1、目錄一、設計要求1二、初步方案的確定32.1、結構形式32.2、梁的結構形式42.3、懸掛點配置42.4、翼肋布置52.5、配重方式62.6、操縱接頭的布置62.7、開口補強6三、載荷計算與設計計算73.1、展向載荷計算73.2、接頭位置確定73.3、梁的設計計算93.3.1、梁和前緣蒙皮的設計93.3.2、前緣閉室計算113.3.3、彎心和扭矩計算123.3.4、梁腹板校核143.3.5、梁緣條的校核153.4、蒙皮設計計算153.4.1、尾緣條設計153.4.2、弦向載荷分布計算163.4.3、前緣蒙皮校核173.4.4、后段壁板肋的數量和蒙皮最大撓度校核173.4.5、后段壁板蒙皮正應力

2、校核193.5、肋的設計計算193.5.1、后段肋的設計193.5.2、后段普通肋的校核203.5.3、中部加強肋設計233.5.4、整體端肋設計233.5.5、前緣肋和加強肋設計233.5.6、前緣開口加強肋校核243.6、接頭和轉軸設計253.6.1、支承接頭設計253.6.2、選取軸承263.6.3、螺栓組合件的選擇263.6、支座設計263.7.1、支承接頭支座設計263.7.2、搖臂支座設計283.8、鉚釘設計293.9、尾緣條設計30四、質量質心計算及配重設計304.1、質量計算304.1.1、前緣蒙皮質量計算314.1.2、梁質量計算324.1.3、前緣肋質量計算324.1.4、

3、后蒙皮質量計算324.1.5、尾緣條質量計算324.1.6、端肋質量計算334.1.7、后半肋質量計算334.1.8、支承支座質量計算334.1.9、搖臂支座質量計算334.1.10、質量和質心計算344.2、配重設計344.3、方向舵重新設計36五、裝配工藝流程37六、總結37七、參考資料38一、設計要求方向舵在其活動范圍內運動，在任何情形下不得與其支撐結構或鄰近構件發生干擾，所以其要滿足一定的協調關系。方向舵平面要滿足幾何尺寸及協調關系如圖1。這是設計的前提條件。 圖1、方向舵平面尺寸及協調關系 圖2、最終設計方向舵另外方向舵在XOY平面內的外形由垂尾翼型后段和方向舵前段外形決定。垂尾翼型

4、和方向舵外形數據如表1和表2所示。表1、垂尾翼型（垂尾前緣為原點）（單位：mm）X03.481042.01112.01181.51320.51390Y09.9729.5823.6617.755.920表2、方向舵前段外形（方向舵前緣為原點）（單位：mm）X020406280Y012.8017.8019.6019.40方向舵最大偏轉角為±15°。按飛機強度規范確定方向舵載荷及其分布。安全系數為f=1.2。方向舵使用載荷為11000N。其載荷分布見圖3和圖4。為防止方向舵與垂直安定面發生耦合顫振，對與本設計的可逆操縱的方向舵，設計要求質量平衡。 圖3，展向載荷分布 圖4，弦向載

5、荷分布二、初步方案的確定2.1、結構形式方向舵通常結構采用梁式布局。操縱面一般都靠近前緣的轉軸處布置單梁（即成為單梁式結構），其典型剖面見圖5。圖5、方向舵典型剖面形式由方向舵幾何尺寸可知（見表1、2和圖6），方向舵面積較小，最大厚度在62mm處為39.2mm。載荷為11000N，相對也較小，故可采用單梁式結構。另外平尾與方向舵前緣存在干涉，需要在方向舵前緣開口，弦向長度為45mm（與前緣的距離），在最大厚度處之前，所以可以采用單梁結構而不用破壞梁。翼型厚度為C=39.2/320=0.1225，可知其為中等厚度的翼型，對于中翼型的單梁式方向舵，由梁和前緣蒙皮構成主抗扭閉室，前緣布置翼肋，間距通

6、常較小，以便增加蒙皮的強度和剛度，并能承受較大的扭轉載荷和局部氣動載荷。后段主要承受氣動載荷，由于梁和前緣蒙皮構成主抗扭閉室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋主要以抗彎和抗剪設計。另外后段厚度小，從工藝上考慮，不便采用機翼裝配中的在蒙皮上開口來方便裝配翼肋形式，所以中采用半翼肋的設計，半翼肋與其蒙皮裝配形成壁板，兩半壁板再與梁和尾緣條裝配。圖7、方向舵主要結構視圖尾翼蒙皮一般較薄，長空一號為中速飛機，中速飛機尾翼蒙皮厚度大多等于或小于1mm。由于方向舵尺寸較小，為裝配方便，剖面上由前緣蒙皮、上半蒙皮（上壁板）、下半蒙皮（下壁板）、尾緣條構成。2.2、梁的結構形式從幾何上考慮，在最大厚度處布置單梁

7、后，梁距前緣平尾開口為17mm，此距離不足以在梁前面布置緣條，所以采用“匚”形梁。從裝配工藝考慮，若有前緣條，則前緣蒙皮裝配時不便于打鉚，造成裝配上的困難，所以采用“匚”形梁，對前緣蒙皮鉚接裝配方便。2.3、懸掛點配置操縱面懸掛點的數量和位置確定主要根據以下兩點:1、根據操縱面展長和所受載荷的大小確定懸掛點的數目，使操縱面梁有較好的受力特性；2、保證使用可靠，在舵面轉動時不卡死；舵面受載荷時的變形不致引起與安定面相碰或突出安定面外形太多。為滿足損傷容限設計，一般懸掛點不少于2個。由于載荷較小，所以可以采用3個接頭，對稱布置。在長空一號無人機方向舵為矩形，即方向舵根稍弦長相同，無后掠，所以運動協

8、調十分容易。2.4、翼肋布置參考如下表各機型的肋間距，長空一號采用鉚接壁板，則可初步選定肋間距為160mm，1250mm展長可等間距布置9個翼肋（含2 端肋）。表3、典型機型翼肋間距由于梁和前緣蒙皮構成主抗扭閉室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋主要以抗彎和抗剪設計。另外后段厚度小，從工藝上考慮，不便采用機翼裝配中的在蒙皮上開口來方便裝配翼肋形式，所以中采用半翼肋的設計，半翼肋與其蒙皮裝配形成壁板，左右兩半壁板再與梁和尾緣蒙皮裝配。且左右半肋應分別向上、下偏移一小段距離，以方便壁板與梁的鉚接。2.5、配重方式配重方式有兩種，即集中配重與分散配重。因為這架飛機速度較低，且對重量較敏感，所以采用集中

9、配重的方式。在方向舵的上下兩端前伸出配重塊。2.6、操縱接頭的布置為使最大扭矩盡可能小，將接頭布置在中間，與中部懸掛點采用螺栓連接。中部接頭支座為一件兩用，既作為接頭支座，又作為搖臂支座與梁緣條連接的加強支柱，所以對其進行加強設計。2.7、開口補強前緣開口處兩側采用加強肋，梁腹板開口處采用支座的三面對其加強。則可初步設計出方向舵，其CATIA初步模型如圖8所示。圖8、初步設計的方向舵CATIA數值模型三、載荷計算與設計計算3.1、展向載荷計算方向舵相當于矩形機翼，跟梢比為1，其弦線是各處相等的，所以根據圖2可知其載荷沿展向是均布載荷。使用載荷為11000N，安全系數取1.3，則均布載荷：q=f

10、F使用l=1.2×110001.330=9924.81Nm圖9、展向載荷示意圖展向載荷設計時以彎矩為主要設計載荷。3.2、接頭位置確定接頭布置要使受載情況最好，即使梁的內力最小。梁的設計載荷以彎矩為主，所以接頭布置考慮彎矩分布。由于對稱性，彎矩計算時可取梁的一半做計算。如圖，簡化后中間為固支，此為一度靜不定梁。圖10、結構簡化圖圖11、簡化結構受力分析圖由位移平衡可以計算出支反力N1大小。w=qX2-X1224EIX2-X12-4X2X2-X1+6X22=N1X2-X126EI2X2-X1兩邊消去EIN1=qX12+2X1X2+3X228X2-X1則彎矩為：當0xX1時，M=12qx

11、2；當X1xX2時，M=12qx2-N1x-X1；可以畫出彎矩圖：圖12、彎矩分布圖顯然在1、2和3點處有彎矩極值。計算3點的彎矩極值：當X1xX2時，M=qx-N1M=0x=N1qMmin=M|x=N1q=N1X1-12N12q當1、2兩點彎矩相等，且大于等于4點最小彎矩的絕對值時，梁受力最好，此時接頭位置最優。既有：Mmax=12qX12=12qX22-N1X1-X2Mmin=12N12q-N1X1Mmax=12qX12=12qX22-N1X1-X2式中：N1=qX12+2X1X2+3X228X2-X1；則：5X12+2X1X2-X22=0X2=0.665m 解得：X1=6-15X2=0.

12、19278m代入得出：N1=qX12+2X1X2+3X228X2-X1=4256.63NMmax=12qX12=12×9924.81×0.192782=184.42NmMmin=N1X1-12N12q=-92.22NmN2=ql-2N1=9924.81×1.33-2×4256.63=4686.74N由此確定接頭位置，并可以確定前緣蒙皮開口設計。圖13、前緣蒙皮開口設計圖實際設計上，由于加工和裝配精度問題，所以取整數設計，可取接頭距離為193mm。移動較小，后面計算時仍可繼續用最佳計算值。3.3、梁的設計計算3.3.1、梁和前緣蒙皮的設計a) 材料選擇：梁

13、可采用壓彎型材，壓成“匚”形梁，即加工出來的腹板與緣條厚度相同。受載不大，所以梁的材料可以選用普通易成型的鋁合金，如LY12鋁合金，其有：=2.8×103kgm3，b=420MPa，b=265MPa，E=66GPa，=0.33b) 梁的剪力計算：Q1=qX1=-9924.81×0.19278=-1913.3N；Q1'=Q1+N1=-1913.3+4256.63=2343.33N；Q2=-qX2+N1=-9924.81×0.665+4256.63=-2343.37N；Q2'=Q2+N2=-2343.37+4686.74=2343.37N;由于對稱性，

14、則另一半邊3點載荷為：Q3=-Q1=1913.3N；Q3'=-Q1'=-2343.33Nc) 剪力分布圖：圖14、剪力分布圖可計算出其剪力圖中極值從左至右分布為：0；-1913.3N；2343.33N；-2343.37N；2343.37N；-2343.33N；1913.3N；0。即最大剪力在2點處（即對稱處），為2343.37N。梁腹板受剪，腹板最大高度略小于43.36mm，則腹板厚度有：QmaxhtbtQmaxhb=2343.3743.36×10-3×265×106=2.04×10-4m即腹板厚度可以很小，大于等于0.4mm即可，強度足

15、夠了。考慮到前緣開口影響，腹板會承受額外剪力，所以可取腹板厚度為1mm。由于方向舵比較小，為保證鉚接裝配后的方向舵流場特性良好，采用LY10的120度沉頭鉚釘，鉚釘直徑可用范圍為2.5-4mm。梁緣條上要鉚接前緣蒙皮和后段壁板，所以采用雙排平行鉚釘，鉚釘直徑取2.5-4mm，則鉚釘邊距為5-10mm，則緣條寬度要大于10-20mm。因為弦線較短，緣條又是矩形，所以其緣條寬度不宜過大，否則會支撐蒙皮時對外形有較大影響。初步選取緣條寬度為25mm，中速飛機尾翼蒙皮厚度大多等于或小于1mm。則可初步取蒙皮厚度為1mm。則梁剖面慣性矩為：Jx=AydA=11241.363×25-24

16、5;39.363=25447 mm4受載情況有，Q作用下腹板最大剪應力max=Qmaxht=2343.3743.36×10-3×1×10-3=54.04MPa<bM作用下最大正應力max=MmaxJxymax=184.422.5447×10-8×20.86×10-3=151.18MPa<b3.3.2、前緣閉室計算根據表2的數據可以用MATLAB擬合出前緣的三次曲線（取前四個點），可近似得到蒙皮的外形。得：y=0.0001x3-0.0153x2+0.9091xy'=0.0003x2-0.0306x+0.09091a)

17、 前緣蒙皮長度：lskin=2y'2+1 dx=20620.0003x2-0.0306x+0.090912+1dx此積分困難，所以用MATLAB編程數值積分得長度：lskin=2×66.9427=133.89mm圖16、前緣擬合外形曲線 圖17、前緣和梁閉室簡圖b) 前緣閉室面積：Sskin=2ydx=20620.0001x3-0.0153x2+0.9091xdx=1802.45 mm2前緣蒙皮與梁共同構成單閉室結構，設前緣閉室的彎心坐標為（62-x ,0 ）。以翼型前緣為坐標零點。氣動力Qy作用在氣動中心上（89.4，0），轉軸距離梁腹板 15mm（77，0）。3.3.3、

18、彎心和扭矩計算計算閉室彎心：假設在彎心處作用力Qy圖18、開剖面剪流如圖在點2處左側斷開，有q=QyJXSxSxi1-2=12htsi，點2處si=a，Sxi1-2max=12htaSxi2-3=12hta+0sistds=12hta+12htsj-12tsj22-3中點處sj=h2Sxi2-3max=12hta+18th2此時前蒙皮沒有剪流。由閉室=0。有：q+q0BdsGt=0QyJX0h12hta+12htsj-12tsj2 dsj+q0Blskin+h=0q0B=-QyJX12h2ta+112h3tlskin+h注：負號表示與q方向相反。對3點取矩M3=0Qyx+q0B-0aq1-2h

19、ds=0x=2Sskin12h2ta+112h3tJXlskin+h+1JX14ta2h2x=2×1802.45×0.5×41.362×1×25+41.363×11225447×133.89+41.36+41.362×1×25225447×4=32.56mm 正號表示與所設方向一致，即彎心在3點左邊。則可得：壓心距閉室彎心距離d1=89.4-62+32.56=59.96mm轉軸距閉室彎心距離d2=15+1+32.56=49.56mm則沿展向扭矩分布載荷為：qmt=qd1=9924.81×

20、;59.96×10-3=595.09N分布扭矩在支點處由疊加集中扭矩，扭矩反對稱分布，剩余部分扭矩由搖臂支反力提供扭矩在中點平衡，則扭矩分布有：當0x<0.19278m時Mt=qmtx=595.09x，單位Nm當192.78x<665時Mt=qmtx-N1d2=595.09x-4256.63×0.04956，單位Nm得扭矩圖：圖19、扭矩圖其扭矩極分別為：0；114.72；-96.24；184.78；-184.78；96.24；-114.72；0。由于方向舵前緣開口，所以在開口處，扭矩由梁承受轉移。最大扭矩：Mtmax=184.78Nm3.3.4、梁腹板校核在梁

21、上，同樣在展向中點處（操縱搖臂接頭處）有最大剪流：qmax1-2=QmaxJXSxi1-2max =2343.3725447×12×41.68×1×25=47.98Nmm qmax2-3=QmaxJXSxi2-3max =2343.3725447×12×41.68×1×25+18×41.682×1 =67.98Nmm 對3點取矩，平衡可求出：q0max=1Qymaxxc-x梁+12qmax1-2ah2 =12×1802.452343.37×89.4-62+14×25

22、×41.68×47.98 =21.28Nmm 所以最大剪流在梁展向中點處的腹板中點位置，大小為：qmax=q0max+qmax2-3=21.28+67.98=89.26Nmm 則此處最大剪應力：max=qmaxt=89.26MPa<b所以梁腹板滿足設計要求，是安全的。3.3.5、梁緣條的校核方向舵中央對稱面處彎矩、扭矩、剪力均最大，故方向舵中央對稱面處為危險截面。中央對稱面處緣條的最大正應力由前面得出為：max=151.18MPa最大剪應力為梁緣條2點處，大小為：max=q0max+qmax1-2t=21.28+47.981=69.26MPa用第三強度理論校核有：=m

23、ax2+4max2=205.04MPa<b所以梁緣條是安全的。3.4、蒙皮設計計算3.4.1、尾緣條設計尾緣要與上下壁板鉚接裝配，且上下兩排鉚釘錯開，所以也是雙排鉚釘。由于還要滿足鉚接厚度要求，根據蒙皮厚度為1mm，則鉚接處尾緣高度要大于2mm，根據表1可初步估算出2mm厚度處距后緣位置為12mm。圖20、尾緣條設計圖所以可以初步選取尾緣條寬度為40mm。材料同取LY12鋁合金。3.4.2、弦向載荷分布計算弦向載荷分布如圖21。圖21、弦向載荷分布由壓心位置可計算出前段2P長度為0.09681b。如下所示：2Px0.293b-x2=12Pb-x13b-x+x-0.293b 1.3333x

24、2-0.54567bx+0.04033b2=0 x=0.09681b=30.98mm q=2Px+12Pb-x P=2qb+3x=2×9924.81×10-3320+3×30.98=0.04807Nmm2 3.4.3、前緣蒙皮校核扭矩主要由前緣閉室承受，扭矩在前緣蒙皮上產生最大剪流有：qmax=Mtmax=184.78×10002×1802.45=51.26Nmmmax=qmaxskin=51.26MPa<b所以前緣蒙皮也是安全的。3.4.4、后段壁板肋的數量和蒙皮最大撓度校核蒙皮與梁和尾緣條及端肋都是單排鉚釘連接，所以可以將其簡化為四邊

25、鉸支。這樣設計更安全。如圖所示為其簡化模型。圖22、后蒙皮簡化模型 圖23、弦向蒙皮載荷分布蒙皮鉚接接觸面寬度為12mm，簡化模型尺寸有：l=166-12×2+12=130mm（長度由后面肋的寬度確定）b=305-62-25-40-12=190mm 由3.4.2可算出載荷q0=305-62-25305-29.53P=0.03804Nmm2q1=40-12305-29.53P=0.00486Nmm2應用四邊間支矩形板的納維葉解法：D=Et3121-2=66×1121-0.332=6.17215Nm=6172.15Nmqx,y=q1-q0bx+q0Amn=40l0bqx,ysi

26、nmbxsinnlydxdy4Dlbm2b2+n2l2Amn=16q1-q0x+q0b4Dbmnm2b2+n2l22m=1,3,5,n=1,3,5w=166Dbm=1n=1q1-q0x+q0bmnm2b2+n2l22sinmbxsinnly取一項時就可得到很好的收斂，即m=1,n=1有：w=166Dbq1-q0x+q0b1b2+1l22sinbxsinly求w最大值時，顯然 時取得，用MATLAB編程求出當x=71.35時求得最大值。wmax= 166Dbq1-q0x+q0b1b2+1l22sinbxmax =166×6172.15×1900.00486-0.03804&#

27、215;71.35+0.03804×19011302+119022sin190×71.35 =8.45mm>1mm求至少需要多少根肋有：wmax<11l2+11902>2.5674×10-4l<66.08mmn=L-36nl+1n>1330+66.0866.08+36=14.17n=15即取15根肋（包括兩個端肋），此時，l=59，wmax=0.71mm圖24、后壁板肋布置圖3.4.5、后段壁板蒙皮正應力校核肋間距調整之后，長邊比短邊為bl=19059=3.22>3。則根據飛機設計手冊第九冊P316，對于簡支矩形，板長邊比短邊比

28、值大于3時，有如下表中四邊間支矩形板應力計算公式。表2、四邊間支矩形板應力計算公式其中P為均布載荷，這里蒙皮載荷不是均布的，取q0以保證安全，其=0.3，LY12的=0.33，所以求出的正應力大于真實正應力。短邊比長邊為：=lb=59190=0.31。max=0.75q0l2t21+1.61lb3=0.75×0.03804×5921×1+1.61591903=94.75MPa<b小于b，再綜合考慮上面說的安全考慮，這樣的計算是可以接受的。所以蒙皮是安全的。3.5、肋的設計計算3.5.1、后段肋的設計肋承受蒙皮的氣動載荷，與梁和尾緣條鉚接，相當于簡支，所以肋與

29、梁相接處要斜削。與尾緣條連接處厚度小，載荷小，所以也有部分斜削。為加工制造方便，去中間緣條最大高度位于肋與梁連接端的斜削端。所以可以初步設計如下：圖25、后段半肋結構簡圖半肋總長度為215mm。本設計中，肋主要承受彎矩，所以主要考慮中間緣條長度，除去前后斜削部分，則其有效長度（中間緣條長度）約為174mm。左右與蒙皮鉚接部分的緣條寬度為12mm，最大高度小于20.68mm，初步取最大高度也為12mm。下圖所示為其設計圖。圖26、后半肋設計圖3.5.2、后段普通肋的校核肋承受載荷如下圖，根據前面算出的肋數量，肋承所受載荷的蒙皮寬度為：a=Ln-1=133015-1=95mm簡化計算模型圖27、肋

30、承受蒙皮載荷分布其中：q2=q0a=0.03804×95=3.61Nmmq3=q1a=0.00486×95=0.46Nmm 為方便計算，再次簡化計算，假設不考慮尾緣條承受氣動載荷，即所有載荷分布作用在肋的有效長度上，如下圖所示:圖28、簡化肋載荷分布則1、2點支反力有：R1=23×12q2b實際=23×12×3.61×305-62-25=262.33NR2=13×12q2b實際=13×12×3.61×305-62-25=131.16N則半肋上的剪力分布為：Q=0xq2-q2bsds-R1=q2x

31、-q2x22b-13q2b圖29、肋上剪力分布圖半肋上彎矩：M=0xq2-q2bsx-sds-R1x=12q2x2-q2x36b-13q2bx圖30、肋上彎矩分布圖在Q=0處，即x=3-33b=3-33×174=73.541mm此處，有最大彎矩：Mmax=12q2x2-q2x36b-13q2bxx=73.541=10627.53Nmm此處，半肋中緣條高度取最大高度為9mm，以便于計算。圖31、最大彎矩處肋剖面圖計算剖面慣性距：在CATIA里面畫出如上圖所示截面，利用測量慣量命令，測出重心慣量距為Jx0=513.8mm4，質心距x軸距離：h=3.436mm，面積：S=41.92mm2。

32、則肋剖面最大正應力有：max=MmaxJxymax=10627.53513.8×9-3.436=115.09MPa<bX=0處，Q最大：Qmax=13qb=R1=262.33N此處高度為3mm，假設剪力全由腹板承受，則最大剪應力：max=QmaxS=262.332×3×0.8=54.65MPa<b故肋是安全的。3.5.3、中部加強肋設計與普通肋相似，采用LY-12M板彎件，尺寸相同，但為保證更大的剛度，將厚度加強到1mm。布置數量為2個。3.5.4、整體端肋設計在方向舵的兩個端面各布置一個端肋，材料LY-12M ，厚度0.8mm，緣條寬度13mm ，由

33、于其主要作用是支撐翼型，非主要承力構件，不做強度校核。為方便裝配，緣條朝外布置。圖32、整體端肋3.5.5、前緣肋和加強肋設計前緣加強肋的主要作用在于將開口處的蒙皮上的剪流傳遞到梁上。在三個開口的兩個端面處各布置一個前緣加強肋，另外配重塊連接處（即前緣蒙皮端面）布置一個前緣加強肋。前緣肋采用LY-12M板彎件，其形狀為翼型形狀，前端為加工方便留有7mm長空隙，取厚度1mm，緣條寬13mm 。為增大剛度，開口加強肋緣條加寬到16mm。在兩側與配重塊連接處，為連接蒙皮和配重塊，需要雙排鉚釘連接，所以將其緣條加寬到25mm 。安裝時為方便裝配，緣條應在開口側。圖33、前緣肋 圖34、前緣加強肋前緣開

34、口加強肋共6個，配重連接前緣開口加強肋共2個；則按長度和間距分配，普通前緣肋可取5個，分布見圖。圖35、前緣肋布置3.5.6、前緣開口加強肋校核因為前緣開口加強肋的主要作用在于將開口處的蒙皮上的剪流傳遞到梁上，所以同蒙皮校核相似。扭矩主要由前緣閉室承受，扭矩在前緣開口加強肋上產生最大剪流有：q肋max=q蒙皮max=Mtmax=184.78×10002×1802.45=51.26Nmmmax=qmaxskin=51.26MPa<b所以前緣開口加強肋也是安全的。3.6、接頭和轉軸設計3.6.1、支承接頭設計因為方向舵重量較小，支承接頭主要承受水平方向外力，即氣動載荷。

35、另外舵面需要偏轉，最大偏轉角為15度，所以要進行可動部位的干涉處理。即接頭邊緣高度有限制，不能發生干涉。 圖36、接頭干涉處理 圖37、接頭板設計腹板高度為39.36mm ，所以腹板開口的最大高度也是39.36mm 。設計軸心距離梁腹板為15mm 。開口距前緣45mm處，軸心距開口最大高度點距離為38.168mm ，假設接頭邊緣上某一點偏轉15度后到達開口最大高度點，則這個點偏轉0度時，距軸線的高度為：即接頭最大高度為，則設計可取距軸心33mm 處最大高度為17.88mm 。厚度取4mm。為保證強度和耐腐蝕，材料選取1Cr18Ni9TiA不銹鋼。接頭連接處與支承接頭的的形狀一樣，厚度大，加上材

36、料強度更大，所以接頭強度肯定滿足要求。3.6.2、選取軸承方向舵接頭軸承要保證有轉動補償設計。所以采用帶補償的外球面軸承。接頭處最大剪力為2307.85N ，根據航空機械設計手冊選取關節軸承U5，其容許負荷為1000kg ，其具體尺寸如下： 圖38、U5 軸承尺寸 圖39、加強支座接頭螺栓連接示意圖3.6.3、螺栓組合件的選擇螺栓組件用于連接支承接頭和方向舵與安定面的連接接頭。軸承孔直徑為5mm，所以螺栓選用M5。螺栓承受的剪切應力大小為：max=Qmax4d2=2343.374×52×10-6=119.35MPa螺栓用GB30-66 M5X16，材料為1Cr18Ni9Ti

37、A 。螺母選用GB58-66AM5；墊圈選用GB97- 66A5；開口銷選用GB91-671.5×16。3.6、支座設計3.7.1、支承接頭支座設計要求保證三個接頭共線，故接頭應有較大剛度，采用LC4CZ 鋁合金，=2.85×103kgm3，b=600MPa，b=300MPa。每個接頭有2 個支座，則每個支座剪力 Q=3550.6 N，外形設計如圖。受剪面積：A=12×2-5×1=19mm2 最大剪應力：max=QA=3550.619=186.87MPa<b支承接頭支座也是設計安全的。 圖40、接頭支座外形 圖41、中部加強支座外形中部接頭支座為一

38、件兩用，還作為搖臂支座與梁緣條連接的加強支柱，所以對其進行加強設計，如圖所示，其上下緣條加長到25mm，腹板也加長加大。圖42、接頭與支座局部裝配圖3.7.2、搖臂支座設計搖臂支座為方向舵提供操縱偏轉力矩，去平衡方向舵的扭矩，既主要承受操縱反扭矩產生的拉力，載荷相對不大，但剛度要求較高，故可選用LC4CZ 鋁合金型材。操縱搖臂半徑為：R=19.6+252+16-92=45.146mm 最大扭矩有：Mtmax=fPmaxXc-X軸 =1.2×11000×89.4-62-1-15=150480Nmm 最大拉力：Nmax=MtmaxRmax=3333.19N由圖可算出承受剪力的最

39、小截面積為：Amin=8-5×2+6×2-5×2=19mm2最大剪應力：max=NmaxAmin=3333.1920=166.66MPa<b所以搖臂支座安全 。為保證強度也可采用高強度鋼來制作支座。 圖43、搖臂支座為保證連接強度，在方便安裝螺栓的上邊的外側兩個孔處，底座用2個螺栓連接，剩下4個孔用鉚釘連接。 鉚釘選用HB6235-89-13 螺栓選用GB30-66 M5X203.8、鉚釘設計1）鉚釘連接處包括梁-蒙皮、肋-蒙皮、壁板尾緣條連接，其夾層厚度為2mm 。根據飛機零構件設計d2=2.8284mm取d=3mm，材料選用LY10。2）鉚釘長度確定根據

40、航空機械設計手冊L=0.8d+s；取5mm。3）鉚釘間距及邊距依據以往設計，可取展向間距20mm；弦向間距16mm；邊距5mm左右。圖44、鉚釘孔布置圖3.9、尾緣條設計尾緣條用來連接上下壁板，維持翼型后緣形狀。材料為LY12。為方便裝配，設計如下圖。此設計中，左右壁板蒙皮寬度和肋長度是不一樣的。圖45、尾緣條四、質量質心計算及配重設計4.1、質量計算坐標系的定義：將支點定為坐標系原點，翼型對稱線為Ox軸。由于鉚釘較多，不便計算，所以把鉚釘重量計入蒙皮、肋和梁中，即計算蒙皮、肋和梁時，不考慮鉚釘開孔。另外接頭處螺栓組件軸線即為轉動軸，且其質量較小，所以對其可忽略計算。圖46、CATIA設計細節

41、圖圖47、CATIA數字模型由CATIA直接得出裝配完成的方向舵的重量和質心位置：質心與轉軸距離：X=-15-1+88.073=72.073mm。體積：V=0.001305m3 則質量：M=V=2.8×103×0.001305=3.654kg4.1.1、前緣蒙皮質量計算利用CATIA設計測量得：S1=159.4mm2質心與轉軸距離：X1=-24.424-15-1=-40.424mm體積：V1=1.867×10-4m3質量：M1=V=0.52276kg4.1.2、梁質量計算利用CATIA設計測量得：S2=85.2mm2質心與轉軸距離：X2=7.555-15-1=-8

42、.445mm體積：V2=1.082×10-4m3質量：M2=V=0.30296kg4.1.3、前緣肋質量計算a) 前緣普通肋：利用CATIA設計測量得：V31=2.777×10-6m3質心與轉軸距離：X31=-22.776-15-1=-38.776mm質量：M=V=0.00778kgb) 前緣加強肋：利用CATIA設計測量得：V32=3.277×10-6m3質心與轉軸距離：X32=-22.776-15-1=-38.776mm質量：M=V=0.00918kg4.1.4、后蒙皮質量計算利用CATIA設計測量得：V4=5.428×10-4m3質心與轉軸距離：X

43、4=117.093-15-1=101.093mm質量：M=V=1.51984kg4.1.5、尾緣條質量計算利用CATIA設計測量得：V5=1.081×10-4m3質心與轉軸距離：X5=219.608-15-1=203.608mm質量：M=V=0.30268kg4.1.6、端肋質量計算利用CATIA設計測量得：V6=1.015×10-5m3質心與轉軸距離：X6=63.882-15-1=47.882mm質量：M=V=0.02842kg4.1.7、后半肋質量計算a) 后半普通肋：利用CATIA設計測量得：V71=7.103×10-6m3質心與轉軸距離：X71=112.1

44、52-15-1=96.152mm質量：M=V=0.01989kgb) 后半加強肋：利用CATIA設計測量得：V72=9.268×10-6m3質心與轉軸距離：X72=111.303-15-1=95.303mm質量：M=V=0.02595kg4.1.8、支承支座質量計算利用CATIA設計測量得：V8=2.289×10-6m3質心與轉軸距離：X8=7.349-15-1=-8.561mm質量：M=V=0.00652kg4.1.9、搖臂支座質量計算利用CATIA設計測量得：V9=1.773×10-6m3質心與轉軸距離：X9=12.5+0.894-15-1=-2.606mm質

45、量：M=V=0.00505kg4.1.10、質量和質心計算由上可得重量和重心分布表：部件數量n質心相對位置X單位重量M總重量nM總質量*距離前緣蒙皮1-40.4240.52276 0.52276 -21.13205 梁1-8.4450.30296 0.30296 -2.55850 前緣普通肋5-38.7760.00778 0.03890 -1.50839 前緣加強肋6-38.6760.00918 0.05508 -2.13027 后蒙皮1101.0931.51984 1.51984 153.64519 尾緣條1203.6080.30268 0.30268 61.62807 端肋247.8820.02842 0.05684 2.72161 后半普通肋2496.1520.01989 0.47736 45.89912 后半加強肋295.3030.02595 0.05190 4.94623 支承支座6-8.5610.00652 0.03912 -0.33491 搖臂支座1-2.6060.00505 0.00505 -0.01317 方向舵171.513.37249 241.16293 則方向舵質心距轉軸距離為：X=Mx