飞机部件专业课程设计.doc

目录
一、设计要求 1
二、初步方案的确定 3
2.1、结构形式 3
2.2、梁的结构形式 4
2.3、悬挂点配置 4
2.4、翼肋布置 5
2.5、配重方式 6
2.6、操纵接头的布置 6
2.7、开口补强 6
三、载荷计算与设计计算 7
3.1、展向载荷计算 7
3.2、接头位置确定 7
3.3、梁的设计计算 9
3.3.1、梁和前缘蒙皮的设计 9
3.3.2、前缘闭室计算 11
3.3.3、弯心和扭矩计算 12
3.3.4、梁腹板校核 14
3.3.5、梁缘条的校核 15
3.4、蒙皮设计计算 15
3.4.1、尾缘条设计 15
3.4.2、弦向载荷分布计算 16
3.4.3、前缘蒙皮校核 17
3.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核 17
3.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核 19
3.5、肋的设计计算 19
3.5.1、后段肋的设计 19
3.5.2、后段普通肋的校核 20
3.5.3、中部加强肋设计 23
3.5.4、整体端肋设计 23
3.5.5、前缘肋和加强肋设计 23
3.5.6、前缘开口加强肋校核 24
3.6、接头和转轴设计 25
3.6.1、支承接头设计 25
3.6.2、选取轴承 26
3.6.3、螺栓组合件的选择 26
3.6、支座设计 26
3.7.1、支承接头支座设计 26
3.7.2、摇臂支座设计 28
3.8、铆钉设计 29
3.9、尾缘条设计 30
四、质量质心计算及配重设计 30
4.1、质量计算 30
4.1.1、前缘蒙皮质量计算 31
4.1.2、梁质量计算 32
4.1.3、前缘肋质量计算 32
4.1.4、后蒙皮质量计算 32
4.1.5、尾缘条质量计算 32
4.1.6、端肋质量计算 33
4.1.7、后半肋质量计算 33
4.1.8、支承支座质量计算 33
4.1.9、摇臂支座质量计算 33
4.1.10、质量和质心计算 34
4.2、配重设计 34
4.3、方向舵重新设计 36
五、装配工艺流程 37
六、总结 37
七、参考资料 38

一、设计规定
方向舵在其活动范畴内运动，在任何情形下不得与其支撑构造或邻近构件发生干扰，因此其要满足一定协调关系。方向舵平面要满足几何尺寸及协调关系如图1。这是设计前提条件。

图1、方向舵平面尺寸及协调关系 图2、最后设计方向舵
此外方向舵在XOY平面内外形由垂尾翼型后段和方向舵前段外形决定。垂尾翼型和方向舵外形数据如表1和表2所示。
表1、垂尾翼型（垂尾前缘为原点）（单位：mm）
X
0
3.48
…
1042.0
1112.0
1181.5
1320.5
1390
Y
0
9.97
…
29.58
23.66
17.75
5.92
0
表2、方向舵前段外形（方向舵前缘为原点）（单位：mm）
X
0
20
40
62
80
Y
0
12.80
17.80
19.60
19.40
方向舵最大偏转角为。按飞机强度规范拟定方向舵载荷及其分布。安全系数为。方向舵使用载荷为11000N。其载荷分布见图3和图4。
为防止方向舵与垂直安定面发生耦合颤振，对与本设计可逆操纵方向舵，设计规定质量平衡。

图3，展向载荷分布 图4，弦向载荷分布
二、初步方案拟定
2.1、构造形式
方向舵普通构造采用梁式布局。操纵面普通都接近前缘转轴处布置单梁（即成为单梁式构造），其典型剖面见图5。

图5、方向舵典型剖面形式
由方向舵几何尺寸可知（见表1、2和图6），方向舵面积较小，最大厚度在62mm处为39.2mm。载荷为11000N，相对也较小，故可采用单梁式构造。此外平尾与方向舵前缘存在干涉，需要在方向舵前缘开口，弦向长度为45mm（与前缘距离），在最大厚度处之前，因此可以采用单梁构造而不用破坏梁。

翼型厚度为C=39.2/320=0.1225，可知其为中档厚度翼型，对于中翼型单梁式方向舵，由梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，前缘布置翼肋，间距普通较小，以便增长蒙皮强度和刚度，并能承受较大扭转载荷和局部气动载荷。
后段重要承受气动载荷，由于梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，即后段翼肋不受扭，所后来段翼肋重要以抗弯和抗剪设计。
此外后段厚度小，从工艺上考虑，不便采用机翼装配中在蒙皮上开口来以便装配翼肋形式，因此中采用半翼肋设计，半翼肋与其蒙皮装配形成壁板，两半壁板再与梁和尾缘条装配。

图7、方向舵重要构造视图
尾翼蒙皮普通较薄，长空一号为中速飞机，中速飞机尾翼蒙皮厚度大多等于或不大于1mm。
由于方向舵尺寸较小，为装配以便，剖面上由前缘蒙皮、上半蒙皮（上壁板）、下半蒙皮（下壁板）、尾缘条构成。
2.2、梁构造形式
从几何上考虑，在最大厚度处布置单梁后，梁距前缘平尾开口为17mm，此距离局限性以在梁前面布置缘条，因此采用“匚”形梁。
从装配工艺考虑，若有前缘条，则前缘蒙皮装配时不便于打铆，导致装配上困难，因此采用“匚”形梁，对前缘蒙皮铆接装配以便。
2.3、悬挂点配备
操纵面悬挂点数量和位置拟定重要依照如下两点:
1、依照操纵面展长和所受载荷大小拟定悬挂点数目，使操纵面梁有较好受力特性；
2、保证使用可靠，在舵面转动时不卡死；舵面受载荷时变形不致引起与安定面相碰或突出安定面外形太多。
为满足损伤容限设计，普通悬挂点不少于2个。由于载荷较小，因此可以采用3个接头，对称布置。
在长空一号无人机方向舵为矩形，即方向舵根稍弦长相似，无后掠，因此运动协调十分容易。
2.4、翼肋布置
参照如下表各机型肋间距，长空一号采用铆接壁板，则可初步选定肋间距为160mm，1250mm展长可等间距布置9个翼肋（含2 端肋）。

表3、典型机型翼肋间距
由于梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，即后段翼肋不受扭，所后来段翼肋重要以抗弯和抗剪设计。
此外后段厚度小，从工艺上考虑，不便采用机翼装配中在蒙皮上开口来以便装配翼肋形式，因此中采用半翼肋设计，半翼肋与其蒙皮装配形成壁板，左右两半壁板再与梁和尾缘蒙皮装配。且左右半肋应分别向上、下偏移一小段距离，以以便壁板与梁铆接。
2.5、配重方式
配重方式有两种，即集中配重与分散配重。由于这架飞机速度较低，且对重量较敏感，因此采用集中配重方式。在方向舵上下两端前伸出配重块。
2.6、操纵接头布置
为使最大扭矩尽量小，将接头布置在中间，与中部悬挂点采用螺栓连接。中部接头支座为一件两用，既作为接头支座，又作为摇臂支座与梁缘条连接加强支柱，因此对其进行加强设计。
2.7、开口补强
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。则可初步设计出方向舵，其CATIA初步模型如图8所示。

图8、初步设计方向舵CATIA数值模型
三、载荷计算与设计计算
3.1、展向载荷计算
方向舵相称于矩形机翼，跟梢比为1，其弦线是各处相等，因此依照图2可知其载荷沿展向是均布载荷。
使用载荷为11000N，安全系数取1.3，则均布载荷：

图9、展向载荷示意图
展向载荷设计时以弯矩为重要设计载荷。
3.2、接头位置拟定
接头布置要使受载状况最佳，虽然梁内力最小。梁设计载荷以弯矩为主，因此接头布置考虑弯矩分布。
由于对称性，弯矩计算时可取梁一半做计算。如图，简化后中间为固支，此为一度静不定梁。

图10、构造简化图

图11、简化构造受力分析图
由位移平衡可以计算出支反力N1大小。

则弯矩为：
当时，；
当时，；
可以画出弯矩图：

图12、弯矩分布图
显然在1、2和3点处有弯矩极值。计算3点弯矩极值：
当时，

当1、2两点弯矩相等，且不不大于等于4点最小弯矩绝对值时，梁受力最佳，此时接头位置最优。既有：

式中：；
则：

解得：
代入得出：

由此拟定接头位置，并可以拟定前缘蒙皮开口设计。

图13、前缘蒙皮开口设计图
实际设计上，由于加工和装配精度问题，因此取整数设计，可取接头距离为193mm。移动较小，背面计算时仍可继续用最佳计算值。
3.3、梁设计计算
3.3.1、梁和前缘蒙皮设计
a) 材料选取：
梁可采用压弯型材，压成“匚”形梁，即加工出来腹板与缘条厚度相似。受载不大，因此梁材料可以选用普通易成型铝合金，如LY12铝合金，其有：

b) 梁剪力计算：
；
；
；
;
由于对称性，则另一半边3点载荷为：
；
c) 剪力分布图：

图14、剪力分布图
可计算出其剪力图中极值从左至右分布为：
0；；；；；；；0。
即最大剪力在2点处（即对称处），为。
梁腹板受剪，腹板最大高度略不大于43.36mm，则腹板厚度有：

即腹板厚度可以很小，不不大于等于0.4mm即可，强度足够了。考虑到前缘开口影响，腹板会承受额外剪力，因此可取腹板厚度为1mm。
由于方向舵比较小，为保证铆接装配后方向舵流场特性良好，采用LY10120度沉头铆钉，铆钉直径可用范畴为2.5-4mm。梁缘条上要铆接前缘蒙皮和后段壁板，因此采用双排平行铆钉，铆钉直径取2.5-4mm，则铆钉边距为5-10mm，则缘条宽度要不不大于10-20mm。由于弦线较短，缘条又是矩形，因此其缘条宽度不适当过大，否则会支撑蒙皮时对外形有较大影响。初步选用缘条宽度为25mm，
中速飞机尾翼蒙皮厚度大多等于或不大于1mm。则可初步取蒙皮厚度为1mm。

则梁剖面惯性矩为：

受载状况有，Q作用下腹板最大剪应力

M作用下最大正应力

3.3.2、前缘闭室计算
依照表2数据可以用MATLAB拟合出前缘三次曲线（取前四个点），可近似得到蒙皮外形。得：

a) 前缘蒙皮长度：

此积分困难，因此用MATLAB编程数值积分得长度：

图16、前缘拟合外形曲线 图17、前缘和梁闭室简图
b) 前缘闭室面积：

前缘蒙皮与梁共同构成单闭室构造，设前缘闭室弯心坐标为（ ,0 ）。以翼型前缘为坐标零点。气动力作用在气动中心上（89.4，0），转轴距离梁腹板 15mm（77，0）。
3.3.3、弯心和扭矩计算
计算闭室弯心：假设在弯心处作用力

图18、开剖面剪流
如图在点2处左侧断开，有

此时前蒙皮没有剪流。
由闭室。有：

注：负号表达与方向相反。
对3点取矩

正号表达与所设方向一致，即弯心在3点左边。则可得：
压心距闭室弯心距离
转轴距闭室弯心距离
则沿展向扭矩分布载荷为：
分布扭矩在支点处由叠加集中扭矩，扭矩反对称分布，剩余某些扭矩由摇臂支反力提供扭矩在中点平衡，则扭矩分布有：
当时

当时

得扭矩图：

图19、扭矩图
其扭矩极分别为：0；114.72；-96.24；184.78；-184.78；96.24；-114.72；0。
由于方向舵前缘开口，因此在开口处，扭矩由梁承受转移。
最大扭矩：184.78
3.3.4、梁腹板校核
在梁上，同样在展向中点处（操纵摇臂接头处）有最大剪流：

对3点取矩，平衡可求出：

因此最大剪流在梁展向中点处腹板中点位置，大小为：

则此处最大剪应力：

因此梁腹板满足设计规定，是安全。
3.3.5、梁缘条校核
方向舵中央对称面处弯矩、扭矩、剪力均最大，故方向舵中央对称面处为危险截面。中央对称面处缘条最大正应力由前面得出为：
最大剪应力为梁缘条2点处，大小为：

用第三强度理论校核有：

因此梁缘条是安全。
3.4、蒙皮设计计算
3.4.1、尾缘条设计
尾缘要与上下壁板铆接装配，且上下两排铆钉错开，因此也是双排铆钉。
由于还要满足铆接厚度规定，依照蒙皮厚度为1mm，则铆接处尾缘高度要不不大于2mm，依照表1可初步估算出2mm厚度处距后缘位置为12mm。

图20、尾缘条设计图
因此可以初步选用尾缘条宽度为40mm。材料同取LY12铝合金。
3.4.2、弦向载荷分布计算
弦向载荷分布如图21。

图21、弦向载荷分布
由压心位置可计算出前段2P长度为0.09681b。如下所示：

3.4.3、前缘蒙皮校核
扭矩重要由前缘闭室承受，扭矩在前缘蒙皮上产生最大剪流有：

所此前缘蒙皮也是安全。
3.4.4、后段壁板肋数量和蒙皮最大挠度校核
蒙皮与梁和尾缘条及端肋都是单排铆钉连接，因此可以将其简化为四边铰支。这样设计更安全。如图所示为其简化模型。

图22、后蒙皮简化模型 图23、弦向蒙皮载荷分布
蒙皮铆接接触面宽度为12mm，简化模型尺寸有：
（长度由背面肋宽度拟定）

由3.4.2可算出载荷

应用四边间支矩形板纳维叶解法：

取一项时就可得到较好收敛，即m=1,n=1有：

求w最大值时，显然 时获得，用MATLAB编程求出当x=71.35时求得最大值。

求至少需要多少根肋有：

即取15根肋（涉及两个端肋），此时，

图24、后壁板肋布置图
3.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核
肋间距调节之后，长边比短边为。则依照《飞机设计手册第九册》P316，对于简支矩形，板长边比短边比值不不大于3时，有如下表中四边间支矩形板应力计算公式。

表2、四边间支矩形板应力计算公式
其中P为均布载荷，这里蒙皮载荷不是均布，取以保证安全，其，LY12，因此求出正应力不不大于真实正应力。
短边比长边为：。

不大于，再综合考虑上面说安全考虑，这样计算是可以接受。因此蒙皮是安全。
3.5、肋设计计算
3.5.1、后段肋设计
肋承受蒙皮气动载荷，与梁和尾缘条铆接，相称于简支，因此肋与梁相接处要斜削。与尾缘条连接处厚度小，载荷小，因此也有某些斜削。为加工制造以便，去中间缘条最大高度位于肋与梁连接端斜削端。因此可以初步设计如下：

图25、后段半肋构造简图
半肋总长度为215mm。本设计中，肋重要承受弯矩，因此重要考虑中间缘条长度，除去先后斜削某些，则其有效长度（中间缘条长度）约为174mm。左右与蒙皮铆接某些缘条宽度为12mm，最大高度不大于20.68mm，初步取最大高度也为12mm。下图所示为其设计图。

图26、后半肋设计图
3.5.2、后段普通肋校核
肋承受载荷如下图，依照前面算出肋数量，肋承所受载荷蒙皮宽度为：

简化计算模型

图27、肋承受蒙皮载荷分布
其中：

为以便计算，再次简化计算，假设不考虑尾缘条承受气动载荷，即所有载荷分布作用在肋有效长度上，如下图所示:

图28、简化肋载荷分布
则1、2点支反力有：

则半肋上剪力分布为：

图29、肋上剪力分布图
半肋上弯矩：

图30、肋上弯矩分布图
在Q=0处，即

此处，有最大弯矩：

此处，半肋中缘条高度

取最大高度为9mm，以便于计算。

图31、最大弯矩处肋剖面图
计算剖面惯性距：
在CATIA里面画出如上图所示截面，运用测量惯量命令，测出重心惯量距为，质心距x轴距离：，面积：。
则肋剖面最大正应力有：

X=0处，Q最大：

此处高度为3mm，假设剪力全由腹板承受，则最大剪应力：

故肋是安全。
3.5.3、中部加强肋设计
与普通肋相似，采用LY-12M板弯件，尺寸相似，但为保证更大刚度，将厚度加强到1mm。布置数量为2个。
3.5.4、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0.8mm，缘条宽度13mm ，由于其重要作用是支撑翼型，非重要承力构件，不做强度校核。为以便装配，缘条朝外布置。

图32、整体端肋
3.5.5、前缘肋和加强肋设计
前缘加强肋重要作用在于将开口处蒙皮上剪流传递到梁上。在三个开口两个端面处各布置一种前缘加强肋，此外配重块连接处（即前缘蒙皮端面）布置一种前缘加强肋。
前缘肋采用LY-12M板弯件，其形状为翼型形状，前端为加工以便留有7mm长空隙，取厚度1mm，缘条宽13mm 。为增大刚度，开口加强肋缘条加宽到16mm。在两侧与配重块连接处，为连接蒙皮和配重块，需要双排铆钉连接，因此将其缘条加宽到25mm 。安装时为以便装配，缘条应在开口侧。

图33、前缘肋 图34、前缘加强肋
前缘开口加强肋共6个，配重连接前缘开口加强肋共2个；则按长度和间距分派，普通前缘肋可取5个，分布见图。

图35、前缘肋布置
3.5.6、前缘开口加强肋校核
由于前缘开口加强肋重要作用在于将开口处蒙皮上剪流传递到梁上，因此同蒙皮校核相似。扭矩重要由前缘闭室承受，扭矩在前缘开口加强肋上产生最大剪流有：

所此前缘开口加强肋也是安全。
3.6、接头和转轴设计
3.6.1、支承办头设计
由于方向舵重量较小，支承办头重要承受水平方向外力，即气动载荷。 此外舵面需要偏转，最大偏转角为15度，因此要进行可动部位干涉解决。即接头边沿高度有限制，不能发生干涉。

图36、接头干涉解决 图37、接头板设计
腹板高度为39.36mm ，因此腹板开口最大高度也是39.36mm 。设计轴心距离梁腹板为15mm 。
开口距前缘45mm处，轴心距开口最大高度点距离为38.168mm ，假设接头边沿上某一点偏转15度后到达开口最大高度点，则这个点偏转0度时，距轴线高度为：

即接头最大高度为，则设计可取距轴心33mm 处最大高度为17.88mm 。厚度取4mm。
为保证强度和耐腐蚀，材料选用1Cr18Ni9TiA不锈钢。
接头连接处与支承办头形状同样，厚度大，加上材料强度更大，因此接头强度必定满足规定。
3.6.2、选用轴承
方向舵接头轴承要保证有转动补偿设计。因此采用带补偿外球面轴承。
接头处最大剪力为2307.85N ，依照《航空机械设计手册》选用关节轴承U5，其容许负荷为1000kg ，其详细尺寸如下：

图38、U5 轴承尺寸 图39、加强支座接头螺栓连接示意图
3.6.3、螺栓组合件选取
螺栓组件用于连接支承办头和方向舵与安定面连接接头。
轴承孔直径为5mm，因此螺栓选用M5。螺栓承受剪切应力大小为：

螺栓用GB30-66 M5X16，材料为1Cr18Ni9TiA 。
螺母选用GB58-66AM5；垫圈选用GB97- 66A5；开口销选用GB91-671.5×16。
3.6、支座设计
3.7.1、支承办头支座设计
规定保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4CZ 铝合金，
。每个接头有2 个支座，则每个支座剪力 Q=3550.6 N，外形设计如图。
受剪面积：
最大剪应力：
支承办头支座也是设计安全。

图40、接头支座外形 图41、中部加强支座外形
中部接头支座为一件两用，还作为摇臂支座与梁缘条连接加强支柱，因此对其进行加强设计，如图所示，其上下缘条加长到25mm，腹板也加长加大。

图42、接头与支座局部装配图
3.7.2、摇臂支座设计
摇臂支座为方向舵提供操纵偏转力矩，去平衡方向舵扭矩，既重要承受操纵反扭矩产生拉力，载荷相对不大，但刚度规定较高，故可选用LC4CZ 铝合金型材。
操纵摇臂半径为：
最大扭矩有：

最大拉力：

由图可算出承受剪力最小截面积为：

最大剪应力：

因此摇臂支座安全 。为保证强度也可采用高强度钢来制作支座。

图43、摇臂支座
为保证连接强度，在以便安装螺栓上边外侧两个孔处，底座用2个螺栓连接，剩余4个孔用铆钉连接。
铆钉选用HB6235-89-13
螺栓选用GB30-66 M5X20
3.8、铆钉设计
1）铆钉连接处涉及梁-蒙皮、肋-蒙皮、壁板尾缘条连接，其夹层厚度为2mm 。
依照《飞机零构件设计》
取d=3mm，材料选用LY10。
2）铆钉长度拟定
依照《航空机械设计手册》L=0.8d+s；取5mm。
3）铆钉间距及边距
根据以往设计，可取展向间距20mm；弦向间距16mm；边距5mm左右。

图44、铆钉孔布置图
3.9、尾缘条设计
尾缘条用来连接上下壁板，维持翼型后缘形状。材料为LY–12。为以便装配，设计如下图。此设计中，左右壁板蒙皮宽度和肋长度是不同样。

图45、尾缘条
四、质量质心计算及配重设计
4.1、质量计算
坐标系定义：将支点定为坐标系原点，翼型对称线为Ox轴。
由于铆钉较多，不便计算，因此把铆钉重量计入蒙皮、肋和梁中，即计算蒙皮、肋和梁时，不考虑铆钉开孔。此外接头处螺栓组件轴线即为转动轴，且其质量较小，因此对其可忽视计算。

图46、CATIA设计细节图

图47、CATIA数字模型
由CATIA直接得出装配完毕方向舵重量和质心位置：
质心与转轴距离：。
体积：
则质量：
4.1.1、前缘蒙皮质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
体积：
质量：
4.1.2、梁质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
体积：
质量：
4.1.3、前缘肋质量计算
a) 前缘普通肋：
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
b) 前缘加强肋：
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.4、后蒙皮质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.5、尾缘条质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.6、端肋质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.7、后半肋质量计算
a) 后半普通肋：
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
b) 后半加强肋：
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.8、支承支座质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.9、摇臂支座质量计算
运用CATIA设计测量得：
质心与转轴距离：
质量：
4.1.10、质量和质心计算
由上可得重量和重心分布表：
部件
数量n
质心相对位置X
单位重量M
总重量nM
总质量*距离
前缘蒙皮
1
-40.424
0.52276
0.52276
-21.13205
梁
1
-8.445
0.30296
0.30296
-2.55850
前缘普通肋
5
-38.776
0.00778
0.03890
-1.50839
前缘加强肋
6
-38.676
0.00918
0.05508
-2.13027
后蒙皮
1
101.093
1.51984
1.51984
153.64519
尾缘条
1
203.608
0.30268
0.30268
61.62807
端肋
2
47.882
0.02842
0.05684
2.72161
后半普通肋
24
96.152
0.01989
0.47736
45.89912
后半加强肋
2
95.303
0.02595
0.05190
4.94623
支承支座
6
-8.561
0.00652
0.03912
-0.33491
摇臂支座
1
-2.606
0.00505
0.00505
-0.01317
方向舵
1
71.51　
Σ
3.37249
241.16293
则方向舵质心距转轴距离为：

4.2、配重设计
在方向舵上下两端各设计一种配重块，配重块形式有如下表

表4、配重块形式
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：

可则取其单个质量为1Kg，为缩小体积，采用普通构造钢材，可采用45钢。其密度。

图48、配重块简图 图49、配重模型
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：

则可取直径为37mm，不大于最大高度39.2，因此是可以，总长度为118.5mm。
重心位置：

因此配重块端面可以装入距前缘7.52mm 位置。
配重连接处前缘蒙皮也用45钢制成，且与配重是一体，因此配重长度可恰当修形减短。配重处钢蒙皮再与加强肋和端肋铆接装配。
则方向舵总重为：
4.3、方向舵重新设计
加上配重后，CATIA建模完毕最后方向舵如图50。

图50、方向舵完整模型
五、装配工艺流程

图51、装配工艺流程图
装配从零件装配开始，装配成组件之后，各组件再装配成最后方向舵，因此其装配要按一定顺序，并且要注意前面设计中提到装配考虑事项。长空一号方向舵装配流程如下。
六、总结
1月6日考完试后，我开始着手设计长空无人机方向舵。这段时间里，除了吃饭睡觉等正常活动，几乎所有时间都用在作课设上。终于在今天完毕设计。
这次过程漫长而又曲折，在这次作业过程中，一次又一次计算，查找资料，重复迭代，最后拟定方案。然而这些只是计算，AutoCAD，CATIA等软件学习与使用也占了三分之一时间。这也暴露了，自己对航空软件使用能局限性与有关知识能力欠缺。
尽管这次作业很艰辛、过程曲折，但我收获还是很大。通过这次课设，我重拾了《构造力学》、《材料力学》、《计算机辅助设计》、《构造力学》等课程知识，并且能更纯熟地使用AutoCAD、CATIA、Excel等软件。同步，也基本理解飞机部件设计大概流程。
对于我而言，这次收获更多是计算办法和分析能力，以及解决问题能力，同步也磨练了自己意志。看到了理论联系实际重要性，同步也看到了自身局限性之处。这次课设对此后从事航空工作提供了宝贵经验。
七、参照资料
[1] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第2册原则与原则件[G]. 北京：航空工业出版社，
[2] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第3册材料[G]. 北京：航空工业出版社，
[3] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第9册载荷、强度和刚度[G]. 北京：航空工业出版社，
[4] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第10册构造设计[G]. 北京：航空工业出版社，
[5] 中华人民共和国航空材料手册编委会.航空材料手册第3册铝合金、镁合金[G].北京：中华人民共和国原则出版社，1988
[6] 第三机械工业部第612研究所航空机械设计手册编委会.航空机械设计手册[G].北京：国防工业出版社，1975
[7] 刘鸿文.材料力学[M].北京：高等教诲出版社，
[8] 范钦珊、陈建平.理论力学[M].北京：高等教诲出版社，
[9] 丁锡洪.构造力学[M].南京：南航自编教材，
[10] 王志瑾、姚卫星.飞机构造设计[M]. 北京：国防工业出版社，
[11] 魏志毅、飞机零构件设计[M].南京：南航自编教材，