架模型集合，由若干骨架模型組成；SKi為其中的骨架模型，m為骨架模型的個數。

飛機結構設計過程中，結構骨架模型一般包括四級骨架模型：總體骨架模型、接口骨架模型、部件骨架模型和部段骨架模型，如圖5所示。其中，部件骨架是部件結構進行設計的基準，它引用了頂層總體骨架和接口骨架的基準元素和重要參數，并驅動下游裝配體快速接收變更通知并進行自動更新；部段骨架為最底層骨架模型，繼承了上層部件骨架，并引用了部件骨架的基準元素和重要參數，它是下游零件設計的基準并驅動下游零件自動更新。在四級骨架模型中，總體骨架模型、接口骨架模型及部件骨架模型一般用于不同級別的協(xié)調，只有部段骨架模型直接用于具體零件的設計。

圖5　飛機結構骨架模型分類

在多層級的飛機翼面結構自頂向下關聯設計中，骨架模型存儲了設計中重要的基準。圖5所示的飛機翼面結構部段骨架模型，引用了上層部件骨架模型中的基準元素和參數，在飛機翼面結構件建模時，它作為產品或裝配體的第一個零件，是傳遞關聯的載體，其他零件通過“帶鏈接的粘貼”的方式從部段骨架模型中復制所需基準元素和參數進行建模，設計完成后由部段骨架模型驅動其他零件。其中設計信息和數據只能從部段骨架模型中傳遞給其他的零件，而零件中的設計信息和數據不能傳遞到部段骨架模型中。

基于骨架模型的自頂向下關聯設計方法能夠支持飛機翼面結構的變型設計，實現設計變更更高層次的管理，使設計變更在整個翼面結構中頂上而下傳遞。如果頂層骨架模型中設計內容發(fā)生變更，則更改會自動傳遞到部件骨架模型，再傳遞到部段骨架模型，然后通過部段骨架模型與各零件間的關聯關系，驅動所有關聯零件自動更新，實現飛機翼面結構上下游零件的信息及影響關系的有效傳遞。另外，由于零件設計中，所有關聯都指向部段骨架模型一個方向，因此，可以很好地避免設計中的循環(huán)更新。

3.3自頂向下關聯實施過程

在飛機翼面結構件建模時，采用基于骨架模型的自頂向下關聯設計方法。在設計之前，需要對飛機翼面結構的布局、零件布置方式有詳細的了解和認識，然后進行骨架模型的定義和建模，具體實施過程如下：

(1)進行飛機翼面結構總體規(guī)劃，定義設計內容并建立翼面結構裝配結構樹，首先構建第一級裝配結構樹，并分析各部件的功能、組成，然后構建結構樹的下一層，以此類推，直至各單個零件。

(2)設計產品控制結構，建立產品及各級裝配體結構的骨架模型。骨架模型是在裝配結構樹中構建的相互關聯的特征，這些特征是從飛機翼面結構設計規(guī)律中抽象出來的，可依裝配樹的順序層層向下傳遞，也可在不同層次之間傳遞。

(3)基于CATIA的發(fā)布機制，將部段骨架模型中基準點、基準線、基準面及重要參數進行發(fā)布，飛機翼面結構零件創(chuàng)建中選擇性地引用，這時各零件具備了從骨架模型繼承過來的并受其驅動的特征。

(4)將骨架模型中的已發(fā)布的幾何元素及參數通過“帶鏈接的粘貼”的方式復制到飛機翼面結構零件中，然后進行詳細的飛機翼面結構件建模。

4　設計實例

根據自頂向下關聯實施過程，建立飛機翼面結構部段骨架模型，如圖6a所示，將所有用于機翼盒段結構件建模的元素進行發(fā)布，而其中用于創(chuàng)建翼肋結構件的發(fā)布元素包括上下翼面蒙皮內型面、翼肋站位面、翼肋起始和終止站位面、所有穿過該翼肋的長桁站位面及基準線。將這些發(fā)布元素通過“帶鏈接的粘貼”的方式復制到翼肋結構件中，并以這些元素為建模基準進行翼肋結構件的創(chuàng)建，如圖6b所示。

(a)機翼盒段骨架模型(b)機加翼肋圖6　上游骨架模型及翼肋

根據飛機翼面結構設計變更流程(圖7)，當上游骨架模型中某個元素發(fā)生變更，如翼肋站位面的位置改變，則下游翼肋結構件會自動變色,表明需要更新，如圖8所示，點擊“更新”后，翼肋結構件能夠實現自動更新，并始終保持翼肋上的長桁缺口與長桁站位面位置的一致以及緣條表面與蒙皮內型面的緊密貼合。

圖7　設計變更流程

圖8　翼肋自動更新

在飛機翼面結構詳細設計階段，隨著關聯關系的復雜，數據量越來越大，計算機的性能也會變差，在詳細設計后期，如果翼肋結構件設計達到一定成熟度，版本已經發(fā)布或設計趨于穩(wěn)定，結構件的位置以及與其他零部件之間的關聯關系已確定，這時設計變化往往只是結構件內部形狀，應該在提交審簽之前斷開結構件與骨架模型間的關聯，以減少計算機的負擔，同時避免設計更改引起不必要的下游結構件的變更。

5　結論

為實現飛機翼面結構件的實時自動更新和快速設計，提出了基于骨架模型的自頂向下關聯設計方法。該方法通過自頂而下地建立飛機翼面結構骨架模型的整體線框，并將相關幾何元素關聯性復制到組件和零件，通過上下游設計之間的關聯關系，控制飛機翼面結構的設計及其變更，實現飛機翼面結構變型的快速修改。當飛機翼面結構骨架模型設計發(fā)生變更時，結構設計人員不需進行干預，下游設計數據能夠自動收到提示并實現關聯更新，保證了設計數據的一致性，同時避免了重新設計或手動修改的繁瑣過程、更新緩慢和可能引起的設計數據混亂等問題，從而使得飛機翼面結構設計過程高度并行，大幅加快設計迭代周期，提高設計效率和質量。自頂向下關聯設計不僅適用于飛機翼面結構的快速設計和變型設計，其通用的建模方法和裝配模式也適用于其他復雜產品。

[1]陳陽平. 基于數字樣機的直升機協(xié)同設計研究與應用[D]. 南京：南京航空航天大學，2010.

[2]Alemanni M, Destefanis F E. Model-based Definition Design in the Product Lifecycle Management Scenario[J]. International Journal of Advanced Manufacturing Technology, 2009:1-14.

[3]Aleixos N， Company P. Integrated Modeling with Top-down Approach in Subsidiary Industries[J]. Computers in Industry，2004, 6(12): 97-116.

[4]Chen Xiang， Gao Shuming. Multi-level Assembly Model for Top-down Design of Mechanical Pproducts[J].Computer-Aided Design, 2012,44(10): 1033-1048.

[5]Gerhard F K T. Design of Automotive Body Assemblies with Distributed Tasks under Support of Parametric Associated Design[D]. Hamburg:University of Hertfordshire, 2010.

[6]李暢，李建軍. 基于UG的關聯設計技術及其在級進模CAD系統(tǒng)中的應用[J].中國機械工程，2002, 13(22): 1967-1970.

Li Chang, Li Jianjun. UG-based Associated Design Methods and Their Applications in the CAD for Progressive Die[J]. China Mechanical Engineering, 2002,13(22): 1967-1970.

[7]李平平. 航空發(fā)動機典型結構件參數化設計研究與應用[D].北京：北京航空航天大學，2012.

[8]劉俊堂. 關聯設計技術在飛機研制中的應用[J].航空制造技術，2008，14：45-48.

Liu Juntang. The Application of Associated Design Technology in Aircraft Development[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2008(14): 45-48.

[9]胡畢富. 飛機機翼結構快速設計與有限元建模技術研究與實現[D].北京：北京航空航天大學，2010.

(編輯郭偉)

Top-down Associated Design of Aircraft Wing Structure

Tang Jiapeng1Xi Ping2Zhang Deyu3

1.North University of China,Taiyuan,030051 2.Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing,100191 3.Shenyang Aircraft Design and Research Institute,Shenyang,110035

Multi-level skeleton model of an aircraft wing structure oriented associated design was introduced and a top-down transmission of design intent was achieved. In order to control and manage skeleton model and the downstream parts, a new element publication mode was used and an element publication tool was developed, which improved the efficiency and quality. Combining top-down modeling idea and automatic update feature of associated design, a top-down associated design method of aircraft wing structure was put forward based on skeleton model. By selecting design datum of skeleton model and the upper and lower constraining surface of aircraft wing structure, the output structural part was assembled at the parent component in the absolute coordinate system without the needs for re-assembly. Based on the association between skeleton model and the structural part, real-time automatic update and fast reconstruction of the wing aircraft structural part was achieved. Rib of aircraft wing box was taken as an example to verify the feasibility and effectiveness of this method.

aircraft wing structure; top-down; associated design; skeleton model; element publication

2014-11-15

總裝備部資助項目

V221DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.20.004

唐家鵬，男，1979年生。中北大學機電工程學院講師。研究方向為飛機結構快速設計、CAD/CAM。發(fā)表論文8篇。席平，女，1954年生。北京航空航天大學機械工程及自動化學院教授。張德宇，男，1981年生。沈陽飛機設計研究所工程師。