飞机结构课程设计方向舵设计.docx
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飞机结构课程设计方向舵设计
飞机部件课程设计
长空无人机方向舵设计
2021/1/15
一、初步方案确实定
1.1方向舵的受力形式
使用载荷11kN，载荷较小，应选用单梁式
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预，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组成，为了便于前缘蒙皮的安装，采用“匚“形梁，如下图
1.2悬挂点配重
参考?
飞机构造设计?
，悬挂点的数量和位置确实定原那么是：
保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂街头的综合质量轻。
由于载荷较小，初步确定为二或三个。
增加悬挂点数量可使操纵面受到的弯矩减小，减轻了操纵面的质量，但增加了悬臂街头的质量和运动协调的难度。
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，一般悬挂点不少于2个。
在长空无人机方向舵中，由于垂尾后掠角为0，且方向舵根稍弦长一样，所以运动协调十分容易，所以采用3悬挂点。
1.3翼肋的布置
采用15个翼肋（含2端肋），间距90mm
由于构造高度较低，为了方便装配，后部翼肋分为2个半肋。
分别与蒙皮铆接组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，以方便壁板与梁的铆接。
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，所以采用集中配重的方式，在方向舵的上下两端伸出配重块
1.5操纵接头的布置
为使最大扭矩尽可能小，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
前缘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理论草图
二、总体载荷计算
2.1气动载荷弦向分布
根据条件，展向分布均匀，那么单位展长载荷
quse=puse/La=11000/1280N/mm=8.59375N/mm
qdes=1.3quse=11.171875N/mm
再根据弦向载荷分布及气动中心位置，可得出载荷弦向分布如下列图：
根据面积和气动中心的位置可得a=30.49mm，
2.2接头位置确定
接头2为中部接头，与操纵接头连接，位于展向中点，即y2=640mm
由操纵接头引起的集中力视为全部由接头2传走，不对梁引起额外的载荷。
假设左右对称布置接头，那么构造可简化为如下形式：
查?
飞机设计手册第三册?
P76，此情形的弯矩图，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，方向舵与平尾干预处的开口位置，对y1稍作调整，取
y1=190mmy2=640mmy3=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：
那么由力矩平衡，知Ft*50=Puse*〔92.3-80〕
得Ft=2706N
2.4总体力图
建立如下总体坐标轴系：
yoz平面受力：
剪力图〔N〕：
弯矩图〔Nmm〕:
扭矩图〔Nmm〕：
支座反力：
N1=4679.3NN2=4939.0NN3=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梁的设计与校核
由于Puse较小，故采用加工方便的板弯型材，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的板材板弯成形。
蒙皮厚度暂定为δ2=0.8mm
3.1.1梁的受力分析
如上图，梁的惯性矩
Jx1=20509mm2
对梁而言，在支座1或支座3处承受的剪力和弯矩最大，有
Qmax1=Qmax=2557.00N
Mmax1=Mmax=201.6Nm
此处的扭矩T1=195/640Tmax=26.11Nm
考虑梁的受力，尽管梁与蒙皮铆接在一起，且蒙皮与梁的厚度相差不大，梁附近的蒙皮也可以承受局部正应力，但无法找到适合的经历公式，故假定弯矩完全由梁承受，这样计算结果偏于平安。
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〕组成的单闭室承受。
如下图，后段蒙皮用直线近似，如下图。
如图取开剖面。
计算的闭室面积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，计算出的梁开剖面剪流如图。
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
那么腹板最大剪应力τmax1=qmax1/δ=70.53/1Mpa=79.45Mpa
而[τ]=τb1/1.3=203.85Mpa>τmax1，故梁腹板平安。
3.1.3梁缘条校核
由前面知道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，故梁缘条平安。
3.2蒙皮的设计与校核
3.2.1蒙皮的设计
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
蒙皮主要承受扭矩。
在前缘没有开口的地方，扭矩由前后缘蒙皮与梁组成的双闭室承受：
前缘开口处，扭矩由后缘蒙皮与梁组成的单闭室承受。
扭矩在舵面对称处最大，此处为单闭室受扭，故此处为蒙皮的危险截面。
此处Q2=2469.50N
T2=Tmax=87.94Nm
其受力计算与3.1.1对梁的计算过程根本一致，
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]，故蒙皮平安。
3.3肋的设计与校核
3.3.1后段肋的设计
初步确定后段半肋的形状如下图，其有效长度l3=178mm，前后段耳片长度为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后段肋的受力分析计算与校核
肋间距为90mm
假设蒙皮的气动力全部传到肋上，那么其载荷图如下：
根据气动容差要求，气动容差小于1毫米，经过计算反复迭代，得出至少需要15根肋。
虽然后段肋是分成两个半肋，但其展向错开的距离并不大，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
而肋根部的惯性矩为：
Jx3=14084mm
面积为：
A3=41.6mm
那么σmax3=Mmax3/Jx3*ymax3=53.18Mpa
τmax3=Qmax3/A3=12.23Mpa
而[σ]=420/1.3Mpa=323.08pa>σmax3故肋受正应力平安
[τ]=265/1.3Mpa=203.85Mpa>τmax3故肋受剪应力平安
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，但为保证更大的刚度，将板材厚度加厚至1mm。
3.3.4整体端肋的设计
在方向舵的两个端面各布置一个端肋，材料LY-12M，厚度1mm，缘条宽度10mm，由于其主要作用是支撑翼型，非主要承力构件，不需要做强度校核。
3.3.5前缘加强肋的设计
前缘加强肋的主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，其形状与翼型一样，为加工方便，前端7mm翼型截掉，取厚度1mm，缘条宽10mm。
另外，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转轴支座的设计
3.4.1支座设计
要求保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4CZ，σb=600Mpa，τb=360Mpa，耳片焊在根底上，根底板弯成型。
3.4.2支座受力分析计算
支座2处受到气动载荷引起的剪力以及平衡操纵摇臂的作用力，即支座2受力最大，只需校核支座2即可，其受力见图如下：
那么Qmax4=〔N22+Ft2〕0.5=5631.71N
由于每个接头有两个支座，那么每个支座剪力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，故剪切平安。
3.4.4支座挤压校核：
根据?
飞行设计手册第三册?
[σbs]=0.65eb4/1.3=300Mpa
σbs4=Q4/〔6X2〕=234.655，故挤压平安。
由上可知，支座平安。
3.5接头和转轴的设计
3.5.1连接接头的设计
因为方向舵重量较轻，支撑接头主要受水平方向外力。
梁腹板上开口高度30mm，考虑到舵偏转，
接头受力虽不大，但考虑其刚度要求，选择材料为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轴承的选取
由支座的计算知，接头处最大剪力为5631.71N，根据?
航空机械设计手册?
选取关节轴承U6，其容许负荷为1000kg，满足强度要求，其代号为GB304-64-U6
3.5.3螺栓组合件的选择与校核
由轴承选定螺栓为M6。
查?
航空机械设计手册?
，以及考虑轴承的支座尺寸，防松要求选用
带孔螺栓：
GB793-66M6X22
带槽螺母：
GB48-66AM6
垫圈：
GB97-66A6
开口销：
GB91-671.5X16
上述标准件的材料均选用30GrMnSiA，查?
飞机构造设计常用参考资料?
得M6螺栓，该材料的抗拉破坏力为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
故螺栓受剪平安.
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
那么[Pjy]=Pjy/1.3=6600N>Qmax5
故螺栓受挤压平安。
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，刚度要求不高选用LY-12CZ作材料。
根底选用1mm厚板材，耳片用2mm厚板材冲裁成形，焊接在根底上。
其外形如下
3.6.2摇臂支座校核
由于其受作动筒的力,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，故其受剪平安。
挤压校核：
由?
飞机设计手册第三册?
P44查得
σbs=σbX0.65=273Mpa
故[σb
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