[发明专利]一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞机设计领域，特别涉及一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法。

背景技术

推力矢量技术是通过改变发动机输出推力的大小和方向以生成操纵飞机所需各轴向力/力矩的技术，其应用目标是通过矢量喷管偏转与飞机舵面偏转的交联综合控制，实现大迎角配平可控和过失速机动动态可控，改善飞机低速性能，增强超音速稳定盘旋能力，扩展飞行包线，提高飞机机动性、操控特性、为提高飞行性能提供更强的综合控制能力。推力矢量技术以其侧后向隐身收益、扁平化后体融合设计、控制简单高效等优点得到了四代机、制空型无人机和下一代战斗机等高隐身、高速巡航、高机动飞机的青睐。

推力矢量发动机使用过程中涉及到发动机的喷管偏转，发动机的使用包线、工作情况较常规喷管布局的飞机均不相同，目前还没有相应的规范用于指导推力矢量发动机的固定装置载荷计算，需要分析飞机的使用情况，结合发动机的工作特点，建立推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法。

发明内容

本发明的目的是提供了一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法。

本发明的技术方案是：

一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，包括如下步骤：

步骤一、根据飞机及发动机的使用情况，确定推力矢量发动机固定装置的载荷计算工况；

步骤二、根据确定的载荷计算工况，结合发动机的工作特点，分析每一工况下的载荷因素，确定每一工况下推力矢量发动机重心处的载荷；

步骤三、根据发动机固定装置传力特性，使用有限元方法计算每一工况下发动机固定装置载荷；

步骤四、根据各种载荷计算工况下发动机固定装置载荷，确定用于指导结构设计的发动机固定装置载荷。

可选的，在所述步骤一中，所述飞机的使用情况包括对称机动飞行、盘旋滚转飞行以及尾旋飞行；

所述发动机的使用情况包括发动机尾喷管偏转和发动机尾喷管不偏转。

可选的，在所述步骤一中，所述载荷计算工况包括如下六种：

飞机进行对称机动飞行，发动机尾喷管偏转；

飞机进行对称机动飞行，发动机尾喷管不偏转；

飞机进行盘旋滚转飞行，发动机尾喷管偏转；

飞机进行盘旋滚转飞行，发动机尾喷管不偏转；

飞机进行尾旋飞行，发动机尾喷管偏转；

飞机进行尾旋飞行，发动机尾喷管不偏转。

可选的，所述推力矢量发动机重心处的载荷包括：

推力矢量发动机重心处的使用载荷为推力、法向惯性力、陀螺力矩、尾喷管偏转产生的附加力矩、发动机尾喷管气动载荷；

推力矢量发动机重心处的使用载荷为推力、法向惯性力、陀螺力矩、发动机尾喷管气动载荷；

推力矢量发动机重心处的使用载荷为推力、侧向惯性力、尾喷管偏转产生的附加力矩、发动机尾喷管气动载荷；

推力矢量发动机重心处的使用载荷为为推力、侧向惯性力、发动机尾喷管气动载荷；

推力矢量发动机重心处的使用载荷为推力、法向惯性力、陀螺力矩、尾喷管偏转产生的附加力矩、发动机尾喷管气动载荷；

推力矢量发动机重心处的使用载荷为推力、法向惯性力、陀螺力矩、发动机尾喷管气动载荷。

可选的，在所述步骤三中，所述发动机固定装置传力特性包括：

推力矢量发动机主固定面由两个推力销组件的结构布局方式固定，主固定面外侧推力销承受X、Y两个方向的力，主固定面内侧推力销承受X、Y、Z三个方向的力；

推力矢量发动机辅助固定面由两个拉杆组件的结构布局方式固定，拉杆承受轴向的力，为一次静不定结构。

可选的，在所述步骤三中，采用有限元方法计算固定装置载荷包括：

将发动机简化为体元，推力销采用梁元模拟，拉杆采用杆元模拟，通过有限元计算，得到每一工况下发动机固定装置载荷。

发明效果：

本发明的用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，为采用推力矢量发动机的飞机结构设计及强度分析提供了载荷输入，对安装推力矢量发动机的飞机设计具有重要意义。

附图说明

图1是本发明用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法流程图；

图2是本发明用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法流程图。

具体实施方式