CN114056537B - 一种无人高速直升机中机身主承力结构 - Google Patents

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Abstract

本申请提供一种无人高速直升机中机身主承力结构，所述无人高速直升机中机身主承力结构包括机身外形、沿无人高速直升机航向设置2框、3框、左纵梁、右纵梁、平台板件和撑杆，其中：机身外形为内部中空的U型结构，机身外形底部蒙皮设置开口，机身外形内设置主减速器；2框和3框分别设置机身外形底部开口的前缘和后缘，用于对开口进行加强；左纵梁、右纵梁分别设置机身外形底部开口的两侧；平台板件布置在机身外形非开口区、纵梁、框的上部凸缘处连接；撑杆的一端与框、纵梁和平台板件的交汇点连接，撑杆的另一端与主减速器连接。

Description

一种无人高速直升机中机身主承力结构
技术领域
本发明涉及新构型无人高速旋翼航空器机体结构强度设计领域，特别是涉及一种无人高速直升机中机身主承力结构。
背景技术
无人高速直升机是近年来新发展的一种新构型旋翼飞行器，总体在设计气动外形时，为了减小飞行阻力，机体直径通常设计得较小，为了安装传动系统和其他系统设备，需要在有限的空间内设置较大的开口，进一步压缩了主承力结构的布置，对机体载荷传递带来了挑战。这种矛盾在中机身的设计中表现得尤为明显。中机身需要安装垂向尺寸较大的主减速器，为了提高安装与维护的便利性，中机身上、下表面必须贯穿，造成机体底部蒙皮不存在，上部平台只剩下左、右两侧很窄的平台板。
发明内容
本申请提供一种无人高速直升机中机身主承力结构，载荷传递路径明确，提高了结构传载合理性。
本发明的技术方案：一种无人高速直升机中机身主承力结构，所述无人高速直升机中机身主承力结构包括机身外形、沿无人高速直升机航向设置2框、3 框、左纵梁、右纵梁、平台板件和撑杆，其中：
机身外形为内部中空的U型结构，机身外形底部蒙皮设置开口，机身外形内设置主减速器；
2框和3框分别设置机身外形底部开口的前缘和后缘，用于对开口进行加强；
左纵梁、右纵梁分别设置机身外形底部开口的两侧；
平台板件布置在机身外形非开口区、纵梁、框的上部凸缘处连接；
撑杆的一端与框、纵梁和平台板件的交汇点连接，撑杆的另一端与主减速器连接。
具体的，所述无人高速直升机中机身主承力结构还包括1框和4框，1框和4框分别设置在中机身前端和后端，作为与前机身、过渡段对接面。
具体的，撑杆包括短杆和长杆，短杆用于连接纵梁和平台板件的交汇点和主减速器，长杆用于连接框、机身外形和平台板件的交汇点和主减速器。
具体的，短杆与平台板件所在平面的夹角范围为0～15°。
具体的，长杆与平台板件所在平面的夹角范围为45°～60°。
具体的，平台板件为H型平板结构，H型平板结构的中间横板的宽度b根据剪切稳定性确定：
其中，τcr为临界剪应力、τ为中间横板最大剪应力、K为剪切稳定性系数、E为材料弹性模量，ν为材料泊松比、t为材料厚度、b为宽度。
具体的，根据中机身外形包络面、主减速器外形包络及安装维护要求，确定底部蒙皮开口尺寸。
具体的，根据标准人体肩宽及设备安装外径确定开口尺寸。
综上所述，本申请提供一种无人高速直升机中机身主承力结构，利用该方法合理布置了中机身主承力结构，载荷传递路径明确，提高了结构传载合理性。同时整个过程还考虑了主减速器拆装的需求，满足五性要求，日常使用维护方便。
附图说明
图1为本申请提供的一种无人高速直升机中机身主承力结构的外形包络示意图；
图2为本申请提供的一种框布置示意图；
图3为本申请提供的一种纵梁布置示意图；
图4为本申请提供的一种水平板件示意图；
图5为本申请提供的一种支撑杆示意图；
图6为本申请提供的一种中机身有限元载荷评估模型示意图；
图7为本申请提供的一种中机身强度刚度评估示意图。
具体实施方式
实施例一
本发明的技术方案：本申请提供一种无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，所述无人高速直升机中机身主承力结构包括机身外形、沿无人高速直升机航向设置2框、3框、左纵梁、右纵梁、平台板件和撑杆，其中：
机身外形为内部中空的U型结构，机身外形底部蒙皮设置开口，机身外形内设置主减速器；
2框和3框分别设置机身外形底部开口的前缘和后缘，用于对开口进行加强；
左纵梁、右纵梁分别设置机身外形底部开口的两侧；
平台板件布置在机身外形非开口区、纵梁、框的上部凸缘处连接；
撑杆的一端与框、纵梁和平台板件的交汇点连接，撑杆的另一端与主减速器连接。
具体的，所述无人高速直升机中机身主承力结构还包括1框和4框，1框和4框分别设置在中机身前端和后端，作为与前机身、过渡段对接面。
具体的，撑杆包括短杆和长杆，短杆用于连接纵梁和平台板件的交汇点和主减速器，长杆用于连接框、机身外形和平台板件的交汇点和主减速器。
具体的，机身中轴线一侧的两个短杆的延长线交于一点，机身中轴线另一侧的两个短杆的延长线交于一点，所有长杆的延长线交于一点。
具体的，短杆与平台板件所在平面的夹角范围为0～15°。
具体的，长杆与平台板件所在平面的夹角范围为45°～60°。
具体的，平台板件为H型平板结构，H型平板结构的中间横板的宽度b根据剪切稳定性确定：
其中，τcr为临界剪应力、τ为中间横板最大剪应力、K为剪切稳定性系数、E为材料弹性模量，ν为材料泊松比、t为材料厚度、b为宽度。
如图1所示，根据中机身外形包络面、主减速器外形包络及安装维护要求，确定底部蒙皮开口尺寸。具体的，根据标准人体肩宽及设备安装外径确定开口尺寸。
如图2所示，在底部开口的前、后缘布置两个框，对开口进行加强。在中机身两端布置两个框，作为与前机身、过渡段对接面。
如图3所示，在底部开口两侧布置左、右纵梁，对开口进行加强，并为主减速器安装提供支撑结构.
如图4所示，在上平台非开口区布置平台板件，与纵梁、框在上部凸缘处连接，传递XOY面内载荷，参见图中的阴影部分，平台板件为H型平板结构。
如图5所示，框、梁、上水平板件在上平台处共有八处交汇点，这些交汇点可作为主减速器撑杆的连接点，来自撑杆的载荷可以向X、Y向、Z向扩散。
4根短杆、4根长杆采用2A12铝合金管材，H型平板结构采用2A12铝合金板件，框、梁上半部结构采用7050铝合金，其他部位采用复合材料蜂窝夹层结构。
如图6所示，建立中机身有限元载荷传递评估模型，载荷位于等效旋翼中心点，分别施加Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz共6种单位载荷，查看各结构是否有载荷异常区域。
实际应用中，如图7所示，根据强度设计准则判定中机身结构是否满足强度及刚度要求，最终完成设计。
综上所述，本申请提供了一种无人高速直升机中机身主承力结构，通过对大开口结构进行载荷传递路径设计，在有限的空间内布置合理高效的结构，保证中机身在目标载荷下满足强度与刚度的设计要求。
实施例二
S1：根据总体确定的机体理论外形、主减速器布置位置、五性要求等确定底部蒙皮开口位置及尺寸；
S2：在S1步骤确定底部蒙皮开口后，在开口边界四周布置交差框、梁对开口进行加强，同时作为主减速器安装的支撑结构。在上平台非开口区布置水平板件，并与框、梁上凸缘连接，可扩散XOY面内载荷。与前机身、过渡段对接部位布置框；
S3:经过步骤S2，上平台会形成八处框、梁、平台交汇点(左右对称)，交汇点可作为主减速器撑杆支撑点，可传递X向、Y向、Z向三向载荷，进而向框梁腹板、蒙皮等部位扩散；
S4：以一种典型的主减速器安装为例，在步骤S3上建立中机身传载有限元分析模型，在主桨等效中心作用点处分别施加六个单向载荷，即Fx＝10000N， Fy＝10000N，Fz＝40000N，Mx＝1.0e7N*mm，My＝1.0e7N*mm，Mz＝1.0e7N*mm，建立相应的六种分析工况，分别评估各结构连接、凸缘等处载荷；
S5：步骤4评估结构传载合理性后，开展刚度评估，即在步骤S4的六种工况下，中机身没发生过大的变形；
S6：步骤4评估结构传载合理性后，开展强度评估。
综上所述，本申请提供一种无人高速直升机中机身主承力结构，利用该方法合理布置了中机身主承力结构，载荷传递路径明确，提高了结构传载合理性。同时整个过程还考虑了主减速器拆装的需求，满足五性要求，日常使用维护方便。

Claims (7)

1.一种无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，所述无人高速直升机中机身主承力结构包括机身外形、沿无人高速直升机航向设置2框、3框、左纵梁、右纵梁、平台板件和撑杆，其中：
机身外形为内部中空的U型结构，机身外形底部蒙皮设置开口，机身外形内设置主减速器；
2框和3框分别设置机身外形底部开口的前缘和后缘，用于对开口进行加强；
左纵梁、右纵梁分别设置机身外形底部开口的两侧；
平台板件布置在机身外形非开口区、纵梁、框的上部凸缘处连接；
撑杆的一端与框、纵梁和平台板件的交汇点连接，撑杆的另一端与主减速器连接；
所述无人高速直升机中机身主承力结构还包括1框和4框，1框和4框分别设置在中机身前端和后端，作为与前机身、过渡段对接面；
撑杆包括短杆和长杆，短杆用于连接纵梁和平台板件的交汇点和主减速器，长杆用于连接框、机身外形和平台板件的交汇点和主减速器；
所述无人高速直升机中机身主承力结构的制造方法包括：
S1：根据总体确定的机体理论外形、主减速器布置位置、五性要求确定底部蒙皮开口位置及尺寸；
S2：在开口边界四周布置交差框、梁对开口进行加强，同时作为主减速器安装的支撑结构；在上平台非开口区布置水平板件，并与框、梁上凸缘连接；与前机身、过渡段对接部位布置框；
S3:上平台会形成八处框、梁、平台交汇点，交汇点作为主减速器撑杆支撑点，传递X向、Y向、Z向三向载荷，进而向框梁腹板、蒙皮部位扩散；
S4：建立中机身传载有限元分析模型，在主桨等效中心作用点处分别施加六个单向载荷，即Fx＝10000N，Fy＝10000N，Fz＝40000N，Mx＝1.0e7N*mm，My＝1.0e7N*mm，Mz＝1.0e7N*mm，建立相应的六种分析工况，分别评估各结构连接、凸缘处载荷；
S5：在六种分析工况下，中机身没发生过大的变形；
S6：开展强度评估。
2.根据权利要求1所述的无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，机身中轴线一侧的两个短杆的延长线交于一点，机身中轴线另一侧的两个短杆的延长线交于一点，所有长杆的延长线交于一点。
3.根据权利要求1所述的无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，短杆与平台板件所在平面的夹角范围为0～15°。
4.根据权利要求1所述的无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，长杆与平台板件所在平面的夹角范围为45°～60°。
5.根据权利要求1所述的无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，平台板件为H型平板结构，H型平板结构的中间横板的宽度b根据剪切稳定性确定：
Figure FDA0004126488380000021
其中，τcr为临界剪应力、τ为中间横板最大剪应力、K为剪切稳定性系数、E为材料弹性模量，ν为材料泊松比、t为材料厚度、b为宽度。
6.根据权利要求1所述的无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，根据中机身外形包络面、主减速器外形包络及安装维护要求，确定底部蒙皮开口尺寸。
7.根据权利要求5所述的无人高速直升机中机身主承力结构，其特征在于，根据标准人体肩宽及设备安装外径确定开口尺寸。
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Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007141268A1 (en) * 2006-06-06 2007-12-13 Airbus Deutschland Gmbh Aircraft fuselage structure and method for producing it
CN106507751B (zh) * 2007-11-03 2011-11-23 成都飞机工业（集团）有限责任公司 小型无人机机身
CN103818543A (zh) * 2012-11-16 2014-05-28 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机盒型复合材料机身结构
EP2905228A1 (en) * 2014-02-06 2015-08-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Fuselage airframe and tank
CN105438487A (zh) * 2015-11-30 2016-03-30 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机用铝管框架式双层担架刚性支撑结构
EP3075650A1 (en) * 2015-03-30 2016-10-05 Airbus Operations GmbH Large self-carrying monument assembly for an aircraft and an aircraft having such a monument assembly
CN207658030U (zh) * 2017-12-27 2018-07-27 天津三爻航空航天科技发展有限公司 一种无人直升机机身主框架结构
CN208291490U (zh) * 2018-06-03 2018-12-28 精功（绍兴）复合材料有限公司 一种用于飞机整体油箱框结构
CN109677584A (zh) * 2018-12-29 2019-04-26 一飞智控(天津)科技有限公司 双旋翼无人机机身
CN112407229A (zh) * 2020-10-30 2021-02-26 中国直升机设计研究所 一种无人直升机机身传力结构组件
CN113200149A (zh) * 2021-05-18 2021-08-03 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007141268A1 (en) * 2006-06-06 2007-12-13 Airbus Deutschland Gmbh Aircraft fuselage structure and method for producing it
CN106507751B (zh) * 2007-11-03 2011-11-23 成都飞机工业（集团）有限责任公司 小型无人机机身
CN103818543A (zh) * 2012-11-16 2014-05-28 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机盒型复合材料机身结构
EP2905228A1 (en) * 2014-02-06 2015-08-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Fuselage airframe and tank
EP3075650A1 (en) * 2015-03-30 2016-10-05 Airbus Operations GmbH Large self-carrying monument assembly for an aircraft and an aircraft having such a monument assembly
CN105438487A (zh) * 2015-11-30 2016-03-30 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机用铝管框架式双层担架刚性支撑结构
CN207658030U (zh) * 2017-12-27 2018-07-27 天津三爻航空航天科技发展有限公司 一种无人直升机机身主框架结构
CN208291490U (zh) * 2018-06-03 2018-12-28 精功（绍兴）复合材料有限公司 一种用于飞机整体油箱框结构
CN109677584A (zh) * 2018-12-29 2019-04-26 一飞智控(天津)科技有限公司 双旋翼无人机机身
CN112407229A (zh) * 2020-10-30 2021-02-26 中国直升机设计研究所 一种无人直升机机身传力结构组件
CN113200149A (zh) * 2021-05-18 2021-08-03 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孙健宇 ; .民用飞机机身中段的设计与分析.装备制造技术.2016,(第05期),全文. *

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