无人机方向舵设计.docx

飞机部件课程设计

长空一号无人机方向舵设计

目录
一、初步方案 4
1.1、结构形式 4
1.2、翼肋布置 4
1.3、悬挂点配置 4
1.4、操纵接头的布置 4
1.5、 配重方式 4
1.6、开口补强方案 5
1.7、方向舵理论图 5
二、载荷分布及内力图 5
2.1、载荷分布 5
2.2、悬挂点位置的确定 5
2.3、内力图 7
三、设计计算
3.1、梁
3.1.1、尺寸的确定 7
3.1.2、材料的选择 8
3.1.3、扭矩及扭矩图 8
3.1.4、梁腹板校核 10
3.1.5、梁缘条的校核 11
3.2、蒙皮的设计计算 12
3.2.1、前缘蒙皮校核 12
3.2.2、后段蒙皮校核 12
3.3、肋的设计计算 14
3.3.1、后段普通肋的计算 14
3.3.2、后段中间加强肋设计 17
3.3.3、端肋肋的设计 17
3.3.4、前缘加强肋的设计 17
3.4、接头和转轴设计 17
3.4.1、接头与梁的位置关系 17
3.4.2、轴承的选择 18
3.4.3、螺栓组合件的选择 18
3.5、支座的设计 18
3.5.1、支承接头支座设计 18
3.5.2、摇臂支座设计 19
3.6、铆钉设计 20
3.6.1、铆钉直径的确定 20
3.6.2、铆钉长度的确定 20
3.6.3、铆钉间距及边距的确定 20
3.9、尾刃的设计 21
四、重心计算及配重设计 21
4.1、重心计算 21
4.1.1、前缘蒙皮重量重心计算 21
4.1.2、梁的重量重心计算 21
4.1.3、前缘肋重量重心计算 21
4.1.4、后缘肋重量重心计算 22
4.1.5、后段蒙皮重量重心计算 24
4.1.6、尾刃重量重心计算 24
4.1.7、支承支座重量重心计算 25
4.1.8、摇臂支座重量重心计算 26
4.1.9、质量和质心计算 26
4.2、配重设计 26
五、总结 27
六、装配工艺流程 28
七、参考资料 29

42

第一部分 初步方案
1.1 方向舵的受力型式
方向舵使用载荷为12000N，载荷相对较小，选择单梁式，转轴后为无墙三角单闭室结构。
长空无人机方向舵在XOY平面内的外形由垂直尾翼的后段和方向舵前段外形决定。综合考虑可得外形。
其中，垂尾的翼型为NACA 0008。
方向舵前段外形参数（单位：mm）
X
0
20
40
62
80
100
270
310
Y
0
12.8
17.8
19.6
19.4
18.5
4.7
0

方向舵外形

翼型最大厚度在62mm处，最大厚度为39.2mm。因此将梁布置在离前缘62mm处，为了方便与前缘蒙皮的连接和安装，采用的“U”形梁。

同时,平尾需要与方向舵连接，则在方向舵上要开口，深度为45mm，不会影响到梁。
1.2 翼肋的布置
共布置九个翼肋（含两个端肋），间距157.5mm。
由于方向舵结构高度较低，为了装配方便，后部翼肋分为2个翼肋，分别与蒙皮铆接组成壁板后与梁铆接，且左右两个半肋分开布置，以便壁板与梁的铆接。
1.3 悬挂点的布置
《飞机结构设计》中悬挂点的数目的选择和位置的布置原则是保证使用可靠，转动灵活，操纵面积悬挂点接头的质量轻。
悬挂点接头的数目增加使操作面受到的弯矩减小，降低操作面的质量，与此同时，悬挂接头质量增加，运动协调难度增大；反之减少悬挂点的数目，运动协调容易，但操纵面上弯矩大，且不符合损伤容限设计思想。
综合考虑，确定悬挂点的数目为3个
1.4 操纵接头的布置
为使最大扭矩尽量小，将接头布置在中间。
1.5 配重方式
配重方式分集中和分散配重。考虑到长空无人机速度低，对质量敏感，采用集中配重的方式，即在方向舵的上下两端前伸出配重块。
1.6开口补强方案
前缘闭室开口处两侧采用加强肋
梁腹板开口处采用支座的三面对其加强。
1.7方向舵理论图

第二部分 载荷分布及内力图
2.1载荷分布
载荷沿展向的分布与弦长成正比，由于b根/b尖=1，故载荷沿展向是均匀分布的，如图：

已知方向舵的使用载荷为 ，安全系数为f=1.3，故设计载荷为
展向载荷分布为
2.2悬挂点的位置确定
布置三个悬挂点，其中悬挂点A、C对称布置，结构为一度静不定。由B点挠度为零可求解支点约束。

其中，

由解得：

由于载荷及约束均对称，所以只分析结构约束一半，如图：

1）A：
2）B：
3)A、B之间：以A为原点，向右为正建立坐标系OX，
则
当时，得
所以，
即
（= 时，）
寻找结构最优解，此时A、B、C中两点或三点的弯矩相近。
① 当≤≤时，若有最优解，则或，此时有
所以，这与矛盾，故此情况不存在最优解。
② 当时，
可以验证，且若要有最优
则，由此可得， ,
满足，这种情况有最优解
最终
2.3内力图
悬挂点最终位置如图

内力图如下：

第三部分 设计计算
3.1梁
3.1.1尺寸的确定
考虑到方向舵上载荷较小，梁采用加工方便的板弯件，梁缘条的宽度定为26mm，因为缘条太宽则梁弯心太靠外，最大扭矩就会太大；太窄，铆钉的边距可能不够。
梁的宽度取，蒙皮的厚度取，梁的尺寸如图：

3.1.2材料的选择
根据同类设计，梁采用LY-12，特性如下：
抗拉强度
抗剪强度
材料密度
3.1.3扭矩及扭矩图

如图所示，前缘蒙皮与梁构成一个单闭室。闭室的弯心距梁腹板mm；转轴位置Z点距梁腹板18mm；方向舵气动中心Y距闭室前缘0.293b=90.8mm。
根据给定翼型数据拟合前缘蒙皮形状，以上翼面为例：
由此可得前缘蒙皮长度
。
下面求解闭室弯心位置
假设弯心处作用一剪力，在2点左侧开口。
1） 开口剪流
开口剪流计算公式：
其中，
部面静距分布如下：

由于剪力过弯心，则有

即
所以
对3点力矩平衡得：

所以
=30.7mm

压心距闭室弯心距离
=59.5mm

转轴距闭室弯心距离：=18+30.7=48.7mm

均布扭矩为

最终扭矩图如下：

扭矩图

3.1.4 梁腹板校核
方向舵上方向舵对称面和A面扭矩和剪力分别取得最大值，所以分别考虑。
方向舵对称面：

前缘闭室受扭时：

腹板中点处剪力最大有

其中，

所以
A面：

前缘闭室受扭时：

腹板中点处剪力最大有

其中，

所以
所以方向舵上最危险截面是方向舵对称面，
腹板中剪切应力的最大值为：

故梁腹板是安全的，同时可以看出其承剪能力还有富余，可以对梁腹板进行重新调整，使其承剪能力充分发挥出来。
3.1.5梁缘条的校核
危险截面任然是结构对称面处

由第三强度理论

故梁缘条安全且能较充分发挥缘条作用

3.2蒙皮的设计计算
蒙皮的厚度为1mm，查《航空材料》手册选LY-2
3.2.1前缘蒙皮的校核
前缘闭室承担全部扭矩，则

故前缘蒙皮是安全的。
3.2.2后缘蒙皮的校核
后缘蒙皮按气动容差校核
①后缘蒙皮载荷的确定
已知沿弦向分布规律，如下图，压心在0.293b处

由压心物理意义知：
对A点取矩有，有

由上述方程得
②后缘蒙皮校核 初步选定尾刀长度为43mm，肋宽度为40mm将计算模型简化为四边简支矩形板，计算模型如图：

其中，

弦向载荷最大值在板的左侧，即：

板的右侧载荷为：

将板所受载荷分解为两部分：均布载荷和弦向直线分布载荷，（梯形载荷分解成均布载荷和三角形载荷的叠加）。
查询《飞机设计手册》第三册上册（强度计算），矩形板在分布载荷q作用下最大挠度为：

其中，
I）均布载荷

所以
Ⅱ)直线分布载荷

所以
由于两载荷作用时，最大挠度位置不同，所以最大挠度，大于气动容差1mm。
要使气动容差满足要求，可以增加蒙皮厚度或肋的个数或增加蒙皮的厚度。此处采用增加肋的方法。
当采用13根肋的时候，肋的间距为105mm,

满足气动容差要求。
3.3肋的设计计算
3.3.1肋的前后耳片长度为13mm，去除前缘闭室和尾刃的长度62mm和43mm，得到肋的有效长度为：

肋的最大高度处距离前部接头的距离为40mm,肋最大高度H=13mm。
肋的形状如图

A-A

2） 后段普通肋承载很小，可用板弯件，用于维持气动外形，增加蒙皮稳定性。用肋的材料选用LY1—2M，厚度
翼肋间距为105mm，认为这段內气动力全部作用于肋上，肋上作用的载荷如图

其中，
气动合力，
对左支点取矩，可得

肋中弯矩为：（上压为正）
当时，得
所以
最大弯矩作用处的肋高度为

该处翼肋截面如图

用cad中massprop命令，得到如下数据：

以形心轴为基准，建立坐标系：

用cad中massprop命令，得到如下数据：

惯性矩，
最大正应力为

剪力最大值位于肋的左支点，即上图的B-B截面，
剪力最大值为

此处高度应为0，但考虑装配需要，取h=1mm。
假设剪力均由腹板传递

故后段普通肋安全
3.3.2后段加强肋设计
与普通肋相似，采用LY12M板弯件，为保证其足够的刚度，其厚度为1mm。
3.3.3端肋的设计
方向舵两端各布置一个端肋，材料为LY12M，厚度为1mm，缘条宽为14mm，由于其主要作用是支撑翼型，非主要承力构件，故不作强度校核。
3.3.4前缘加强肋的设计
前缘加强肋的主要作用是将开口处的蒙皮上的翦流传递到梁上，采用LY12M板弯件，形状为翼型形状。为保证强度，厚度为1mm，缘条宽为14mm。由于需要加重，为更好地利用前缘加强肋，将左右两个最外侧的肋加宽至28mm，使这两个加强肋实现“一件多用”。
3.4接头和转轴的设计
3.4.1支座接头主要承受x—y平面内载荷，转轴角为，梁腹板高度35.2mm，转轴到梁腹板距离为18mm。设计时考虑支座支撑接头与梁缘条的干涉情况，接头转动时与梁的关系如图：

为了防止梁与接头发生干涉，接头宽度不能大于2h，由几何关系得

由
得：

只要离轴21.93mm处，接头宽度小于2h=24.68mm
即可保证梁于接头不发生干涉。
设计时2h=20mm，采用1Cr18Ni9TiA。
3.4.2轴承的选择
方向舵三个接头处均有轴承，且两边轴承承受剪力最大，即
选用1Cr18Ni9TiA，查询《航空机械设计手册》 432页，选用关节轴承U5，其容许负载荷为1000kg，具体尺寸如图：

3.4.3螺栓组合件的选择
由轴承确定螺栓为M5，，
选用GB30—66M5×12，
材料为1Cr18Ni9TiA
螺母选用GB58-66AM4
垫圈选用GB97-66A5
开口销选用GB91-67 1.5×16
3.5支座的设计
3.5.1支撑接头支座的设计
要求保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4C2，

每个接头有2个支座，则每个支座承受的剪力为2775.8N，厚度均为1mm，外形设计如下：

支座最大剪应力为：

故支座是安全的
3.5.2 摇臂支座的设计
摇臂支座为方向舵提供偏转力矩，刚度要求不高，材料选用LY-12CZ.

摇臂支座三视图如图所示：

弯心与摇臂支座作用点之间垂直距离为l=20+19.6+1=40.6mm
摇臂最大拉力为
支座受剪面积A>24×1+16×1-5×2=30
则
故摇臂是安全的。
6个底座铆钉采用HB6235-89-13
螺栓采用HB1-152LA6×13-12
3.6铆钉的设计
3.6.1铆钉直径的确定
常规铆钉连接处包括梁-蒙皮，肋-蒙皮、其夹层厚度在1.4~2.2mm之间，这里取2mm。
查询《飞机零构件设计手册》,铆钉的直径应满足（）
取d=3mm，材料选择LY10
3.6.2铆钉长度的确定
查询《航空机械设计手册》，对于沉头铆钉长度推荐值
其中，d=3mm，s=2mm，则L=4.4mm
取L=5mm
3.6.3铆钉间距及边距的确定
查询《飞机零构件设计手册》，铆钉的边距取5mm，间距取（5-7）d，这里取16mm。此外，接头支座与梁腹板间的连接要承受较大剪力，采用ML20MnA材料的铆钉，取d=4mm，L=8mm。
3.6.4尾刃的设计
尾刃用于连接上下壁板，其宽度为43mm，采用LY12-CZ材料

第四部分 重心计算即配重设计

4.1重心计算
规定：翼型前缘为坐标原点，沿弦向为x正方向
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，重心位置可参考《飞机设计手册》
即
其中，a=19.6mm b=62mm
c=18.6mm d=61mm

所以，x=32.28mm
则前缘蒙皮重心在坐标系OX中位置为
前缘蒙皮的有效长度为L=1260-110-60×3=970mm
前缘蒙皮总重为

4.1.2梁的重心计算
查《飞机设计手册》，梁重心位置为
其中
a=26mm b=35.2mm
则x=7.95mm
所以梁重心在坐标系OX中位置为
梁的总重为
4.1.3前缘肋重量重心计算
前缘肋包括2个端肋(加强肋)和8个开口加强肋及5个普通肋
腹板（15个）
前缘加强肋腹板面积等于前缘面积除去蒙皮厚度占去的面积
即S=1750-136×1=1614
则所有腹板重量为

查《飞机设计手册》，腹板重心位置为
其重心在坐标系OX中位置为
‚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
其中，a=18.6mm b=61mm c=17.6mm d=60mm
则x=31.59mm
重心在坐标系OX中位置为
缘条前段中，2个端肋缘条宽度各为14mm；开口加强肋中，最外两加强肋宽度为28mm, 其余各为14mm。
前缘缘条总重为

ƒ缘条后段
后段缘条和梁腹板铆接，则其重心在OX坐标系中的位置为
15个后段缘条总重为

最终加强肋总重为
重心在坐标系中位置为
4.1.4后缘翼肋的重量及重心计算
后缘肋包括2个端肋，10个普通肋1个后缘加强肋
后缘端肋
分别计算腹板和缘条重量重心
腹板：

缘条：

则总重

重心在坐标系中的位置为：

‚后缘普通肋
通过俯视图和侧视图计算器重心

如图所示，其中

则重心在OX坐标系中的位置为

总重为：

ƒ中央加强肋
中央加强肋蒙皮厚度为1mm，但其形状同普通肋，故重心在OX坐标系中为：

重量为
4.1.5 后段蒙皮
为计算方便，将后段蒙皮的尾端计入尾刃中，而尾刃按照三角形计算
蒙皮的面积近似为

则蒙皮总重为：

其重心在OX坐标系中位置为

4.1.6 尾刃

利用cad中命令，得到：

尾刃面积 A=142.73mm
尾刃总重

则
5.1.7 支承支座
计算重量重心时，将其分成三部分：
其中，
各部分距支撑支座左侧距离分别为

所以总重为
支撑支座在坐标系OX中位置为

5.1.8 摇臂支座
摇臂支座如图所示3.13所示，其重心在坐标系OX中的位置，
即
其体积估算为
总重为
方向舵各部件重量重心细目如下图

序号
1
2
3
4
5
x/mm
29.72

69.95
36.11
170
159.23
W/kg
0.3694
0.3076
0.1670
0.0620
0.2315
W.x/(kg•mm)

10.9786

21.5166

6.0304

10.5400

36.8617

序号
6
7
8
9
10
x/mm
159.73
164.5
279.51
70.22
82.0
W/kg
0.0289
1.4560
0.5036
0.020
0.0112
W.x/(kg•mm)

4.6162

239.5120

140.7612

14043

0.9184

总重为
重心为
2. 配重的设计
设计配重的重心高度定为离方向舵前缘50mm处，方向舵左右两侧各一个，由配重对转轴的矩与方向舵重量对转轴矩相等，得：

则单块配重为
配重材料选择45#钢，配重长度L=100mm。配重设计成圆柱状，头部为半球，如图：

由
得：d=36.80mm l=81.61mm
查询《航空机械设计手册》表8-120，对焊接材料为钢和铝，且厚度大于2mm（截面小于等于1000mm），可选用压焊中的点焊来焊接
3. 方向舵总重及重心位置

重心位于转轴上。

第五部分 总结
经过两个星期的努力，我完成了无人机方向舵的设计。
还记得初拿到课设题目时的迷茫，于是在题目刚下来之后，我们就赶紧跑到图书馆，借到了老师提及的参考资料。我们到处搜集方向舵的资料，结合图片，慢慢的，方向舵由一个模糊的名词逐渐变成一个可以想象得出形状结构的实物。
知道了方向舵的大概构型之后，我就参考一些已有的方向舵，初步确定了方向舵的结构形式，然后再一步步具体设计。其中很多问题与材料力学和结构力学息息相关，于是我就翻阅课本，复习以前的知识。这里面还要画一些小部件的图，于是我就尝试着从小的图形入手，熟练CAD的基本操作，为画后面的装配图等复杂的图作准备。当然在此次课设中还涉及到了excel和matlab等软件的应用，虽然只是用于计算，但我还是发现了matlab在计算二元二次方程的便利和快速。
总之，经过这次课设我熟悉了CAD的一些基本操作。因为用的是2014版本的，发现这一版比07版的功能要强大的多。软件是不断更新改进中强大，或许人也一样。

第六部分 装配工艺流程

图5、装配工艺流程图

第七部分 参考资料
[1] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第2册标准与标准件[G] 北京: 航空工业出版社, 2002
[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, 2002
[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, 2002
[4] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第10册结构设计[G]. 北京: 航空工业出版社, 2002
[5] 中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：中国标准出版社，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：高等教育出版社，2004
[8] 范钦珊、陈建平.理论力学[M].北京：高等教育出版社，2004
[9] 丁锡洪.结构力学[M].南京：南航自编教材，2008
[10] 王志瑾、姚卫星.飞机结构设计[M]. 北京：国防工业出版社，2009
[11] 魏志毅、飞机零构件设计[M].南京：南航自编教材，2008
[12] 朱如鹏、郭学陶.机械设计课程设计[M].南京：南航自编教材，2011
[13] 牛春匀.实用飞机结构工程设计[M]. 北京: 航空工业出版社, 2008
[14] 牛春匀.实用飞机结构应力分析及尺寸设计[M]. 北京: 航空工业出版社, 2008

单梁式
梁腹板距前缘
62mm

梁截面为“U”形

9个翼肋

3个悬挂点

两个集中配重

梁腹板安全

梁缘条安全

前缘蒙皮安全

采用13跟肋
（含2端肋）

普通肋安全

2h=20mm

总重

重心

方向舵总重

重心位于转轴上