一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法

1.一种顺气流大偏度后缘襟翼运动形式设计方法，其特征在于：所涉及的后缘铰链襟翼空间机构包括机翼后梁、襟翼、内侧铰链机构与外侧铰链机构；其中，内侧铰链机构包含内侧杆A3、内侧杆B、内侧杆C与内侧杆D；内侧杆A前端与机翼后梁间通过柱铰A铰接，令铰接点为铰接点a 内 ；内侧杆A后端通过柱铰B与内侧杆B前端间铰接，令铰接点为铰接点b 内 ；内侧杆B后端通过球铰A与襟翼前缘铰接，令铰接点为铰接点c 内 ；内侧杆C与内侧杆D前端分别通过球铰B与球铰C在襟翼底部前后方铰接点d 内 与e 内 处铰接；内侧杆C与内侧杆D末端分别通过球铰D与襟翼下方两个铰接位置铰接，在运动学求解上将这两个铰接位置视为一个铰接点f 内 ，即在运动学求解上可表示为内侧杆C与内侧杆D末端分别通过球铰D与襟翼下方的铰接点f 内 铰接；外侧机构包含外侧杆A、外侧杆B、外侧杆C与外侧杆D；其中，外侧杆A前端与机翼后梁间通过柱铰C铰接，令铰接点为铰接点a 外 ；外侧杆A后端与外侧杆B前端间通过球铰E铰接，令铰接点为铰接点b 外 ；外侧杆B后端通过球铰F与襟翼前缘铰接，令铰接点为铰接点c 外 ；外侧杆C与外侧杆D前端分别通过球铰G、球铰H在襟翼底部前后方铰接点d 外 与e 外 处铰接；外侧杆C与外侧杆D末端分别通过球铰I与襟翼方两个铰接位置铰接，在运动学求解上，表示为外侧杆C与外侧杆D末端分别通过球铰I与襟翼下方的铰接点f 外 铰接；对后缘铰链襟翼空间机构进行求解，得到各个铰链点坐标，具体步骤如下：A、将后缘铰链襟翼空间机构分解为外侧驱动机构、内侧驱动机构、支撑机构三部分；其中，外侧驱动机构包括外侧杆A、外侧杆B；内侧驱动机构包括内侧杆A、内侧杆B；支撑机构包括内侧支撑机构与外侧支撑机构，内侧支撑机构包括内侧杆C、内侧杆D；外侧支撑机构包括外侧杆C与外侧杆D；并对后缘襟翼空间机构进行简化，将球铰B与球铰C合并为一个等效柱铰A；球铰G与球铰H合并为等效柱铰B；同时将外侧杆C与外侧杆D视为一根与等效柱铰B以及铰接点f 外 连接的连杆A；将内侧杆C与内侧杆D视为一根与等效柱铰A以及铰接点f 内 连接的连杆B；B、由气动设计给定的襟翼的气动位置，即巡航、起飞、着陆时的空间位置，作为求解方法的输入，通过襟翼上不共面的四个点，可以求出两个数值位移矩阵[D q ]和[D z ]；C、求解外侧驱动机构参数，其中已知量包括：a、铰接点a 外 的坐标 b、铰接点c 外 的巡航位置坐标 c、铰接点c 外 的起飞位置坐标 d、铰接点c 外 的着陆位置坐标 e、外侧杆A的巡航位置偏角θ 4 ；f、外侧杆A的着陆位置偏角θ 6 ；约束条件为：外侧杆B在巡航、起飞、着陆状态下的长度L 8 ＝L 8q ＝L 8z ；求解外侧杆A在巡航、起飞、着陆状态下的长度L 7 、L 7q 、L 7z ，L 7 ＝L 7q ＝L 7z ；以及外侧杆A的起飞位置偏角θ 5 ，铰接点b 外 的巡航、起飞、着陆位置b 外 、b 外 q，b 外 z；通过构建非线性方程组得到：在求出L 7 与θ 5 后，求解铰接点b 外 的巡航、起飞、着陆位置b 外 、b 外q ，b 外z； 根据极坐标的表达方式，b 外 的X坐标为L 7 cosθ 4 ，Y坐标为L 7 sinθ 4 ；b 外q 的X坐标为L 7q cosθ 5 ，Y坐标为L 7q sinθ 5 ；b 外z 的X坐标为L 7z cosθ 6 ，Y坐标为L 7z sinθ 6；步骤3：求解对外侧驱动机构参数，其中已知量包括：a、铰接点a 内 的坐标 b、铰接点c 内 的巡航位置坐标 c、铰接点c 内 的起飞位置坐标 d、铰接点c 内 的着陆位置坐标 e、向量 在机构平面内的投影与水平线的夹角θ m ；i为柱铰B轴线上的一点；约束条件为：内侧杆B在巡航、起飞、着陆状态下的长度L 8 ＝L 8q ＝L 8z ；柱铰B轴线上的一点i到铰接点a 内 的距离L m 保持不变；求解内侧杆A在巡航、起飞、着陆状态下的长度，三种状态下长度相等；内侧杆A的起飞位置偏角θ 2 ，铰接点b 内 的巡航、起飞、着陆位置b 内 、b 内 q，b 内 z；区别于外侧驱动机构参数求解，内侧驱动机构参数求解还包括L m 以及点i到内侧杆A运动平面的距离Z m ，以及点i坐标求解方法为：通过上述求得L m 以及Z m ，进一步即可求得点i坐标为(L m cosθ m ，L m sinθ m ，Z m )；步骤4：求解两侧支撑机构参数，其中已知量包括：a、内侧支撑机构已知量：等效柱铰A的巡航、起飞、着陆位置；铰接点f 内 的Z轴坐标 约束条件：连杆A巡航、起飞、着陆位置长度相等；求解f 内 的X、Y轴坐标 和 以及等效柱铰A轴线上的一点j的坐标求解方法为：设等效柱铰A巡航位置指向起飞位置的向量为(u1 x ,u1 y ,u1 z )，等效柱铰A巡航位置指向着陆位置的向量为(u2 x ,u2 y ,u2 z )，等效柱铰A巡航位置和起飞位置连线的中点坐标为(mid1 x ,mid1 y ,mid1 z )，等效柱铰A巡航位置与着陆位置连线的中点坐标为(mid2 x ,mid2 y ,mid2 z )，建立如下方程组，求解 和 以铰接点f 内 为原点建立球面坐标系，等效柱铰A的处于巡航、起飞、着陆三个位置时，其轴线上的一点j分别为点j、点jq、点jz在同一个球面上，因此可以用未知角度α 1 、α 2 、α 3 、β 1 、β 2 、β 3 以及未知半径r共7个未知数可分别表示点j、jq、jz：点j：(rcosα 1 cosβ 1 ,rcosα 1 sinβ 1 ,rsinβ 1 )点jq：(rcosα 2 cosβ 2 ,rcosα 2 sinβ 2 ,rsinβ 2 )点jz：(rcosα 3 cosβ 3 ,rcosα 3 sinβ 3 ,rsinβ 3 )由于点j与襟翼间的距离在运动过程中保持固定不变，因此也满足位移矩阵[D q ]和[D z ]的约束，即：[X jq Y jq Z jq 1] T ＝[D q ][X j Y j Z j 1] T[X jz Y jz Z jz 1] T ＝[D z ][X j Y j Z j 1] T )共6个方程，给定r的值，小于连杆B的长度，即可求解出点j的所有坐标；b、外侧支撑机构已知量：等效柱铰B的巡航、起飞、着陆位置；铰接点f 内 的Z坐标 约束条件：连杆B巡航、起飞、着陆位置长度相等；求解f 外 的X、Y轴坐标 和 以及等效柱铰B轴线上的一点k的坐标；求解方法与内侧支撑机构求解方法相同。