一种尾部结构的强度设计方法与流程

本发明属于直升机机身结构强度设计领域，具体涉及一种尾部结构的强度设计方法。
背景技术：
：直升机尾部结构强度设计首先是确定尾部的受载情况。通常，尾梁和垂尾主要考虑气动载荷、惯性载荷及尾桨载荷和/或尾推载荷等的影响，平尾则考虑自身气动载荷和惯性载荷的影响。因平尾气动载荷有对称和非对称的两种分布情况，传统的设计思路是，在进行平尾及其连接强度计算时，两种分布均需考虑；但在垂尾和尾梁的强度计算时，通常认为平尾非对称载荷产生的弯矩对垂尾及尾梁强度的影响可忽略，平尾载荷仅考虑对称分布。对于低置平尾的尾部结构，上述方法是适用的；但对于高置平尾的尾部结构，如果仍按传统思路和方法，不考虑平尾非对称载荷对尾梁和垂尾强度的影响，将会使得尾梁及垂尾在飞行过程中存在安全隐患。技术实现要素：本发明提出一种尾部结构的强度设计方法，用于高置平尾支撑在垂尾上的尾部结构的强度设计。为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。一种尾部结构的强度设计方法，所述尾部结构为高置平尾支撑在垂尾上的尾部结构，所述方法包括：s1，确定尾部结构受载超过预设载荷门限的多个飞行工况；s2，在每个飞行工况下，确定平尾的气动载荷大小、垂尾的气动载荷大小和方向、尾桨载荷和\或尾推载荷大小和方向、尾部结构的惯性载荷大小和方向；s3，根据垂尾的气动载荷方向，得到平尾非对称载荷方向与垂尾气动载荷方向的多种方向组合状态；s4，将平尾非对称载荷方向与垂尾气动载荷方向的每种方向组合状态分别加载到所述尾部结构的强度分析有限元模型的对应加载点上，从而根据所述尾部结构的强度分析有限元模型对所述尾部结构进行强度分析。(1)所述方法还包括：建立尾部结构的强度分析有限元模型，所述尾部结构包含：尾梁、垂尾、平尾及过渡段结构。(2)s1具体为：确定需要考虑平尾非对称载荷的飞行状态；在每种飞行状态下根据尾部结构的载荷六力素，确定尾部结构受载超过预设载荷门限的多个飞行工况。(3)确定需要考虑平尾非对称载荷的飞行状态，所述飞行状态包括：偏航和滚转。(4)确定尾部结构受载超过预设载荷门限的多个飞行工况，多个飞行工况包括最大设计重量前限左偏航、最大设计重量后限左偏航、小重量前限左滚转。(5)定义飞机航向为x轴正向，飞机逆航向的右侧为y轴正向，根据右手定则确定垂直xoy平面向上为z轴正向；根据xoz平面将平尾分为左右两侧；s3具体为：当垂尾的气动载荷方向为y轴负向时，得到平尾非对称载荷方向与垂尾气动载荷方向的多种方向组合状态；所述多种方向组合状态包含：垂尾气动载荷方向为y轴负向，平尾气动载荷方向为平尾右侧100％载荷向下、平尾右侧100％载荷向上、平尾左侧100％载荷向下、平尾左侧100％载荷向上、平尾左侧50％载荷向上和平尾右侧50％载荷向下、平尾左侧50％载荷向下和平尾右侧50％载荷向上。(6)定义飞机航向为x轴正向，飞机逆航向的右侧为y轴正向，根据右手定则确定垂直xoy平面向上为z轴正向；根据xoz平面将平尾分为左右两侧；s3具体为：当垂尾的气动载荷方向为y轴正向时，得到平尾非对称载荷方向与垂尾气动载荷方向的多种方向组合状态；所述多种方向组合状态包含：垂尾气动载荷方向为y轴正向，平尾气动载荷方向为平尾右侧100％载荷向下、平尾右侧100％载荷向上、平尾左侧100％载荷向下、平尾左侧100％载荷向上、平尾左侧50％载荷向上和平尾右侧50％载荷向下、平尾左侧50％载荷向下和平尾右侧50％载荷向上。(7)所述尾部结构的强度分析有限元模型需要对过渡段结构的端部节点进行x、y、z三个方向的平动自由度约束。本发明的高置平尾支撑在垂尾上的尾部结构的强度设计方法中，高置平尾非对称载荷与垂尾气动载荷分布存在多种组合状态。尾部结构包含尾梁和垂尾，在垂尾和尾梁的强度设计时，与传统的设计思路不同的是考虑平尾非对称载荷产生的力矩对垂尾及尾梁强度的影响，排除由于平尾非对称载荷影响导致尾梁及垂尾在飞行过程中存在的安全隐患。附图说明图1为平尾非对称载荷与垂尾气动载荷分布情况示意图。具体实施方式下面对本发明具体技术方案进行详细说明。本发明实施例提供一种尾部结构的强度设计方法，所述尾部结构为高置平尾支撑在垂尾上的尾部结构，所述方法包括：(1)确定需要考虑平尾非对称载荷的飞行状态，具体包含：偏航和滚转；(2)依据全机惯性平衡载荷计算得到的全机各框站位剪力弯矩图确定尾部结构受载超过预设载荷门限的多个飞行工况，具体包含：最大设计重量前限左偏航、最大设计重量后限左偏航、小重量前限左滚转；(3)确定步骤2中的飞行工况下的平尾气动载荷、垂尾气动载荷、尾桨载荷和/或尾推载荷及尾部结构的惯性载荷；(4)根据垂尾气动载荷方向确定，确定平尾非对称载荷与垂尾气动载荷分布多种组合状态(如图1(b)、(d)、(e))，将步骤2确定的飞行工况与平尾非对称载荷进行详细组合，平尾非对称载荷具体为：平尾右侧100％载荷向下、平尾右侧100％载荷向上、平尾左侧100％载荷向下、平尾左侧100％载荷向上、平尾左侧50％载荷向上和平尾右侧50％载荷向下、平尾左侧50％载荷向下和平尾右侧50％载荷向上，最终确定尾段结构强度设计计算工况；(5)建立尾部结构的强度分析有限元模型，所述尾部结构包含：尾梁、垂尾、平尾及过渡段结构，具体包含：5a、分别加载到所述尾部结构的强度分析有限元模型的对应加载点上，从而根据所述尾部结构的强度分析有限元模型对所述尾部结构进行强度分析；5b、尾部结构的强度分析有限元模型需要对过渡段结构的端部节点进行x、y、z三个方向的平动自由度约束。通过尾部结构的强度分析有限元模型和工程计算方法完成尾段结构尾梁和垂尾的强度分析，尾段结构强度最小安全裕度对应的工况如表1所示。表1严重工况说明序号飞行状态平尾非对称载荷分布备注1左偏航平尾右侧100％载荷向上平尾非对称载荷2左滚转平尾右侧100％载荷向上平尾非对称载荷3左偏航平尾左侧100％载荷向下平尾非对称载荷下面结合在某型号中的应用，对本发明做进一步说明：(1)根据结构的打样数模建立尾部结构的强度分析有限元模型，尾部结构由平尾、垂尾、尾梁及过渡段组成；(2)确定需要考虑平尾非对称载荷的飞行状态，具体包含：偏航和滚转；(3)计算工况筛选：依据全机惯性平衡载荷计算得到的全机各框站位剪力弯矩图，得到尾部结构强度计算工况，具体包含最大设计重量前限左偏航、最大设计重量后限左偏航、小重量前限左滚转；(4)确定第3步计算工况下的平尾气动载荷、垂尾气动载荷、尾桨载荷和尾部结构惯性载荷；(5)依据平尾非对称载荷和垂尾气动载荷向左，确定平尾非对称载荷与垂尾气动载荷的组合情况，如图1所示(b)、(d)、(e)。(6)平尾非对称载荷分布情况有6种，即平尾右侧100％载荷向下、平尾右侧100％载荷向上、平尾左侧100％载荷向下、平尾左侧100％载荷向上、平尾左侧50％载荷向上和右侧50％载荷向下、平尾左侧50％载荷向下和右侧50％载荷向上；(7)将飞行工况与平尾非对称载荷分布进行组合，最终确定尾部结构强度分析有限元模型计算工况；(8)在过渡段端部进行约束，施加每种计算工况下尾部结构所受外载荷(包括平尾非对称载荷、垂尾气动载荷、尾桨载荷)，完成强度分析。本发明的高置平尾支撑在垂尾上的尾部结构的强度设计方法中，高置平尾非对称载荷与垂尾气动载荷分布存在多种组合状态。尾部结构包含尾梁和垂尾，在垂尾和尾梁的强度设计时，与传统的设计思路不同的是考虑平尾非对称载荷产生的力矩对垂尾及尾梁强度的影响，排除由于平尾非对称载荷影响导致尾梁及垂尾在飞行过程中存在的安全隐患。当前第1页1 2 3 

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