一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及飞机设计领域，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，包括如下步骤：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；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；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；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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法
本专利技术涉及飞机设计领域，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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术的技术方案是：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。专利技术效果：本专利技术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是本专利技术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是本专利技术用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法流程图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。下面结合附图1和图2对本专利技术用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法做进一步详细说明。本专利技术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，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。飞行参数中过载、角速度、角加速度、高度、速度参数影响到发动机的固定装置载荷，过载分为法向过载和侧向过载，因此按飞机的使用情况；因此，优选地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；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。具体地，将飞机的飞行情况和发动机的使用情况叠加，将载荷计算工况分为如下六种：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。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。具体地，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。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。具体地，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。进一步，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，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，其特征在于，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。3.根据权利要求2所述的用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，其特征在于，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。4.根据权利要求3所述的用于推力矢量发动机固定装置的载荷计算方法，其特征在于，所述推力矢量发动机重心处的载荷包括：推力...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘汉海，朱天文，杨忠会，王成波，李文志，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21