1 引言随着航空工业的发展，设计人员对CAD/CAE/CAM的进一步认识，越来越发现原有的设计系统难以满足企业的求。

现在很多新飞机的设计都是在原来类似产品基础之上开展的，在飞机的更新和升级阶段，大多时候都是在老飞机上加上某些新功能，设计者不得不重新对飞机进行设计，而在这个过程中，设计者需要对原有产品特征再次设计，并在其上稍作改进，这种设计过程不仅消耗大量的人力物力，而且不利新产品的快速开发。

因此，将通用件零件库的应用，将设计人员成功设计的经验存储到数据库进行模板化，同时允许设计人员能够对库进行设计参数的扩从和修改，这样能够在通用件的设计上提供不少便利，从提高设计效率，缩短研发周期，节省资源去开发其他的产品[1]。

在这种趋势下，标准零件库就应运而生了，现在的三维软件都具备参数化的设计模块，及程序开发接口，为二次开提供了可能。

CATIA内部附带了一些零件库，如螺钉，键，销等，他们都是以catalog形式录入零件模板和数据库中的，这些零件大多用在产品的装配过程中，又CATIA原始开发商开发软件时录入。

对于不同的行业，产品的差异性比较大，甚至同行业不同企业之间的产品也有差异。

对与每个企业，在产品设计过程中难免需要进行反复设计、验证及修改，如果每次都要重新设计，这样就会浪费大量的公司资源，拉长产品研发周期，因此每个企业有必要根据自身产品的特征建立相关的通用件、常用件零件库，以提高企业的设计效率[2]。

传统的翼肋设计是根据设计要求确定翼肋的类型、型号；然后进行结构设计；再完成强度、刚度等校核；最后在CATIA中建模。

在这个过程中，需要人工查阅相关手册，完成各种校核，每次设计都需要重复建模，不仅费时费力，还很难保证设计的精确性。

通过机翼翼肋零件库的设计，可以根据设计要求自动查询符合条件的翼肋型号和相关信息，能够实现强度、刚度自动校核，并且自动在CATIA中生成三维模型，解决了传统设计中存在的重复建模、设计效率低的问题，提高了产品数字化设计制造水平，缩短产品研发周期，大大节省研发成本，所以本课题选题是有意义的。

毕业设计是对大学四年的习成果的验证，通过本次设计能充分地调用大学期间所学的各方面知识来解决具体问题，也为以后的工作做好准备。

2 机翼翼肋简介2.1 翼肋分类翼肋是机翼结构中的重要部件之一，有不同的分类方法：按受力大小可分为普通肋和加强肋。

按密封性可分为密封肋、半密封肋和非密封肋。

按构造形式可分为铆接肋、桁架肋和整体肋。

在铆接肋中又分为缘条、腹板和立柱铆接肋及板弯腹板开孔肋。

本次设计中翼肋按照受力大小进行分类，常见翼肋结构如图2.1所示。

图2.1 常见翼肋结构图2.2 用途及受力分析2.2.1 翼肋用途（1）把气动压力和吸力及集中载荷的方向转换成壁板和翼梁自身平面方向的作用。

即把载荷扩散到翼盒，用壁板和梁腹板的内力来平衡；（2）维持机翼气动力外形，使机翼在气动力的作用下不会有明显的变形；（3）对壁板受载提供支撑，翼肋的弯曲刚度和扭转刚度直接影响肋端对壁板的支持系数C，从而决定着壁板总体失稳临界应力；（4）翼肋与翼梁一起可安装和悬挂襟翼、副翼、缝翼、阻流板、扰流板和起落架；（5）端肋可为整体油箱提供密封。

普通肋的功用为：构成并保持规定的翼型，把蒙皮和桁条传过来的局部空气动力传递给翼梁腹板，而把局部空气动力形成的扭矩通过铆钉以剪流的形式传递给蒙皮；支撑蒙皮、桁条、翼梁腹板，提高他们的稳定性等。

加强肋除了上述的作用外，还要承受和传递较大的集中载荷；在开口边缘处的加强肋则要把扭矩集中起来传给翼梁[3]。

2.2.2 翼肋承受载荷（1）外部载荷：承受和传递翼面气动吸力和压力[4]，见图2.2。

（2）惯性载荷：燃油、结构、设备、外挂物的惯性载荷；（3）压皱载荷：当机翼受弯曲载荷时，整体机翼发生弯曲，并在翼肋上产生向内的作用载荷，见图2.3。

（4）再分配载荷：机翼上的空气动力载荷、翼梁和壁板上的载荷由翼肋再分配（5）支撑压缩和剪切载荷作用下的壁板载荷；图2.2 翼肋将载荷传给蒙皮和翼梁腹板图2.3 机翼弯曲翼肋受压皱载荷（6）来自翼面蒙皮张力场载荷，当机翼蒙皮在对角张力场中翘曲时，翼肋缘条像翼梁加强梁腹板那样起抗压构件作用；（7）双梁机翼翼肋受剪力[5][6]和弯矩见图2.4。

图2.4 翼肋受弯矩和剪力图2.2.3 翼肋承载方式（1）在桁架式翼肋中，机翼表面载荷和集中载荷作用在桁架各个节点处。

翼肋可作为一个简单的桁架来分析，分布在两接点间翼肋缘条上的载荷，必须全部传递到附近的点上，因此在节点间的横杆受弯曲和压缩或者受弯曲和拉伸共同作用。

（2）在腹板式翼肋中，通常将集中载荷传递到翼盒上，如发动机短舱和发动机重量或起落架等载荷。

（3）在腹板开减轻孔的翼肋中，由腹板、立柱和缘条一起组成完整构件，承受翼肋上的弯曲力矩和剪切载荷。

（4）在整体油箱中的密封肋，必须承受垂直翼肋平面来自燃油的左右晃动或油压等侧向载荷[5]。

2.2.4 翼肋刚度校核（1）翼肋缘条的最低刚度要求：在飞机的桁架肋的设计中，翼肋不仅要满足强度要求，同时还必须满足最低刚度要求。

其最低刚度要求表达式[7][8] 0.1b 44≥⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛L LD EI c π 式中：E —翼肋缘条的材料弹性模量；c I —翼肋缘条的惯性矩；L —翼肋间距；b —桁架肋立柱间距；D —单位弦长额壁板沿展向的弯曲刚度。

（2）局部的气动载荷：翼肋承受机翼表面的空气动力引起的外部载荷，并将这些载荷传递给大梁。

气动载荷的效果等于一个经过翼肋钢心得力矩△i Q 和一个绕刚心的力矩△i τM ，△i τM 会引起翼肋的扭转，产生一个闭室剪流△qi M ，估算公式[9]为bL Q b q i =∆ii i i ti i F Q F M 2c 2q t ∆=∆=∆ s Q P i ∆=升 式中：b q 为设计翼载荷；b 为翼剖面气动弦长；L 为肋间距；i c 为第i 个剖面上刚心和压心之间的距离；i F 为第i 个翼肋处蒙皮和后梁腹板形成的闭室面积；升P 为作用在肋缘条上的气动载荷； s 为肋缘条长度。

（3）压皱载荷：机翼可以近似为一个薄壁盒形梁结构，机翼在弯曲载荷作用下度翼肋产生内向的作用力，即压皱载荷，见图2.5。

压皱载荷的估算公式[10]为222EI M t h P e c =压 式中：e t 为桁条和蒙皮的等效厚度；c h 为上下壁板中心线的距离；M 为界面处的弯矩；I 为盒形梁截面极惯性矩；E 为材料的弹性模量。

（4）腹板承弯临界失稳力：多盒段在弯曲载荷作用下，为保证墙对蒙皮有足够的支持，因而要求腹板的弯曲失稳应力大于蒙皮失稳应力值。

a cr wb r ,,c σσ≥式中：wb r ,c σ为腹板承弯临界失稳应力；a cr ,σ 为蒙皮失稳应力，222,cr )()1(12ss e s b t E K υπσ-=其中： K 为蒙皮屈曲支持系数，在腹板提供足够支持条件下取4；E 为蒙皮材料弹性模量；e υ为蒙皮材料泊松比；s s b ,t 为蒙皮厚度及闭室宽度。

失稳应力值计算公式如下：）（w w e wb wbcr b t E K )1(1222,υηπσ-= 图2.5 翼肋上的压皱载荷式中：wb K 为腹板弯曲失稳支持系数，对于腹板没有支柱加强下，一般取25；e E υ、腹板材料特性η腹板弯曲塑性修正系数，在弹性屈曲情况下取1；w t 为腹板厚度；w b 为上下蒙皮间距。

3 翼肋建模3.1 建模方法翼肋建模是本次设计的难点，本次设计中建模过程如图3.1所示。

图3.1 建模过程3.1.1 几何建模所谓几何建模就是以几何信息和拓扑信息反映结构体的形状、位置、表现形式等数据的方法进行建模。

利用交互方式将现实物体几何信息输入计算机，并以一定的数据结构存储在计算机中。

几何信息就是指在欧氏空间中的大小、位置和形状，最基本的几何元素是点、直线、面。

拓扑信息即拓扑元素（顶点、边棱线和表面）的数量及其相互间的连接关系。

3.1.2 特征建模特征建模使产品的设计工作不停留在底层的几何信息基础上，而是依据产品的功能要素，如键槽、螺纹孔、均布孔、花键等，起点在比较高的功能模型上。

特征的引用不仅直接体现设计意图，也直接对应着加工方法，以便于进行计算机辅助工艺过程设计并组织生产[11][12]。

（1）特征可分为四类：a.基础特征:包括拉伸、旋转、扫描、放样等类型；b.附加特征:包括抽壳、倒角、筋等；c.操作特征:包括阵列、拷贝、移动等；d.参考特征:包括基准面、基准轴等信息，参考特征只是辅助作用，而不参与三维模型的生成。

（2）实现特征的具体方法如下：a.对于基本形状特征，可以直接采用根据参数建立拓扑、几何信息的方法，如拉伸类特征、旋转类特征、扫描类特征、混合类特征。

这类似于几何造型系统中的基本体元的几何、拓扑结构的建立[13]。

b.对于附加形状特征，尽可能采用局部修改技术直接修改原有的拓扑、几何结构。

c.对不易采用方法b的附加形状特征，尽可能分别构成基本形状特征和附加形状特征。

d.对不易采用方法a、b、c的特征，采用布尔运算实现，但显式操作仍为特征造型而不是布尔运算[14]。

3.1.3 知识建模知识建模为知识的逻辑体系化过程,就是应用知识来解决各种工程问题，自动完成工程中各种繁琐和重复的工作。

知识包括显性化的知识和要求，如设计手册、标准规范和标准数据表文件等。

这次设计运用到的知识是设计手册中翼肋的失稳校核，行业规范中的翼肋定位基准[15]。

3.2 建模过程翼肋设计的知识建模需要将知识的反复使用和重复设计过程相结合，使得翼肋的设计在知识的指导下，缩短设计时间，提高设计质量。

机翼翼肋的总体设计包括参数设计、方案的设计、交互系统设计和力学与结构方面的校核等。

基于知识的机翼翼肋建模过程如下：（1）开发人员首先明确设计任务和技术指标，然后进行技术指标的分解和设计主参数的确定。

设计主参数的确定在总体设计中占据了非常重要的地位，对后续设计起着指导性作用，它是总体设计的纲领，这一过程必须由有着丰富经验的工程师参与[16]。

（2）与传统的设计流程不同的是，在主参数确定后，基于知识的设计中，采用基于实例推理的方法，在设计之初首先进行型号选定，即根据设计主参数寻找与设计要求相近相似产品的设计方案，若没有相似实例，则采用基于实例推理的方法进行新的型号的设计，并创建翼肋的3D模型，得到相关参数；若有相似实例，采用基于规则推理的方法进行修正，进行参数的替换和结构的修改。

（3）在翼肋设计模型出炉后，利用参数化的计算、分析和进行优化设计即翼肋受力的校核。

3.3 以Avistar机翼翼肋为例建模（1）打开profili软件绘制界面，点击Airfoils后点击 Drow interpolated wing ribs ,进入到翼型绘制界面，如图3.2；airfoil name选为Avistar，设置chord（弦长），点半个机翼翼肋的数量，然后点击确定，生成图3.3所示的机翼翼型图。