CN106892083B - 一种交叉双旋翼直升机的仿生机架 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种交叉双旋翼直升机的仿生机架，包括用于支撑机身顶部并与其轮廓贴合的主梁、分列所述主梁左右两侧并形成三角支撑结构的第一承载梁和第二承载梁，所述主梁和第一承载梁、第二承载梁的首端通过连接横框固定，所述主梁和第一承载梁、第二承载梁的尾端逐渐收束成一体，且所述主梁、第一承载梁和第二承载梁三者两两之间预留有用于安装机载部件的安装空间。本发明所公开的交叉双旋翼直升机的仿生机架，通过主梁、第一承载梁和第二承载梁形成三角形稳定支撑结构，结构简单却强度大，并且摒弃了多块金属板材层叠拼接的结构，因此本发明能够在满足机架的强度和载重能力要求的基础上达到轻量化设计的目的，同时降低生产成本和油耗。
Description
技术领域
本发明涉及直升机技术领域，特别涉及一种交叉双旋翼直升机的仿生机架。
背景技术
随着中国军事实力的发展，越来越多的军事装备已投入生产和使用。
直升机是军事装备中的重要组成部分，可执行多种类的军事任务，同时也能民用，在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。在民用方面广泛应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。
直升机按照翼型分类一般可分为单旋翼式和双旋翼式，其中单旋翼式直升机的应用最广，双旋翼式直升机相对较少。对于双旋翼式直升机而言，交叉式(Intermeshing)双旋翼是较为特殊的一种，交叉双旋翼布局，即在直升机上安装两副旋转方向相反且旋转轴线成很小的夹角的旋翼，两副旋翼在机身两侧对称布置，夹角可避免两副旋翼发生干涉。这种布局使得直升机不需尾桨，可以减少功率损失。
机架系统是直升机的重要结构，其外形决定了机身的外形。传统的直升机把主要部件布置在机身前方，尾桨产生的力通过细长的尾梁传递到机身主体。目前的双翼直升机一般采用翼型形状的机身，并在机身尾部布置螺旋桨产生推力以获得更高的速度。翼型形状的机身后半段会形成可靠的结构从而使得推力可以完美得传递到机身。如果说发动机是航空器的心脏，那机架系统就是航空器的骨架，是一种对刚度、强度和安全系数要求极高的装置。它具有非常复杂的结构，对直升机的性能、可靠性、安全性和维修性起到至关重要的作用。
然而，现有技术中的交叉双旋翼直升机的机架，由于机身形状特殊，比较扁平(翼型结构)，因此为了满足大载重量的要求，使用了多层特殊金属板材互相堆叠的结构，如此虽然提高了机架的强度和载重能力，但是直升机体自身重量也同时大幅增大，专用钢材的造价昂贵，成本提高，机体灵活性下降，燃油消耗也加剧。
因此，如何在满足机架的强度和载重能力要求的基础上达到轻量化设计的目的，同时降低生产成本和油耗，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种交叉双旋翼直升机的仿生机架，能够在满足机架的强度和载重能力要求的基础上达到轻量化设计的目的，同时降低生产成本和油耗。
为解决上述技术问题，本发明提供一种交叉双旋翼直升机的仿生机架，包括用于支撑机身顶部并与其轮廓贴合的主梁、分列所述主梁左右两侧并形成三角支撑结构的第一承载梁和第二承载梁，所述主梁和第一承载梁、第二承载梁的首端通过连接横框固定，所述主梁和第一承载梁、第二承载梁的尾端逐渐收束成一体，且所述主梁、第一承载梁和第二承载梁三者两两之间预留有用于安装机载部件的安装空间。
优选地，还包括若干块沿所述主梁的长度方向分布、用于将其与所述第一承载梁和第二承载梁互相连接的间隔横框。
优选地，所述主梁的横截面为矩形，且所述第一承载梁和第二承载梁的横截面为圆形；各所述间隔横框上均设置有用于分别与所述主梁、第一承载梁和第二承载梁的横截面形状相配合的贯穿孔。
优选地，所述主梁、第一承载梁和第二承载梁与各所述贯穿孔的相交位置处均涂覆有粘合剂，且均通过多层碳纤维布进行包裹。
优选地，各所述间隔横框均包括用于将所述主梁、第一承载梁和第二承载梁的杆体互相连接的连接环，以及设置在所述连接环内部并将其两端内壁相连的加强连杆。
优选地，所述连接环和/或所述连接横框的外周边缘设置有用于增加结构强度的翻边。
优选地，所述主梁具体包括若干层重叠拼接的碳纤维层和缠绕在各层所述碳纤维层上的碳纤维布。
优选地，所述第一承载梁和第二承载梁均为碳纤维管。
优选地，还包括用于将所述主梁、第一承载梁和第二承载梁的尾端固定的尾连接件，所述尾连接件的一侧设置有分别用于与所述主梁、第一承载梁和第二承载梁的截面形状相匹配的套接管，且所述尾连接件的另一侧设置有用于安装尾起落架的螺纹管。
优选地，还包括设置在所述第一承载梁和第二承载梁的杆体上、用于固定机载部件的金属卡箍。
本发明所提供的交叉双旋翼直升机的仿生机架，主要包括主梁、第一承载梁和第二承载梁。其中，主梁主要用于支撑机身顶部，并且与机身顶部轮廓相贴合。第一承载梁和第二承载梁为机载部件的主要承载部件，两者分别设置在主梁的两侧位置，并且与主梁处于不同水平面上，如此主梁、第一承载梁和第二承载梁形成三角支撑结构。主梁、第一承载梁和第二承载梁三者的首端通过连接横框互相固定，而三者的尾端逐渐收束成一体。并且主梁、第一承载梁和第二承载梁三者两两之间均预留有用于安装机载部件的安装空间。如此，本发明所提供的交叉双旋翼直升机的仿生机架，通过主梁、第一承载梁和第二承载梁形成三角形稳定支撑结构，结构简单却强度大，其中贴合机身顶部轮廓的弯曲主梁与动物骨架的脊柱一样起支撑整体的作用，而连接横框与动物骨架的肋骨一样撑起整个机身的外轮廓并起到保护内部设备的作用，三者形成与动物骨架类似的仿生机架系统，分别承载机身顶部重量和机载部件重量，同时实现对机载部件的安装和固定。由于摒弃了多块金属板材层叠拼接的结构，同时通过空间三角骨架结构形成机架，因此本发明能够在满足机架的强度和载重能力要求的基础上达到轻量化设计的目的，同时降低生产成本和油耗。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1为本发明所提供的一种具体实施方式的整体结构示意图；
图2为图1中所示的间隔横框的具体结构示意图；
图3为图1中所示的主梁的局部组成结构示意图。
其中，图1—图3中：
主梁—1，碳纤维层—101，碳纤维布—102，第一承载梁—2，第二承载梁—3，连接横框—4，间隔横框—5，连接环—501，加强连杆—502，翻边—503，尾连接件—6，套接管—601，螺纹管—602，减速器安装板—7。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1，图1为本发明所提供的一种具体实施方式的整体结构示意图。
在本发明所提供的一种具体实施方式中，交叉双旋翼直升机的仿生机架主要包括主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3。
其中，主梁1主要用于支撑机身顶部，并且与机身顶部轮廓相贴合。由于机身顶部轮廓一般呈小弧度弯曲，因此主梁1也为弯曲梁。为提高主梁1与机身顶部表面贴合的紧密程度，主梁1的横截面一般可为矩形。当然，主梁1的横截面形状还可以为圆形、梯形等形状。而主梁1的长度一般可与机身顶部弯曲长度等长。
第一承载梁2和第二承载梁3为机载部件的主要承载部件，两者分别设置在主梁1的两侧位置，并且与主梁1处于不同水平面上，如此主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3形成三角支撑结构。在实际运用时，一般是主梁1的水平位置较高，而第一承载梁2和第二承载梁3的水平位置较低，而且第一承载梁2和第二承载梁3一般高度齐平，如此三者可形成等腰三角形结构或等边三角形结构。同时，第一承载梁2、第二承载梁3和主梁1一样，一般在实际运用时都呈小幅度弯曲的弯曲梁。若为了简化加工工艺，节省加工成本，可将若干段短梁通过诸如铝合金弯管连接件等结构互相连接，并整体形成弯曲杆状结构。而第一承载梁2和第二承载梁3的横截面形状，一般为圆形，当然也可以同主梁1一样呈矩形或其余形状。
主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3三者的首端通过连接横框4互相固定，如此三者形成一个稳定的空间三角形结构，而三者的尾端逐渐收束成一体，如此可适应直升机细长的尾部空间结构。并且主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3三者两两之间均预留有用于安装机载部件的安装空间，可使机载部件均安装和固定到第一承载梁2和第二承载梁3上，避免安装空间干涉。
如此，本实施例所提供的交叉双旋翼直升机的仿生机架，通过主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3形成三角形稳定支撑结构，结构简单却强度大，其中贴合机身顶部轮廓的弯曲主梁1与动物骨架的脊柱一样起支撑整体的作用，而连接横框4与动物骨架的肋骨一样撑起整个机身的外轮廓并起到保护内部设备的作用，三者形成与动物骨架类似的仿生机架系统，分别承载机身顶部重量和机载部件重量，同时实现对机载部件的安装和固定。由于摒弃了多块金属板材层叠拼接的结构，同时通过空间三角骨架结构形成机架，因此本发明能够在满足机架的强度和载重能力要求的基础上达到轻量化设计的目的，同时降低生产成本和油耗。
为进一步提高主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3所形成的三角形稳定支撑结构的强度，本实施例在三者上串接了若干块间隔横框5，通过各块间隔横框5将主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3三者的杆体互相连接，提高连接稳定性和结构强度。各块间隔横框5沿着主梁1的长度方向分布，可以每隔预设距离架设一块间隔横梁。多块间隔横梁形成了三角形稳定支撑结构的横向支撑结构，类似于动物骨架的肋骨群，而主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3即为三角形稳定支撑结构的纵向支撑结构，类似于动物骨架的脊椎。同时，为了实现轻量化设计，每块间隔横框5的中间均镂空。
具体的，各块间隔横框5上分别设置有用于与主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3的横截面形状相配合的贯穿孔，通过该贯穿孔，可将各块间隔横框5依次同时串入主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3。而为了提高各块间隔横框5与主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3之间的连接强度，本实施例在主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3与各块间隔横框5上的贯穿孔的相交位置处涂覆了粘合剂，比如环氧树脂粘合剂等，通过粘合剂提高其连接强度和稳定性。同时，本实施例还在该位置处的表面包裹缠绕了多层碳纤维布102，进一步加强连接强度和稳定性。
如图2所示，图2为图1中所示的间隔横框的具体结构示意图。
在关于间隔横框5的一种优选实施方式中，该间隔横框5包括连接环501和加强连杆502。具体的，连接环501即为间隔横框5中间部分镂空后所形成的环状结构，通过该连接环501将处于同一横截面上的主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3的杆体互相连接。而加强连杆502设置在连接环501的内部，并且加强连杆502将连接环501的内壁两端相连，从而相当于加强筋的作用，提高连接环501的连接稳定性和结构强度。
进一步的，考虑到部分机载部件的重量明显较大，比如减速器等，如此减速器的安装位置对应的第一承载梁2和第二承载梁3部位将承受过大的载荷。针对此，本实施例在此类机载部件所对应的第一承载梁2和第二承载梁3部位设置了经加强的间隔横框5，比如减速器安装板7等，同时在该减速器安装板7上还可以设置安装孔，用于固定减速器的齿轮箱。
对于其余间隔横框5而言，具体的，可以通过在连接环501的外周边缘位置处设置翻边503的方式实现结构强度的增加。当然，连接横框4的外周边缘上也同样可以采用此方法实现结构强度的增加。
如图3所示，图3为图1中所示的主梁的局部组成结构示意图。
另外，在关于主梁1的一种优选实施方式中，该主梁1具体包括若干层互相重叠拼接的碳纤维层101和缠绕在各层碳纤维层101上的碳纤维布102。具体的，各层碳纤维层101重叠拼接主要用于承载更大的弯矩，而碳纤维布102主要用于承受较大的扭矩带来的表面切应力流。
而在关于第一承载梁2和第二承载梁3的一种优选实施方式中，第一承载梁2和第二承载梁3可均为碳纤维管，如此设置，不仅强度较高，而且材质密度较低，能够轻易实现轻量化设计。当然，第一承载梁2和第二承载梁3并不仅限于碳纤维管，其余同样低密度、高强度的材质，比如铝合金管、钛合金管等同样可以采用。
不仅如此，为方便主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3的尾端顺利收束成一体，本实施例在三者的尾端位置设置了尾连接件6。具体的，该尾连接件6整体可呈多脚支架型，其一侧设置有三个套接管601，该三个套接管601呈中心发散状，分别用于与主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3的横截面形状相配合，从而将三者的尾端逐渐收拢并牢固卡接。同时考虑到尾起落架的结构狭长，不宜在主梁1、第一承载梁2和第二承载梁3所形成的空间内安装，针对此，本实施例还在在尾连接件6的另一侧设置了螺纹管602，通过该螺纹管602与尾起落架螺纹连接，实现对尾起落架的稳定安装。
而在安装其余机载部件时，除了前述减速器等质量过大的少数部件需要通过减速器安装板7安装外，其余机载部件均可通过设置在第一承载梁2和第二承载梁3的杆体上的金属卡箍完成固定和安装。具体的，该金属卡箍的作用类似夹子，可在锁紧机构的作用下夹紧机载部件，同时能够在手动操作下放松机载部件。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (9)
1.一种交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，包括用于支撑机身顶部并与其轮廓贴合的主梁(1)、分列所述主梁(1)左右两侧并形成三角支撑结构的第一承载梁(2)和第二承载梁(3)，所述主梁(1)和第一承载梁(2)、第二承载梁(3)的首端通过连接横框(4)固定，所述主梁(1)和第一承载梁(2)、第二承载梁(3)的尾端逐渐收束成一体，且所述主梁(1)、第一承载梁(2)和第二承载梁(3)三者两两之间预留有用于安装机载部件的安装空间；
所述主梁(1)、所述第一承载梁(2)和所述第二承载梁(3)连接形成仿生动物骨架的脊椎的空间三角形支撑结构，所述主梁(1)用于承载机身顶部重量，所述第一承载梁(2)和所述第二承载梁(3)用于承载机载部件重量；
还包括若干块沿所述主梁(1)的长度方向分布、用于将所述主梁(1)与所述第一承载梁(2)和第二承载梁(3)互相连接的间隔横框(5)；
所述连接横框(4)及各块所述间隔横框(5)形成所述空间三角形支撑结构的仿生动物骨架的肋骨群的横向支撑结构。
2.根据权利要求1所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，所述主梁(1)的横截面为矩形，且所述第一承载梁(2)和第二承载梁(3)的横截面为圆形；各所述间隔横框(5)上均设置有用于分别与所述主梁(1)、第一承载梁(2)和第二承载梁(3)的横截面形状相配合的贯穿孔。
3.根据权利要求2所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，所述主梁(1)、第一承载梁(2)和第二承载梁(3)与各所述贯穿孔的相交位置处均涂覆有粘合剂，且均通过多层碳纤维布进行包裹。
4.根据权利要求3所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，各所述间隔横框(5)均包括用于将所述主梁(1)、第一承载梁(2)和第二承载梁(3)的杆体互相连接的连接环(501)，以及设置在所述连接环(501)内部并将其两端内壁相连的加强连杆(502)。
5.根据权利要求4所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，所述连接环(501)和/或所述连接横框(4)的外周边缘设置有用于增加结构强度的翻边(503)。
6.根据权利要求1-5任一项所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，所述主梁(1)具体包括若干层重叠拼接的碳纤维层(101)和缠绕在各层所述碳纤维层(101)上的碳纤维布(102)。
7.根据权利要求6所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，所述第一承载梁(2)和第二承载梁(3)均为碳纤维管。
8.根据权利要求7所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，还包括用于将所述主梁(1)、第一承载梁(2)和第二承载梁(3)的尾端固定的尾连接件(6)，所述尾连接件(6)的一侧设置有分别用于与所述主梁(1)、第一承载梁(2)和第二承载梁(3)的截面形状相匹配的套接管(601)，且所述尾连接件(6)的另一侧设置有用于安装尾起落架的螺纹管(602)。
9.根据权利要求8所述的交叉双旋翼直升机的仿生机架，其特征在于，还包括设置在所述第一承载梁(2)和第二承载梁(3)的杆体上、用于固定机载部件的金属卡箍。
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