一种多发动机并联共用的一体化机架的制作方法

1.本发明属于一种传力机架，具体涉及一种多发动机并联共用的一体化机架。


背景技术：

2.随着高性能高速飞行器的发展，飞行器设计需要采用高度一体化设计。传统的高速飞行器结构采用承力结构与推进剂输送结构分体的设计方法，随着飞行速度提高，飞行时间増长，单一功能的结构设计方案将付出较太的质量代价，难以满足飞行器性能提升及更高使用环境要求。因此，随着高速飞行器结构从单一功能向多功能一体化方向发展，多功能结构不仅要具备强度高、环境稳定性好等特点，同时，还要兼顾承力、推进剂输送等功能，以实现轻质高效结构设计，而现有的高速飞行器的承力结构较难满足这些要求。


技术实现要素：

3.本发明为解决现有的高速飞行器的承力结构较难同时满足强度高、环境稳定性好、承力、推进剂输送等功能的技术问题，提供一种多发动机并联共用的一体化机架。
4.为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
5.一种多发动机并联共用的一体化机架，其特殊之处在于，包括主支座和边框，主支座位于边框内，主支座与边框通过多个安装支座相连；
6.所述主支座正面上设置有一个燃料贮箱法兰和两个氧化剂贮箱法兰，分别用于连接燃料贮箱和氧化剂贮箱；主支座正面上设有三个燃料出口和三个氧化剂出口，分别用于连接三个发动机燃料入口和三个发动机氧化剂入口，所述燃料贮箱法兰和三个燃料出口分别通过三个相互独立的燃料流道相连，两个所述氧化剂贮箱法兰分别和三个氧化剂出口通过氧化剂流道相连，燃料流道和氧化剂流道均位于主支座内；
7.所述主支座背面用于连接三个发动机，主支座背面设有气口，气口与外部气瓶相连，气口通过多个气体流道分别连接用于控制三个燃料出口和三个氧化剂出口的六个气动阀门；
8.所述主支座背面设有两个姿控安装板，用于连接两个姿控系统。
9.进一步地，所述边框为五边形，且各边角均为圆角结构。
10.进一步地，所述边框的五个边分别记作第一边、第二边、第三边、第四边和第五边，其中，第一边和第二边相邻设置且边长相等，第三边和第四边相对设置且边长相等，第一边与第三边相邻设置，第二边与第四边相邻设置，第五边的边长大于其他边长且两端分别连接第三边和第四边；
11.所述安装支座为十个，十个所述安装支座与边框的连接点分布为：第一边和第二边上均为两个连接点，第三边和第四边上均为一个连接点，第五边上为四个连接点；
12.所述安装支座从主支座至边框均为弯折结构。
13.进一步地，所述安装支座靠近边框的一端为圆转方结构，且圆转方处为倒圆角结构。
14.进一步地，所述氧化剂流道包括两个第一氧化剂流道和第二氧化剂流道；
15.两个所述氧化剂贮箱法兰分别通过两个第一氧化剂流道与第二氧化剂流道相连，第一氧化剂流道为圆心角135
°
的圆弧状；
16.所述第二氧化剂流道分别与三个氧化剂出口相连。
17.进一步地，所述燃料贮箱法兰位于主支座最上端，三个氧化剂出口和两个氧化剂贮箱法兰均位于主支座的最下方，且位于同一水平线上，两个氧化剂贮箱法兰分别位于三个氧化剂出口的两端外侧。
18.进一步地，所述所述主支座背面设置有三个推力室法兰，用于连接三个发动机；
19.所述推力室法兰的侧面沿周向设置有多个加强筋，相邻加强筋之间为镂空结构。
20.进一步地，三个所述推力室法兰位于主支座中部且位于同一直线上；
21.一个所述姿控安装板位于中间的推力室法兰和燃料贮箱法兰之间，另一个所述姿控安装板位于中间的推力室法兰和第二氧化剂流道之间。
22.进一步地，所述主支座、边框和安装支座的材质均为钛合金。
23.与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
24.1.本发明提出了一种多发动机并联共用的一体化机架，在机架上集成了燃料贮箱法兰、氧化剂贮箱法兰、燃料出口、氧化剂出口、燃料流道、氧化剂流道、气体流道，主支座背面能够连接三个发动机和姿控系统，形成一种一体化机架，整体结构体积紧凑且质量更轻，有利于发动机轻量化和小型化发展，同时，保证了机架结构的承力性能。另外，在满足机架设计要求的前提下，优化了产品的制造成本。
25.2.本发明的边框设计为五边形且边角处均为圆角，结构更加紧凑且有利于消除应力集中。
26.3.本发明通过各流道、接口的合理化布局，进一步优化了整个机架的承力性能和布局合理性，经力学分析验证，能够极好的满足承力性能，且能够大幅减重和降低成本。
27.4.本发明的推力室法兰侧面设有加强筋且相邻加强筋之间为镂空结构，减重的同时能够保证结构强度。
28.5.本发明中主要部件均采用钛合金材质，使机架整体质量更轻且力学性能更好。
附图说明
29.图1为本发明一种多发动机并联共用的一体化机架实施例的示意图；
30.图2为本发明实施例中安装支座的示意图；
31.图3为本发明实施例中氧化剂贮箱法兰的示意图；
32.图4为本发明实施例中流道的示意图；
33.图5为本发明实施例中气体流道的示意图；
34.图6为本发明实施例中姿控安装板的示意图；
35.图7为本发明实施例中推力室法兰的示意图；
36.其中：1-主支座、2-边框、3-安装支座、4-第一边、5-第二边、6-第三边、7-第四边、8-第五边、9-转接件、10-燃料贮箱法兰、11-氧化剂贮箱法兰、12-姿控安装板、13-燃料流道、14-第一氧化剂流道、15-气体流道、16-燃料出口、17-氧化剂出口、18-第二氧化剂流道、19-气口、20-推力室法兰。
具体实施方式
37.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
38.如图1所示，本发明提出一种多发动机并联共用的一体化机架，整体尺寸可做到950mm*570mm*110mm。如下是本发明的一个具体实施例，依据结构一体化拓扑优化结果，结合一体化结构与总体舱体结构的连接形式，本发明的一体化机架包括主支座1和边框2，主支座1位于边框2内，主支座1和边框2之间通过十个安装支座3相连，其中，边框2为五边形，且各边角处均为圆角设计。安装支座3从主支座1至边框2均为弯折结构，弯折处位于主支座1和边框2之间。为了方便描述，对五边形的边框2各边分别进行定义，边框2的五个边分别记作第一边4、第二边5、第三边6、第四边7和第五边8，其中，第一边4和第二边5相邻设置且边长相等，第三边6和第四边7相对设置且边长相等，第一边4与第三边6相邻设置，第二边5与第四边7相邻设置，第五边8的边长大于其他边长且两端分别连接第三边6和第四边7。则十个安装支座3与边框2的连接点分布为：第一边4和第二边5上均为两个连接点，一个连接点靠近第一边4和第二边5连接处，另一个连接点分别位于第一边4和第二边5的中心处，第三边6和第四边7上均为一个连接点，且分别靠近第一边4与第三边6连接处、第二边5与第四边7连接处，第五边8上为四个连接点，四个连接点关于第五边8中心处对称设置。如图2，每个安装支座3靠近边框2处都采用圆转方的结构设计，安装支座3与边框2连接的部分为方形端，方形端有三个面分别设计螺栓孔，方形端与边框2通过转接件9相连，三个面连接刚性强，另外，方形端设计两个开口面方便对接螺栓操作，圆转方处倒大圆角目的是局部提高强度，避免应力集中。
39.如图3，机架上设置有一个燃料贮箱法兰10和两个氧化剂贮箱法兰11，用于通过螺栓连接燃料贮箱和两个氧化剂贮箱，其中，氧化剂贮箱法兰11上可以设计12个螺栓孔用于连接氧化剂贮箱，由于结构限制，可以将其中9个螺栓孔设计为通孔，3个螺栓孔设计为盲孔，盲孔内加工有内螺纹。
40.如图4所示，主支座1内设有三种流道，分别为燃料流道13、氧化剂流道和气体流道15。其中，燃料贮箱法兰10为燃料入口，三个发动机燃料入口分别连接于主支座1上的三个燃料出口16，为三台发动机提供燃料。燃料贮箱法兰10位于主支座1的最上端，两个燃料出口16位于燃料贮箱法兰10的一侧，另一个燃料出口16位于燃料贮箱法兰10的另一侧，位于燃料贮箱法兰10一侧的燃料出口16与位于另一侧的燃料出口16关于燃料贮箱法兰10对称设置，燃料贮箱法兰10与三个燃料出口16之间通过三个独立的燃料流道13相连。氧化剂贮箱法兰11为氧化剂入口，三个发动机氧化剂入口分别连接于主支座1上的三个氧化剂出口17，为三台发动机提供氧化剂。三个氧化剂出口17和两个氧化剂贮箱法兰11均位于主支座1的最下方，且位于同一水平线上，两个氧化剂贮箱法兰11位于三个氧化剂出口17的两端外侧。氧化剂流道包括两个第一氧化剂流道14和第二氧化剂流道18，第一氧化剂流道14呈圆心角为135
°
的圆弧状，两个氧化剂贮箱法兰11处的氧化剂分别经一个第一氧化剂流道14进入第二氧化剂流道18，第二氧化剂流道18为三个氧化剂出口17的共用氧化剂流道，经第二氧化剂流道18分别到达三个氧化剂出口17。其中，燃料流道13、第一氧化剂流道14和第二氧
化剂流道18均可设计为截面为方形的管路。
41.燃料流道13和氧化剂流道的参数都可以进行优化设计，燃料贮箱出口主导管当量内径为20mm(长20mm，宽16mm)，壁厚3mm，氧化剂贮箱出口导管当量内径为40mm，壁厚为3mm，氧化剂流道当量内径为32mm，壁厚为3mm。根据发动机推力和比冲计算单台发动机额度工况下氧化剂流量为4.15kg/s，燃料流量为2.5kg/s，根据本发明中一体化机架的管路布局特点，计算得出该一体化结构管路流阻情况，如表1所示。
42.表1流道及介质参数表
[0043][0044]
在本发明的其他实施例中，还可根据发动机的实际情况进行调整。
[0045]
氧化剂流道截面和燃料流道13截面都是矩形设计，采用3d打印加工本发明的机架时，避免大通径圆形导管在水平打印时顶端圆弧成形难以保证的问题，大通径矩形截面导管可采用倾斜3d打印的方式去实现。燃料贮箱和氧化剂贮箱出口到氧化剂流道截面和燃料流道13采用了等面积截面过渡设计，既考虑了推进剂等速流动，又兼顾了产品实现。
[0046]
如图6，主支座1背面安装有两个姿控安装板12，一个姿控安装板12靠近燃料贮箱，由2个m5的螺栓通孔和2个m5的盲孔与姿控系统连接，燃料贮箱法兰10和两个氧化剂贮箱法兰11通过内部流道引到该姿控安装板12中间，中间还可以设计了吹除气接口。另一姿控安装板12由4个m5的螺栓通孔与姿控系统连接，同样的将燃料贮箱法兰10和两个氧化剂贮箱法兰11通过内部流道引到安装板中间，中间也可以设计吹除气接口。
[0047]
如图7，主支座1背面设有三个推力室法兰20，用于连接三个发动机，主支座1背面设有气口19，气口19与外部气瓶相连，气口19通过多个气体流道15分别连接用于控制三个燃料出口16和三个氧化剂出口17的六个气动阀门。推力室法兰20上开设有螺栓孔。为了减重，在每个推力室法兰20的对接面中心处挖掉直径50mm，高35mm的台阶，每个推力室法兰20侧面设置三个加强筋，推力室法兰20侧面其他地方均挖空。
[0048]
在本实施例中，机架的结构受力环境严苛，考虑1.4倍载荷，结构最大应力在800mpa量级，同时要求结构质量轻，另外，考虑到3d打印材料的可选择性，结构材料选择钛合金(tc4)。相比不锈钢1cr18ni9ti，tc4密度是1cr18ni9ti的60％，但是tc4的力学性能却更好，钛合金tc4屈服强度是1cr18ni9ti的4倍多。
[0049]
对本发明的机架结构进行验证。飞行器的3台大推力轨控发动机同时工作时，产生60kn轴向(+x方向)推力，通过一体化机架传递到舱壳体上。同时，仪器设备过载12g(-x方向)。燃料贮箱湿重40kg，单个氧化剂贮箱湿重32kg，单台发动机4.5kg，载荷考虑1.4倍安全系数。十个安装支座的螺栓孔分别施加固支位移约束，燃料贮箱法兰10对接面施加6720n(1.4*40*120n)的过载(-x)，两个氧化剂贮箱法兰11对接面分别施加5376n(1.4*32*198n)的过载(-x)，同时三个主推力室法兰20对接面分别施加28000n(1.4*20000n)的推力(+x)，有限元网格采用自由划分四面体十节点体单元，单元最小边长3mm，共1447639个单元。只有过载工况时最大位移在燃料贮箱法兰10处，位移最大1.311mm，过载工况下，燃料贮箱质量
最大，燃料贮箱法兰10处过载力最大，最大位移出现在燃料贮箱法兰处是合理的。
[0050]
本发明结合一体化结构的拓扑优化来设计燃料和氧化剂的流道以及姿控系统流道和气路流道，通过流道流阻计算和流道截面矩形设计，使得该一体化结构满足总体的推进剂供应功能指标。一体化机架结构干重14.45kg，减重31％，满足总体不大于15kg的要求。在两种载荷工况下工作时，该一体化机架最大变形满足总体变形不大于2mm的要求。通过对结构所有易产生应力集中的地方进行合理的倒角处理，使得一体化结构满足钛合金tc4的屈服强度要求。两种工况下，载荷考虑1.4倍安全系数时，该一体化机架最大应力不超过钛合金的屈服强度。
[0051]
在高性能飞行器领域，本发明将飞行器动力系统与姿控模块、氧化剂贮箱、燃料贮箱和阀门等一起安装在机架上。这种一体化设计可以减轻飞行器重量，减少飞行器包络，从而提高飞行器性能和可靠性。另外，在航空航天领域，高马赫数、高机动性飞行器的设计需求对设计和制造工艺提出了更高的要求，其零部件具有尺寸大、异型复杂结构多的特点，而3d打印技术在大尺寸零件一体化制造、异型复杂结构件制造、变批量定制结构件的制造方面具有巨大的优势。
[0052]
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：包括主支座(1)和边框(2)，主支座(1)位于边框(2)内，主支座(1)与边框(2)通过多个安装支座(3)相连；所述主支座(1)正面上设置有一个燃料贮箱法兰(10)和两个氧化剂贮箱法兰(11)，分别用于连接燃料贮箱和氧化剂贮箱；主支座(1)正面上设有三个燃料出口(16)和三个氧化剂出口(17)，分别用于连接三个发动机燃料入口和三个发动机氧化剂入口，所述燃料贮箱法兰(10)和三个燃料出口(16)分别通过三个相互独立的燃料流道(13)相连，两个所述氧化剂贮箱法兰(11)分别和三个氧化剂出口(17)通过氧化剂流道相连，燃料流道(13)和氧化剂流道均位于主支座(1)内；所述主支座(1)背面用于连接三个发动机，主支座(1)背面设有气口(19)，气口(19)与外部气瓶相连，气口(19)通过多个气体流道(15)分别连接用于控制三个燃料出口(16)和三个氧化剂出口(17)的六个气动阀门；所述主支座(1)背面设有两个姿控安装板(12)，用于连接两个姿控系统。2.根据权利要求1所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述边框(2)为五边形，且各边角均为圆角结构。3.根据权利要求2所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述边框(2)的五个边分别记作第一边(4)、第二边(5)、第三边(6)、第四边(7)和第五边(8)，其中，第一边(4)和第二边(5)相邻设置且边长相等，第三边(6)和第四边(7)相对设置且边长相等，第一边(4)与第三边(6)相邻设置，第二边(5)与第四边(7)相邻设置，第五边(8)的边长大于其他边长且两端分别连接第三边(6)和第四边(7)；所述安装支座(3)为十个，十个所述安装支座(3)与边框(2)的连接点分布为：第一边(4)和第二边(5)上均为两个连接点，第三边(6)和第四边(7)上均为一个连接点，第五边(8)上为四个连接点；所述安装支座(3)从主支座(1)至边框(2)均为弯折结构。4.根据权利要求3所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述安装支座(3)靠近边框(2)的一端为圆转方结构，且圆转方处为倒圆角结构。5.根据权利要求1至4任一所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述氧化剂流道包括两个第一氧化剂流道(14)和第二氧化剂流道(18)；两个所述氧化剂贮箱法兰(11)分别通过两个第一氧化剂流道(14)与第二氧化剂流道(18)相连，第一氧化剂流道(14)为圆心角135
°
的圆弧状；所述第二氧化剂流道(18)分别与三个氧化剂出口(17)相连。6.根据权利要求5所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述燃料贮箱法兰(10)位于主支座(1)最上端，三个氧化剂出口(17)和两个氧化剂贮箱法兰(11)均位于主支座(1)的最下方，且位于同一水平线上，两个氧化剂贮箱法兰(11)分别位于三个氧化剂出口(17)的两端外侧。7.根据权利要求6所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述所述主支座(1)背面设置有三个推力室法兰(20)，用于连接三个发动机；所述推力室法兰(20)的侧面沿周向设置有多个加强筋，相邻加强筋之间为镂空结构。8.根据权利要求7所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：三个所述推力室法兰(20)位于主支座(1)中部且位于同一直线上；
一个所述姿控安装板(12)位于中间的推力室法兰(20)和燃料贮箱法兰(10)之间，另一个所述姿控安装板(12)位于中间的推力室法兰(20)和第二氧化剂流道(18)之间。9.根据权利要求8所述一种多发动机并联共用的一体化机架，其特征在于：所述主支座(1)、边框(2)和安装支座(3)的材质均为钛合金。

技术总结
本发明属于一种机架，为解决现有的高速飞行器的承力结构较难同时满足强度高、环境稳定性好、承力、推进剂输送等功能的技术问题，提供一种多发动机并联共用的一体化机架，在机架上集成了燃料贮箱法兰、氧化剂贮箱法兰、燃料出口、氧化剂出口、燃料流道、氧化剂流道、气体流道，主支座背面能够连接三个发动机和姿控系统，形成一种一体化机架，整体结构体积紧凑且质量更轻，有利于发动机轻量化和小型化发展，同时，保证了机架结构的承力性能。另外，在满足机架设计要求的前提下，优化了产品的制造成本。本。本。


技术研发人员：何尚龙 陈禛怡 曹培涛 刘子晨 马云飞 林革 章成亮
受保护的技术使用者：西安未来空天引擎科技有限公司
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/4/18