知識(shí)驅(qū)動(dòng)飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)快速設(shè)計(jì)

唐家鵬 席 平 胡畢富

（北京航空航天大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，北京100191）

許進(jìn)峰

（上海航天技術(shù)研究院，上海201109）

飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析和優(yōu)化是一個(gè)不斷迭代的過程，要求在初步設(shè)計(jì)階段就能夠快速進(jìn)行結(jié)構(gòu)布局.基于知識(shí)的參數(shù)化設(shè)計(jì)是通過對產(chǎn)品的特征實(shí)例、尺寸參數(shù)和檢驗(yàn)規(guī)則等元素的控制來驅(qū)動(dòng)產(chǎn)品全關(guān)聯(lián)參數(shù)的變更，從而達(dá)到模型的自動(dòng)設(shè)計(jì)，是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)建模和快速設(shè)計(jì)的最佳手段［1］.目前，飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的布局和實(shí)體模型的生成通常由設(shè)計(jì)人員手動(dòng)交互實(shí)現(xiàn)，設(shè)計(jì)質(zhì)量和結(jié)果嚴(yán)重依賴設(shè)計(jì)人員的技術(shù)水平和經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)過程中缺乏有效的數(shù)字化手段對設(shè)計(jì)知識(shí)和經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行積累，同時(shí)相關(guān)的規(guī)范無法得到有效的貫徹，這種方式很難滿足企業(yè)對建模過程快速化的要求.本文提出了模板參數(shù)化的方法，將設(shè)計(jì)過程中的設(shè)計(jì)方法和定義規(guī)則等知識(shí)封裝為模板，開發(fā)了知識(shí)驅(qū)動(dòng)的飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的快速設(shè)計(jì)系統(tǒng)，以翼面的外形和結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)作為輸入，實(shí)現(xiàn)翼面結(jié)構(gòu)的自動(dòng)布局，并能夠根據(jù)優(yōu)化結(jié)果改變輸入?yún)?shù)，實(shí)現(xiàn)模型的快速修改，在布置模型基礎(chǔ)上自動(dòng)實(shí)例化，可以快速生成結(jié)構(gòu)的實(shí)體模型.

1 參數(shù)化工具選擇

CATIA是航空企業(yè)進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)最常用的CAD建模軟件和手段，參數(shù)化設(shè)計(jì)都基于CATIA環(huán)境進(jìn)行.CATIA V5中可定制的有效的參數(shù)化存在4種不同層次，最重要的參數(shù)化工具包括組件 應(yīng) 用 架 構(gòu) （CAA，Component Application Architecture），VBScript，智能軟件（知識(shí)模式、用戶自定義特征（UDF，User－Defined Features））和CATIA本身參數(shù)化，如圖1所示.其中CAA的可定制程度最高并且由CAA C＋＋API提供的界面最優(yōu)，但其程序語言相對復(fù)雜且對用戶要求比較高，VBScript雖然在功能上不及CAA強(qiáng)大，但開發(fā)難度小，能夠與CATIA更好地兼容，并完全可以滿足翼面結(jié)構(gòu)開發(fā)的功能要求［2］.

UDF能實(shí)現(xiàn)任意復(fù)雜的幾何特征體的參數(shù)化建模，被認(rèn)為是CATIA中非常獨(dú)特的功能，UDF可以通過知識(shí)模式手動(dòng)或自動(dòng)實(shí)例化實(shí)體.

圖1 CATIA參數(shù)化程度

為了實(shí)現(xiàn)更廣泛的設(shè)計(jì)空間，豐富的參數(shù)化是必不可少的.本文在進(jìn)行翼面結(jié)構(gòu)自動(dòng)布局和實(shí)體模型的快速生成時(shí)需要結(jié)合以上描述的參數(shù)化，如圖2所示.規(guī)則處于整個(gè)結(jié)構(gòu)的最上層，根據(jù)預(yù)定順序控制知識(shí)模式，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)VBScript和UDF實(shí)現(xiàn)建模過程的參數(shù)化.

圖2 知識(shí)驅(qū)動(dòng)過程

2 翼面結(jié)構(gòu)快速建模

飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求基于翼面結(jié)構(gòu)的弦平面，進(jìn)行梁、肋和長桁構(gòu)件的布局，生成翼面結(jié)構(gòu)布置模型.布置模型包括了構(gòu)件站位面、軸線及腹板面的結(jié)構(gòu)布置信息.

2.1 結(jié)構(gòu)布局定義

結(jié)構(gòu)布局采用文獻(xiàn)［3］的參數(shù)坐標(biāo)系定義翼面構(gòu)件，翼面坐標(biāo)系如圖3所示.其中：s為展向位置參數(shù)（根部為0，梢部為1）；c為弦向位置參數(shù)（前緣為0，后緣為1）；t為厚度位置參數(shù)（上表面為＋1，弦平面為0，下表面為－1）.

圖3 參數(shù)布局定義

構(gòu)件所有位置的引用必須與此參數(shù)坐標(biāo)系，或指定的相對其他結(jié)構(gòu)部件相關(guān)聯(lián)，構(gòu)件的位置參數(shù)應(yīng)滿足下列3種情形：①由參數(shù)坐標(biāo)P（c，s，t）來描述；②由幾何參考相關(guān)聯(lián)（比如翼肋順航向）來定義；③由其他構(gòu)件的相對位置（比如平行或垂直某構(gòu)件）來定義.

2.2 構(gòu)件創(chuàng)建過程描述

翼面結(jié)構(gòu)的幾何特征由區(qū)域定義的邊界確定，內(nèi)部的結(jié)構(gòu)布置特征由梁、長桁等縱向構(gòu)件與橫向構(gòu)件肋的位置等參數(shù)確定［4］.

翼面結(jié)構(gòu)構(gòu)件組成及布置方式可以定義為如下形式：

基于翼面結(jié)構(gòu)的弦平面（厚度位置參數(shù)t＝0）進(jìn)行翼面構(gòu)件的布置，定義構(gòu)件的結(jié)構(gòu)參數(shù)［5－6］.

1）梁：貫穿上下翼面，可描述為站位面和腹板面.

① 起始、分段點(diǎn)和終止位置由參數(shù)坐標(biāo)P（c，s）描述，軸線由各點(diǎn)連接而成；

② 基于梁軸線和弦平面確定梁的站位面；

③通過站位面與上下翼面求交并填充相交區(qū)域生成梁的腹板面.

2）翼肋：也具有貫穿上下翼面的性質(zhì)，可描述為站位面和腹板面.

① 位置通常由梁和肋構(gòu)件來確定.機(jī)身連接處翼肋站位面為順航向布置，其余大多為垂直前梁或后梁軸線布置，或選擇平行已布置好的肋站位面；

②通過站位面與上下翼面求交并填充相交區(qū)域生成肋的腹板面；

③ 確定腹板面的起始和終止位置.

3）長桁：依附于上下翼面，可描述為站位面和上下翼面軸線.

① 起始、分段點(diǎn)和終止位置由參數(shù)坐標(biāo)P（c，s）描述或由梁站位面或長桁站位面來確定，軸線由各點(diǎn)連接而成；

② 基于軸線和弦平面確定長桁的站位面；

③通過站位面與上下翼面求交生成長桁軸線；

④ 確定長桁的起始和終止位置.

4）蒙皮：蒙皮的區(qū)域分塊由梁、肋和長桁的位置確定，因此通常不需要定義.

完成構(gòu)件參數(shù)的定義，進(jìn)行翼面結(jié)構(gòu)的參數(shù)化布局，設(shè)計(jì)流程如圖4所示.

圖4 結(jié)構(gòu)布局流程

3 模板參數(shù)化設(shè)計(jì)

模板技術(shù)可認(rèn)為是一種類似基于實(shí)例推理的知識(shí)重用技術(shù)，它是基于事物相似性和設(shè)計(jì)方法的復(fù)用技術(shù)原理.其基本思想是：從一類相似的事物中抽象出一種框架型的模板，任何一個(gè)類似的事物都可作為以模板為超類派生的類型的實(shí)例.其核心是設(shè)計(jì)信息的重用和參數(shù)化的變異［7］.

雖然翼面部件數(shù)量很多，但從內(nèi)部構(gòu)件結(jié)構(gòu)組成來說，差別不大.例如機(jī)翼和平尾結(jié)構(gòu)，都是由橫向構(gòu)件肋、縱向構(gòu)件梁和長桁以及蒙皮組成.雖然結(jié)構(gòu)尺寸和構(gòu)件數(shù)量有所不同，但構(gòu)件的功能及所起作用相同，構(gòu)件的布置方式和生成過程類似.因此，飛機(jī)翼面部件具有很強(qiáng)的模板化特征.目前翼面結(jié)構(gòu)的布局通常由結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)人員通過手動(dòng)交互完成，獲得結(jié)果和更改結(jié)果的過程必須大量人工操作，對于相對復(fù)雜的機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)往往需要很長的時(shí)間進(jìn)行建模，這在很大程度上影響了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程的效率.實(shí)際上，可以將結(jié)構(gòu)工程師在設(shè)計(jì)過程中的設(shè)計(jì)方法、定義規(guī)則和經(jīng)驗(yàn)等知識(shí)通過歸納封裝為模板，后臺(tái)程序驅(qū)動(dòng)CATIA自動(dòng)完成結(jié)構(gòu)布置模型的生成，實(shí)現(xiàn)知識(shí)驅(qū)動(dòng)的模塊化設(shè)計(jì).通過翼面部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的參數(shù)化，在設(shè)計(jì)修改新的部件或同類部件時(shí)，只需利用同一模板，經(jīng)過數(shù)據(jù)替換和參數(shù)修改即可以完成新的或同類部件的布局設(shè)計(jì).

圖5為翼面部件布局過程參數(shù)化建模的模板.在模板界面中通過拾取給定的參考元素以及輸入構(gòu)件的信息，可以快速地完成梁、肋和長桁等主要結(jié)構(gòu)件的參數(shù)化建模.完成構(gòu)件的創(chuàng)建即可實(shí)現(xiàn)布置模型的生成，輸出的模型如圖6所示.

圖5 翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)模板

圖6 機(jī)翼翼盒布置模型

4 實(shí)體模型快速生成

翼面結(jié)構(gòu)布置模型生成后，設(shè)計(jì)人員通常需要進(jìn)一步得到結(jié)構(gòu)的幾何實(shí)體模型，以檢查構(gòu)件之間的協(xié)調(diào).手動(dòng)交互生成模型通常費(fèi)時(shí)費(fèi)力，同時(shí)如果布置模型改變，實(shí)體模型必須隨之更新，因此需要采用快速設(shè)計(jì)方法來實(shí)現(xiàn)實(shí)體模型的自動(dòng)生成.

4.1 用戶自定義特征

用戶自定義特征即UDF是滿足零件一項(xiàng)或幾項(xiàng)不可再分的功能單元、具有一定通用性的一系列形狀特征（包括系統(tǒng)提供的預(yù)定義形狀特征和已定義的用戶自定義特征）組合而成的平面圖形或幾何實(shí)體［8］.

基于特征的設(shè)計(jì)是CAD系統(tǒng)基本的設(shè)計(jì)范式之一［9］.CATIA的UDF可以將一個(gè)簡單的實(shí)體生成用戶化的特征，特征的參數(shù)可以自定義.用戶根據(jù)自身的實(shí)際需要，將一些常用的結(jié)構(gòu)集成為自定義的各種特征并以用戶自定義特征實(shí)例存放到實(shí)例庫中，在需要的時(shí)候可以直接調(diào)用.UDF有效地?cái)U(kuò)充了已有特征造型模塊所提供的形狀特征的范圍及能力，加入設(shè)計(jì)模型后，和已有特征一樣具備參數(shù)化的形狀以及位置尺寸.飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)構(gòu)件幾何截面形狀為固定的若干種，如圖7所示.利用用戶自定義特征的概念進(jìn)行設(shè)計(jì)將減少數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)量，大大提高設(shè)計(jì)效率.

圖7 翼面構(gòu)件幾何截面特征

4.2 UDF的封裝及調(diào)用

用戶自定義特征UDF實(shí)際上是對造型系統(tǒng)中已有的形狀特征和造型方式的封裝.通過封裝，屏蔽了很多繁瑣的幾何造型操作，而將與應(yīng)用有關(guān)的參考幾何元素、約束和尺寸以接口的形式提供給設(shè)計(jì)人員.這些參數(shù)和幾何元素由設(shè)計(jì)人員在對UDF進(jìn)行實(shí)例化時(shí)指定.通過調(diào)用UDF，達(dá)到了簡化造型操作，定制與擴(kuò)展原有特征造型系統(tǒng)的目的.

在UDF的封裝和調(diào)用過程中，實(shí)現(xiàn)其準(zhǔn)確定位是關(guān)鍵.本文通過草圖所在平面及截面的兩點(diǎn)P1和P2作為定位參數(shù)來實(shí)現(xiàn)截面的完全定位，如圖8所示.

圖8 UDF定位

4.3 幾何截面特征構(gòu)建

根據(jù)飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)構(gòu)件幾何截面的特點(diǎn)，分別提取其中的一些形狀特征組合輸出成用戶自定義特征，從而實(shí)現(xiàn)相同類型不同尺寸特征的設(shè)計(jì)，各種類型截面的主要特征如下：

T型：緣條寬度，緣條厚度，角度；

L型：緣條寬度，緣條厚度，角度；

J型、Z型、工字型：緣條寬度，緣條厚度.

飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)中，梁和肋構(gòu)件的截面與翼面外形直接相關(guān)，必須對緣條與腹板之間的角度進(jìn)行約束，以滿足與翼面外形貼合的要求.梁和肋通常為C型或工字型，因此，選擇緣條的幾何截面特征為T型和L型.

UDF包含的信息除了特征集合外，還包括關(guān)聯(lián)尺寸、特征定位和特征語義等各方面的信息，如圖9所示.

圖9 用戶自定義特征信息結(jié)構(gòu)圖

圖9中，特征集合包括了輸出到用戶自定義特征的一系列形狀特征；尺寸鏈用于控制各形狀特征的幾何參數(shù)；約束鏈除了對特征幾何尺寸的限制外，還提供了涉及幾何截面UDF的定位的約束信息；特征語義是對用戶自定義特征中的某些特征進(jìn)行語義描述.

4.4 實(shí)體模型創(chuàng)建

雖然通過用戶自定義特征功能可以簡化設(shè)計(jì)過程，實(shí)現(xiàn)翼面結(jié)構(gòu)幾何截面的實(shí)例化，但每次調(diào)用UDF只能生成一個(gè)截面特征，而翼面結(jié)構(gòu)的構(gòu)件數(shù)量眾多，類型也各有不同，通過這種方式仍然不能滿足翼面結(jié)構(gòu)實(shí)體模型的自動(dòng)快速生成.本文利用UDF參數(shù)化的優(yōu)勢，通過VBScript與UDF相結(jié)合的方式進(jìn)行實(shí)體造型，實(shí)現(xiàn)建模過程更高層次的參數(shù)化.

飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)布置模型包括兩種類型的單元：一維單元和二維單元.其中：

兩種單元屬性不同，因此實(shí)體模型生成過程也不相同.一維單元需要通過文檔實(shí)例化的方式讀取磁盤中的截面特征零件文檔，調(diào)用UDF來完成模型的創(chuàng)建，而二維單元實(shí)體模型的生成通過在程序中偏移指定單元曲面的厚度來實(shí)現(xiàn).

4.4.1 一維單元生成邏輯

梁緣條、肋緣條和長桁的實(shí)體模型的生成過程即是UDF調(diào)用及實(shí)例化的過程，UDF的調(diào)用根據(jù)用戶輸入幾何截面類型，調(diào)用了實(shí)例庫中相應(yīng)的設(shè)計(jì)實(shí)例的一份拷貝.其中，各種類型的幾何截面參數(shù)都是可參數(shù)化的，根據(jù)截面類型的不同，系統(tǒng)分別提供相應(yīng)的參數(shù)實(shí)現(xiàn)其參數(shù)化驅(qū)動(dòng).截面類型除了幾何參數(shù)外，還有結(jié)構(gòu)參數(shù)用于驅(qū)動(dòng)不同截面類型的切換.

建模過程中，分別在構(gòu)件兩端調(diào)用UDF，自動(dòng)生成幾何截面特征.由構(gòu)件站位面、站位面在翼面外形和弦平面上的交點(diǎn)作為2個(gè)定位點(diǎn)，3個(gè)元素共同實(shí)現(xiàn)截面特征的定位，并通過建模的多截面技術(shù)實(shí)現(xiàn)一維單元實(shí)體模型的快速生成.

4.4.2 二維單元生成邏輯

梁腹板、肋腹板以及蒙皮等二維單元實(shí)體的生成通過對曲面進(jìn)行加厚來實(shí)現(xiàn).

曲面的加厚有2個(gè)偏移方向及偏移量（蒙皮的實(shí)體生成只在1個(gè)方向上偏移）.

第1偏移：0.5×s×（1－t）.第2偏移：0.5×s×（1＋t）.

其中，s為梁腹板和肋腹板生成實(shí)體的厚度；t為梁腹板和肋腹板站位面在實(shí)體中的相對位置，取值在－1.0～1.0之間.

4.4.3 實(shí)體模型生成

基于以上建模邏輯，運(yùn)行模板自動(dòng)生成翼面結(jié)構(gòu)的實(shí)體模型，如圖10所示.

圖10 機(jī)翼翼盒結(jié)構(gòu)實(shí)體模型（隱去上翼面）

5 結(jié) 論

1）采用知識(shí)驅(qū)動(dòng)的模板參數(shù)化技術(shù)，基于過程重用的思想，將設(shè)計(jì)人員手動(dòng)交互過程中歸納的設(shè)計(jì)方法和規(guī)則封裝為具有標(biāo)準(zhǔn)形式的知識(shí)組件，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)翼面部件結(jié)構(gòu)布置模型的自動(dòng)生成，并可以根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，改變設(shè)計(jì)輸入?yún)?shù)，實(shí)現(xiàn)模型的快速修改.利用模板這種“再設(shè)計(jì)”技術(shù)，可以極大縮短設(shè)計(jì)周期，提高設(shè)計(jì)效率和建模的標(biāo)準(zhǔn)化程度.

2）創(chuàng)建了翼面結(jié)構(gòu)構(gòu)件梁、肋和長桁的幾何截面特征庫，通過VBScript語言和用戶自定義特征UDF技術(shù)，完成幾何特征體的參數(shù)化建模，在布置模型基礎(chǔ)上自動(dòng)實(shí)例化，快速生成翼面結(jié)構(gòu)的實(shí)體模型，提高了建模效率.

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［1］Sridhar Chintapalli.The development of a preliminary structural design optimization method of an aircraft wing－box skin－stringer panels［J］.Aerospace Science and Technology，2010（14）：188－198

［2］ChristofLedermann，Paolo Ermanni.Dynamic CAD objects for structural optimization in preliminary aircraft design［J］.Aerospace Science and Technology，2006（10）：601－610

［3］La Rocca Gianfranco，Van Tooren Michel J L.A knowledge based engineering approach to support automatic generation of FE models in aircraft design［C］／／45th AIAA Aerospace Sciences Meeting.Reno，Nevada：American Institute of Aeronautics and Astronautics，2007，17：11724－11735

［4］La Rocca Gianfranco，Van Tooren Michel J L.Knowledgebased engineering approach to support aircraft multidisciplinary design and optimization［J］.Journal of Aircraft，2009，46（6）：1875－1885

［5］羅明強(qiáng)，馮昊成，劉虎，等.民用飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)快速設(shè)計(jì)及自動(dòng)化調(diào)整［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2009，35（4）：468－471 Luo Mingqiang，F(xiàn)eng Haocheng，Liu Hu，et al.Rapid wing structure design and automated scheme adjustment for civil aircraft［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2009，35（4）：468－471（in Chinese）

［6］Sensmeier M，Samareh J.Automatic aircraft structural topology generation for multidisciplinary optimization and weight estimation［C］／／46th AIAA／ASME／ASC Structures and Materials Conference.Austin，Texas：American Institute of Aeronautics and Astronautics，2005：1893

［7］王義林，胡賢罡，張啟豐.基于模板的汽車覆蓋件拉延模具結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計(jì)［J］.模具，2009，5（4）：98－101 Wang Yilin，Hu Xian'gang，Zhang Qifeng.Parameterized design of the drawing dies structure for automobile panel on the basis of the template［J］.Die and Mould，2009，5（4）：98－101（in Chinese）

［8］張敏，蘇蘭海.基于CAA的CATIA用戶自定義特征創(chuàng)建［J］.機(jī)械設(shè)計(jì)與制造，2008，7（6）：87－89 Zhang Min，Su Lanhai.The creation of user defined geometric feature based on CAA／CATIA［J］.Machinery Design and Manufacture，2008，7（6）：87－89（in Chinese）

［9］Ledermann C，Hanske C，Wenzel J，et al.Associative parametric CAE methods in the aircraft pre－design［J］.Aerospace Science and Technology，2005，9（7）：641－651