一种直升机外伸设备支架设计分析方法与流程

1.本发明属于直升机结构强度设计领域，涉及一种直升机外伸设备支架设计分析方法。


背景技术：

2.为满足直升机不同飞行任务要求，需要在直升机外部加装各种任务设备，其中对于加装于直升机外部的设备安装设计较为复杂。加装设备位于直升机外部时，需承受飞行中的气动载荷、惯性载荷，受载情况较为复杂，同时加装设备需寻找直升机机体上合适接口位置并进行设备支架的传力路径设计，如何设计轻量高效的外伸设备支架并使其满足强度及动力学要求，成为直升机加装设备设计的一个难点。


技术实现要素：

3.本发明的目的：本发明提供一种直升机外伸设备支架设计分析方法，建立外伸支架结构强度设计流程，结合结构拓扑优化和尺寸优化设计思路，实现质量较轻、工艺性良好并满足强度、动力学要求的外伸支架设计，通过该设计方法可以实现外伸设备支架的快速设计。
4.本发明的技术方案：
5.一种直升机外伸设备支架设计分析方法，包括：
6.通过分析严重载荷工况下气动载荷、惯性载荷各向分量占比与机身安装接口承载能力，确定直升机外伸设备各接口位置；
7.依据各接口位置、气动载荷和惯性载荷，设计载荷传力路径以及初始的主体传力结构，对初始的主体传力结构进行拓扑优化；
8.最后根据强度要求、动力学要求完成细节尺寸优化，完成外伸设备支架的设计。
9.通过分析严重载荷工况下气动载荷、惯性载荷各向分量占比与机身安装接口承载能力，确定直升机外伸设备各接口位置，包括：
10.根据直升机外伸设备的位置，获取外伸设备受直升机外形影响的气动载荷、惯性载荷；
11.对于气动载荷或惯性载荷，根据各工况下一种载荷的三向力f
x
、fy、fz以及合力f
he
为目标进行最大值筛选，并最大值对应的工况作为一个严重载荷工况进行设计；
12.根据直升机外伸设备的位置(x0、y0、z0)、接口初步位置(x1、y1、z1)、(x2、y2、z2)...(xi、yi、zi)，在各严重载荷工况下进行载荷分解，得到各接口位置的约束载荷(f
xi
、f
yi
、f
zi
)；
13.对比约束载荷与直升机机身承载能力，若约束载荷大于直升机机身承载能力则方案不可行，需重新规划接口位置，直到得所有约束载荷均不大于直升机机身承载能力。
14.依据各接口位置、气动载荷和惯性载荷，设计载荷传力路径以及初始的主体传力结构，包括：
15.将直升机外伸设备的位置作为加载点，将直升机外伸设备的规划出的m个接口位
置作为m个接口约束点；
16.依据加载点、m个接口约束点、直升机机身的连接接口，按照工艺性以及传载合理性要求，设计出初始的主体传力结构，初始的主体传力结构为由撑杆结构和主体支架结构组成的整体结构或盒体结构；其中，撑杆结构作为二力杆传递轴向拉压载荷；主体支架结构承受并传递支架平面内的弯矩和平动力，盒体结构承受所有气动载荷和惯性载荷；
17.将气动载荷和惯性载荷施加到主体支架结构，得到载荷传力路径。
18.对于盒体结构，对初始的主体传力结构进行拓扑优化，包括：
19.对盒体结构进行有限元建模；
20.根据载荷分解获取盒体结构约束方式及加载点载荷，以模型的单元刚度为设计变量，以盒体结构的预设应力为约束条件，以盒体结构的质量为优化目标，结合拓扑优化算法进行迭代分析，得到拓扑优化结果。
21.对于整体结构，对初始的主体传力结构进行拓扑优化，包括：
22.对主体支架结构进行有限元建模；
23.根据载荷分解获取整体结构约束方式及加载点载荷，扣除撑杆结构的加载点载荷分量，得到主体支架结构约束方式及加载点载荷；
24.以模型的单元刚度为设计变量，以主体支架结构的预设应力为约束条件，以主体支架结构的质量为优化目标，结合拓扑优化算法进行迭代分析，得到拓扑优化结果。
25.上述优化过程中，最小优化尺寸约束由工艺性设置。
26.根据最后根据强度要求、动力学要求完成细节尺寸优化，完成外伸设备支架的设计，包括：
27.根据拓扑优化结果，以结构厚度尺寸为优化变量，以结构每个典型截面的厚度为离散型变量，厚度取值范围为[t1,t2]，取值间隔为δt，则样本水平点n＝(t
2-t1)δt，进行强度优化设计；
[0028]
其中，约束条件为拓扑优化结果的应力，优化目标为直升机外伸设备支架质量；
[0029]
同时对强度优化后的结构进行结构动力学特性分析，完成最终结构设计。
[0030]
本发明的有益效果：通过该分析方法，可以提高设备外伸设备支架设计效率，优化结构设计，在强度、动力学要求下满足结构质量较轻，同时可以沿用至相类似外伸设备安装支架的设计。
附图说明
[0031]
图1为总体技术方案的流程图。
[0032]
图2为接口方案的示意图。
[0033]
图3为拓扑优化示意图。
[0034]
图4为尺寸优化示意图。
[0035]
图5为支架的结构示意图。1-撑杆；2-支架；3-支臂。
具体实施方式
[0036]
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。
[0037]
本方法为一种直升机外伸设备支架设计分析方法，通过分析载荷各向分量占比与机身安装接口承载能力，设计载荷传力路径以及主体传力结构，对主体结构进行拓扑优化，最后根据强度、动力学要求完成细节尺寸优化，完成外伸设备支架的设计，如图1所示，其主要方法步骤如下：
[0038]
(1)根据加装设备在机体的位置，获取设备的气动载荷、惯性载荷，根据各工况下三向力f
x
、fy、fz以及合力f
he
的为目标进行最大值筛选，并作为严重载荷工况进行设计；
[0039]
(2)根据设备安装点位置(x0、y0、z0)，接口初步位置(x1、y1、z1)、(x2、y2、z2)...(xi、yi、zi)，进行载荷分解，载荷分解计算需满足六力素方程组。
[0040]
分析得到各接口位置点约束载荷(f
xi
、f
yi
、f
zi
)，与支撑结构承载能力进行对比，若约束载荷大于支撑结构承载能力则方案不可行，需重新规划接口位置，使得所有约束载荷均不大于支撑结构承载能力。
[0041]
(3)根据工艺性及维护性设计要求对支架结构进行构型选定，根据载荷及接口位置进行传力路线分析及设计。
[0042]
(4)根据载荷分解获取主体结构约束方式及加载点载荷，以单元刚度为设计变量，用单元等效刚度表示：
[0043]k′
(ρ)＝ρ
pk[0044]
式中k
′
为单元等效刚度，k为单元真实刚度，ρ为密度，p为罚函数系数。
[0045]
以应力σ为约束条件，以质量m为优化目标，结合优化算法进行迭代分析，同时根据工艺性设置最小优化尺寸约束。
[0046]
根据拓扑优化结果，进行初步结构设计。
[0047]
(5)根据给定初步结构形式，以结构厚度尺寸为优化变量，结构每个典型截面的厚度采用离散型变量，厚度取值范围为[t1,t2]，取值间隔为t，则样本水平点n＝(t
2-t1)t，进行强度优化设计。
[0048]
以应力σ为约束条件，以质量m为优化目标，结合优化算法进行迭代分析。
[0049]
同时进行结构动力学特性分析，完成最终结构设计。
[0050]
实例应用
[0051]
(1)获取加装设备的载荷气动载荷及惯性载荷，以各向严重载荷进行筛选，获取严重载荷工况如表1所示。
[0052]
表1
[0053]
[0054][0055]
(2)根据严重载荷工况，以及初选接口位置进行分载分析。
[0056]
分载分析可以采用工程算法或有限元方法。工程算法采用联立六力素方程组进行求解，其中连接点释放转动自由度，对于超静定问题求解时可假设相应自由度上刚度相同，即该方向连接点约束载荷相同；有限元方法采用rbe3单元进行连接点分载，设备承受的载荷施加于主节点，从节点位于连接点位置并释放转动自由度。分载及承载能力对比结果如表2所示。
[0057]
表2
[0058]
接口位置x(n)y(n)z(n)合力(n)支撑结构承载能力(n)a点502313450520012000b点90003500-1000970821000c点-90002900-1000950821000
[0059]
得到接口约束载荷与机体支撑结构承载能力进行对比分析，以满足结构承载能力为条件，筛选最终接口设计方案的约束载荷，如图2所示。
[0060]
其中p点为加载点，a、b、c为接口约束点。
[0061]
(3)根据工艺性，设备支架采用由撑杆结构和主体支架结构组成的整体结构或盒体结构，其中整体结构与机体支撑结构连接接口数量少，在设备支架需要拆卸或更换时采用；盒体结构与机体支撑结构连接接口数量多，大部分情况下还需采用铆钉连接，在设备支架不需要拆卸或更换时采用。
[0062]
根据工艺性以及传载合理性，将结构分为撑杆结构和主体支架结构，其中撑杆结构作为二力杆传递轴向拉压载荷。
[0063]
进行传力分析，根据设备处载荷及设备到接口约束点位置距离获得各向弯矩载荷：
[0064]
mx载荷主要通过a、b点y向约束载荷与c点y向约束载荷形成的力矩平衡；
[0065]
my载荷主要通过a、b点x向约束载荷与c点x向约束载荷形成的力矩平衡；
[0066]
mz载荷主要通过a点x向约束载荷与b、c点x向约束载荷形成的力矩平衡。
[0067]
(4)选取主体支架结构进行拓扑优化设计，根据工艺选材，使用三维画图软件建立主体支架外形及尺寸，将结构划分为六面体实体有限元网格，约束结构边界及加载条件，其中为满足工艺性要求施加最小尺寸约束以及结构中面对称约束，为满足强度要求施加应力约束，采用优化分析软件进行支架结构拓扑优化，优化结果如图3所示。
[0068]
优化方法采用变密度方法，采用连续变量的密度函数形式来表达单元相对密度与材料弹性模量支架的对应关系，通过迭代计算得到设计区间内的材料分布，该材料分布即
传力最优路径。
[0069]
根据拓扑优化结果，将拓扑优化密度较大的单元位置采用凸缘加腹板的形式进行转化，完成初步方案确定。
[0070]
(5)根据初步结构方案，将结构各部分腹板及凸缘划分区域，设置厚度优化变量，以结构应力为约束，以质量m为优化目标进行尺寸优化，如图4所示。
[0071]
尺寸优化过程中需进行灵敏度分析，通过灵敏度分析获取结构厚度变化对应力、质量、刚度等影响，进而获取最终优化尺寸。
[0072]
进行强度分析以确定各部分结构尺寸及连接设计，其中结构需满足结构应力不超出材料许用应力极限，连接挤压及拉脱满足强度许用值要求，结构不发生失稳。
[0073]
进行设备及支架结构动力学分析，分析结构模态频率需避开直升机旋翼一阶通过频率，以满足动力学设计要求。
[0074]
最终完成支架设计，如图5所示。
[0075]
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。