飞机结构专业课程设计方向舵设计.doc

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1、飞机部件课程设计长空无人机方向舵设计/1/15一、 初步方案拟定1.1方向舵受力形式使用载荷11kN，载荷较小，故选用单梁式方向舵前端外形参数：X021426484Y012.817.819.619.4由上表可得出最厚位置为64mm处由于平尾与方向舵存在干涉，需要在方向舵前缘开一口，深度为50mm，不会影响到梁。蒙皮由前缘及两侧壁板构成，为了便于前缘蒙皮安装，采用“匚“形梁，如图所示1.2悬挂点配重参照飞机构造设计，悬挂点数量和位置拟定原则是：保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂街头综合质量轻。 由于载荷较小，初步拟定为二或三个。 增长悬挂点数量可使操纵面受到弯矩减小，减轻了操纵面质量，但增长了

2、悬臂街头质量和运动协调难度。 减少悬挂点数量可是运动协调容易，但操纵面上弯矩增大，且不符合损伤容限思想，普通悬挂点不少于2个。 在长空无人机方向舵中，由于垂尾后掠角为0，且方向舵根稍弦长相似，因此运动协调十分容易，因此采用3悬挂点。 1.3翼肋布置采用15个翼肋(含2端肋)，间距90mm由于构造高度较低，为了以便装配，后部翼肋分为2个半肋。分别与蒙皮铆接构成壁板后在与梁铆接装配，且左右半肋应分别向上、下延伸一小段距离，以以便壁板与梁铆接。1.4配重方式配重方式有两种，即集中配重与分散配重，因本飞机速度较低，且对重量较敏感，因此采用集中配重方式，在方向舵上下两端伸出配重块1.5操纵接头布置为使最

3、大扭矩尽量小，将接头布置在中间，与中部悬挂点采用螺栓连接1.6开口补强支座2前缘开口处两侧采用加强肋，梁腹板开口处采用支座三面对其加强。支座1支座31.7理论草图二、总体载荷计算2.1气动载荷弦向分布依照已知条件，展向分布均匀，则单位展长载荷quse=puse/La=11000/1280N/mm=8.59375N/mmqdes=1.3quse=11.171875N/mm再依照弦向载荷分布及气动中心位置，可得出载荷弦向分布如下图：依照面积和气动中心位置可得a=30.49mm，2.2接头位置拟定接头2为中部接头，与操纵接头连接，位于展向中点，即y2=640mm由操纵接头引起集中力视为所有由接头2传

4、走，不对梁引起额外载荷。假设左右对称布置接头，则构造可简化为如下形式：查飞机设计手册第三册P76 ，此情形弯矩图，知两个弯矩极值令Ma=Mb，此时对总体构造而言危险截面处弯矩最小，得y1=185.53mm综合考虑，方向舵与平尾干涉处开口位置，对y1稍作调节，取y1=190mm y2=640mm y3=1090mm2.3操纵接头受力初选将转轴布置在前缘后80mm处，几何草图如下：则由力矩平衡，知Ft*50=Puse*（92.3-80）得Ft=2706N2.4总体内力图建立如下总体坐标轴系：yoz平面内受力：剪力图（N）：弯矩图（Nmm）:扭矩图（Nmm）：支座反力：N1=4679.3N N2=4

5、939.0N N3=4679.3N最大剪力：Qmax=2557.00N最大弯矩：Mmax=201.62Nm最大扭矩：Tmax=87.95Nm三、零件设计及校核3.1梁设计与校核由于Puse较小，故采用加工以便板弯型材，梁与蒙皮均采用LY-12铝合金。该材料=2.8103kgm3,b=420MPa，b=265MPa。 梁采用厚度1=1mm板材板弯成形。蒙皮厚度暂定为2=0.8mm 3.1. 1梁受力分析如上图，梁惯性矩Jx1=20509mm2对梁而言，在支座1或支座3处承受剪力和弯矩最大，有Qmax1=Qmax=2557.00NMmax1=Mmax=201.6Nm此处扭矩T1=195/640Tm

6、ax=26.11Nm考虑梁受力，尽管梁与蒙皮铆接在一起，且蒙皮与梁厚度相差不大，梁附近蒙皮也可以承受某些正应力，但无法找到适合经验公式，故假定弯矩完全由梁承受，这样计算成果偏于安全。max1=Mmax1*ymax1/Jx1=184.80Mpa剪力和扭矩由梁与后段蒙皮（接头处前缘有开口，不承力）构成单闭室承受。如图所示，后段蒙皮用直线近似，如图所示。如图取开剖面。计算闭室面积M1=10206.4mm2设开剖面剪流为q，由于仅梁承受正应力，故q仅分布在梁截面上，计算出梁开剖面剪流如图。设闭室常剪流为qo，对3点取矩由力矩平衡，有q0=9.213.1.2梁腹板校核从图知梁腹板所受最大剪流为qmax1

7、=79.45N/mm则腹板最大剪应力max1=qmax1/=70.53/1Mpa=79.45Mpa而= b1/1.3=203.85Mpamax1，故梁腹板安全。3.1.3梁缘条校核由前面懂得max1=184.80Mpa，而梁缘条还受剪流作用，在1点处剪流最大，1=q1/1=48.21/1Mpa=48.21Mpa。选用第三强度理论，a1= （max2+4*12）0.5=208.44Mpa 而= b1/1.3=323.08Mpaa1，故梁缘条安全。3.2蒙皮设计与校核3.2.1蒙皮设计蒙皮选用LY-12铝合金，材料参数为：=2.8103kgm3,b=420MPa，b=265MPa。蒙皮厚度2=0.

8、8mm3.2.2蒙皮受力分析蒙皮重要承受扭矩。在前缘没有开口地方，扭矩由先后缘蒙皮与梁构成双闭室承受：前缘开口处，扭矩由后缘蒙皮与梁构成单闭室承受。扭矩在舵面对称处最大，此处为单闭室受扭，故此处为蒙皮危险截面。此处Q2=2469.50NT2=Tmax=87.94Nm其受力计算与3.1.1对梁计算过程基本一致，其闭剖面剪流qo2=15.04N/mm3.2.3蒙皮强度校核max2=qo2/g2=15.04/0.8Mpa=18.8Mpa= b2/1.3=265/1.3Mpa=203.85Mpa可知max2max3 故肋受正应力安全 =265/1.3Mpa=203.85Mpamax3 故肋受剪应力安全

9、3.3.3中部加强肋设计尺寸与普通肋相似，采用LY-12M板弯件，但为保证更大刚度，将板材厚度加厚至1mm。3.3.4整体端肋设计在方向舵两个端面各布置一种端肋，材料LY-12M，厚度1mm，缘条宽度10mm，由于其重要作用是支撑翼型，非重要承力构件，不需要做强度校核。3.3.5前缘加强肋设计前缘加强肋重要作用是将开口处蒙皮剪流传至梁上和维持前缘气动外形。采用LY-12M板弯件，其形状与翼型相似，为加工以便，前端7mm翼型截掉，取厚度1mm，缘条宽10mm。此外，在两侧与配重块连接处将其缘条加宽到25mm。安装时肋腹板应在蒙皮开口侧。其强度不做校核。3.4转轴支座设计3.4.1支座设计规定保证

10、三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4CZ，b=600Mpa，b=360Mpa，耳片焊在基本上，基本板弯成型。3.4.2支座受力分析计算支座2处受到气动载荷引起剪力以及平衡操纵摇臂作用力，即支座2受力最大，只需校核支座2即可，其受力见图如下：则Qmax4=（N22+Ft2）0.5=5631.71N由于每个接头有两个支座，则每个支座剪力Q4=2815.855N3.4.3支座剪切校核A4min=（20-6）X2=28mm2max4=Q4/A4min=100.566Mpa而= b4/1.3=276.92MpaCmax4，故剪切安全。3.4.4支座挤压校核：依照飞行设计手册第三册bs=0.65e

11、b4/1.3=300Mpabs4 =Q4/（6X2）=234.655，故挤压安全。由上可知，支座安全。3.5接头和转轴设计3.5.1连接接头设计由于方向舵重量较轻，支撑接头重要受水平方向外力。梁腹板上开口高度30mm，考虑到舵偏转，接头受力虽不大，但考虑其刚度规定，选取材料为1Cr18Ni9TiA，通过冲裁制得，板厚取6mm。其受载不大，故不作强度校核。3.5.2轴承选用由支座计算知，接头处最大剪力为5631.71N，依照航空机械设计手册选用关节轴承U6，其容许负荷为1000kg，满足强度规定，其代号为GB304-64-U63.5.3螺栓组合件选取与校核由轴承选定螺栓为M6。查航空机械设计手册

12、，以及考虑轴承支座尺寸，防松规定选用带孔螺栓：GB793-66 M6X22带槽螺母：GB48-66 AM6垫圈： GB97-66 A6开口销： GB91-67 1.5X16上述原则件材料均选用30GrMnSiA，查飞机构造设计惯用参照资料得M6螺栓，该材料抗拉破坏力为2110X9.8N，破坏剪力为1970X9.8N，b=1110Mpa由支座计算知螺栓受最大剪力Qmax5=2815.855N剪切校核:由上知Q=1970X9.8/1.3=14850.77N Qmax5故螺栓受剪安全.挤压校核:由飞机设计手册第三册，知螺栓挤压破坏剪力Pjy=0.65X6X2Xb=8580N则Pjy= Pjy/1.3

13、=6600N Qmax5故螺栓受挤压安全。3.6摇臂支座设计与校核3.6.1摇臂支座设计摇臂支座为方向舵提供偏转力矩，刚度规定不高选用LY-12CZ作材料。基本选用1mm厚板材，耳片用2mm厚板材冲裁成形，焊接在基本上。其外形如下3.6.2摇臂支座校核由于其受作动筒力,Ft=2706N,故单个耳片受力Q6=1353N剪切校核:Amin6=(16-6)X(2+2)mm2=32mm2max6=Q6/Amin6=42.28Mpa而=203.85Mpamax6，故其受剪安全。挤压校核：由飞机设计手册第三册P44查得bs=bX0.65=273Mpa故bs= bs/1.3=210Mpajy=Q6/(4X6

14、)=56.38MpaTmd，故铆钉受剪安全2.拉伸校核翼肋局部气动载荷在根部转换为8个铆钉受拉伸。Nmd=Qmax3/8=63.6N依照飞机设计手册第三册，此型铆钉抗拉剪力为115公斤，考虑其为沉头铆钉，抗拉剪力变为1/2，即75.5公斤，则N=75.5X9.8/1.3N=569.15NNmd故铆钉受拉伸安全。3.挤压校核由于铆钉与蒙皮相比强度更高，故校核蒙皮挤压强度，依照飞机设计手册第三册查0.8mm厚LY-12蒙皮挤压强度破坏挤压力为144公斤，则P=144X9.8/1.3N=1085.54NTmd故蒙皮挤压安全3.8尾刃选取尾刃选取型材XC621-7，材料为LY-12，其重要作用为连接上

15、下壁板，维持翼型后缘形状，其外形如图所示。四、重量重心估算及配重设计4.1质量计算规定：翼型前缘为坐标原点，沿弦向为x正向4.1.1 前缘蒙皮重量重心计算：计算重心时，将前缘按半椭圆环简化，重心位置可参照飞机设计手册，即x=其中，a=20.6mm b=64mm C=19.8mm d=63.2mm因此X=33.50mm则前缘蒙皮重心在坐标系OX中位置为X1=b-X=30.5mm前缘蒙皮有效长度为L1=1280-110-180=990mm前缘蒙皮总重为W1=2.8*105.31*990=0.2919Kg4.1.2 梁重量重心计算查飞机设计手册梁重心位置为Xn= F=b+2a=85.6 a=25mm

16、 b=35.6mm 则X=7.51mm 因此梁重心在坐标系OX中位置为X2=64+7.51=71.51mm梁总重为W2=2.8*1280*85.6=0.3068Kg4.1.3前缘加强肋重量重心计算前缘加强肋涉及2个端肋和6个开口加强肋腹板前缘加强肋腹板面积等于翼型前缘面积除去蒙皮厚度即S=*19.0*62.4=1862.34mm2则所有腹板重量为W31=8*2.8*1862.34=0.04172kg查飞机设计手册，腹板重心位置为X=0.424b=26.4576mm其重心在坐标系OX中位置为X31=64-26.4576=37.5424mm缘条前段缘条前段重心位置计算方式同前缘蒙皮重心计算，即X=

17、 其中a=19.8mm b=63.2mm c=19mm d=62.4mm则X=32.94mm重心在坐标系OX中位置为=64-32.94=31.06mm缘条前段中，2个端肋缘条宽度各为10mm,加强肋中，最外两加强肋宽度为28mm 别的各位14mm,因此总宽度L=10*2+28*2+14*4=132mm前段缘条总重为W3=2.8*132*131.63=0.049kg缘条后端后端缘条和梁腹板铆接，则其重心在OX坐标系中位置为X3=64-0.5=63.5mm14个后段缘条总重为W3=14*2.8*35.6*14=0.0195kg最后加强肋总重为W3=W3+W3+W3=0.11kg因此重心在OX坐标系

18、中位置为X3=39.33mm4.1.4后缘肋重量重心计算后缘肋涉及2个端肋，13个普通肋，1个后缘中央加强肋后缘端肋226分别计算腹板和缘条重量重心腹板：X=1/3*226=75.33mmW4=0.5*35.6*226*1*2.8*=0.011Kg缘条 x=0.5*226=113mmW4=14*226*2.8*2=0.018kg则总重W4=2(W4+W4)=0.058Kg重心在坐标系OX中位置为X4=49.36mmX4=64+X4=113.36mm后缘普通肋通过俯视图和侧视图计算其重量重心其中W5=2.8*13*206*0.8=0.005998kgW5=2.8*178*12*0.8=0.004

19、780kgW5=2.8*0.5*192*12*0.8=0.002580kgX5=103 ， X5=114.5 ， X5=74.7则重心在OX坐标系中位置为X5=98.83mmX5=-(206-98.83+30)+315=167.83mm总重为W5=13（2W5+W5+2W5）=0.2852kg中央加强肋中央加强肋蒙皮厚度为1mm，其形状通普通肋，故其重心在OX坐标系中X6=167.83mm重量为W6=0.0274kg4.1.5后段蒙皮为计算以便，将后段蒙皮尾段计入尾刃中，而尾刃按照三角形计算蒙皮面积近似为A=2*(315-64-42)*1280=535040则蒙皮总重为W7=2.8*53504

20、0*1=1.498kg其重心在OX 坐标系中位置为 X7=64+0.5*（315-64-42）=168.5mm4.1.6尾刃为了便于计算尾刃横截面面积，将尾刃简化其中，尾刃角近似估算为arctan()=4.47=0.078rad则尾刃横截面棉结近似为A=0.5（）*其中R1=42mm R2=28mmA=99.39尾刃总重为W8=AL=2.8*99.39*1280=0.3562kg尾刃重心在坐标系中位置为X8=其中 X=1/3*42=14mm ， x=1/3*28=9.33mm则X8=12.56mm ， X8=315-12.56=302.44mm4.1.7支承支座计算重量重心时，将其提成三某些其

21、中W9=2.8*33.6*1*25=0.002352KgW9=2.8*(14*1*2*25+32*14*1)=0.003214KgW9=2.8*=0.00063Kg哥某些距离支承支座左侧距离分别为X9=0.5mm ， X9=9mm， X9=22.09因此总重w9=0.019kg支承支座在坐标系OX中位置为X9=6.95MMX9=64+1+6.95=71.95mm4.1.8摇臂支座摇臂支座其重心在坐标系OX中位置X10=40/2+64=84mm其体积估算为V=3960总重为W10=2.8*3960=0.0112Kg方向舵哥部件重量重心明细如表序号X/mmW/kg序号x/mmW/kg130.50.

22、29197168.51.498271.510.3068 8302.440.3562339.330.1100 971.950.0194113.360.058010840.01125167.830.28526167.830.0274总重为W=2.9377kg重心为X=155.47mm4.2、配重设计长空一号，速度不高，为加工制造以便，采用圆柱钝头形弹头式配重设计。配重块前端超过方向舵前缘不适当过长，假设其质心距前缘为50mm，则单个配重块质量： 2W配*（50+64+11）=2.9377*（155.47-64-11）W配=0.9456kg配重材料用普通构造钢材，可采用45钢。其密度。 图48、配重块简图 如简图所示，前端钝头为半球形，后段为圆柱，取后段圆柱长度为100mm，则其直径有：W配=【】W配=得d=39.3mm ， L=86.84mm4.3方向舵总重及重心位置W总=W舵+2W配=4.83kg重心位于转轴上五、装配顺序