1、飛機部件課程設計長空無人機方向舵設計2013/1/15一、 初步方案的確定1.1方向舵的受力形式使用載荷11kN，載荷較小，故選用單梁式方向舵前端外形參數：X021426484Y012.817.819.619.4由上表可得出最厚位置為64mm處由于平尾與方向舵存在干涉，需要在方向舵前緣開一口，深度為50mm，不會影響到梁。蒙皮由前緣及兩側壁板組成，為了便于前緣蒙皮的安裝，采用“匚“形梁，如圖所示1.2懸掛點配重參考飛機結構設計，懸掛點的數量和位置的確定原則是：保證使用可靠、轉動靈活、操縱面和懸臂街頭的綜合質量輕。 由于載荷較小，初步確定為二或三個。 增加懸掛點數量可使操縱面受到的彎矩減小，減輕

2、了操縱面的質量，但增加了懸臂街頭的質量和運動協調的難度。 減少懸掛點數量可是運動協調容易，但操縱面上彎矩增大，且不符合損傷容限思想，一般懸掛點不少于2個。 在長空無人機方向舵中，由于垂尾后掠角為0，且方向舵根稍弦長相同，所以運動協調十分容易，所以采用3懸掛點。 1.3翼肋的布置采用15個翼肋(含2端肋)，間距90mm由于結構高度較低，為了方便裝配，后部翼肋分為2個半肋。分別與蒙皮鉚接組成壁板后在與梁鉚接裝配，且左右半肋應分別向上、下延伸一小段距離，以方便壁板與梁的鉚接。1.4配重方式配重方式有兩種，即集中配重與分散配重，因本飛機速度較低，且對重量較敏感，所以采用集中配重的方式，在方向舵的上下兩

3、端伸出配重塊1.5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1.6開口補強支座2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。支座1支座31.7理論草圖二、總體載荷計算2.1氣動載荷弦向分布根據已知條件，展向分布均勻，則單位展長載荷quse=puse/La=11000/1280N/mm=8.59375N/mmqdes=1.3quse=11.171875N/mm再根據弦向載荷分布及氣動中心位置，可得出載荷弦向分布如下圖：根據面積和氣動中心的位置可得a=30.49mm，2.2接頭位置確定接頭2為中部接頭，與操縱接頭連接，位于展向中點，即y2=64

4、0mm由操縱接頭引起的集中力視為全部由接頭2傳走，不對梁引起額外的載荷。假設左右對稱布置接頭，則結構可簡化為如下形式：查飛機設計手冊第三冊P76 ，此情形的彎矩圖，知兩個彎矩極值令Ma=Mb，此時對總體結構而言危險截面處彎矩最小，得y1=185.53mm綜合考慮，方向舵與平尾干涉處的開口位置，對y1稍作調整，取y1=190mm y2=640mm y3=1090mm2.3操縱接頭受力初選將轉軸布置在前緣后80mm處，幾何草圖如下：則由力矩平衡，知Ft*50=Puse*（92.3-80）得Ft=2706N2.4總體內力圖建立如下總體坐標軸系：yoz平面內受力：剪力圖（N）：彎矩圖（Nmm）:扭矩圖

5、（Nmm）：支座反力：N1=4679.3N N2=4939.0N N3=4679.3N最大剪力：Qmax=2557.00N最大彎矩：Mmax=201.62Nm最大扭矩：Tmax=87.95Nm三、零件設計及校核3.1梁的設計與校核由于Puse較小，故采用加工方便的板彎型材，梁與蒙皮均采用LY-12鋁合金。該材料=2.8×103kgm3,b=420MPa, b=265MPa。 梁采用厚度1=1mm的板材板彎成形。蒙皮厚度暫定為2=0.8mm 3.1. 1梁的受力分析如上圖，梁的慣性矩Jx1=20509mm2對梁而言，在支座1或支座3處承受的剪力和彎矩最大，有Qmax1=Qmax=255

6、7.00NMmax1=Mmax=201.6Nm此處的扭矩T1=195/640Tmax=26.11Nm考慮梁的受力，盡管梁與蒙皮鉚接在一起，且蒙皮與梁的厚度相差不大，梁附近的蒙皮也可以承受部分正應力，但無法找到適合的經驗公式，故假定彎矩完全由梁承受，這樣計算結果偏于安全。max1=Mmax1*ymax1/Jx1=184.80Mpa剪力和扭矩由梁與后段蒙皮（接頭處前緣有開口，不承力）組成的單閉室承受。如圖所示，后段蒙皮用直線近似，如圖所示。如圖取開剖面。計算的閉室面積M1=10206.4mm2設開剖面剪流為q，由于僅梁承受正應力，故q僅分布在梁截面上，計算出的梁開剖面剪流如圖。設閉室常剪流為qo，

7、對3點取矩由力矩平衡，有q0=9.213.1.2梁腹板校核從圖知梁腹板所受最大剪流為qmax1=79.45N/mm則腹板最大剪應力max1=qmax1/=70.53/1Mpa=79.45Mpa而= b1/1.3=203.85Mpa>max1，故梁腹板安全。3.1.3梁緣條校核由前面知道max1=184.80Mpa，而梁緣條還受剪流作用，在1點處剪流最大，1=q1/1=48.21/1Mpa=48.21Mpa。選用第三強度理論，a1= （max2+4*12）0.5=208.44Mpa 而= b1/1.3=323.08Mpa>a1，故梁緣條安全。3.2蒙皮的設計與校核3.2.1蒙皮的設計

8、蒙皮選用LY-12鋁合金，材料參數為：=2.8×103kgm3,b=420MPa, b=265MPa。蒙皮厚度2=0.8mm3.2.2蒙皮受力分析蒙皮主要承受扭矩。在前緣沒有開口的地方，扭矩由前后緣蒙皮與梁組成的雙閉室承受：前緣開口處，扭矩由后緣蒙皮與梁組成的單閉室承受。扭矩在舵面對稱處最大，此處為單閉室受扭，故此處為蒙皮的危險截面。此處Q2=2469.50NT2=Tmax=87.94Nm其受力計算與3.1.1對梁的計算過程基本一致，其閉剖面剪流qo2=15.04N/mm3.2.3蒙皮強度校核max2=qo2/g2=15.04/0.8Mpa=18.8Mpa= b2/1.3=265/1

9、.3Mpa=203.85Mpa可知max2<，故蒙皮安全。3.3肋的設計與校核3.3.1后段肋的設計初步確定后段半肋的形狀如圖所示，其有效長度l3=178mm，前后段耳片長度為14mm，最大高度H=12mm，最大高度處截面如下由于后半段肋受載荷小，采用板彎型材加工，材料為CY-12M，厚度3=0.8mm。材料參數=2.8*103kg/m3, =420Mpa, =265Mpa3.3.2后段肋的受力分析計算與校核肋間距為90mm假設蒙皮的氣動力全部傳到肋上，則其載荷圖如下：根據氣動容差要求，氣動容差小于1毫米，經過計算反復迭代，得出至少需要15根肋。雖然后段肋是分成兩個半肋，但其展向錯開的距

10、離并不大，考慮其承受氣動載荷時可將兩個半肋合成一起考慮。考慮到其布置型式，將其視為懸臂梁。q3=0.05496X240/284.5X1280/14N/mm=4.24N/mm易知其危險截面為肋根部，其中Mmax3=q3*l3a*l3a/6=40704N/mmQmax3=q3*l3a/2=508.8N而肋根部的慣性矩為：Jx3=14084mm面積為：A3=41.6mm則max3=Mmax3/Jx3*ymax3=53.18Mpamax3=Qmax3/A3=12.23Mpa而 =420/1.3Mpa=323.08pa>max3 故肋受正應力安全 =265/1.3Mpa=203.85Mpa>

11、max3 故肋受剪應力安全3.3.3中部加強肋設計尺寸與普通肋相似，采用LY-12M板彎件，但為保證更大的剛度，將板材厚度加厚至1mm。3.3.4整體端肋的設計在方向舵的兩個端面各布置一個端肋，材料LY-12M，厚度1mm，緣條寬度10mm，由于其主要作用是支撐翼型，非主要承力構件，不需要做強度校核。3.3.5前緣加強肋的設計前緣加強肋的主要作用是將開口處蒙皮剪流傳至梁上和維持前緣氣動外形。采用LY-12M板彎件，其形狀與翼型相同，為加工方便，前端7mm翼型截掉，取厚度1mm，緣條寬10mm。另外，在兩側與配重塊連接處將其緣條加寬到25mm。安裝時肋腹板應在蒙皮開口側。其強度不做校核。3.4轉

12、軸支座的設計3.4.1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，b=600Mpa，b=360Mpa，耳片焊在基礎上，基礎板彎成型。3.4.2支座受力分析計算支座2處受到氣動載荷引起的剪力以及平衡操縱搖臂的作用力，即支座2受力最大，只需校核支座2即可，其受力見圖如下：則Qmax4=（N22+Ft2）0.5=5631.71N由于每個接頭有兩個支座，則每個支座剪力Q4=2815.855N3.4.3支座剪切校核A4min=（20-6）X2=28mm2max4=Q4/A4min=100.566Mpa而= b4/1.3=276.92Mpa>Cmax4，故剪切安全。3.4.4支

13、座擠壓校核：根據飛行設計手冊第三冊bs=0.65eb4/1.3=300Mpabs4 =Q4/（6X2）=234.655，故擠壓安全。由上可知，支座安全。3.5接頭和轉軸的設計3.5.1連接接頭的設計因為方向舵重量較輕，支撐接頭主要受水平方向外力。梁腹板上開口高度30mm，考慮到舵偏轉，接頭受力雖不大，但考慮其剛度要求，選擇材料為1Cr18Ni9TiA，通過沖裁制得，板厚取6mm。其受載不大，故不作強度校核。3.5.2軸承的選取由支座的計算知，接頭處最大剪力為5631.71N，根據航空機械設計手冊選取關節軸承U6，其容許負荷為1000kg，滿足強度要求，其代號為GB304-64-U63.5.3螺

14、栓組合件的選擇與校核由軸承選定螺栓為M6。查航空機械設計手冊，以及考慮軸承的支座尺寸，防松要求選用帶孔螺栓：GB793-66 M6X22帶槽螺母：GB48-66 AM6墊圈： GB97-66 A6開口銷： GB91-67 1.5X16上述標準件的材料均選用30GrMnSiA，查飛機構造設計常用參考資料得M6螺栓，該材料的抗拉破壞力為2110X9.8N，破壞剪力為1970X9.8N，b=1110Mpa由支座計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.擠壓校核:由飛機設計手冊第三冊，知螺栓擠壓

15、破壞剪力Pjy=0.65X6X2Xb=8580N則Pjy= Pjy/1.3=6600N> Qmax5故螺栓受擠壓安全。3.6搖臂支座設計與校核3.6.1搖臂支座設計搖臂支座為方向舵提供偏轉力矩，剛度要求不高選用LY-12CZ作材料。基礎選用1mm厚板材，耳片用2mm厚板材沖裁成形，焊接在基礎上。其外形如下3.6.2搖臂支座校核由于其受作動筒的力,Ft=2706N,故單個耳片受力Q6=1353N剪切校核:Amin6=(16-6)X(2+2)mm2=32mm2max6=Q6/Amin6=42.28Mpa而=203.85Mpa>max6，故其受剪安全。擠壓校核：由飛機設計手冊第三冊P44

16、查得bs=bX0.65=273Mpa故bs= bs/1.3=210Mpajy=Q6/(4X6)=56.38Mpa<bs，故其受擠壓安全。3.6.3搖臂支座固定用標準件底座用4個螺栓和2個鉚釘連接，其強度不作校核。螺栓選用GB67-66 M5X12，螺母選用GB45-66AM5，材料選1Gr18Ni9TiA。鉚釘選用GB867-67 4X8，材料為LY-10.3.7鉚釘的設計與校核3.7.1鉚釘設計常規鉚釘連接處包括梁-蒙皮，肋蒙皮，其夾層厚度在2mm左右。1.根據飛機零構件設計 d2取鉚釘直徑為3mm，材料為LY10，類型為90度沉頭鉚釘。2.根據航空機械設計手冊L=0.8d+，取鉚釘長

17、度為5mm。鉚釘代號為：3X5 GB868-67查飛機構造設計常用參考資料知此類型鉚釘破壞剪力為191X9.8N3.鉚釘間距及邊距展向間距 20mm弦向間距 12mm邊距 5mm3.7.2鉚釘的校核從展向分析，在舵面中間位置扭矩最大，其引起鉚釘的剪力最大，是危險截面；從弦向分析，鉚釘承受局部載荷引起的剪切與拉伸，在與梁緣條（翼肋根部）處最危險。綜上可知，需要校核舵面展向中部的與梁緣條鉚接處的鉚釘。1.該危險位置鉚釘所受剪力來自兩方面：一是總體扭矩引起的，一是翼肋受彎矩引起的。后段蒙皮周長l7=481.7mm，估計單排弦向鉚釘個數n7=l7/12，取n7=41個，假設扭矩引起的剪力由肋的兩排鉚釘

18、共同承受，且受力均勻。則扭矩引起的單個鉚釘受剪力為：Tmd1=qo2Xl7/2n7=88.35N翼肋引起彎矩剪力由根部4個鉚釘共同承受:Tmd2=max3X2X13X1/4N=345.67N則最危險中鉚釘受剪力為：Tmd=Tmd1+Tmd2=434.02N而T=191X9.8/1.3N=1439.85N>Tmd，故鉚釘受剪安全2.拉伸校核翼肋的局部氣動載荷在根部轉換為8個鉚釘受拉伸。Nmd=Qmax3/8=63.6N根據飛機設計手冊第三冊，此型鉚釘抗拉剪力為115公斤，考慮其為沉頭鉚釘，抗拉剪力變為1/2，即75.5公斤，則N=75.5X9.8/1.3N=569.15N>Nmd故鉚

19、釘受拉伸安全。3.擠壓校核由于鉚釘與蒙皮相比強度更高，故校核蒙皮的擠壓強度，根據飛機設計手冊第三冊查的0.8mm厚LY-12蒙皮擠壓強度的破壞擠壓力為144公斤，則P=144X9.8/1.3N=1085.54N>Tmd故蒙皮擠壓安全3.8尾刃的選擇尾刃選擇型材XC621-7，材料為LY-12，其主要作用為連接上下壁板，維持翼型后緣形狀，其外形如圖所示。四、重量重心估算及配重設計4.1質量計算規定：翼型前緣為坐標原點，沿弦向為x正向4.1.1 前緣蒙皮重量重心計算：計算重心時，將前緣按半橢圓環簡化，重心位置可參考飛機設計手冊，即x=其中，a=20.6mm b=64mm C=19.8mm d

20、=63.2mm所以X=33.50mm則前緣蒙皮重心在坐標系OX中位置為X1=b-X=30.5mm前緣蒙皮有效長度為L1=1280-110-180=990mm前緣蒙皮總重為W1=2.8*105.31*990=0.2919Kg4.1.2 梁的重量重心計算查飛機設計手冊梁重心位置為Xn= F=b+2a=85.6 a=25mm b=35.6mm 則X=7.51mm 所以梁重心在坐標系OX中位置為X2=64+7.51=71.51mm梁的總重為W2=2.8*1280*85.6=0.3068Kg4.1.3前緣加強肋重量重心計算前緣加強肋包括2個端肋和6個開口加強肋腹板前緣加強肋腹板面積等于翼型前緣面積除去蒙

21、皮厚度即S=*19.0*62.4=1862.34mm2則所有腹板重量為W31=8*2.8*1862.34=0.04172kg查飛機設計手冊，腹板重心位置為X=0.424b=26.4576mm其重心在坐標系OX中位置為X31=64-26.4576=37.5424mm緣條前段緣條前段重心位置計算方式同前緣蒙皮重心計算，即X= 其中a=19.8mm b=63.2mm c=19mm d=62.4mm則X=32.94mm重心在坐標系OX中位置為=64-32.94=31.06mm緣條前段中，2個端肋緣條寬度各為10mm,加強肋中，最外兩加強肋寬度為28mm 其余各位14mm,所以總寬度L=10*2+28*

22、2+14*4=132mm前段緣條總重為W3''=2.8*132*131.63=0.049kg緣條后端后端緣條和梁腹板鉚接，則其重心在OX坐標系中的位置為X3'''=64-0.5=63.5mm14個后段緣條總重為W3'''=14*2.8*35.6*14=0.0195kg最終加強肋總重為W3=W3'+W3''+W3'''=0.11kg所以重心在OX坐標系中位置為X3=39.33mm4.1.4后緣肋的重量重心計算后緣肋包括2個端肋，13個普通肋，1個后緣中央加強肋后緣端肋226分別計算腹板

23、和緣條重量重心腹板：X=1/3*226=75.33mmW4=0.5*35.6*226*1*2.8*=0.011Kg緣條 x=0.5*226=113mmW4''=14*226*2.8*2=0.018kg則總重W4=2(W4'+W4'')=0.058Kg重心在坐標系OX中位置為X4'=49.36mmX4=64+X4=113.36mm后緣普通肋通過俯視圖和側視圖計算其重量重心其中W5'=2.8*13*206*0.8=0.005998kgW5''=2.8*178*12*0.8=0.004780kgW5'''

24、=2.8*0.5*192*12*0.8=0.002580kgX5'=103 , X5''=114.5 , X5'''=74.7則重心在OX坐標系中位置為X5=98.83mmX5=-(206-98.83+30)+315=167.83mm總重為W5=13（2W5'+W5''+2W5'''）=0.2852kg中央加強肋中央加強肋蒙皮厚度為1mm，其形狀通普通肋，故其重心在OX坐標系中X6=167.83mm重量為W6=0.0274kg4.1.5后段蒙皮為計算方便，將后段蒙皮的尾段計入尾刃中，而尾刃按照三角形

25、計算蒙皮面積近似為A=2*(315-64-42)*1280=535040則蒙皮總重為W7=2.8*535040*1=1.498kg其重心在OX 坐標系中位置為 X7=64+0.5*（315-64-42）=168.5mm4.1.6尾刃為了便于計算尾刃橫截面面積，將尾刃簡化其中，尾刃角近似估算為arctan()=4.47°=0.078rad則尾刃橫截面棉結近似為A=0.5（）*其中R1=42mm R2=28mmA=99.39尾刃總重為W8=AL=2.8*99.39*1280=0.3562kg尾刃重心在坐標系中位置為X8=其中 X=1/3*42=14mm , x'=1/3*28=9.33mm則X8'