CN112052530A - 一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空器结构强度设计领域，公开了一种基于刚度与强度的直升机可折叠斜梁对接接头设计方法。首先设计尾梁斜梁对接接头在对接状态、折叠过程、折叠固定三种状态下的传载路径，根据传载路径计算相应状态严重工况下的连接点载荷，并计算满足相应载荷强度下的耳片厚度和螺栓。为实现载荷传载路径，需要通过设计耳片装配间隙实现，建立尾、斜梁对接的刚度模型，得到满足要求的最小间隙，螺栓强度作为限制条件，计算得到耳片间隙的上限值，最终完成对接接头尺寸信息。

Description

一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法

技术领域

本发明属于航空器结构强度设计领域，特别是涉及一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法。

背景技术

直升机斜梁采用折叠对接接头设计，能快速对斜梁进行折叠，减小机体的外轮廓尺寸，方便直升机进行空运、舰载装运等。虽然折叠构型方便了后勤运输，但也带来了结构强度与装配上的挑战。对比常规直升机斜梁与尾梁采用框、蒙皮对接的形式，后者对接面受力截面大，受力形式明确，强度设计难度低，且不存在日常使用拆装的问题。折叠斜梁通常采用四点对接形式，每个连接点采用单耳与双耳耳片连接，来自尾桨的主动力、斜梁自身惯性力及气动力都通过四个连接点传递，单个连接点承受比较大的静载和一定的动载，耳片的静强度与疲劳问题比较突出，折叠后原有的四点受载变为两点受载，如果装配间隙设置不合理、且耳片及支撑结构刚度不达标，斜梁由折叠位置复位到正常使用状态时，会造成对接耳片对不上，斜梁与尾梁无法连接的问题，影响直升机使用。采用基于刚度与强度的直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，既能保证对接接头强度安全，又能提高斜梁折叠与复位时的使用可靠性。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的技术方案如下：

一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，包括以下步骤：

第一步：定义坐标系，以直升机逆航向方向为X正向，竖直向上为Z正向，由右手定则确定Y正向；建立空间直角坐标系；并定义待设计参数；

第二步：确定斜梁转轴位置及折叠方向；

第三步：根据折叠方向设计载荷传递路径；

第四步：确定斜梁与尾梁对接状态下尾梁受到的来自斜梁的载荷；

第五步：确定斜梁折叠过程中及折叠到位后尾梁受到的来自斜梁的载荷；

第六步：根据耳片及连接螺栓在不同工况下的载荷确定各个耳片的最小厚度及螺栓直径；

第七步：根据有限元刚度模型计算不同工况下耳片在Z向上的变形；

第八步：基于耳片在Z向上的变形数据设计耳片装配间隙下限值；

第九步：根据耳片装配间隙下限值和螺栓强度性能计算耳片间隙上限值，最终得到耳片装配间隙范围。

进一步，第一步中所述待设计参数包括：

耳片厚度：t_ij，i＝1,2,3,4，j＝1,2,3,其中:i表示连接点位置,1、2、3、4分别表示右上、右下、左下和左上连接点；j表示连接点耳片位置，1、2、3分别表示上耳片、中间耳片和下耳片；

距离：L_k，k＝1,2,3,4；其中:L₁表示1连接点的中间耳片与2连接点的中间耳片之间的距离；L₂表示2连接点螺栓与3连接点螺栓轴线之间的距离；L₃表示3连接点的中间耳片与4连接点中间耳片之间的距离；L₄表示4连接点螺栓与1连接点螺栓轴线之间的距离；

装配间隙：D_mn，m＝1,2,3,4，n＝1,2；其中:m表示连接点位置，n＝1表示上耳片与中耳片之间的间隙，n＝2表示中耳片与下耳片之间的间隙；

进一步，所述第三步中，若斜梁由左向右折叠，则1连接点传递X/Y/Z三个方向的载荷；2连接点传递X/Y方向的载荷。

进一步，所述第四步中，斜梁与尾梁对接状态下，尾梁受到的来自斜梁的载荷包括：Fx0、Fy0、Fz0、Mx0、My0、Mz0；其中，Fx0、Fy0、Fz0表示x、y、z三个方向的力；Mx0、My0、Mz0表示X/Y/Z三个方向的力矩；4连接点传递X/Y/Z三个方向的载荷；3连接点传递X/Y方向的载荷。

进一步，所述第五步中，斜梁折叠过程中及折叠到位后，尾梁受到的来自斜梁的载荷包括：Fx1、Fy1、Fz1、Mx1、My1、Mz1；其中，Fx1、Fy1、Fz1表示X/Y/Z三个方向的力；Mx1、My1、Mz1表示X/Y/Z三个方向的力矩。

进一步，所述第六步中，根据耳片及螺栓在正常飞行和着陆工况下受到的载荷、耳片和螺栓在折叠过程及固定后的风载和惯性载荷，计算各个耳片的最小厚度t_ij，i＝1，2,3,4；j＝1,2，3，及螺栓直径。

进一步，所述第七步中，根据斜梁与尾梁对接状态下的载荷传递路径建立刚度有限元模型计算斜梁接头耳片在Z向上的变形Smn1(i＝1,2,3,4；j＝1,2)；

根据斜梁折叠过程中及折叠到位后的载荷传递路径建立刚度有限元模型计算斜梁接头耳片在Z向上的变形Smn2(i＝1,2,3,4；j＝1,2)；最终的耳片在Z向上的变形Smn取Smn1、Smn2两者中的较大值。

进一步，所述第八步中，耳片间隙Dmn，m＝1,2,3,4；n＝1,2的下限值Dmn与耳片在Z向上的变形Smn关系如下：D12＝0，D11<0.1mm；D21>S21,D22>S22；D31>S31,D32>S32；D41>S41,D42>S42。

进一步，螺栓许用弯曲力矩计算公式如下:

M_cr＝[σ_m+σ₀(k-1)]W

σ_m为截面最大应力，σ₀为中性轴上的应力，k为截面几何塑性系数，W为抗弯截面系数，M_cr为螺栓许用弯曲力矩；

螺栓许用弯曲力矩M_cr除以耳片受到的力得到螺栓弯矩力臂上限值b；

并通过螺栓弯矩力臂上限值计算耳片间隙上限值，计算公式如下：

D＝b-t₁/2-γt₂/4

D为耳片间隙上限值，t1为上、下耳片厚度，t2为中间耳片厚度，γ为螺栓弯曲峰值系数。

本发明的有益技术效果：通过本方法对尾梁与折叠斜梁对接面处的单耳耳片、双耳耳片、连接螺栓等进行了设计，并给出了各耳片间的间隙要求，经过计算，对接面处的各个结构满足强度要求，并经过了尾段静强度物理试验的验证，折叠过程中，折叠斜梁与尾梁对接操作可行，不存在无法对上接头的情况。

附图说明

图1是尾梁/斜梁对接示意图；

图2是尾梁-斜梁折叠接头剖面示意图；

图3是尾梁对称侧双耳接头示意图；

图4是斜梁与尾梁对接状态下四个连接点X/Y/Z载荷分配示意图；

图5是斜梁折叠过程中及折叠到位后，上下接头载荷示意图；

图6是尾梁刚度模型示意图。

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。

一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，包括以下步骤：

[1]定义坐标系X正向为直升机逆航向方向，Z正向竖直向上，Y正向由右手定则确定如图1所示，定义剖面尺寸信息如图2所示，耳片厚度：t_ij，i＝1,2,3,4，j＝1,2,3。下标i表示连接点位置，分别表示右上1#连接点、右下2#连接点、左下3#连接点、左上4#连接点。下标j表示连接点耳片位置，分别表示上耳片、中间耳片、下耳片。比如t₂₃表示右下2#连接点下耳片厚度。

距离：L_k，k＝1,2,3,4。L₁表示右上1#连接点、右下2#连接点两个连接点各自的中间耳片间距。L₂表示2#连接点、3#连接点螺栓轴线间距。L₃表示左下3#连接点、左上4#连接点中间耳片间距。L₄表示左上4#连接点、右上1#连接点螺栓轴线间距。

装配间隙：D_mn，m＝1,2,3,4，n＝1,2。下标m表示连接点位置，n＝1表示上、中耳片间隙，n＝2表示中、下耳片间隙。如D₁₂表示1#连接点中间耳片与下耳片的间隙。

以上长度单位都为毫米(mm)。

[2]根据斜梁实际折叠需要确定转轴位置及转向，既斜梁由左向右或由右向左转动折叠，下文以斜梁由左向右折叠为例设计对接区，如图3所示；

[3]转轴1#连接点必须传递X/Y/Z三个方向的力，单耳与双耳耳片衬套贴靠，实现Z向方向上的接触，紧贴的衬套能避免斜梁转动过程中磨损耳片。下接头2#连接点传递X/Y向的力。

[4]确定斜梁与尾梁对接状态下尾梁受到的来自斜梁的载荷

斜梁与尾梁对接状态下，如图4所示，来自斜梁的载荷六力素(Fx0、Fy0、Fz0、Mx0、My0、Mz0)通过四个接头向尾梁传递。其中，Fx0、Fy0、Fz0表示X/Y/Z三个方向的力；Mx0、My0、Mz0表示X/Y/Z三个方向的力矩。

Mx0在四个连接点产生Y向力，其中1、4连接点与2、3连接点的Y向力方向相反；My0在四个连接点产生X向力，其中1、4连接点与2、3连接点的X向力方向相反；Mz0在四个连接点产生X向力，其中1、2连接点与3、4连接点的X向力方向相反。Fx0、Fy0靠结构刚度及载荷型心位置在四个连接点产生X/Y向力。Fz0分配到1、4连接点形成Z向力；

[5]确定斜梁折叠过程中及折叠到位后尾梁受到的来自斜梁的载荷

斜梁折叠过程中及折叠到位后，如图5所示，来自斜梁的载荷六力素(Fx1、Fy1、Fz1、Mx1、My1、Mz1)通过转轴两个接头、撑杆及固定接头传递。Mx1在1、2连接点产生Y向力，力方向相反；My1在1、2连接点产生X向力，力方向相反；Mz1在折叠撑杆/固定接头产生反作用力Fcg。Fx1、Fy1根据结构刚度及载荷型心位置在1、2连接点产生X/Y向力。Fz1传递到1连接点，产生Z向力；

[6]根据耳片及螺栓在正常飞行和着陆工况下受到的载荷、耳片和螺栓在折叠过程及固定后的风载和惯性载荷计算耳片厚度及螺栓直径

步骤[4]耳片及连接螺栓传递正常飞行/着陆工况下载荷，步骤[5]耳片及连接螺栓承受折叠过程中及固定后的风载及惯性载荷，综合[4][5]载荷设计，连接区满足静强度、疲劳强度的设计条件，既耳片的安全裕度

寿命N≥N₀，螺栓剪切安全裕度

螺栓弯曲安全裕度

其中，R_a,u表示载荷轴向分量与轴向许用值的比值，R_tr,u表示载荷横向分量与横向许用值的比值，N₀表示目标寿命，P_s,all表示螺栓许用剪切，P表示螺栓剪切载荷，M_cr表示螺栓许用弯曲，M表示螺栓最大弯矩。

由上述公式计算满足条件的各个耳片的最小厚度tij(i＝1，2,3,4；j＝1,2，3)及螺栓直径；

[7]根据[4][5]设计的载荷传递路径，建立尾梁的刚度有限元模型，如图6所示，计算各自相应工况下斜梁接头耳片间在Z向上的变形，并取两种状态中的较大值Smn(i＝1,2,3,4；j＝1,2)。

[8]根据步骤[7]计算结果，设计相应的耳片间隙Dmn(m＝1,2,3,4；n＝1,2)，其中D12＝0，D11<0.1mm；D21>S21,D22>S22；D31>S31,D32>S32；D41>S41,D42>S42；

[9]根据步骤[8]得出耳片间隙Dmn的下限值，螺栓的许用弯曲M_cr除以连接点剪切载荷得到最大许用力臂b，继而计算出耳片间隙Dmn的上限值。最终得到耳片装配间隙范围。

实施例一：

下面给出一组某型直升机可折叠斜梁对接接头设计实例；

S1：为避免直升机斜梁折叠后与尾梁碰撞，某型机斜梁由左向右沿航向折叠，所示，故在尾梁斜梁对接状态下，1#、4#连接点传递x、y、z三个方向的力，2#、3#连接点传递x、y向载荷，所示；

S2：挑选正常飞行/着陆工况下，斜梁对接载荷严重工况，在对接面处通过RBE3将来自斜梁的主动力、惯性载荷分配到四个连接点；

表1四个连接点载荷分配(单位：N)

连接点	Fx	Fy	Fz	剪切Q
					1#连接点	65989	6061	11368	66267
2#连接点	56440	11126	0	57526
					3#连接点	-26187	-7412	0	27216
4#连接点	-90607	-354	11368	90608

S3:根据表1载荷，对尾梁的双耳耳片、斜梁单耳耳片进行强度分析，包含耳片剪切-挤压破坏、拉伸破坏、衬套挤压等，并选取合适的连接螺栓。

耳片剪切-挤压破坏载荷

P_qux＝K_quxσ_bmA_br

其中，K_tux表示剪切-挤压破坏系数，σ_bm耳片材料面内最小极限拉伸应力，A_br表示螺栓挤压面积。

耳片拉伸破坏载荷

P_tux＝K_tuxσ_bxA_t

其中，K_tux表示净截面拉伸系数，σ_bx表示耳片材料在x向极限拉伸应力，A_t表示净拉伸面积。

耳片横向极限载荷

P_uy＝K_uyσ_bd_bt_ij

其中，K_uy表示横向载荷系数，σ_b表示耳片材料极限应力，d_b表示螺栓直径，t_ij表示耳片厚度。

轴向载荷比

横向载荷比

其中，P表示连接点处的对接载荷，α表示载荷P方向与x向的夹角。

耳片安全裕度

螺栓剪切安全裕度

其中，P_s,all表示特定直径螺栓的许用剪切。

根据以上公式计算，计算结果见表2。

表2连接信息

连接点	单耳(mm)	双耳(mm)	连接螺栓
				1#连接点	20	13	M18
2#连接点	13	10	M12
				3#连接点	13	7.5	M12
4#连接点	22	13	M18

S4：建立尾梁与斜梁对接的刚度模型，如图6所示，其中单耳与双耳耳片、耳片与螺栓、耳片与衬套间采用接触边界模拟；由于1#连接点耳片接头的衬套在所有工作状态下都要贴靠，所以D12＝0，D11≤0.1mm。对接状态下，D21、D22沿螺栓的位移量为0.5mm，D31、D32沿插销的位移量为1.0mm，D41、D42沿插销的位移量为1.0mm。

折叠过程中及斜梁折叠固定后，D21、D22沿螺栓的位移量为0.2mm。

S5：根据表2，1#、4#连接点处的螺栓为M18，2#、3#连接点的螺栓为M12，螺栓的剪切承载力分别为174600N、77500N，对比表1，螺栓剪切承载能力满足要求。增大耳片间隙使装配满足要求，但是会降低螺栓弯曲承载力，螺栓弯矩力臂b＝t₁/2+γt₂/4+D，其中，t₁为双耳耳片厚度，t₂为单耳耳片厚度，γ为螺栓弯曲峰值系数，D为耳片间隙。螺栓最大弯曲M＝Q/2b，许用弯曲M_cr＝[σ_m+σ₀(k-1)]W，其中，σ_m为截面最大应力，σ₀为中性轴上的应力，k为截面几何塑性系数，W为抗弯截面系数。根据计算，D21+D22最大值为2.5mm，D31+D32最大值为2.5mm，D41+D42最大值为2.5mm。

S6：结合S4、S5步骤的计算结果，四个连接点的耳片间隙设计要求见表3。

表3间隙汇总(单位：mm)

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：

第一步：定义坐标系，以直升机逆航向方向为X正向，竖直向上为Z正向，由右手定则确定Y正向；建立空间直角坐标系；并定义待设计参数；

第二步：确定斜梁转轴位置及折叠方向；

第三步：根据折叠方向设计载荷传递路径；

第四步：确定斜梁与尾梁对接状态下尾梁受到的来自斜梁的载荷；

第五步：确定斜梁折叠过程中及折叠到位后尾梁受到的来自斜梁的载荷；

第六步：根据耳片及连接螺栓在不同工况下的载荷确定各个耳片的最小厚度及螺栓直径；

第七步：根据有限元刚度模型计算不同工况下耳片在Z向上的变形；

第八步：基于耳片在Z向上的变形数据设计耳片装配间隙下限值；

第九步：根据耳片装配间隙下限值和螺栓强度性能计算耳片间隙上限值，最终得到耳片装配间隙范围。

2.根据权利要求1所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：第一步中所述待设计参数包括：

耳片厚度：t_ij，i＝1,2,3,4，j＝1,2,3,其中:i表示连接点位置,1、2、3、4分别表示右上、右下、左下和左上连接点；j表示连接点耳片位置，1、2、3分别表示上耳片、中间耳片和下耳片；

距离：L_k，k＝1,2,3,4；其中:L₁表示1连接点的中间耳片与2连接点的中间耳片之间的距离；L₂表示2连接点螺栓与3连接点螺栓轴线之间的距离；L₃表示3连接点的中间耳片与4连接点中间耳片之间的距离；L₄表示4连接点螺栓与1连接点螺栓轴线之间的距离；

装配间隙：D_mn，m＝1,2,3,4，n＝1,2；其中:m表示连接点位置，n＝1表示上耳片与中耳片之间的间隙，n＝2表示中耳片与下耳片之间的间隙。

3.根据权利要求2所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述第三步中，若斜梁由左向右折叠，则1连接点传递X/Y/Z三个方向的载荷；2连接点传递X/Y方向的载荷。

4.根据权利要求3所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述第四步中，斜梁与尾梁对接状态下，尾梁受到的来自斜梁的载荷包括：Fx0、Fy0、Fz0、Mx0、My0、Mz0；其中，Fx0、Fy0、Fz0表示x、y、z三个方向的力；Mx0、My0、Mz0表示X/Y/Z三个方向的力矩；4连接点传递X/Y/Z三个方向的载荷；3连接点传递X/Y方向的载荷。

5.根据权利要求4所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述第五步中，斜梁折叠过程中及折叠到位后，尾梁受到的来自斜梁的载荷包括：Fx1、Fy1、Fz1、Mx1、My1、Mz1；其中，Fx1、Fy1、Fz1表示X/Y/Z三个方向的力；Mx1、My1、Mz1表示X/Y/Z三个方向的力矩。

6.根据权利要求5所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述第六步中，根据耳片及螺栓在正常飞行和着陆工况下受到的载荷、耳片和螺栓在折叠过程及固定后的风载和惯性载荷，计算各个耳片的最小厚度t_ij，i＝1，2,3,4；j＝1,2，3，及螺栓直径。

7.根据权利要求6所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述第七步中，根据斜梁与尾梁对接状态下的载荷传递路径建立刚度有限元模型计算斜梁接头耳片在Z向上的变形Smn1(i＝1,2,3,4；j＝1,2)；

根据斜梁折叠过程中及折叠到位后的载荷传递路径建立刚度有限元模型计算斜梁接头耳片在Z向上的变形Smn2(i＝1,2,3,4；j＝1,2)；最终的耳片在Z向上的变形Smn取Smn1、Smn2两者中的较大值。

8.根据权利要求7所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：所述第八步中，耳片间隙Dmn，m＝1,2,3,4；n＝1,2的下限值Dmn与耳片在Z向上的变形Smn关系如下：D12＝0，D11<0.1mm；D21>S21,D22>S22；D31>S31,D32>S32；D41>S41,D42>S42。

9.根据权利要求8所述的一种直升机可折叠斜梁对接接头设计方法，其特征在于：螺栓许用弯曲力矩计算公式如下:

M_cr＝[σ_m+σ₀(k-1)]W

σ_m为截面最大应力，σ₀为中性轴上的应力，k为截面几何塑性系数，W为抗弯截面系数，M_cr为螺栓许用弯曲力矩；

螺栓许用弯曲力矩M_cr除以耳片受到的力得到螺栓弯矩力臂上限值b；

并通过螺栓弯矩力臂上限值计算耳片间隙上限值，计算公式如下：

D＝b-t₁/2-γt₂/4

D为耳片间隙上限值，t1为上、下耳片厚度，t2为中间耳片厚度，γ为螺栓弯曲峰值系数。

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