[发明专利]一种直升机尾梁外形设计方法

说明书

技术领域

本发明属于直升机理论外形设计技术，涉及一种一体化设计、易于维护的单旋翼带尾桨式直升机尾梁外形设计方法。 

背景技术

单旋翼带尾桨式直升机的尾梁外形设计时，不单要考虑尾梁内部有足够大的装载容积用于布置结构承力件、尾传动轴等部件，还涉及到尾梁表面空气动力性能、重量分配，维护性等多方面因素，需要经过相互协调、综合平衡和重复迭代才能实现。目前，现有单旋翼带尾桨式直升机的尾梁主要存在三种形式：一种是与后机身单纯连接的圆柱或圆锥式管梁，这种形式使得后机身到尾梁的外形变化剧烈，会产生很大的压差阻力，容易引起气流分离，从而影响全机飞行性能和飞行品质，此外，套装在管梁内的尾传动轴不便于后续维护。另一种尾梁与机身光滑过渡连接，改善了机身表面的空气流场，降低气动阻力，气动效率较高，然而这种尾梁内壁布置着用于承受和传递各方向载荷的结构承力件，而套装在结构内的尾传动轴同样存在后续维护不便的缺点。第三种是内部尾传动轴与结构承力件呈独立布置的分段式尾梁，其上部的尾传动轴整流罩可独立打开以便维护，但这种分段式尾梁存在以下问题：(1)由于尾梁蒙皮分段设计，所需蒙皮面积较多， 造成蒙皮增重；(2)尾梁气动面的不光滑连续，容易在飞行时产生紊流，增加上升阻力系数，气动效率低；(3)表面不光滑的尾梁蒙皮难以与后机身平滑过渡，这在前飞状态下会破坏后机身表面的空气流场，影响全机飞行性能。 

发明内容

本发明要解决的技术问题：提出一种一体化设计的直升机尾梁外形设计方法，以使全机具有良好的飞行性能，而且外形美观、重量轻、可维护。 

本发明的技术方案：一种一体化设计、易于维护的直升机尾梁外形设计方法，将尾梁置于机身后方，并与机身光滑过渡连接，其上的尾传动轴整流罩可以独立打开便于尾传动轴后续维护。 

一种直升机尾梁外形设计方法，其特征在于： 

(1)由后机身过渡型面、尾梁一体化控制型面和尾梁后端面组成，其中尾梁一体化控制型面为直升机尾梁的主体部分，由尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计形成；后机身过渡型面是尾梁一体化控制型面与后机身连接的过渡面；尾梁后端面则是尾梁的后部结构面(根据直升机型式确定)。 

(2)尾梁一体化控制型面由尾梁结构Ⅰ框控制线、Ⅱ框控制线确定曲面边界范围，其中Ⅰ框控制线是尾梁一体化控制型面与后机身过渡型面的相交线，该控制线的调整将引起尾梁一体化控制型面和后机身过渡型面的变化，可根据尾梁的气动分布，分为Ⅰ框上控制线和Ⅰ框 下控制线，Ⅰ框上控制线是Ⅰ框控制线在尾梁迎风区域的部分，用于控制尾梁迎风区域外形的变化，而Ⅰ框下控制线是Ⅰ框控制线在尾梁背风区域的部分，用于控制尾梁背风区域外形的变化；Ⅱ框控制线是尾梁一体化控制型面与尾梁后端面的相交线，该控制线的调整将引起尾梁一体化控制型面与尾梁后端面的变化，与Ⅰ框类似，Ⅱ框控制线分为Ⅱ上控制线和Ⅱ下控制线。同时，尾梁一体化控制型面又由型面上的六条横向特征空间曲线确定，分别为型面左缘线、维护平台左控制直线、型面上缘线、维护平台右控制直线、型面右缘线和型面下缘线，这六条特征空间曲线均与尾梁结构Ⅰ框控制线、Ⅱ框控制线相交，其中型面左缘线和型面右缘线对称分布在尾梁纵向对称面的两侧，是尾梁迎风区域和背风区域的分界线；维护平台左控制直线和维护平台右控制直线也对称于尾梁纵向对称面的两侧，由尾传动轴的安装平台位置来确定；型面上缘线和型面下缘线则位于尾梁纵向对称面上。 

(3)后机身过渡型面是由与尾梁连接的后机身上的上边沿线、下边沿线和尾梁结构Ⅰ框控制线确定空间曲面边界范围，并由过渡型面上的四条特征空间曲线确定，分别为左引导线、上引导线、右引导线和下引导线，其中，上边沿线为后机身迎风区域的边缘线，下边沿线为后机身背风区域的边缘线，左引导线是以尾梁一体化控制型面左缘线和机身左延线为支撑线，并与两线相切的空间曲线，同理，上引导线由型面上缘线和机身上延线构成，右引导线由型面右缘线和机身右延线构成，下引导线由型面下缘线和机身下延线构成。另外，机身左延线和右延线对称分布在尾梁纵向对称面的两侧，是后机身迎风区 域和背风区域的分界线，机身上延线是尾梁纵向对称面和后机身迎风面的相交线，机身下延线是尾梁纵向对称面和后机身背风面的相交线。