飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法

1.本发明涉及机械设计与计算机软件技术领域，特别是一种飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法。

背景技术：

2.半堵塞式飞机舱门在关闭时可以通过舱体内部增压而保持舱门气密性，开启后又可移至机身外部而不占用机体内部空间，因而被广泛应用于民航飞机上。该类型飞机舱门的动作实现，主要通过凸轮四杆机构来完成。
3.平面铰链四杆机构是平面四杆机构的基本形式，而其他类型和结构形式的四杆机构都可以认为是铰链四杆机构的演化形式。基于不同机架的选择，平面铰链四杆机构在设计中会有不同的轨迹综合。在以铰接点为机架的舱门工况中，平面铰链四杆机构会产生两个自由度，以此为基础引入凸轮机构来限制舱门机构自由度，使设计成品具有确定的运动，以满足设计需求。凸轮机构的引入也使得整个舱门机构的结构更加紧凑，凸轮曲线槽只需要很小的空间即可引导四杆机构完成规定动作。
4.半堵塞式飞机舱门需要经过“平移”、“翘起”、“旋转”三个阶段才能实现开门动作，所以凸轮四杆机构的凸轮曲线槽也被分为三段。如果凸轮四杆机构在设计中对凸轮曲线槽的运动学分析和设计精度考虑的不够，将会导致凸轮曲线槽存在设计缺陷，尤其是两两阶段之间的曲线过渡。这些缺陷在之后的运行过程中会严重影响舱门机构的运动学和动力学特性，大大降低舱门运动功能可靠性，轻则会让飞机舱门在使用过程中产生运动的不规律性或者卡滞，重则对舱门机构整体产生破坏，甚至造成严重的安全事故和经济损失。

技术实现要素：

5.为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的是提供一种飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，本发明可辨识凸轮四杆机构凸轮曲线槽在设计过程中的设计缺陷并提出修复办法，以提高舱门凸轮四杆机构的运动功能可靠性。
6.为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，包括以下步骤：
7.步骤1、建立舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，根据舱门各阶段的运动状态，建立舱门机构相关设计参数中主要参数间的映射关系，完成凸轮曲线槽的初始设计；
8.步骤2、对凸轮曲线槽运动功能可靠性失效进行故障树分析，到影响凸轮曲线槽运动功能可靠性的主要指标，建立设计参数与飞机舱门机构运动功能可靠性主要指标间的功能函数，推导出极限状态方程，完成确定性分析；
9.步骤3、通过对极限状态位置的运动功能可靠性分析，得出凸轮曲线槽机构在极限位置时，满足运动功能可靠性要求所需要的主要指标偏差值，计算基于舱门机构运动功能可靠性的运动学参数许用值；
10.步骤4、基于飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型，以是否满足运动学参数指
标为判断条件，在全局范围内辨识模型中运动功能可靠性失效的点，选取缺陷段进行修复，并在缺陷修复完成后将优化后的函数模型代入舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，输出修复完成后的凸轮曲线槽模型。
11.作为本发明的进一步改进，在步骤1中，认定舱门机构投入运行后仍可调节的参数为次要参数，认定实现舱门预期运动的指示参数为主要参数。
12.作为本发明的进一步改进，在步骤3中，对极限状态位置的运动功能可靠性分析采用数值模拟分析方法；所述数值模拟分析方法为monte carlo数值模拟法。
13.作为本发明的进一步改进，在步骤4中，对凸轮曲线槽模型的修复具体包括：
14.以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性运动学参数指标为目标函数，优化主要参数与凸轮曲线槽的映射模型，进而修复凸轮四杆机构凸轮曲线槽的设计缺陷。
15.作为本发明的进一步改进，所述飞机舱门机构包括凸轮曲线槽机构、第一主动杆、舱门本体、第三从动杆、第四从动杆和凸轮滚子，所述第一主动杆的一端铰链作为机架，固连于凸轮曲线槽机构所在的飞机门轴上，第一主动杆另一端铰链与舱门本体连接，第三杆从动杆一端与舱门本体连接，第三杆从动杆另一端末端安装有所述凸轮滚子，凸轮滚子与所述凸轮曲线槽相接触，第三杆从动杆中间有铰链与第四杆从动杆的一端连接，第四杆从动杆另一端与机架铰链相连，第一主动杆、第三杆从动杆、第四杆从动杆与舱门本体构成凸轮四杆机构。
16.作为本发明的进一步改进，所述步骤1具体如下：
17.基于舱门凸轮四杆机构的设计参数示意图，利用复矢量法，求得凸轮曲线槽的理论轮廓线与设计参数间的映射模型：
18.e(xe,ye)＝(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θi)
19.其中，xe,ye为凸轮滚子所在点e点的坐标值，l1为第一主动杆的杆长，l2为第一主动杆和第三杆从动杆在舱门本体上连接点之间的距离，l3为第三杆从动杆和第四杆从动杆的铰链点与第三杆从动杆在舱门本体上连接点之间的距离，l4为第四杆从动杆的杆长，l5为第三杆从动杆和第四杆从动杆的铰链点与凸轮滚子之间的距离；θ1,θ2,θ3,θ
x
为各杆间的夹角，其中θ1对应的是l1与l4之间的夹角，θ2对应的是l3与l1之间的夹角，θ3对应的是l1与l2之间夹角的补角，θ
x
为l1与机架水平线的夹角，θi为实现舱门预期运动的指示角度；
20.通过对映射模型的分析可知，各杆间夹角为影响理论轮廓线坐标的重要参数，其中若以第一主动杆与机架水平线的夹角θ
x
为主要设计参数，则θ1,θ2,θ3可通过四杆关系和舱门预期运动指示角度θi联立求得；此时，凸轮曲线槽机构的运动输入和输出可由运动方程描述：
21.c
eq
＝(θ
x
,θi)
22.根据曲面簇包络理论，求得凸轮曲线槽的实际轮廓线与设计参数间的映射模型：
[0023][0024]
其中，x,y为凸轮滚子在e点时的内外包络线的坐标值，为e点坐标值对θ
x
的导数，r为滚子半径，式中：
[0025][0026]
其中，可通过凸轮曲线槽机构的运动输入和输出运动方程c
eq
求导求得；
[0027]
从而，舱门曲线槽机构的理论轮廓线与实际轮廓线均由运动方程c
eq
＝(θ
x
,θi)确定。
[0028]
作为本发明的进一步改进，在步骤2中，根据舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，建立主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的功能函数：
[0029]
z＝[δα δρ δa]
t
[0030]
其中，δα，δρ，δa，分别为影响舱门运动功能可靠性的三个运动学参数，即压力角、曲率和加速度的输出误差向量，式中：
[0031]
δα＝α
*-α
[0032]
δρ＝ρ
*-ρ
[0033]
δa＝a
*-a
[0034]
其中，α
*
，ρ
*
，a
*
分别为许用压力角、许用曲率和许用加速度，α，ρ，a分别为舱门凸轮四杆机构的实际压力角、实际曲率和实际加速度，式中：
[0035][0036][0037][0038]
作为本发明的进一步改进，在步骤2中，根据飞机舱门机构运动功能可靠性的功能函数和凸轮曲线槽机构的设计参数映射模型，可以得出可靠性指标的极限值和极限状态时机构所处的状态与位置；在步骤3中，分别在极限状态下对飞机舱门机构的主要可靠性指标进行可靠性分析，设飞机舱门的设计参数在满足运动功能可靠性指标的前提下，存在一个偏差值ε，则可靠性功函数可改写为：
[0039]
z＝[z
α z
ρ za]
t
[0040]
其中：
[0041]zα
＝α
*-α-ε
α
[0042]zρ
＝ρ
*-ρ-ε
ρ
[0043]
za＝a
*-a-εa[0044]
功能函数的分布情况与设计参数有关，即满足：
[0045]
z＝g(x)＝g(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θi,ε)
[0046]
则极限状态方程g(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θi,ε)＝0将机构的设计参数变量分为失效区域和可靠区域两部分；则飞机舱门运动功能可靠性的失效域为：
[0047]
f＝{x:g(x)≤0}
[0048]
运动功能可靠性失效域指示函数if(x)可表示为：
[0049][0050]
依据设计参数的分布形式和数值，根据monte carlo可靠性分析方法，将n组随机向量样本代入功能函数的极限状态方程，最终可求得失效概率估计值：
[0051][0052]
作为本发明的进一步改进，在步骤4中，将舱门本体的平移、翘起、旋转三个阶段凸轮槽映射模型的输出参数代入到主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型中，以是否满足运动学参数指标为判断条件，在全局范围内搜索和辨识运动功能可靠性失效的点，并标定为运动功能可靠性的失效点。
[0053]
作为本发明的进一步改进，步骤4中，对凸轮曲线槽机构设计中存在的运动功能可靠性设计缺陷进行修复具体如下：
[0054]
选取凸轮曲线槽机构设计中缺陷点密集发生处所在的曲线段为需要修复段，提取修复段首尾的主要设计参数作为约束条件的一部分，以实现原有的预期运动条件；
[0055]
以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性的运动学参数指标为目标函数，考虑各项约束条件，采用智能算法得到预期运动条件下满足设计要求的函数模型，进而修复凸轮曲线槽机构设计中存在的设计缺陷；
[0056]
作为目标函数的运动学参数指标可以用当前压力角，曲率和加速度的向量范数‖α‖
∞
，‖ρ‖
∞
，‖a‖
∞
,来表达；
[0057]
其中，所述目标函数为：
[0058][0059]
本发明的有益效果是：
[0060]
本发明可在凸轮曲线槽设计过程中辨识曲线槽的设计缺陷，综合考虑舱门机构运动功能可靠性和预期动作的完成，通过优化设计参数来修复缺陷，以满足飞机舱门运动功能可靠性的要求。
附图说明
[0061]
图1为本发明实施例缺陷辨识与修复方法的具体流程图；
[0062]
图2为本发明实施例中舱门凸轮四杆机构的三维实体模型图；
[0063]
图3为本发明实施例中舱门凸轮四杆机构的设计参数示意图；
[0064]
图4为本发明实施例中凸轮曲线槽机构的三个运动阶段示意图；
[0065]
图5为本发明实施例中故障树(fta)分析图；
[0066]
图6为本发明实施例中飞机舱门机构凸轮槽初始设计曲线图；
[0067]
图7为本发明实施例中飞机舱门机构凸轮槽初始设计缺陷辨识图；
[0068]
图8为本发明实施例中飞机舱门机构凸轮槽优化设计曲线图；
[0069]
图9为本发明实施例中飞机舱门机构凸轮槽设计曲线压力角对比图；
[0070]
图10为本发明实施例中飞机舱门机构凸轮槽设计曲线曲率半径对比图；
[0071]
图11为本发明实施例中飞机舱门机构凸轮槽设计曲线加速度对比图。
[0072]
附图标记：
[0073]
1、凸轮曲线槽机构，2、第一主动杆，3、舱门本体，4、第三从动杆，5、第四从动杆，6、凸轮滚子。
具体实施方式
[0074]
下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0075]
实施例
[0076]
如图1所示，一种飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，具体包括：
[0077]
首先建立舱门机构设计参数与凸轮曲线槽之间的数学映射模型，根据飞机舱门的预期输出动作完成凸轮曲线槽的初始设计模型。接着根据对舱门相关事故报告和文献的分析，以凸轮槽曲线运动功能失效为顶事件，进行自上而下的故障树分析(fta)，到影响凸轮曲线槽运动功能可靠性的主要指标，以建立主要设计参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型，其中，舱门机构相关设计参数中，认定舱门机构投入运行后仍可调节的参数为次要参数(如舱门杆长条件)，认定实现舱门预期运动的指示参数(各杆间夹角)为主要参数。通过对极限状态位置的运动功能可靠性分析，得到基于舱门机构运动功能可靠性的运动学参数许用值，基于该许用值在初始设计的全局范围内辨识运动功能可靠性失效的点。如果辨识出凸轮曲线槽机构存在运动功能可靠性失效的点，则选取该缺陷点所在的运动段进行修复。以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性的运动学参数指标为目标函数，考虑各项约束条件，采用智能算法计算得到使得预期输出动作满足设计指标要求，且运动功能可靠的参数组合，进而修复凸轮曲线槽机构设计中存在的设计缺陷。
[0078]
用于修复设计缺陷的智能算法可以是遗传算法、粒子优化算法还可以是其它智能优化算法。
[0079]
下面以图2所示的飞机舱门凸轮四杆机构凸轮曲线槽机构对本实施例作进一步的说明：
[0080]
图2中的凸轮曲线槽机构包括凸轮曲线槽机构1、第一主动杆2、舱门本体3、第三从
动杆4、第四从动杆5和凸轮滚子6。所述凸轮四杆机构第一主动杆2一端铰链作为机架，固连于凸轮曲线槽机构1所在的飞机门轴上，第一主动杆2另一端铰链与舱门本体3连接，第三杆从动杆4一端与舱门本体3连接，第三杆从动杆4另一端末端安装有所述凸轮滚子6，凸轮滚子6与所述凸轮曲线槽1相接触，第三杆从动杆4中间有铰链与第四杆从动杆5的一端连接，第四杆从动杆5另一端与机架铰链相连，第一主动杆2、第三杆从动杆4、第四杆从动杆5与舱门本体构成凸轮四杆机构。
[0081]
对图2中的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复包括：
[0082]
1、建立舱门机构设计参数与凸轮曲线槽之间的数学映射模型：
[0083]
如图3所示，基于舱门凸轮四杆机构的设计参数示意图，利用复矢量法，求得凸轮曲线槽的理论轮廓线与设计参数间的映射模型：
[0084]
e(xe,ye)＝(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θi)
[0085]
其中，xe,ye为e点坐标值，l1,l2,l3,l4,l5分别为凸轮四杆机构的各杆长，θ1,θ2,θ3,θ
x
为各杆间的夹角，θi为实现舱门预期运动的指示角度。
[0086]
通过对映射模型的分析可知，各杆间夹角为影响理论轮廓线坐标的重要参数，其中若以第一杆与机架水平线的夹角θ
x
为主要设计参数，则θ1,θ2,θ3可通过四杆关系和舱门预期运动指示角度θi联立求得。此时，凸轮曲线槽机构的运动输入和输出可由运动方程描述：
[0087]ceq
＝(θ
x
,θi)
[0088]
根据曲面簇包络理论，求得凸轮曲线槽的实际轮廓线与设计参数间的映射模型：
[0089][0090]
其中，x,y为凸轮在e点时的内外包络线的坐标值，为e点坐标值对θ
x
的导数，r为滚子半径，式中：
[0091][0092]
其中，其中，可通过凸轮曲线槽机构的运动输入和输出运动方程c
eq
求导求得。
[0093]
综上，舱门曲线槽机构的理论轮廓线与实际轮廓线均由运动方程c
eq
＝(θ
x
,θi)确定。
[0094]
半堵塞式飞机舱门需要经过“平移”、“翘起”、“旋转”三个阶段才能实现开门动作，如图4所示，凸轮四杆机构的凸轮曲线槽也被分为三段，根据每个阶段舱门的预期输出动作，即可完成对飞机舱门机构的初始设计。
[0095]
2、建立主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型：
[0096]
根据对舱门相关事故报告和文献的分析，如图5所示，以凸轮槽曲线运动功能失效为顶事件，进行自上而下的故障树分析，到影响凸轮曲线槽运动功能可靠性的主要指标。
[0097]
根据舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，建立主要参数与飞机舱门机构
运动功能可靠性的映射模型：
[0098]
z＝[δα δρ δa]
t
[0099]
其中，δα，δρ，δa，分别为影响舱门运动功能可靠性的三个运动学参数，即压力角、曲率和加速度的输出误差向量，式中：
[0100]
δα＝α
*-α
[0101]
δρ＝ρ
*-ρ
[0102]
δa＝a
*-a
[0103]
其中，α
*
，ρ
*
，a
*
分别为许用压力角、许用曲率和许用加速度，α，ρ，a分别为舱门凸轮四杆机构的实际压力角、实际曲率和实际加速度，式中：
[0104][0105][0106][0107]
接着，根据飞机舱门机构运动功能可靠性的功能函数和凸轮曲线槽机构的设计参数映射模型，得出可靠性指标的极限值和极限状态时机构所处的状态与位置。
[0108]
3、通过对极限状态位置的运动功能可靠性分析，计算基于舱门机构运动功能可靠性的运动学参数许用值。
[0109]
在极限状态下对飞机舱门机构的主要可靠性指标进行可靠性分析，设飞机舱门的设计参数在满足运动功能可靠性指标的前提下，存在一个偏差值ε，则可靠性功函数可改写为：
[0110]
z＝[z
α z
ρ za]
t
[0111]
其中：
[0112]zα
＝α
*-α-ε
α
[0113]zρ
＝ρ
*-ρ-ε
ρ
[0114]
za＝a
*-a-εa[0115]
功能函数的分布情况与设计参数有关，即满足：
[0116]
z＝g(x)＝g(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θi,ε)
[0117]
则极限状态方程g(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θi,ε)＝0将机构的设计参数变量分为失效区域和可靠区域两部分。则飞机舱门运动功能可靠性的失效域为：
[0118]
f＝{x:g(x)≤0}
[0119]
运动功能可靠性失效域指示函数if(x)可表示为：
[0120][0121]
依据设计参数的分布形式和数值，根据monte carlo可靠性分析方法，将n组随机向量样本代入功能函数的极限状态方程，最终可求得失效概率估计值：
[0122][0123]
接着，将凸轮槽机构在极限位置时所需求的可靠性指标代入到可靠性分析方法中，即可求出许用指标与实际满足可靠性指标的偏差值ε，则基于运动功能可靠性下的优化许用值为：
[0124]
αo＝α
*
+ε
α
[0125]
ρo＝ρ
*
+ε
ρ
[0126]ao
＝a
*
+εa[0127]
4、对凸轮曲线槽机构设计中存在的运动功能可靠性设计缺陷进行辨识和修复：
[0128]
将“平移”、“翘起”、“旋转”三个阶段凸轮槽映射模型的输出参数代入到主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型中，在全局范围内搜索和辨识运动功能可靠性失效的点。通过比较各运动学参数优化许用值与实际运动学参数的大小，搜寻凸轮槽机构设计中的缺陷点，并标定为运动功能可靠性的失效点。
[0129]
为了提高修复效率，同时考虑到缺陷点的连续性，选取凸轮槽机构设计中缺陷点密集发生处所在的曲线段为需要修复段，提取修复段首尾的主要设计参数作为约束条件的一部分，以实现原有的预期运动条件。
[0130]
以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性的运动学参数指标为目标函数，考虑各项约束条件，采用智能算法得到预期运动条件下满足设计要求的函数模型，进而修复凸轮曲线槽机构设计中存在的设计缺陷。
[0131]
作为目标函数的运动学参数指标可以用当前压力角，曲率和加速度的向量范数‖α‖
∞
，‖ρ‖
∞
，‖a‖
∞
,来表达。
[0132]
综上，所述目标函数为：
[0133][0134]
下面对本实施例进行验证：
[0135]
根据图1设计缺陷辨识与修复流程，某飞机舱机构的设计出参数如下表1所示，要求舱门开门时，第一主动杆与飞机本体的夹角在平移段的活动范围为0-20度；在翘起段时，第一主动杆与飞机本体的最大翘起角度可以达到35度；在开门段终，飞机舱门最终外开可
以使舱门与飞机本体保持平行。
[0136][0137]
表1
[0138]
根据舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型之间的数学映射模型，求得凸轮曲线槽的初始设计模型如图6所示。
[0139]
基于凸轮曲线槽运动功能可靠性的失效的故障树分析，到影响凸轮曲线槽运动功能可靠行的主要指标为压力角、曲率和加速度。建立设计参数与飞机舱门机构运动功能可靠性主要指标间的功能函数，推导出极限状态方程，完成确定性分析。
[0140]
通过对极限状态位置的运动功能可靠性分析，得出凸轮曲线槽机构在极限位置时，满足运动功能可靠性要求所需要的主要指标偏差值，计算基于舱门机构运动功能可靠性的运动学参数许用值。
[0141]
接着基于飞机舱门运动功能可靠性的映射模型，以是否满足运动功能可靠性的运动学参数指标为判断条件，在初始设计的全局范围内辨识运动功能可靠性失效的点，辨识结果如图7所示。
[0142]
根据辨识结果，发现运动功能可靠性失效的点主要集中在翘起段的最大翘起角度附近。因此在翘起段，以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性的运动学参数指标为目标函数，考虑各项约束条件，采用智能算法得到预期运动条件下满足设计要求的函数模型，进而对翘起段运动功能可靠性失效的点进行缺陷修复，最终修复结果如图8所示。
[0143]
基于最终的修复结果，修复前后翘起段的压力角、曲率和加速度的对比图如图9、图10和图11所示。
[0144]
以上所述实施例仅表达了本发明的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

技术特征：

1.一种飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，根据舱门各阶段的运动状态，建立舱门机构相关设计参数中主要参数间的映射关系，完成凸轮曲线槽的初始设计；步骤2、对凸轮曲线槽运动功能可靠性失效进行故障树分析，到影响凸轮曲线槽运动功能可靠性的主要指标，建立设计参数与飞机舱门机构运动功能可靠性主要指标间的功能函数，推导出极限状态方程，完成确定性分析；步骤3、通过对极限状态位置的运动功能可靠性分析，得出凸轮曲线槽机构在极限位置时，满足运动功能可靠性要求所需要的主要指标偏差值，计算基于舱门机构运动功能可靠性的运动学参数许用值；步骤4、基于飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型，以是否满足运动学参数指标为判断条件，在全局范围内辨识模型中运动功能可靠性失效的点，选取缺陷段进行修复，并在缺陷修复完成后将优化后的函数模型代入舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，输出修复完成后的凸轮曲线槽模型。2.根据权利要求1所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，在步骤1中，认定舱门机构投入运行后仍可调节的参数为次要参数，认定实现舱门预期运动的指示参数为主要参数。3.根据权利要求1或2所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，在步骤3中，对极限状态位置的运动功能可靠性分析采用数值模拟分析方法；所述数值模拟分析方法为monte carlo数值模拟法。4.根据权利要求3所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，在步骤4中，对凸轮曲线槽模型的修复具体包括：以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性运动学参数指标为目标函数，优化主要参数与凸轮曲线槽的映射模型，进而修复凸轮四杆机构凸轮曲线槽的设计缺陷。5.根据权利要求1或4所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，所述飞机舱门机构包括凸轮曲线槽机构、第一主动杆、舱门本体、第三从动杆、第四从动杆和凸轮滚子，所述第一主动杆的一端铰链作为机架，固连于凸轮曲线槽机构所在的飞机门轴上，第一主动杆另一端铰链与舱门本体连接，第三杆从动杆一端与舱门本体连接，第三杆从动杆另一端末端安装有所述凸轮滚子，凸轮滚子与所述凸轮曲线槽相接触，第三杆从动杆中间有铰链与第四杆从动杆的一端连接，第四杆从动杆另一端与机架铰链相连，第一主动杆、第三杆从动杆、第四杆从动杆与舱门本体构成凸轮四杆机构。6.根据权利要求5所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，所述步骤1具体如下：基于舱门凸轮四杆机构的设计参数示意图，利用复矢量法，求得凸轮曲线槽的理论轮廓线与设计参数间的映射模型：e(x
e
,y
e
)＝(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θ
i
)其中，x
e
,y
e
为凸轮滚子所在点e点的坐标值，l1为第一主动杆的杆长，l2为第一主动杆和第三杆从动杆在舱门本体上连接点之间的距离，l3为第三杆从动杆和第四杆从动杆的铰链
点与第三杆从动杆在舱门本体上连接点之间的距离，l4为第四杆从动杆的杆长，l5为第三杆从动杆和第四杆从动杆的铰链点与凸轮滚子之间的距离；θ1,θ2,θ3,θ
x
为各杆间的夹角，其中θ1对应的是l1与l4之间的夹角，θ2对应的是l3与l1之间的夹角，θ3对应的是l1与l2之间夹角的补角，θ
x
为l1与机架水平线的夹角，θ
i
为实现舱门预期运动的指示角度；通过对映射模型的分析可知，各杆间夹角为影响理论轮廓线坐标的重要参数，其中若以第一主动杆与机架水平线的夹角θ
x
为主要设计参数，则θ1,θ2,θ3可通过四杆关系和舱门预期运动指示角度θ
i
联立求得；此时，凸轮曲线槽机构的运动输入和输出可由运动方程描述：c
eq
＝(θ
x
,θ
i
)根据曲面簇包络理论，求得凸轮曲线槽的实际轮廓线与设计参数间的映射模型：其中，x,y为凸轮滚子在e点时的内外包络线的坐标值，为e点坐标值对θ
x
的导数，r为滚子半径，式中：其中，可通过凸轮曲线槽机构的运动输入和输出运动方程c
eq
求导求得；从而，舱门曲线槽机构的理论轮廓线与实际轮廓线均由运动方程c
eq
＝(θ
x
,θ
i
)确定。7.根据权利要求6所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，在步骤2中，根据舱门机构设计参数与凸轮曲线槽的映射模型，建立主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的功能函数：z＝[δα δρ δa]
t
其中，δα，δρ，δa，分别为影响舱门运动功能可靠性的三个运动学参数，即压力角、曲率和加速度的输出误差向量，式中：δα＝α
*-αδρ＝ρ
*-ρδa＝a
*-a其中，α
*
，ρ
*
，a
*
分别为许用压力角、许用曲率和许用加速度，α，ρ，a分别为舱门凸轮四杆机构的实际压力角、实际曲率和实际加速度，式中：
8.根据权利要求7所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，在步骤2中，根据飞机舱门机构运动功能可靠性的功能函数和凸轮曲线槽机构的设计参数映射模型，可以得出可靠性指标的极限值和极限状态时机构所处的状态与位置；在步骤3中，分别在极限状态下对飞机舱门机构的主要可靠性指标进行可靠性分析，设飞机舱门的设计参数在满足运动功能可靠性指标的前提下，存在一个偏差值ε，则可靠性功函数可改写为：z＝[z
α z
ρ z
a
]
t
其中：z
α
＝α
*-α-ε
α
z
ρ
＝ρ
*-ρ-ε
ρ
z
a
＝a
*-a-ε
a
功能函数的分布情况与设计参数有关，即满足：z＝g(x)＝g(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θ
i
,ε)则极限状态方程g(l1,l2,l3,l4,l5,θ1,θ2,θ3,θ
x
,θ
i
,ε)＝0将机构的设计参数变量分为失效区域和可靠区域两部分；则飞机舱门运动功能可靠性的失效域为：f＝{x:g(x)≤0}运动功能可靠性失效域指示函数i
f
(x)可表示为：依据设计参数的分布形式和数值，根据monte carlo可靠性分析方法，将n组随机向量样本代入功能函数的极限状态方程，最终可求得失效概率估计值：9.根据权利要求8所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，在步骤4中，将舱门本体的平移、翘起、旋转三个阶段凸轮槽映射模型的输出参数代入到主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型中，以是否满足运动学参数指标为判断条件，在全局范围内搜索和辨识运动功能可靠性失效的点，并标定为运动功能可靠性的失效点。10.根据权利要求9所述的飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，其特征在于，步骤4中，对凸轮曲线槽机构设计中存在的运动功能可靠性设计缺陷进行修复具体如下：
选取凸轮曲线槽机构设计中缺陷点密集发生处所在的曲线段为需要修复段，提取修复段首尾的主要设计参数作为约束条件的一部分，以实现原有的预期运动条件；以主要参数与舱门预期动作输出角度的函数关系为自变量，以满足运动功能可靠性的运动学参数指标为目标函数，考虑各项约束条件，采用智能算法得到预期运动条件下满足设计要求的函数模型，进而修复凸轮曲线槽机构设计中存在的设计缺陷；作为目标函数的运动学参数指标可以用当前压力角，曲率和加速度的向量范数‖α‖
∞
，‖ρ‖
∞
，‖a‖
∞
,来表达；其中，所述目标函数为：

技术总结

本发明公开了一种飞机舱门机构运动功能可靠性设计缺陷的辨识与修复方法，包括：建立舱门机构设计参数与凸轮曲线槽之间的数学映射模型，对凸轮曲线槽运动功能可靠性失效进行故障树分析(FTA)，到影响凸轮曲线槽运动功能可靠性的主要指标；建立主要参数与飞机舱门机构运动功能可靠性的映射模型，推导出极限状态方程；通过对极限状态位置的运动功能可靠性分析，计算基于舱门机构运动功能可靠性的运动学参数许用值；对凸轮曲线槽机构设计中存在的运动功能可靠性设计缺陷进行辨识和修复；本发明提高了舱门凸轮四杆机构的运动功能可靠性。明提高了舱门凸轮四杆机构的运动功能可靠性。明提高了舱门凸轮四杆机构的运动功能可靠性。