CN104309813A - 一种直升机尾梁外形设计方法 - Google Patents
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Abstract
一种直升机尾梁外形设计方法，属于直升机理论外形设计技术，涉及一种一体化设计、易于维护的单旋翼带尾桨式直升机尾梁外形设计方法。其特征在于：直升机尾梁外形由后机身过渡型面、尾梁一体化控制型面和尾梁后端面组成，其中，尾梁一体化控制型面由尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计形成；后机身过渡型面是尾梁一体化控制型面与后机身连接的过渡面；尾梁后端面则是尾梁的后部结构面。本发明通过尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计，不仅保证尾梁内部有足够大的装载容积，而且具有重量轻、可维护等优点，此外，尾梁与机身的流线形过渡设计，外形美观大方，同时使机身表面保持良好的气动性能。
Description
技术领域
本发明属于直升机理论外形设计技术，涉及一种一体化设计、易于维护的单旋翼带尾桨式直升机尾梁外形设计方法。
背景技术
单旋翼带尾桨式直升机的尾梁外形设计时，不单要考虑尾梁内部有足够大的装载容积用于布置结构承力件、尾传动轴等部件，还涉及到尾梁表面空气动力性能、重量分配，维护性等多方面因素，需要经过相互协调、综合平衡和重复迭代才能实现。目前，现有单旋翼带尾桨式直升机的尾梁主要存在三种形式：一种是与后机身单纯连接的圆柱或圆锥式管梁，这种形式使得后机身到尾梁的外形变化剧烈，会产生很大的压差阻力，容易引起气流分离，从而影响全机飞行性能和飞行品质，此外，套装在管梁内的尾传动轴不便于后续维护。另一种尾梁与机身光滑过渡连接，改善了机身表面的空气流场，降低气动阻力，气动效率较高，然而这种尾梁内壁布置着用于承受和传递各方向载荷的结构承力件，而套装在结构内的尾传动轴同样存在后续维护不便的缺点。第三种是内部尾传动轴与结构承力件呈独立布置的分段式尾梁，其上部的尾传动轴整流罩可独立打开以便维护，但这种分段式尾梁存在以下问题：(1)由于尾梁蒙皮分段设计，所需蒙皮面积较多， 造成蒙皮增重；(2)尾梁气动面的不光滑连续，容易在飞行时产生紊流，增加上升阻力系数，气动效率低；(3)表面不光滑的尾梁蒙皮难以与后机身平滑过渡，这在前飞状态下会破坏后机身表面的空气流场，影响全机飞行性能。
发明内容
本发明要解决的技术问题：提出一种一体化设计的直升机尾梁外形设计方法，以使全机具有良好的飞行性能，而且外形美观、重量轻、可维护。
本发明的技术方案：一种一体化设计、易于维护的直升机尾梁外形设计方法，将尾梁置于机身后方，并与机身光滑过渡连接，其上的尾传动轴整流罩可以独立打开便于尾传动轴后续维护。
一种直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：
(1)由后机身过渡型面、尾梁一体化控制型面和尾梁后端面组成，其中尾梁一体化控制型面为直升机尾梁的主体部分，由尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计形成；后机身过渡型面是尾梁一体化控制型面与后机身连接的过渡面；尾梁后端面则是尾梁的后部结构面(根据直升机型式确定)。
(2)尾梁一体化控制型面由尾梁结构Ⅰ框控制线、Ⅱ框控制线确定曲面边界范围，其中Ⅰ框控制线是尾梁一体化控制型面与后机身过渡型面的相交线，该控制线的调整将引起尾梁一体化控制型面和后机身过渡型面的变化，可根据尾梁的气动分布，分为Ⅰ框上控制线和Ⅰ框 下控制线，Ⅰ框上控制线是Ⅰ框控制线在尾梁迎风区域的部分，用于控制尾梁迎风区域外形的变化，而Ⅰ框下控制线是Ⅰ框控制线在尾梁背风区域的部分，用于控制尾梁背风区域外形的变化；Ⅱ框控制线是尾梁一体化控制型面与尾梁后端面的相交线，该控制线的调整将引起尾梁一体化控制型面与尾梁后端面的变化，与Ⅰ框类似，Ⅱ框控制线分为Ⅱ上控制线和Ⅱ下控制线。同时，尾梁一体化控制型面又由型面上的六条横向特征空间曲线确定，分别为型面左缘线、维护平台左控制直线、型面上缘线、维护平台右控制直线、型面右缘线和型面下缘线，这六条特征空间曲线均与尾梁结构Ⅰ框控制线、Ⅱ框控制线相交，其中型面左缘线和型面右缘线对称分布在尾梁纵向对称面的两侧，是尾梁迎风区域和背风区域的分界线；维护平台左控制直线和维护平台右控制直线也对称于尾梁纵向对称面的两侧，由尾传动轴的安装平台位置来确定；型面上缘线和型面下缘线则位于尾梁纵向对称面上。
(3)后机身过渡型面是由与尾梁连接的后机身上的上边沿线、下边沿线和尾梁结构Ⅰ框控制线确定空间曲面边界范围，并由过渡型面上的四条特征空间曲线确定，分别为左引导线、上引导线、右引导线和下引导线，其中，上边沿线为后机身迎风区域的边缘线，下边沿线为后机身背风区域的边缘线，左引导线是以尾梁一体化控制型面左缘线和机身左延线为支撑线，并与两线相切的空间曲线，同理，上引导线由型面上缘线和机身上延线构成，右引导线由型面右缘线和机身右延线构成，下引导线由型面下缘线和机身下延线构成。另外，机身左延线和右延线对称分布在尾梁纵向对称面的两侧，是后机身迎风区 域和背风区域的分界线，机身上延线是尾梁纵向对称面和后机身迎风面的相交线，机身下延线是尾梁纵向对称面和后机身背风面的相交线。
(4)尾梁后端面由尾梁结构Ⅱ框控制线、端面特征曲线A确定空间曲面边界范围，其中端面特征曲线A是经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的型面左缘线和型面右缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线；同时尾梁后端面又由型面上的端面特征曲线B确定，而端面特征曲线B也是经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的型面上缘线和型面下缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线。
本发明关键点是：
一体化设计尾梁位于机身后方，且与机身光滑过渡连接，所述尾梁上的尾传动轴整流罩可以独立打开，便于尾传动轴后续维护。
所述的尾梁结构Ⅰ框控制线和Ⅱ框控制线形状可以为圆形、椭圆形、水滴形、核桃形或其他任意凸型封闭曲线。
所述尾梁上的尾传动轴整流罩可以通过铰链或合页件向一侧翻转打开，也可以直接拆卸。
所述的一体化设计尾梁后段可以独立设计，也可以与涵道面或垂尾融合设计。
本发明的有益效果：本发明直升机尾梁外形设计方法，通过尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计，不仅保证尾梁内部有足够大的装载容积，而且具有重量轻、可维护等优点，此外，尾梁与机身 的流线形过渡设计，外形美观大方，同时使机身表面保持良好的气动性能。
附图说明
图1是本发明涉及的尾梁空间坐标系、设计型面以及确定型面表面形状的各曲线示意图；
图2是本发明涉及的尾梁侧视图；
图3是本发明涉及的尾梁俯视图；
图4是本发明涉及的尾梁后视图；
图5是本发明涉及的尾梁示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明所涉及的尾梁外形设计方法做进一步详细说明。
第一步：确定尾传动轴的安装平台位置，并根据尾梁结构的强度要求，确定尾梁结构Ⅰ框控制线(Ⅰ框上控制线1、Ⅰ框下控制线2)和Ⅱ框控制线(Ⅱ框上控制线3、Ⅱ框下控制线4)的形状及其位置。
第二步：考虑尾梁制造要求和尾传动轴维护要求，分别绘制型面左缘线5、维护平台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9、型面下缘线10。
第三步：以Ⅰ框上控制线1、Ⅱ框上控制线3为截面线，以第二步 生成的型面左缘线5、维护平台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9为引导线，生成多截面尾梁一体化控制型面的上表面。
第四步：与第三步类似，以Ⅰ框下控制线2、Ⅱ框下控制线4为截面线，并以型面左缘线5、型面下缘线10、型面右缘线9为引导线，生成多截面尾梁一体化控制型面的下表面。
第五步：确定后机身过渡型面在机身上的空间曲线，分别为上边沿线11和下边沿线12。
第六步：由尾梁一体化控制型面左缘线5和机身左延线b构成支撑线，做与两线相切的曲线，即左引导线13；同理，由型面上缘线7和机身上延线a生成上引导线14，由型面右缘线9和机身右延线(c)生成右引导线15，由型面下缘线10和机身下延线d生成下引导线16。
第七步：以尾梁Ⅰ框上控制线1和机身上边沿线11为截面线，将第六步生成的左引导线13、上引导线14、右引导线15作为引导线，同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面的上表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的上表面。
第八步：与第七步类似，以尾梁Ⅰ框下控制线2和机身下边沿线12为截面线，左引导线13、下引导线16和右引导线15为引导线， 同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面的下表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的下表面。
第九步：经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面左缘线5和型面右缘线9构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线A17。
第十步：与第九步类似，经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面上缘线7和型面下缘线10构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线B 18。
第十一步：以尾梁Ⅱ框上控制线3、第九步生成的端面特征曲线A17、尾梁Ⅱ框下控制线4为截面线，将第十步生成的端面特征曲线B 18作为引导线，同时以尾梁一体化控制型面的上表面和下表面为引导线支撑面跌层出尾梁后端面。
具体实施例：采用法国达索公司的CAITA实体绘图软件设计。尾梁外形的空间坐标系原点设在尾梁一体化控制型面下缘线的前端点，空间坐标系为右手系，X轴平行与机身轴指向后，Z轴垂直于机身水平面指向上。具体步骤如下：
第一步：确定尾传动轴的安装平台位置z＝630mm，并根据尾梁结构的强度要求，确定尾梁结构Ⅰ框控制线和Ⅱ框控制线的形状及其位 置，曲线点的空间坐标为
第二步：考虑尾梁制造要求和尾传动轴维护要求，分别绘制型面左缘线5、维护平台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9、型面下缘线10，曲线点的空间坐标为
第.三步：以Ⅰ框上控制线1、Ⅱ框上控制线3为截面线，以第二步生成的型面左缘线5、维护平台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9为引导线，生成多截面尾梁一体化控制型面的上表面。
第四步：与第三步类似，以Ⅰ框下控制线2、Ⅱ框下控制线4为截面线，并以型面左缘线5、型面下缘线10、型面右缘线9为引导线，生成多截面尾梁一体化控制型面的下表面。
第五步：确定后机身过渡型面在机身上的空间曲线，分别为上边沿线11、下边沿线12，曲线点的坐标为
第六步：由尾梁一体化9控制型面左缘线5和机身左延线b.构9成支 撑线，做与两线相切的曲线，即左引导线13；同理，由型面上缘线7和机身上延线a生成上引导线14，由型面右缘线9和机身右延线c生成右引导线15，由型面下缘线10和机身下延线d生成下引导线16，曲线点的坐标为
第七步：以尾梁Ⅰ框上控制线1和机身上边沿线11为截面线，将第六步生成的左引导线13、上引导线14、右引导线15作为引导线，同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面的上表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的上表面。
第八步：与第七步类似，以尾梁Ⅰ框下控制线2和机身下边沿线12为截面线，左引导线13、下引导线16和右引导线15为引导线，同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面的下表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的下表面。
第九步：经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面左 缘线5和型面右缘线9构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线A17，曲线点的坐标为
第十步：与第九步类似，经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面上缘线7和型面下缘线10构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线B 18，曲线点的坐标为
第十一步：以尾梁Ⅱ框上控制线3、第九步生成的端面特征曲线A17、尾梁Ⅱ框下控制线4为截面线，将第十步生成的端面特征曲线B 18作为引导线，同时以尾梁一体化控制型面的上表面和下表面为引导线支撑面跌层出尾梁后端面。
Claims (8)
1.一种直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：
(1)直升机尾梁外形由后机身过渡型面、尾梁一体化控制型面和尾梁后端面组成，其中，尾梁一体化控制型面由尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计形成；后机身过渡型面是尾梁一体化控制型面与后机身连接的过渡面；尾梁后端面是尾梁的后部结构面；
(2)后机身过渡型面是由与尾梁连接的后机身上的上边沿线、下边沿线和尾梁结构Ⅰ框控制线确定空间曲面边界范围，并由过渡型面上的四条特征空间曲线确定，分别为左引导线、上引导线、右引导线和下引导线；
(3)尾梁一体化控制型面由尾梁结构Ⅰ框控制线、Ⅱ框控制线确定曲面边界范围，其中，Ⅰ框控制线是尾梁一体化控制型面与后机身过渡型面的相交线，Ⅱ框控制线是尾梁一体化控制型面与尾梁后端面的相交线；
(4)尾梁后端面由尾梁结构Ⅱ框控制线、端面特征曲线A确定空间曲面边界范围，其中端面特征曲线A是经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的型面左缘线和型面右缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线。
2.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述上边沿线为后机身迎风区域的边缘线，下边沿线为后机身背风区域的边缘线，左引导线是以尾梁一体化控制型面左缘线和机身左延线为支撑线，并与两线相切的空间曲线，同理，上引导线由型面上缘线和机身上延线构成，右引导线由型面右缘线和机身右延线构成，下引导线由型面下缘线和机身下延线构成；另外，机身左延线和右延线对称分布在尾梁纵向对称面的两侧，是后机身迎风区域和背风区域的分界线，机身上延线是尾梁纵向对称面和后机身迎风面的相交线，机身下延线是尾梁纵向对称面和后机身背风面的相交线。
3.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述Ⅰ框控制线分为Ⅰ框上控制线和Ⅰ框下控制线，Ⅰ框上控制线是Ⅰ框控制线在尾梁迎风区域的部分，Ⅰ框下控制线是Ⅰ框控制线在尾梁背风区域的部分；Ⅱ框控制线分为Ⅱ上控制线和Ⅱ下控制线，Ⅱ框上控制线是Ⅱ框控制线在尾梁迎风区域的部分，Ⅱ框下控制线是Ⅱ框控制线在尾梁背风区域的部分。
4.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述尾梁一体化控制型面又由型面上的六条横向特征空间曲线确定，分别为型面左缘线、维护平台左控制直线、型面上缘线、维护平台右控制直线、型面右缘线和型面下缘线，这六条特征空间曲线均与尾梁结构Ⅰ框控制线、Ⅱ框控制线相交，其中型面左缘线和型面右缘线对称分布在尾梁纵向对称面的两侧，是尾梁迎风区域和背风区域的分界线；维护平台左控制直线和维护平台右控制直线也对称于尾梁纵向对称面的两侧，由尾传动轴的安装平台位置来确定；型面上缘线和型面下缘线则位于尾梁纵向对称面上。
5.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述尾梁后端面又由型面上的端面特征曲线B确定，而端面特征曲线B同样经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的型面上缘线和型面下缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线。
6.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于，所述尾梁结构Ⅰ框控制线和Ⅱ框控制线形状可以为圆形、椭圆形、水滴形、核桃形或其他任意凸型封闭曲线。
7.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于，所述尾梁上的尾传动轴整流罩拆卸方式为通过铰链或合页件向一侧翻转打开，或直接拆卸。
8.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于，所述一体化设计尾梁后段为独立设计，或与涵道面或垂尾融合设计。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |