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1、(10)申请公布号 CN 104309813 A (43)申请公布日 2015.01.28 C N 1 0 4 3 0 9 8 1 3 A (21)申请号 201410424569.0 (22)申请日 2014.08.26 B64F 5/00(2006.01) (71)申请人中国直升机设计研究所 地址 333001 江西省景德镇市航空路6-8号 (72)发明人石春琴 武庆中 杨建灵 朱璟 董新岗 (74)专利代理机构北京庆峰财智知识产权代理 事务所(普通合伙) 11417 代理人刘元霞 谢蓉 (54) 发明名称 一种直升机尾梁外形设计方法 (57) 摘要 一种直升机尾梁外形设计方法，属于直升机。
2、 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。其特征在于：直升机尾梁外形由后机身过渡 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。本发明通过 尾传动轴整流罩和尾梁结构蒙皮的一体化设计， 不仅保证尾梁内部有足够大的装载容积，而且具 有重量轻、可维护等优点，此外，尾梁与机身的流 线形过渡设计，外形美观大方，同时使机身表面保 持良好的气动性能。 (51)Int.Cl. 权利要求书2页 说明书。
3、7页 附图2页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书2页 说明书7页 附图2页 (10)申请公布号 CN 104309813 A CN 104309813 A 1/2页 2 1.一种直升机尾梁外形设计方法，其特征在于： (1)直升机尾梁外形由后机身过渡型面、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；尾梁后端面是尾梁的后部结构面； (2)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 框控制线确定空间曲面边界范围，并。
4、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； (3)尾梁一体化控制型面由尾梁结构框控制线、框控制线确定曲面边界范围，其 中，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，框控制线是尾梁一 体化控制型面与尾梁后端面的相交线； (4)尾梁后端面由尾梁结构框控制线、端面特征曲线A确定空间曲面边界范围，其中 端面特征曲线A是经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的型面左缘线和型面右缘线 为支撑线，并与两线相切的空间曲线。 2.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述上边沿线为后 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，。
5、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。 3.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述框控制线分 为框上控制线和框下控制线，框上控制线是框控制线在尾梁迎风区域的部分， 框下控制线是框控制线在尾梁背风区域的部分；框控制。
6、线分为上控制线和下控制 线，框上控制线是框控制线在尾梁迎风区域的部分，框下控制线是框控制线在尾 梁背风区域的部分。 4.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述尾梁一体化控 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 与尾梁结构框控制线、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。
7、型面下缘线则位于尾梁纵向对称面上。 5.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于：所述尾梁后端面又 由型面上的端面特征曲线B确定，而端面特征曲线B同样经过尾梁后端点，以尾梁一体化控 制型面上的型面上缘线和型面下缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线。 6.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于，所述尾梁结构框 控制线和框控制线形状可以为圆形、椭圆形、水滴形、核桃形或其他任意凸型封闭曲线。 7.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于，所述尾梁上的尾传 动轴整流罩拆卸方式为通过铰链或合页件向一侧翻转打开，或直接拆卸。 权 利 要 求 书CN 104309。
8、813 A 2/2页 3 8.根据权利要求1所述的直升机尾梁外形设计方法，其特征在于，所述一体化设计尾 梁后段为独立设计，或与涵道面或垂尾融合设计。 权 利 要 求 书CN 104309813 A 1/7页 4 一种直升机尾梁外形设计方法 技术领域 0001 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 0002 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。
9、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：(。
10、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 0003 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。 0004 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。 0005 一。
11、种直升机尾梁外形设计方法，其特征在于： 0006 (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)。 0007 (2)尾梁一体化控制型面由尾梁结构框控制线、框控制线确定曲面边界范围， 其中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，分为框上控 制线和框 下控制线，框上控制线是框控制线。
12、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，而框下控制线是框控制线在尾梁背风区域的部分，用于控制尾 说 明 书CN 104309813 A 2/7页 5 梁背风区域外形的变化；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，与框类似，框控制线分 为上控制线和下控制线。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框控制线、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。
13、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。 0008 (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。
14、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。 0009 (4)尾梁后端面由尾梁结构框控制线、端面特征曲线A确定空间曲面边界范围， 其中端面特征曲线A是经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的型面左缘线和型面右 缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线；同时尾梁后端面又由型面上的端面特征曲线B 确定，而端面特征曲线B也是经过尾梁后端点，以尾梁一体化控制型面上的。
15、型面上缘线和 型面下缘线为支撑线，并与两线相切的空间曲线。 0010 本发明关键点是： 0011 一体化设计尾梁位于机身后方，且与机身光滑过渡连接，所述尾梁上的尾传动轴 整流罩可以独立打开，便于尾传动轴后续维护。 0012 所述的尾梁结构框控制线和框控制线形状可以为圆形、椭圆形、水滴形、核桃 形或其他任意凸型封闭曲线。 0013 所述尾梁上的尾传动轴整流罩可以通过铰链或合页件向一侧翻转打开，也可以直 接拆卸。 0014 所述的一体化设计尾梁后段可以独立设计，也可以与涵道面或垂尾融合设计。 0015 本发明的有益效果：本发明直升机尾梁外形设计方法，通过尾传动轴整流罩和尾 梁结构蒙皮的一体化设计，。
16、不仅保证尾梁内部有足够大的装载容积，而且具有重量轻、可维 护等优点，此外，尾梁与机身 的流线形过渡设计，外形美观大方，同时使机身表面保持良好 的气动性能。 附图说明 0016 图1是本发明涉及的尾梁空间坐标系、设计型面以及确定型面表面形状的各曲线 示意图； 说 明 书CN 104309813 A 3/7页 6 0017 图2是本发明涉及的尾梁侧视图； 0018 图3是本发明涉及的尾梁俯视图； 0019 图4是本发明涉及的尾梁后视图； 0020 图5是本发明涉及的尾梁示意图。 具体实施方式 0021 下面结合附图对本发明所涉及的尾梁外形设计方法做进一步详细说明。 0022 第一步：确定尾传动轴的。
17、安装平台位置，并根据尾梁结构的强度要求，确定尾梁结 构框控制线(框上控制线1、框下控制线2)和框控制线(框上控制线3、框下 控制线4)的形状及其位置。 0023 第二步：考虑尾梁制造要求和尾传动轴维护要求，分别绘制型面左缘线5、维护平 台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9、型面下缘线10。 0024 第三步：以框上控制线1、框上控制线3为截面线，以第二步 生成的型面左缘 线5、维护平台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9为引导 线，生成多截面尾梁一体化控制型面的上表面。 0025 第四步：与第三步类似，以框下控制线2、框下控制线4为截面线，。
18、并以型面左 缘线5、型面下缘线10、型面右缘线9为引导线，生成多截面尾梁一体化控制型面的下表面。 0026 第五步：确定后机身过渡型面在机身上的空间曲线，分别为上边沿线11和下边沿 线12。 0027 第六步：由尾梁一体化控制型面左缘线5和机身左延线b构成支撑线，做与两线相 切的曲线，即左引导线13；同理，由型面上缘线7和机身上延线a生成上引导线14，由型面 右缘线9和机身右延线(c)生成右引导线15，由型面下缘线10和机身下延线d生成下引导 线16。 0028 第七步：以尾梁框上控制线1和机身上边沿线11为截面线，将第六步生成的左 引导线13、上引导线14、右引导线15作为引导线，同时以机身。
19、曲面和尾梁一体化控制型面 的上表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的上表面。 0029 第八步：与第七步类似，以尾梁框下控制线2和机身下边沿线12为截面线，左引 导线13、下引导线16和右引导线15为引导线， 同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面的 下表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的下表面。 0030 第九步：经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面左缘线5和型面右 缘线9构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线A17。 0031 第十步：与第九步类似，经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面上缘 线7和型面下缘线10构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线B 18。 0032 第十一步：。
20、以尾梁框上控制线3、第九步生成的端面特征曲线A17、尾梁框下 控制线4为截面线，将第十步生成的端面特征曲线B 18作为引导线，同时以尾梁一体化控 制型面的上表面和下表面为引导线支撑面跌层出尾梁后端面。 0033 具体实施例：采用法国达索公司的CAITA实体绘图软件设计。尾梁外形的空间坐 标系原点设在尾梁一体化控制型面下缘线的前端点，空间坐标系为右手系，X轴平行与机身 轴指向后，Z轴垂直于机身水平面指向上。具体步骤如下： 说 明 书CN 104309813 A 4/7页 7 0034 第一步：确定尾传动轴的安装平台位置z630mm，并根据尾梁结构的强度要求， 确定尾梁结构框控制线和框控制线的形状。
21、及其位 置，曲线点的空间坐标为 0035 0036 第二步：考虑尾梁制造要求和尾传动轴维护要求，分别绘制型面左缘线5、维护平 台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9、型面下缘线10，曲线 点的空间坐标为 0037 0038 说 明 书CN 104309813 A 5/7页 8 0039 第.三步：以框上控制线1、框上控制线3为截面线，以第二步生成的型面左 缘线5、维护平台左控制直线6、型面上缘线7、维护平台右控制直线8、型面右缘线9为引导 线，生成多截面尾梁一体化控制型面的上表面。 0040 第四步：与第三步类似，以框下控制线2、框下控制线4为截面线，并以型面左 缘线。
22、5、型面下缘线10、型面右缘线9为引导线，生成多截面尾梁一体化控制型面的下表面。 0041 第五步：确定后机身过渡型面在机身上的空间曲线，分别为上边沿线11、下边沿 线12，曲线点的坐标为 0042 0043 第六步：由尾梁一体化9控制型面左缘线5和机身左延线b.构9成支 撑线，做与 两线相切的曲线，即左引导线13；同理，由型面上缘线7和机身上延线a生成上引导线14， 由型面右缘线9和机身右延线c生成右引导线15，由型面下缘线10和机身下延线d生成下 引导线16，曲线点的坐标为 0044 说 明 书CN 104309813 A 6/7页 9 0045 第七步：以尾梁框上控制线1和机身上边沿线1。
23、1为截面线，将第六步生成的左 引导线13、上引导线14、右引导线15作为引导线，同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面 的上表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的上表面。 0046 第八步：与第七步类似，以尾梁框下控制线2和机身下边沿线12为截面线，左引 导线13、下引导线16和右引导线15为引导线，同时以机身曲面和尾梁一体化控制型面的下 表面为引导线支撑面跌层出过渡型面的下表面。 0047 第九步：经过尾梁后端点，并由尾梁一体化控制型面上的型面左 缘线5和型面右 缘线9构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线A17，曲线点的坐标为 0048 0049 第十步：与第九步类似，经过尾梁后端点，并由尾梁一体。
24、化控制型面上的型面上缘 线7和型面下缘线10构成支撑线，做成两线相切的端面特征曲线B 18，曲线点的坐标为 0050 说 明 书CN 104309813 A 7/7页 10 0051 第十一步：以尾梁框上控制线3、第九步生成的端面特征曲线A17、尾梁框下 控制线4为截面线，将第十步生成的端面特征曲线B 18作为引导线，同时以尾梁一体化控 制型面的上表面和下表面为引导线支撑面跌层出尾梁后端面。 说 明 书CN 104309813 A 10 1/2页 11 图1 图2 图3 说 明 书 附 图CN 104309813 A 11 2/2页 12 图4 图5 说 明 书 附 图CN 104309813 A 12 。