CN113086237B - 一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法 - Google Patents

一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于航空器结构强度设计技术领域，具体涉及一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法。包括如下步骤：S1：确定共轴旋翼直升机主减速器撑杆的安装形式，并且初步确定撑杆安装数量以及安装位置；S2：建立传载分析模型，确定载荷平衡方式，形成撑杆布置方案；S3：基于实际载荷六力素对所述步骤S2中形成的撑杆布置方案进行载荷计算，分别计算各撑杆载荷；S4：撑杆布置方案优化。本发明设计考虑主减速器采用撑杆形式安装，其有利于载荷传递、强度分析以及结构设计。

Description

一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法
技术领域
本发明属于直升机结构强度设计技术领域，具体涉及一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法。
背景技术
主减速器的安装是直升机重要部件安装之一。
常规构型直升机主减速器安装布局有撑杆连接形式和主减速器壳体与机体直接硬连接形式，其中常规主减速器撑杆形式安装结构如图2所示，主减速器100通过4根撑杆以及底部防扭盘300与机体结构连接，其中主减速器防扭盘安装于直升机主减平台400处，并通过主减平台400将载荷扩散，如图3所示，该安装形式要求主减速器较小，能够满足防扭盘300。
共轴旋翼直升机比常规构型直升机主减速器体积更大，并且主减速器往往需要沉入平台，因此无法采用常规构型的撑杆防扭盘配合的安装方式，同时，现有共轴旋翼直升机撑杆布局仅针对特定直升机结构外形，无法适应不同直升机型号设计的要求。
发明内容
本发明的目的：为了满足安装共轴旋翼直升机主减速器的要求，适应不同直升机型号，需要合理设计主减速器安装传力布局，进行机体支撑结构设计，本发明提出一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，能够实现旋翼载荷高效传递。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，提供一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，根据旋翼载荷与力矩，进行六力素传力设计，所述六力素是指Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz，其中Fx为旋翼载荷在x轴上的分量；Mx为旋翼力矩在x轴上的分量；Fy为旋翼载荷在y轴上的分量；My为旋翼力矩在y轴上的分量；Fz为旋翼载荷在z轴上的分量；Mz为旋翼力矩在z轴上的分量；x,y,z为机体坐标系，其中x轴为机体顺航向，指向后；y轴为垂直于机体对称面，指向右；z轴在机体对称面内并垂直于x轴，指向上；
设计方法具体包括如下步骤：
S1：确定共轴旋翼直升机主减速器撑杆的安装形式，并且根据主减结构外形及机体总体布局，初步确定撑杆安装数量以及安装位置；
共轴旋翼直升机主减速器采用撑杆形式安装，所述撑杆两端设计为铰支连接；一端与所述共轴旋翼直升机主减速器壳体上端相连，另一端与直升机上平台相连；该连接方式是典型的二力杆结构，采用二力杆结构设计有利于载荷传递分析及结构强度设计；
根据主减壳体外形及机体结构外形布局，初步确定主减速器通过4根撑杆连接，沿直升机中心面前后、左右对称布置，分别记为左前撑杆11、左后撑杆12、右前撑杆21、右后撑杆22；
所述左前撑杆11、右前撑杆21与直升机上平台之间的夹角记为前支撑安装角γ1，所述左后撑杆12、右后撑杆22与直升机上平台之间的夹角记为后撑安装角γ2；所述左前撑杆11、右前撑杆21与xz平面夹角记为α1，所述左后撑杆12、右后撑杆22与xz平面夹角记为α2；所述左前撑杆11与所述右前撑杆21在延伸方向的交点记为前撑杆交点A，所述左后撑杆12与所述右后撑杆22的交点记为后撑杆交点B；所述前撑杆交点A与所述后撑杆交点B之间的间距为D；所述前撑杆交点A、所述后撑杆交点B与直升机上平台的垂直高度距离为H，所述前撑杆交点A与所述后撑杆交点B之间的间距D；
S2：建立传载分析模型，确定载荷平衡方式，形成撑杆布置方案；
当D＝0时，则力臂为0，无法形成力偶平衡力矩载荷，为了传递旋翼力矩，必须通过引入新增约束点的方式进行平衡传递，称为新增约束点平衡方式；
当D>0时，所述前撑杆交点A与所述后撑杆交点B的间距D为力臂，可形成力偶平衡力矩载荷，旋翼载荷可以通过撑杆交点平衡传递，称为撑杆交点平衡方式；也可或采用新增约束点方式和/或撑杆交点平衡方式传载，称为混合平衡方式；
当采用所述新增约束点平衡方式时，新增约束点可以与撑杆交点平衡Mx、My，同时新增约束点需满足传递Mz，考虑撑杆支撑，需要至少布置两个交点才能传递力矩，而每个交点至少需要两根撑杆，则至少需要新增4根撑杆；
当采用所述撑杆交点平衡方式时，在yz面、xz面各需要两个交点，而每个交点至少需要两根撑杆，则至少一共需要8根撑杆，考虑使用最少撑杆满足传载需求，则该布置方案需要至少8根撑杆；
当采用所述混合平衡方式，同时新增约束点需满足传递Mz，考虑撑杆支撑，需要至少布置两个交点才能传递力矩，而每个交点需要两根撑杆，则至少需要新增4根撑杆，考虑使用最少撑杆满足传载需求，则该布置方案至少需要8根撑杆；由新增约束点传递，在xz面内同时考虑2个撑杆交点形成力偶和交点中心与新增约束点形成力偶共同承载的方式平衡载荷，在yz面由交点中心和新增约束点形成的力偶平衡载荷，即yz面为新增约束点方式，该撑杆布置方案需要8根撑杆；
因此，对于所述新增约束点平衡方式、撑杆交点平衡方式、混合平衡方式，均需要在所述步骤S1的基础上至少新增4根撑杆撑杆。
在一个可能的实施例中，新增的4根撑杆沿直升机中心面前后、左右对称布置，所述撑杆两端设计为铰支连接；一端与所述共轴旋翼直升机主减速器壳体侧面相连，另一端与直升机上平台相连；分别记为新增左前撑杆13、新增左后撑杆14、新增右前撑杆23、新增右后撑杆24；所述新增左前撑杆13、新增右前撑杆23与直升机上平台的夹角记为新增前支撑安装角β1；所述新增左后撑杆14、新增右后撑杆24与直升机上平台的夹角记为新增后支撑安装角β2；所述新增左前撑杆13、新增右前撑杆23与xz平面夹角记为θ1，所述新增左后撑杆14、新增右后撑杆24与xz平面夹角记为θ2；所述新增左前撑杆13与所述新增左后撑杆14延伸方向的交点记为新增左支撑交点C，所述新增右前撑杆23与所述新增右后撑杆24交点记为新增右支撑交点Dp，新增左支撑交点C与新增右支撑交点Dp之间的间距记为E；新增左支撑交点C、新增右支撑交点Dp距离直升机上平台的高度为HN。
优选地，新增左支撑交点C与新增右支撑交点Dp之间的间距E等于主减壳体直径时，撑杆交点距离最大，形成的力臂最大。
优选地，新增左支撑交点C、新增右支撑交点Dp距离直升机上平台的高度为HN为0时，撑杆交点距离最大，形成的力臂最大。
S3：基于实际载荷六力素对所述步骤S2中形成的撑杆布置方案进行载荷计算，分别计算各撑杆载荷；
根据旋翼载荷六力素Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz，依据步骤S2中确定的载荷平衡方式，分别计算左前撑杆11载荷F11、左后撑杆12载荷F12、右前撑杆21载荷F21、右后撑杆22载荷F22、新增左前撑杆13载荷F13、新增左后撑杆14载荷F14、新增右前撑杆23载荷F23、新增右后撑杆24载荷F24；
对于所述撑杆交点平衡方式，根据式一-式六计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2 式一
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2 式二
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2 式三
Mx＝(F13sinβ1+F14sinβ2)E＝(F23cosβ1+F24cosβ2)E 式四
My＝(F11sinγ1+F21sinγ1)D＝(F12sinγ2+F22sinγ2)D 式五
Mz＝(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1)D+(F13cosβ1sinθ1+F14cosβ1sinθ1)E＝(F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2)D+(F23cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2)E 式六
对于所述新增约束点平衡方式，根据式七-式十二计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2 式七
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2 式八
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2 式九
Figure GDA0003849900590000051
Figure GDA0003849900590000052
Mz＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1)E＝(F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)E 式十二
对于所述混合平衡方式，根据式十三-式十八计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2 式十三
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2 式十四
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2 式十五
Mx＝(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2)(H-HN)＝(F13cosβ1sinθ1+F14cosβ1sinθ1+F23cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2)(H-HN) 式十六
My＝(F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2)(H-HN)+(F11sinγ1+F21sinγ1)D＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1+F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)(H-HN)+(F11sinγ1+F21sinγ1)D 式十七
Mz＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1)E+(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1)D＝(F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)E+(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1)D 式十八
S4：撑杆布置方案优化
根据所述步骤S3计算得到的撑杆布置方案中各撑杆的载荷，判断是否能够满足实现传递旋翼载荷六力素，并且各撑杆载荷尽可能小，实现载荷传递高效；如果满足，撑杆布置方案设计结束；如果不满足，通过调整各撑杆安装角、撑杆交点间距D、H进行优化。
优选地，根据载荷平衡方程，以所需调整的安装角或距离为变量，分析得到变量增减对撑杆载荷的影响，进而通过调整各撑杆载荷使得同一类型撑杆载荷分布均匀且撑杆载荷较小，实现同一撑杆结构利用率高。
优选地，当所述前支撑安装角γ1与所述后撑安装角γ2相等时，记为γ1＝γ2＝γ；考虑xz面、yz面内载荷传递：
即前后撑杆安装角一致，则有
对于撑杆交点平衡方式有
My＝(F11sinγ1+F21sinγ1)D
对于新增约束点平衡方式有
My＝2(F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1)(H-HN)
当D＝2(H-HN)/tanγ时，二者效率相同；
当D<2(H-HN)/tanγ时，选择所述新增约束点平衡方式和/或所述混合平衡方式，效率更高；
当D>2(H-HN)/tanγ时，选择所述撑杆交点平衡方式，效率更高。
本发明的有益效果：本发明首先根据主减壳体外形及机体结构外形布局，得到撑杆布置时的相关参数，根据相关参数得到初步布局方式并确定其约束点位置，根据实际旋翼载荷比例，对撑杆布置点位置进行调整，得到能实现传载高效又能实施结构设计的方案。利用该方法对主减撑杆的布局进行设计，通过分析计算得到撑杆连接载荷能够实现传递旋翼载荷六力素的要求，同时该方法能够得到较合理的布局使得传载效率高，适应结构设计。
附图说明
图1是本发明的方法步骤流程图
图2是现有技术中常规构型直升机主减速器安装示意图
图3是本发明优选实施例中初步撑杆布置示意图
图4是本发明优选实施例中撑杆布置方案安装结构示意图
其中：
100-主减速器，200-旋翼轴，300-防扭盘，400-直升机上平台；11-左前撑杆，21-右前撑杆，12-左后撑杆，22-右后撑杆，13-新增左前撑杆，14-新增左后撑杆，23-新增右前撑杆，24-新增右后撑杆
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。
如图1所示，一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，根据旋翼载荷，进行六力素传力设计，具体包括如下步骤：
S1：针对XX型号主减壳体及机体结构外形布局等，确定共轴旋翼直升机主减速器撑杆的安装形式，并且根据主减结构外形及机体总体布局，如图3所示，初步确定撑杆安装数量以及安装位置；
XX型号直升机主减周围主要承力结构主要有：纵梁、主减前后支撑框和两侧蒙皮支撑件，在初步布置时考虑主减壳体设计外形，避免撑杆布置与结构干涉，初步设计撑杆安装角度在40-60°；
根据机体整体布局，撑杆在机身上支撑点间距在700-1200mm之间，结合上述撑杆角度，计算得到前后撑杆交点的间距D在0-400mm之间，而撑杆交点A、B与直升机上平台之间高度差H在500-800mm之间；
根据初步位置，分解旋翼载荷Fx、Fy、Fz。
不考虑力矩，仅针对旋翼载荷Fx、Fy、Fz进行分载传力，
根据上述初步布置方案，γ1、γ2角度在40-60°
令Fx＝1000N，则有
Fx＝2Fqxzcosγ1+2Fhxzcosγ2
计算得到Fqxz、Fhxz载荷范围为326N-500N,角度越小，载荷越小。
令Fz＝1000N，则有
Fz＝2Fqxzsinγ1+2Fhxzsinγ2
计算得到Fqxz、Fhxz载荷范围为326N-500N,角度越大，载荷越小。
令Fy＝1000N，则有
Fy＝2Fqyzcosγ1+2Fhyzcosγ2
计算得到Fqyz、Fhyz载荷范围为326N-500N,角度越小，载荷越小。
后续根据实际载荷，可对各载荷下的撑杆载荷进行叠加，可根据载荷计算结果进行角度调整。
S2：建立传载分析模型，确定载荷平衡方式，形成撑杆布置方案；
由撑杆初步布置结果D为0-400mm之间，H为500-800mm之间，γ1、γ2角度在40-60°之间，计算得到2H/tanγ在578-1907mm之间。
如图4所示，新增约束点与直升机上平台高度差HN＝0，其有利增大力臂，此时有D<2H/tanγ，选取选择新增约束点方式和混合方式，其中同时对载荷分配进行简化。
S3：基于实际载荷六力素对布置方案进行载荷计算，根据旋翼载荷六力素Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz，依据步骤S2中确定的载荷平衡方式，分别计算左前撑杆11载荷F11、左后撑杆12载荷F12、右前撑杆21载荷F21、右后撑杆22载荷F22、新增左前撑杆13载荷F13、新增左后撑杆14载荷F14、新增右前撑杆23载荷F23、新增右后撑杆24载荷F24；
根据旋翼载荷Mx、My，由其比例可知撑杆在Mx、My载荷传载上需要具备的承载能力。由于二者载荷比例接近，即使D＝0，平衡方式选取新增约束点平衡方式，进而确定新增撑杆为位置交点。
根据式七-式十二计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2 式七
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2 式八
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2 式九
Mx＝(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2)(H-HN)＝(F13cosβ1sinθ1+F14cosβ1sinθ1+F23cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2)(H-HN) 式十
My＝(F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2)(H-HN)＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1+F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)(H-HN) 式十一
Mz＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1)E＝(F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)E 式十二
撑杆布置时结构左右对称，对于载荷Fx、Fz、My承载时，左右对应撑杆载荷相同，即有
F11＝F21、F12＝F22、F13＝F23、F14＝F24
同理，对于载荷Fy、Mx、Mz承载时，左右对应撑杆载荷相反。
获得撑杆载荷对应表达式。
根据结构布置及传载建立分析模型，其中撑杆简化为二力杆结构，旋翼载荷通过主减速器传递至撑杆，载荷分配由MPC建立。
分别令Fx＝Fy＝Fz＝10000N，Mx＝My＝Mz＝10000000Nmm进行加载计算，验证并得到撑杆载荷，通过计算得到撑杆最大载荷及对应载荷如表1所示。
表1定值载荷下撑杆载荷
Figure GDA0003849900590000101
S4：撑杆布置方案优化
根据所述步骤S3计算得到的撑杆布置方案中各撑杆的载荷，判断是否能够满足实现传递旋翼载荷六力素，并且各撑杆载荷尽可能小，实现载荷传递高效；如果满足，撑杆布置方案设计结束；如果不满足，通过调整各撑杆安装角、撑杆交点间距D、H进行优化。
根据分析结果可知不同载荷对不同撑杆影响情况，结合撑杆平衡方程，可以得到不同变量参数的影响，如撑杆安装角等，通过更改撑杆布置参数进行撑杆载荷调整。代入实际旋翼载荷，在上述撑杆计算结果的基础上进行载荷缩放和叠加，即为实际旋翼载荷分载下各撑杆的载荷。
同时结构支撑结构设计与撑杆分配载荷相关，根据不同载荷有不同的设计方式，需要考虑结构设计的可实施性。
综合考虑上述因素，在结构限制范围内合理调整最终撑杆节点位置，最终确定方案。
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 (5)

1.一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：确定共轴旋翼直升机主减速器撑杆的安装形式，并且初步确定撑杆安装数量以及安装位置；所述步骤S1中，共轴旋翼直升机主减速器采用撑杆形式安装，所述撑杆两端设计为铰支连接；其中一端与所述共轴旋翼直升机主减速器壳体上端相连，另一端与直升机上平台相连；
根据主减壳体外形及机体结构外形布局，初步确定主减速器通过4根撑杆连接，沿直升机中心面前后、左右对称布置，分别记为左前撑杆(11)、左后撑杆(12)、右前撑杆(21)、右后撑杆(22)；
所述左前撑杆(11)、右前撑杆(21)与直升机上平台之间的夹角记为前支撑安装角γ1，所述左后撑杆(12)、右后撑杆(22)与直升机上平台之间的夹角记为后撑安装角γ2；所述左前撑杆(11)、右前撑杆(21)与xz平面夹角记为α1，所述左后撑杆(12)、右后撑杆(22)与xz平面夹角记为α2；所述左前撑杆(11)与所述右前撑杆(21)在延伸方向的交点记为前撑杆交点A，所述左后撑杆(12)与所述右后撑杆(22)的交点记为后撑杆交点B；所述前撑杆交点A与所述后撑杆交点B之间的间距为D；所述前撑杆交点A、所述后撑杆交点B与直升机上平台的垂直高度距离为H；其中，x,y,z为机体坐标系，其中x轴为机体顺航向，指向后；y轴为垂直于机体对称面，指向右；z轴在机体对称面内并垂直于x轴，指向上；
S2：建立传载分析模型，确定载荷平衡方式，并根据载荷平衡方式形成撑杆布置方案；所述步骤S2中，当D＝0时，力臂为零，无法形成力偶平衡力矩载荷，旋翼载荷必须通过引入新增约束点的方式进行平衡传递，称为新增约束点平衡方式；
当D>0时，两个交点间距即为力臂，可形成力偶平衡力矩载荷，旋翼载荷可以通过撑杆交点平衡传递，称为撑杆交点平衡方式；或采用新增约束点方式和/或撑杆交点平衡方式传载，称为混合平衡方式；
对于所述新增约束点平衡方式、撑杆交点平衡方式、混合平衡方式，均需要在所述步骤S1的基础上新增至少4根撑杆；
新增的4根撑杆沿直升机中心面前后、左右对称布置，所述撑杆两端设计为铰支连接；一端与所述共轴旋翼直升机主减速器壳体侧面相连，另一端与直升机上平台相连；分别记为新增左前撑杆(13)、新增左后撑杆(14)、新增右前撑杆(23)、新增右后撑杆(24)；所述新增左前撑杆(13)、新增右前撑杆(23)与直升机上平台的夹角记为新增前支撑安装角β1；所述新增左后撑杆(14)、新增右后撑杆(24)与直升机上平台的夹角记为新增后支撑安装角β2；所述新增左前撑杆(13)、新增右前撑杆(23)与xz平面夹角记为θ1，所述新增左后撑杆(14)、新增右后撑杆(24)与xz平面夹角记为θ2；所述新增左前撑杆(13)与所述新增左后撑杆(14)延伸方向的交点记为新增左支撑交点C，所述新增右前撑杆(23)与所述新增右后撑杆(24)交点记为新增右支撑交点Dp，新增左支撑交点C与新增右支撑交点Dp之间的间距记为E；新增左支撑交点C、新增右支撑交点Dp距离直升机上平台的高度为HN；
S3：基于实际载荷六力素对所述步骤S2中形成的撑杆布置方案进行载荷计算，分别计算各撑杆载荷；在所述步骤S3中，根据旋翼载荷六力素Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz，依据步骤S2中确定的载荷平衡方式，分别计算左前撑杆(11)载荷F11、左后撑杆(12)载荷F12、右前撑杆(21)载荷F21、右后撑杆(22)载荷F22、新增左前撑杆(13)载荷F13、新增左后撑杆(14)载荷F14、新增右前撑杆(23)载荷F23、新增右后撑杆(24)载荷F24；
对于所述撑杆交点自平衡方式，根据式一-式六计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2
式一
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2
式二
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2
式三
Mx＝(F13sinβ1+F14sinβ2)E＝(F23cosβ1+F24cosβ2)E
式四
My＝(F11sinγ1+F21sinγ1)D＝(F12sinγ2+F22sinγ2)D
式五
Mz＝(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1)D+(F13cosβ1sinθ1+F14cosβ1sinθ1)E＝(F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2)D+(F23cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2)E
式六
对于所述新增约束点方式，根据式七-式十二计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2
式七
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2
式八
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2
式九
Mx＝(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2)(H-HN)＝(F13cosβ1sinθ1+F14cosβ1sinθ1+F23cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2)(H-HN)
式十
My＝(F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2)(H-HN)＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1+F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)(H-HN)
式十一
Mz＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1)E＝(F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)E
式十二
对于所述混合平衡方式，根据式十三-式十八计算各撑杆载荷：
Fx＝F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2+F13cosβ1cosθ1+F23cosβ1cosθ1+F14cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2
式十三
Fy＝F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2+F13cosβ1sinθ1+F23cosβ1sinθ1+F14cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2
式十四
Fz＝F11sinγ1+F21sinγ1+F12sinγ2+F22sinγ2+F13sinβ1+F23sinβ1+F14sinβ2+F24sinβ2
式十五
Mx＝(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1+F12cosγ2sinα2+F22cosγ2sinα2)(H-HN)＝(F13cosβ1sinθ1+F14cosβ1sinθ1+F23cosβ2sinθ2+F24cosβ2sinθ2)(H-HN)
式十六
My＝(F11cosγ1cosα1+F21cosγ1cosα1+F12cosγ2cosα2+F22cosγ2cosα2)(H-HN)+(F11sinγ1+F21sinγ1)D＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1+F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)(H-HN)+(F11sinγ1+F21sinγ1)D
式十七
Mz＝(F13cosβ1cosθ1+F14cosβ1cosθ1)E+(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1)D＝(F23cosβ2cosθ2+F24cosβ2cosθ2)E+(F11cosγ1sinα1+F21cosγ1sinα1)D
式十八；
S4：优化撑杆载荷并计算各撑杆载荷的合力和合力矩是否等于实际载荷，如果满足则完成设计，如果不满足则返回步骤S3调整撑杆布置方案。
2.根据权利要求1所述的一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，其特征在于，当所述前支撑安装角γ1与所述后撑安装角γ2相等时，记为γ1＝γ2＝γ；考虑xz面、yz面内载荷传递：
当D<2(H-HN)/tanγ时，选择所述新增约束点方式和/或所述混合平衡方式，效率更高；
当D>2(H-HN)/tanγ时，选择所述撑杆交点平衡方式，效率更高。
3.根据权利要求1所述的一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，其特征在于，新增左支撑交点C与新增右支撑交点Dp之间的间距E等于主减壳体直径时，形成的力臂最大。
4.根据权利要求1所述的一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，其特征在于，新增左支撑交点C、新增右支撑交点Dp距离直升机上平台的高度为HN为0时，形成的力臂最大。
5.根据权利要求3所述的一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法，其特征在于，在所述步骤S4中，根据所述步骤S3计算得到的撑杆布置方案中各撑杆的载荷，判断是否能够满足实现传递旋翼载荷六力素，并且各撑杆载荷尽可能小，实现载荷传递高效；如果满足，撑杆布置方案设计结束；如果不满足，通过调整各撑杆安装角、撑杆交点间距D、H进行优化。
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