飞机结构专业课程设计方向舵设计.doc

飞机部件课程设计

长空无人机方向舵设计

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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：
X
0
21
42
64
84
Y
0
12.8
17.8
19.6
19.4

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3

1.7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/mm
qdes=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=1090mm
2.3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=2706N
2.4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=4939.0N 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ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa，τb=265MPa。
梁采用厚度δ1=1mm板材板弯成形。
蒙皮厚度暂定为δ2=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=2557.00N
Mmax1=Mmax=201.6Nm
此处扭矩T1=195/640Tmax=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。
σmax1=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=9.21
3.1.2梁腹板校核
从图知梁腹板所受最大剪流为qmax1=79.45N/mm
则腹板最大剪应力τmax1=qmax1/δ=70.53/1Mpa=79.45Mpa
而[τ]= τb1/1.3=203.85Mpa>τmax1，故梁腹板安全。
3.1.3梁缘条校核
由前面懂得σmax1=184.80Mpa，而梁缘条还受剪流作用，在1点处剪流最大，
τ1=q1/δ1=48.21/1Mpa=48.21Mpa。
选用第三强度理论，
σa1= （σmax2+4*τ12）0.5=208.44Mpa
而[σ]= σb1/1.3=323.08Mpa>σa1，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：ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa，τb=265MPa。
蒙皮厚度δ2=0.8mm
3.2.2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=2469.50N
T2=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/mm
3.2.3蒙皮强度校核
τmax2=qo2/g2=15.04/0.8Mpa=18.8Mpa
[τ]= τb2/1.3=265/1.3Mpa=203.85Mpa
可知τmax2<[τ]，故蒙皮安全。
3.3肋设计与校核
3.3.1后段肋设计

初步拟定后段半肋形状如图所示，其有效长度l3=178mm，先后段耳片长度为14mm，最大高度H=12mm，最大高度处截面如下
由于后半段肋受载荷小，采用板弯型材加工，材料为CY-12M，厚度δ3=0.8mm。
材料参数ρ=2.8*103kg/m3，σ=420Mpa，τ=265Mpa
3.3.2后段肋受力分析计算与校核
肋间距为90mm
假设蒙皮气动力所有传到肋上，则其载荷图如下：

依照气动容差规定，气动容差不大于1毫米，通过计算重复迭代，得出至少需要15根肋。
虽然后段肋是提成两个半肋，但其展向错开距离并不大，考虑其承受气动载荷时可将两个半肋合成一起考虑。考虑到其布置型式，将其视为悬臂梁。
q3=0.05496X240/284.5X1280/14N/mm=4.24N/mm
易知其危险截面为肋根部，其中Mmax3=q3*l3a*l3a/6=40704N/mm
Qmax3=q3*l3a/2=508.8N
而肋根部惯性矩为：Jx3=14084mm
面积为：A3=41.6mm
则σmax3=Mmax3/Jx3*ymax3=53.18Mpa
τmax3=Qmax3/A3=12.23Mpa
而 [σ]=420/1.3Mpa=323.08pa>σmax3 故肋受正应力安全
[τ]=265/1.3Mpa=203.85Mpa>τmax3 故肋受剪应力安全
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
规定保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4CZ，σb=600Mpa，τb=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=2815.855N
3.4.3支座剪切校核
A4min=（20-6）X2=28mm2
τmax4=Q4/A4min=100.566Mpa
而[τ]= τb4/1.3=276.92Mpa>Cmax4，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》
[σbs]=0.65eb4/1.3=300Mpa
σbs4 =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-U6
3.5.3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》，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，σb=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=0.65X6X2Xσb=8580N
则[Pjy]= Pjy/1.3=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=32mm2
τmax6=Q6/Amin6=42.28Mpa
而[τ]=203.85Mpa>τmax6，故其受剪安全。
挤压校核：由《飞机设计手册第三册》P44查得
σbs=σbX0.65=273Mpa
故[σbs]= σbs/1.3=210Mpa
σjy=Q6/(4X6)=56.38Mpa<[σbs]，故其受挤压安全。
3.6.3摇臂支座固定用原则件
底座用4个螺栓和2个铆钉连接，其强度不作校核。
螺栓选用GB67-66 M5X12，螺母选用GB45-66AM5，材料选1Gr18Ni9TiA。
铆钉选用GB867-67 4X8，材料为LY-10.
3.7铆钉设计与校核
3.7.1铆钉设计
常规铆钉连接处涉及梁-蒙皮，肋蒙皮，其夹层厚度在2mm左右。
1.依照《飞机零构件设计》 d》2δ
取铆钉直径为3mm，材料为LY10，类型为90度沉头铆钉。
2.依照《航空机械设计手册》
L=0.8d+δ，取铆钉长度为5mm。
铆钉代号为：3X5 GB868-67
查《飞机构造设计惯用参照资料》知此类型铆钉破坏剪力为191X9.8N
3.铆钉间距及边距
展向间距 20mm
弦向间距 12mm
边距 5mm
3.7.2铆钉校核
从展向分析，在舵面中间位置扭矩最大，其引起铆钉剪力最大，是危险截面；
从弦向分析，铆钉承受局部载荷引起剪切与拉伸，在与梁缘条（翼肋根部）处最危险。
综上可知，需要校核舵面展向中部与梁缘条铆接处铆钉。
1.该危险位置铆钉所受剪力来自两方面：一是总体扭矩引起，一是翼肋受弯矩引起。
后段蒙皮周长l7=481.7mm，预计单排弦向铆钉个数n7=l7/12，取n7=41个，假设扭矩引起剪力由肋两排铆钉共同承受，且受力均匀。则扭矩引起单个铆钉受剪力为：Tmd1=qo2Xl7/2n7=88.35N
翼肋引起弯矩剪力由根部4个铆钉共同承受:Tmd2=σmax3X2X13X1/4N=345.67N
则最危险中铆钉受剪力为：Tmd=Tmd1+Tmd2=434.02N
而[T]=191X9.8/1.3N=1439.85N>Tmd，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=569.15N>Nmd
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=1085.54N>Tmd
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=0.2919Kg
4.1.2 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 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=0.3068Kg
4.1.3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=Π*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= 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=63.5mm
14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坐标系中位置为X3=39.33mm
4.1.4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=75.33mm
W4’=0.5*35.6*226*1*2.8*=0.011Kg
缘条 x’=0.5*226=113mm
W4''=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'=49.36mm
X4=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=0.005998kg
W5''=2.8**178*12*0.8=0.004780kg
W5'''=2.8**0.5*192*12*0.8=0.002580kg
X5'=103 ， X5''=114.5 ， X5'''=74.7
则重心在OX坐标系中位置为X5=98.83mm
X5=-(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=0.0274kg
4.1.5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=ρ2.8**535040*1=1.498kg
其重心在OX 坐标系中位置为 X7=64+0.5*（315-64-42）=168.5mm
4.1.6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（）*θ
其中R1=42mm R2=28mm
A=99.39
尾刃总重为W8=ρAL=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=302.44mm
4.1.7支承支座
计算重量重心时，将其提成三某些

其中W9'=2.8**33.6*1*25=0.002352Kg
W9''=2.8*(14*1*2*25+32*14*1)=0.003214Kg
W9'''=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’=6.95MM
X9=64+1+6.95=71.95mm
4.1.8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/mm
W/kg
序号
x/mm
W/kg
1
30.5
0.2919
7
168.5
1.498
2
71.51
0.3068
8
302.44
0.3562
3
39.33
0.1100
9
71.95
0.019
4
113.36
0.0580
10
84
0.0112
5
167.83
0.2852

6
167.83
0.0274

总重为W=2.9377kg
重心为X=155.47mm
4.2、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=ρ【】
W配=
得d=39.3mm ， L=86.84mm
4.3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