长空一号无人机方向舵设计说明书

1、word格式完美整理南京航空航天大学飞机部件课程设计长空无人机方向舵设计姓名：XXX学号：01111XXX 可编辑版word格式完美整理2015/01/10目录一 初步方案的确定-1二 总体载荷计算-3三 零件设计及校核-7四 重心估算及重量配置-15五 装配工艺流程-20六 总结与体会-20七 参考资料-21 一、 初步方案的确定1.1方向舵的受力形式使用载荷12000N，载荷较小，故选用单梁式。方向舵在XOY平面内的外形由垂尾翼型后段和方向舵前段外形决定。垂尾翼型为NACA0008，后段外形参数如下：方向舵前端外形参数：则方向舵翼型大致如下：由表格数据，最厚位于前缘62mm处，厚39.2m

2、m，在最厚处布置梁。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。为了便于前缘蒙皮的安装，梁不宜再向前伸出上下缘条，故采用“匚“形梁，如图所示。1.2悬挂点配重参考飞机结构设计，悬挂点的数量和位置的确定原则是：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，且方向舵根稍弦长相同，所

3、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88mm。由于结构高度较低，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再与梁铆接装配，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

4、弦向分布如图。根据已知条件，方向舵根稍弦长相同，故展向分布均匀，则单位展长载荷：quse=puse/La=12000/1260N/mm=9.5238N/mm取设计安全系数f=1.3，则qdes=1.3quse=12.38N/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图：如图，压心在0.293b处，弦长b=320mm，则经过平衡方程计算得：p=0.05998N/m²a=30.93mm即悬挂接头及中间操纵接头沿弦向布置在距离前缘31mm处。2.2接头展向位置确定展向载荷示意图如上。接头2为中部接头，与操纵接头连接，位于展向中点，即x2=630mm，由操纵接头引起的集中力

5、视为全部由接头2传走，不对梁引起额外的载荷。若假设1、3接头对称布置，则左半边结构可简化为如下形式：q=12.38N/m X=X2-X1此时的剪力、弯矩图如下：Ma=q8（x²-2x1²）Mb=q2 x1²应令Ma=Mb，此时对于梁截面而言危险弯矩最小。解得：x1=182.6mm综合考虑肋的布置、方向舵与平尾开口处的干涉，对x1稍作调整，取 x1=190mm, x2=630mm, x3=1070mm2.3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*49= Pdes *（93.76-80）得Ft=2190.2N2.4总体内力图Y

6、OZ平面内受力：剪力图（N）：弯矩图（N·mm）：扭矩图（N·mm）：支座反力：N1=5156.7N N2=5285.4N N3=5156.7N最大剪力：Qmax=2804.5N最大弯矩：Mmax=223.46N·m最大扭矩：Tmax=107.32N·m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=2.8×10³kg/m³,b=420MPa, b=265MPa。 梁采用厚度1=1mm的板材板弯成形。蒙皮厚度暂定为2=0.8mm。3.1. 1梁的受力分

7、析如右图，梁的惯性矩Jx1=20508.5mm2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=2804.5NMmax1=Mmax=223.46N·m此处的扭矩T1=（190/630）Tmax=32.366N·m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部分正应力，但无法找到适合的经验公式，故假定弯矩完全由梁承受，这样计算结果偏于安全。max1=Mmax1*ymax1/Jx1=204.84Mpa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。如图所示，后段蒙皮用直线近似。如图取开剖面

8、。计算的闭室面积的2倍：1=10640.8mm2设开剖面剪流为q，由于蒙皮不受正应力，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q0，取3中点为力矩中心，则有 由力矩平衡，有q0=8.57N/mm3.1.2梁腹板校核从图知梁腹板所受最大剪流为qmax1=88.44+8.57=97.01N/mm则腹板最大剪应力max1=qmax1/=97.01/1Mpa=97.01Mpa而= b1/1.3=203.85Mpa>max1，故梁腹板安全。3.1.3梁缘条校核由前面知道max1=204.84Mpa，而梁缘条还受剪流作用，在1点处剪流最大，1=q1/1=69.8

9、/1Mpa=69.8Mpa。选用第三强度理论，a1= ²+4² =247.89Mpa 而= b1/1.3=323.08Mpa>a1，故梁缘条安全。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：=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=2642.

10、7NT2=Tmax=107.32N·m其受力计算与3.1.1对梁的计算过程基本一致，计算结果得：其闭剖面剪流qo2=15.62N/mm3.2.3蒙皮强度校核max2=qo2/2=15.62/0.8Mpa=19.53Mpa= b2/1.3=265/1.3Mpa=203.85Mpa可知max2<，故蒙皮安全。3.3肋的设计与校核3.3.1尾刃的设计尾刃选择型材XC621-7，材料为LY-12，其主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。3.3.2后段肋的设计初步确定后段半肋的形状如图所示，其有效长度l3=178mm，前后段耳片长度为14mm，最大高度H=13.5mm

11、。最大高度处截面如右：由于后半段肋受载荷小，采用板弯型材加工，材料为LY-12M，厚度3=0.8mm。材料参数=2.8*103kg/m3, =420Mpa, =265Mpa3.3.3后段肋的受力分析计算与校核肋间距为88mm，假设蒙皮的气动力全部传到肋上，则其载荷图如下：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在一起考虑。考虑到其布置形式，将其简化为悬臂梁。q=0.05998X88=5.28N/mm左右两支座的支反力分别为：N1= 23*12ql=5.28*178/3=313.28N N2=N1/2=156.64N则半肋上的剪力分布为： 弯矩分布为

12、：经计算，当Q=0时，即x=75.23mm时，M有最大值Mmax=10731.76N·mm此处的半肋缘条截面高度为：13.5*178-75.23178-53+14=9.98mm为了计算方便取高度为10mm，最大弯矩处半肋截面如右：Jx=4509mm4max=Mmax*ymax/Jx =23.8Mpa<，=420/1.3=323MPaQ的危险截面为Qmax=313.28N处，该处截面积A=33.568mm²max=Qmax/A=9.33Mpa < , =265/1.3=203.8Mpa3.3.4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

13、刚度，将板材厚度加厚至1mm。3.3.5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。3.3.6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，其形状与翼型相同，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，b=600Mpa，b=360Mpa，耳片焊在基础上

14、，基础板弯成型，每个接头有2个支座。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，其受力见图如右：则Qmax=N2²+Ft² =5721.2N由于每个接头有两个支座，则每个支座剪力Q=2860.6N3.4.3支座剪切校核Amin=（20-5）X2=30mm²max=Q/Amin=95.35Mpa而= 360/1.3=276.92Mpa>max，故剪切安全。3.4.4支座挤压校核：根据飞行设计手册第三册bs=0.65eb4/1.3=300Mpabs4 =Q4/（6X2）=234.655，

15、故挤压安全。由上可知，支座安全。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5721.2N，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-U63.5.3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：GB793-6

16、6 M6X22带槽螺母：GB48-66 AM6垫圈： GB97-66 A6开口销： GB91-67 1.5X16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，b=1110Mpa由支座计算知螺栓受最大剪力Qmax5=2860.6N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=0.65X6X2Xb=8580N则Pjy= Pjy/1.3=6600N> Qmax5故螺栓受挤压安全。3

17、.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，去平衡方向舵的扭矩，既主要承受操纵反扭矩产生的拉力，载荷相对不大，但刚度要求较高，选用LY-12CZ作材料。基础选用1mm厚板材，耳片用2mm厚板材冲裁成形，焊接在基础上。其外形如下：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=32mm2max6=Q6/Amin6=42.28Mpa而=203.85Mpa>max6，故其受剪安全。挤压校核：由飞机设计手册第三册P44查得bs=bX0.65=273Mpa故bs= bs/1.3=210Mpajy

18、=Q6/(4X6)=56.38Mpa<bs，故其受挤压安全。3.6.3摇臂支座固定用标准件底座用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铆钉的设计1）铆钉连接处包括梁-蒙皮、肋-蒙皮、壁板尾缘条连接，其夹层厚度为2mm 。根据飞机零构件设计 取d=3mm，材料选用LY10。 2）铆钉长度确定 根据航空机械设计手册 L=0.8d+s ；取5mm。3）铆钉间距及边距 依据以往设计，可取展向间距20mm ；弦向间距16mm ；边距5mm左右。

19、四、重心估算及重量配置4.1 重量计算坐标系的定义：将前缘点定义为坐标系原点，翼型对称线为ox轴。由于铆钉较多，不便计算，所以把铆钉重量计入蒙皮、肋和梁中，即计算蒙皮、肋和梁时，不考虑铆钉开孔。另外接头处螺栓组件轴线即为转动轴，且其质量较小，所以对其可忽略计算。4.1.1 前缘蒙皮的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P13，X=32.357mm，则在坐标系下X1=62-X=29.643mm蒙皮在截面的有效长度约取为：62*2*1.2=148.8mm蒙皮总质量m1=2.8*0.8*148.8*1260=0.42kg4.1.2 梁的重量重心计算查飞机设计手册梁

20、重心位置为X=7.51mm，则在坐标系中，梁重心的位置X2=62+X=69.51梁的总重为m2=2.8*1260*85.6=0.302kg4.1.3前缘加强肋重量重心计算前缘加强肋包括2个端肋和6个开口加强肋1）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,约为：S=*62*37.6/4=1830.92mm2则所有腹板重量为m3=8*2.8*S=0.041kg查飞机设计手册，腹板重心位置为X=0.424b=26.288mm其重心在坐标系OX中位置为X3=62-26.288=35.712mm2）缘条前段缘条前段重心位置计算方式同前缘蒙皮，按半椭圆环进行计算，即X= 31.8mm, 则重心在

21、坐标系中位置为X3=62-31.8=30.2mm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 其余各位14mm,所以总宽度L=10*2+28*2+14*4=132mm前段缘条总重为m3=2.8*132*140=0.052kg3）缘条后端后端缘条和梁腹板铆接，则其重心在OX坐标系中的位置为X3=62-0.5=61.5mm8个后段缘条总重为m3=2.8*37.6*132=0.0139kg最终加强肋总重为m3=m3'+m3''+m3'''=0.1069kg前缘加强肋总重心在OX坐标系中位置为X3=36.38mm4.1.

22、4后缘肋的重量重心计算后缘肋包括2个端肋，12个普通肋，1个后缘中央加强肋1）后缘端肋腹板：X=233/3=77.67mm m=2.8*35.6*233/2=0.0116kg缘条：X=108.254mm m=10*（35.6+233.68*2）*2.8=0.014kg则后缘端肋总重为m4=(0.0116+0.014)*2=0.0514kg,重心位置为X=2(X*m+X*m)/m4=94.028mm，在坐标系中X4=X+87=181.028mm2）后缘普通肋侧视图和俯视图如上图所示，经计算得：在OX坐标系中，X5=167.83mmm5=0.02688*12=0.3225kg3）中央加强肋中央加强

23、肋的形状和普通肋一样，但蒙皮厚度为1mm，故其重心在OX坐标系中X6=167.83mm重量为m6=0.0336kg4.1.5后段蒙皮为计算方便，将后段蒙皮的尾段计入尾刃中，而尾刃按照三角形计算蒙皮面积近似为A=2*(320-62-40)*1260=549360mm²则蒙皮总重为m7=2.8*A*0.8=1.23kg其重心在OX 坐标系中位置为 X7=62+0.5*（320-62-40）=171mm4.1.6尾刃为了计算方便，后段蒙皮计入尾刃，如图所示。将尾刃近似看做三角形，则X=40/3=13.333mm，在OX坐标系下X8=320-40+13.333=293.333mmm8=0.5

24、*6.81*40*1260*2.8=0.48kg4.1.7支承支座计算重量重心时，将其分成三部分其中m9'=2.8*35.6*1*25=0.002492kgm9''=2.8*(17*1*2*25+35.6*17*1)=0.004075kgm9'''=2.8*(144-25)/2=0.00052kg各部分距离支承支座左侧距离为X9'=0.5mm , X9''=8.5mm, X9'''=22.69所以总重m9=0.007087kg支承支座总重心位置为X=6.73mm在OX坐标系中X9=62+1+6.73

25、=69.73mm4.1.8摇臂支座摇臂支座其重心在坐标系OX中的位置X10=40/2+62=82mm其体积估算为V=3960mm³总重为m10=2.8*3960=0.0112Kg综上各小节所计算结果，方向舵各部件重量重心明细如表总重为M0=2.965kg重心为X0=154.8mm4.2、配重设计由于长空一号速度不高，为加工制造方便，采用圆柱钝头形的弹头式配重设计。配重块前端超过方向舵前缘不宜过长，假设其质心距前缘为50mm，则单个配重块质量：2M配（50+80）=M0（X0-80）M配=0.853kg配重材料用普通结构钢材，可采用45钢。其密度方向舵结构简图如下图所示，前端为一半球，后段为一圆柱。取l=100mm，则：R²l+23R³=M配/p=109219mm³解得：R=17.64mm4.3方向舵总重及重心位置M总=M0+2M配=4.671kg实际重心位于：X=79.75mm处，即位于转