CN110901944B - 一种直升机发动机安装设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于直升机强度设计技术领域，公开了一种直升机发动机安装设计方法，包括：S1，确定发动机的安装载荷；S2，部署所述发动机的安装载荷的衡方式；S3，根据所述发动机的安装载荷的平衡方式，对所述发动机的安装载荷进行载荷分配；S4，根据所述载荷分配设计发动机安装的面内支架；能够实现发动机安装结构的快速设计，并且可以实现对安装结构的减重优化设计。
Description
技术领域
本发明属于直升机强度设计技术领域，尤其涉及一种直升机发动机安装设计方法。
背景技术
发动机作为直升机动力的唯一来源，发动机的安装装置需要具备高可靠度、低重量代价的双重要求。传统的设计方法通常为非正向开发，设计过程需要经过不断地进行设计与计算的迭代，设计工作量大且设计周期较长。
发明内容
针对上述背景技术中的问题，本发明的目的在于提供一种直升机发动机安装设计方法，能够实现发动机安装结构的快速设计，并且可以实现对安装结构的减重优化设计。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。
一种直升机发动机安装设计方法，所述方法包括：
S1，确定发动机的安装载荷；
S2，部署所述发动机的安装载荷的平衡方式；
S3，根据所述发动机的安装载荷的平衡方式，对所述发动机的安装载荷进行载荷分配；
S4，根据所述载荷分配设计发动机安装的面内支架。
本发明技术方案的特点和进一步的改进为：
(1)S1具体包括：
定义发动机安装坐标系OXYZ为笛卡尔坐标系，其中，X方向为发动机输出轴的方向，Z方向竖直向上；
从而确定发动机的安装载荷为：因飞机机动而产生的发动机在X、Y、Z三个方向的惯性载荷Fx、Fy、Fz；发动机输出扭矩产生的反扭矩Mx；飞机的俯仰、偏航运动与发动机转子快速旋转相耦合产生的陀螺力矩My、Mz。
(2)发动机与主减速器之间有动力输出轴套，动力输出轴套与主减速器有安装点A；
S2具体包括：
X方向的惯性载荷Fx通过动力输出轴套与主减速器的安装点A平衡，Y方向的惯性载荷Fy通过与动力输出轴垂直的YOZ面内支架B的Y向反作用力FBy平衡、Z方向的惯性载荷Fz通过与动力输出轴垂直的YOZ面内支架B的Z向反作用力FBz平衡；
反扭矩Mx通过YOZ面内支架B的两个安装点的载荷平衡；陀螺力矩My通过安装点A的Z向反作用力FAz和支架B的Z向反作用力FBz形成的力矩平衡，陀螺力矩Mz通过安装点A的Y向反作用力FAy平衡和支架B的Y向反作用力FBy形成的力矩平衡。
(3)S2还具体包括：部署所述发动机的安装载荷的平衡方式时要满足如下要求：
发动机动力输出轴与主减速器输入端为同心轴；
面内支架B与发动机之间具备轴向间隙或面内支架B本身可轴向活动，以补偿发动机的热膨胀。
(4)S3具体包括：
建立载荷平衡方程，计算安装点A在X、Y、Z三个方向的载荷FAx、FAy、FAz和面内支架B的载荷
面内支架B的载荷/>
包含两个安装点的分力FB1、FB2；
建立载荷平衡方程和几何方程，以α、β为随机变量，求取FB1、FB2的最优解，其中α、β分别为FB1、FB2的方向与Z向的夹角。
(5)S4具体包括：
安装点A为只传递载荷的球形铰接；
面内支架B的两个主传力路径方向与两个安装点的分力FB1、FB2的载荷方向一致；
以面内支架B的应力σ为变量，根据两个安装点的分力FB1、FB2以及面内支架B的静强度、稳定性、疲劳寿命要求，定义面内支架B的截面尺寸。
本发明为一种发动机安装的设计方法可以缩短设计周期，降低设计成本，同时提高设计质量。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种发动机的宏观受力分析示意图；
图2为本发明实施例提供的一种面内支架的受力分析示意图。
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。
本发明实施例提供一种直升机发动机安装设计方法，所述方法包括：
S1，确定发动机的安装载荷；
S2，部署所述发动机的安装载荷的平衡方式；
S3，根据所述发动机的安装载荷的平衡方式，对所述发动机的安装载荷进行载荷分配；
S4，根据所述载荷分配设计发动机安装的面内支架。
本发明技术方案的特点和进一步的改进为：
进一步的，S1具体包括：
定义发动机安装坐标系OXYZ为笛卡尔坐标系，其中，X方向为发动机输出轴的方向，Z方向竖直向上；
从而确定发动机的安装载荷为：因飞机机动而产生的发动机在X、Y、Z三个方向的惯性载荷Fx、Fy、Fz；发动机输出扭矩产生的反扭矩Mx；飞机的俯仰、偏航运动与发动机转子快速旋转相耦合产生的陀螺力矩My、Mz。
发动机与主减速器之间有动力输出轴套，动力输出轴套与主减速器有安装点A；
S2具体包括：
如图1所示，X方向的惯性载荷Fx通过动力输出轴套与主减速器的安装点A平衡，Y方向的惯性载荷Fy通过与动力输出轴垂直的YOZ面内支架B的Y向反作用力FBy平衡、Z方向的惯性载荷Fz通过与动力输出轴垂直的YOZ面内支架B的Z向反作用力FBz平衡；
反扭矩Mx通过YOZ面内支架B的两个安装点的载荷平衡；陀螺力矩My通过安装点A的Z向反作用力FAz和支架B的Z向反作用力FBz形成的力矩平衡，陀螺力矩Mz通过安装点A的Y向反作用力FAy平衡和支架B的Y向反作用力FBy形成的力矩平衡。
S2还具体包括：部署所述发动机的安装载荷的平衡方式时要满足如下要求：
发动机动力输出轴与主减速器输入端为同心轴；
面内支架B与发动机之间具备轴向间隙或面内支架B本身可轴向活动，以补偿发动机的热膨胀。
S3具体包括：
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S4具体包括：
安装点A为只传递载荷的球形铰接；
如图2所示，面内支架B的两个主传力路径方向与两个安装点的分力FB1、FB2的载荷方向一致；
以面内支架B的应力σ为变量，根据两个安装点的分力FB1、FB2以及面内支架B的静强度、稳定性、疲劳寿命要求，定义面内支架B的截面尺寸。
最后，还可以通过有限元仿真计算建立发动机安装的有限元模型，校核安装结构的强度等是否满足安装要求。
本发明涉及的一种发动机支架设计方法，基于数学模型的优化求解，能够实现发动机安装结构的快速设计，并且可以实现对安装结构的减重优化设计。
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 (2)
1.一种直升机发动机安装设计方法，其特征在于，所述方法包括：
S1，确定发动机的安装载荷；S1具体包括：
定义发动机安装坐标系OXYZ为笛卡尔坐标系，其中，X方向为发动机输出轴的方向，Z方向竖直向上；
从而确定发动机的安装载荷为：因飞机机动而产生的发动机在X、Y、Z三个方向的惯性载荷
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部署所述发动机的安装载荷的平衡方式时要满足如下要求：
发动机动力输出轴与主减速器输入端为同心轴；
面内支架B与发动机之间具备轴向间隙或面内支架B本身可轴向活动，以补偿发动机的热膨胀；
S3，根据所述发动机的安装载荷的平衡方式，对所述发动机的安装载荷进行载荷分配；S3具体包括：
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2.根据权利要求1所述的一种直升机发动机安装设计方法，其特征在于，S4具体包括：
安装点A为只传递载荷的球形铰接；
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