飞机结构课设

1、飞机部件课程设计长空一号无人机方向舵设计学 院：航空宇航学院专 业：飞行器设计与工程目录一、设计要求1二、初步方案的确定22.1、结构形式22.2、梁的结构形式32.3、悬挂点配置32.4、翼肋布置32.5、 配重方式42.6、 操纵接头的布置42.7、 开口补强5三、载荷计算与设计计算53.1、展向载荷计算53.2、接头位置确定53.3、梁的设计计算73.3.1、梁和前缘蒙皮的设计73.3.2、前缘闭室计算93.3.3、弯心和扭矩计算93.3.4、梁腹板校核113.3.5、梁缘条的校核123.4、蒙皮设计计算123.4.1尾缘条设计123.4.2、弦向载荷分布计算133.4.3、前缘蒙皮校核

2、133.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核143.5、肋的设计计算143.5.1、后段肋的设计143.5.2、后段普通肋的校核153.5.3中部加强肋设计163.5.4整体端肋设计163.5.5前缘肋和加强肋设计163.6、接头和转轴设计163.6.1、支承接头设计163.6.2、选取轴承173.6.3、螺栓组合件的选择183.7、支座设计183.7.1、支承接头支座设计183.7.2、摇臂支座设计193.8、铆钉设计203.9、尾缘条设计21四、质量质心计算及配重设计214.1、质量计算214.1.1、前缘蒙皮质量计算214.1.2、梁质量计算214.1.3、前缘肋质量计算214.1

3、.4、后蒙皮质量计算224.1.5、尾缘条质量计算224.1.6、端肋质量计算224.1.7、后半肋质量计算224.1.8、支承支座质量计算224.1.9、摇臂支座质量计算234.1.10、质量和质心计算234.2、配重设计23五、装配工艺流程24六、总结24七、参考资料25一、设计要求方向舵在其活动范围内运动，在任何情形下不得与其支撑结构或邻近构件发生干扰，所以其要满足一定的协调关系。方向舵平面要满足几何尺寸及协调关系如图1。这是设计的前提条件。 另外方向舵在XOY平面内的外形由垂尾翼型后段和方向舵前段外形决定。垂尾翼型和方向舵外形数据如表1和表2所示。X03.481042.01112.01

4、181.51320.61390Y09.9729.5823.6617.755.920表1、垂尾翼型（垂尾前缘为原点）（单位：mm）X020406280Y012.8017.8019.6019.40表2、方向舵前段外形（方向舵前缘为原点）（单位：mm） 方向舵最大偏转角为。按飞机强度规范确定方向舵载荷及其分布。安全系数为f=1.3。方向舵使用载荷为12000N。其载荷分布见图2和图3。 展向载荷分布 弦向载荷分布为防止方向舵与垂直安定面发生耦合颤振，对与本设计的可逆操纵的方向舵，设计要求质量平衡。二、初步方案的确定2.1、结构形式方向舵通常结构采用梁式布局。操纵面一般都靠近前缘的转轴处布置单梁（即成

5、为单梁式结构）。方向舵典型剖面形式由方向舵几何尺寸可知（见表1、2和图），方向舵面积较小，最大厚度在62mm处为39.2mm。载荷为12000N，相对也较小，故可采用单梁式结构。另外平尾与方向舵前缘存在干涉，需要在方向舵前缘开口，弦向长度为45mm（与前缘的距离），在最大厚度处之前，所以可以采用单梁结构而不用破坏梁。方向舵拟合剖面尺寸翼型厚度为，可知其为中等厚度的翼型，对于中翼型的单梁式方向舵，由梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，前缘布置翼肋，间距通常较小，以便增加蒙皮的强度和刚度，并能承受较大的扭转载荷和局部气动载荷。后段主要承受气动载荷，由于梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，即后段翼肋不受扭，所以后段

6、翼肋主要以抗弯和抗剪设计。另外后段厚度小，从工艺上考虑，不便采用机翼装配中的在蒙皮上开口来方便装配翼肋形式，所以中采用半翼肋的设计，半翼肋与其蒙皮装配形成壁板，两半壁板再与梁和尾缘条装配。 尾翼蒙皮一般较薄，长空一号为中速飞机，中速飞机尾翼蒙皮厚度大多等于或小于1mm。由于方向舵尺寸较小，为装配方便，剖面上由前缘蒙皮、上半蒙皮（上壁板）、下半蒙皮（下壁板）、尾缘条构成。2.2、梁的结构形式从几何上考虑，在最大厚度处布置单梁后，梁距前缘平尾开口为17mm，此距离不足以在梁前面布置缘条，所以采用“匚”形梁。从装配工艺考虑，若有前缘条，则前缘蒙皮装配时不便于打铆，造成装配上的困难，所以采用“匚”形梁

7、，对前缘蒙皮铆接装配方便。2.3、悬挂点配置操纵面悬挂点的数量和位置确定主要根据以下两点:1、根据操纵面展长和所受载荷的大小确定悬挂点的数目，使操纵面梁有较好的受力特性；2、保证使用可靠，在舵面转动时不卡死；舵面受载荷时的变形不致引起与安定面相碰或突出安定面外形太多。为满足损伤容限设计，一般悬挂点不少于2个。由于载荷较小，所以可以采用3个接头，对称布置。在长空一号无人机方向舵为矩形，即方向舵根稍弦长相同，无后掠，所以运动协调十分容易。2.4、翼肋布置参考如下表各机型的肋间距，长空一号采用铆接壁板，则可初步选定肋间距为160mm，1250mm展长可等间距布置9个翼肋（含2 端肋）。表1、典型机型

8、翼肋间距由于梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋主要以抗弯和抗剪设计。另外后段厚度小，从工艺上考虑，不便采用机翼装配中的在蒙皮上开口来方便装配翼肋形式，所以中采用半翼肋的设计，半翼肋与其蒙皮装配形成壁板，左右两半壁板再与梁和尾缘蒙皮装配。且左右半肋应分别向上、下偏移一小段距离，以方便壁板与梁的铆接。 2.5、 配重方式 配重方式有两种，即集中配重与分散配重。应本飞机速度较低，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前伸出配重块。 2.6、 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。中部接头支座为一件两用，既作为接头

9、支座，又作为摇臂支座与梁缘条连接的加强支柱，所以对其进行加强设计。2.7、 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。三、载荷计算与设计计算3.1、展向载荷计算方向舵相当于矩形机翼，跟梢比为1，其弦线是各处相等的，所以根据图可知其载荷沿展向是均布载荷。使用载荷为12000N，安全系数取1.3，则均布载荷：q=f*F使用/l=12000*1.3/1250=12.48N/mm展向载荷示意图 展向载荷设计时以弯矩为主要设计载荷。3.2、接头位置确定接头布置要使受载情况最好，即使梁的内力最小。梁的设计载荷以弯矩为主，所以接头布置考虑弯矩分布。由于对称性，弯矩计算时可取梁的

10、一半做计算。如图，简化后中间为固支，此为一度静不定梁。结构简化图简化结构受力分析图由位移平衡可以计算出支反力N1大小。则弯矩有： 时， 时， 可以画出弯矩图:弯矩分布图显然在1、2和3点处有弯矩极值。计算3点的弯矩极值： ，当1、2两点弯矩相等，且大于等于4点最小弯矩的绝对值时，梁受力最好，此时接头位置最优。既有：带入得出： 由次确定接头位置，并可以确定前缘蒙皮开口设计。前缘蒙皮开口设计图实际设计上，由于加工和装配精度问题，所以取整数设计，可取接头距离为181mm。移动较小，后面计算时仍可继续用最佳计算值。3.3、梁的设计计算3.3.1、梁和前缘蒙皮的设计梁可采用压弯型材，压成“匚”形梁，即加

11、工出来的腹板与缘条厚度相同。受载不大，所以梁的材料可以选用普通易成型的铝合金，如LY12铝合金，其有：梁的剪力图：剪力分布图可计算出其剪力图中极值从左至右分布为-2258.9，2770.6，-2770.6，2770.6，-2770.6，2258.9（单位：N）。即剪力最大值为2770.6N。梁腹板受剪，腹板最大高度略小于39.2mm，则腹板厚度有：即腹板厚度可以很小，大于等于0.3mm即可，强度足够了。考虑到前缘开口影响，腹板会承受额外剪力，所以可取腹板厚度为1mm。由于方向舵比较小，为保证铆接装配后的方向舵流场特性良好，采用LY10的120度沉头铆钉，铆钉直径可用范围为2.5-4mm。梁缘条

12、上要铆接前缘蒙皮和后段壁板，所以采用双排平行铆钉，铆钉直径取2.5-4mm，则铆钉边距为5-10mm，则缘条宽度要大于10-20mm。因为弦线较短，缘条又是矩形，所以其缘条宽度不宜过大，否则会支撑蒙皮时对外形有较大影响。初步选取缘条宽度为25mm，中速飞机尾翼蒙皮厚度大多等于或小于1mm。则可初步取蒙皮厚度为1mm。梁剖面则梁剖面惯性矩为：受载情况有，Q作用下腹板最大剪应力M作用下最大正应力3.3.2、前缘闭室计算根据表2的数据可以拟合出前缘的三次曲线（取前四个点），可近似得到蒙皮的外形。得：则前缘蒙皮长度：此积分困难，所以用MATLAB编程数值积分得长度：前缘和梁闭室简图前缘闭室面积：前缘蒙

13、皮与梁共同构成单闭室结构，设前缘闭室的弯心坐标为（62,0 ）。以翼型前缘为坐标零点。气动力Qy作用在气动中心上（89.4,0 ），转轴距离梁腹板 15mm（77,0 ）。3.3.3、弯心和扭矩计算计算闭室弯心：假设在弯心处作用力Qy开剖面剪流如图在点2处左侧断开，有此时前缘蒙皮没有剪流。由闭室。有：注：负号表示与方向相反。对3点取矩。正号表示与所设方向一致，即弯心在3点左边。则可得：压心距闭室弯心距离转轴距闭室弯心距离则沿展向扭矩分布载荷为：分布扭矩在支点处由叠加集中扭矩，扭矩反对称分布，剩余部分扭矩由摇臂支反力提供扭矩在中点平衡，则扭矩分布有：得扭矩图：扭矩图其扭矩极值有：136.3、-1

14、09.7、224.1。由于方向舵前缘开口，所以在开口处，扭矩由梁承受转移。由图有最大扭矩：3.3.4、梁腹板校核在梁上，同样在展向中点处（操纵摇臂接头处）有最大剪流： 对3点取矩，平衡可求出：所以最大剪流在梁展向中点处的腹板中点位置，大小为：则此处最大剪应力：所以梁腹板满足设计要求，是安全的。3.3.5、梁缘条的校核 方向舵中央对称面处弯矩、扭矩、剪力均最大，故方向舵中央对称面处为危险截面。中央对称面处缘条的最大正应力由前面得出为： 最大剪应力为梁缘条2点处，大小为： 用第三强度理论校核有：所以梁缘条是安全的。3.4、蒙皮设计计算3.4.1尾缘条设计尾缘要与上下壁板铆接装配，且上下两排铆钉错开

15、，所以也是双排铆钉。由于还要满足铆接厚度要求，根据蒙皮厚度为1mm，则铆接处尾缘高度要大于2mm，根据表1可初步估算出2mm厚度处距后缘位置为12mm。尾缘条设计图所以可以初步选取尾缘条宽度为40mm。材料同取LY12铝合金。3.4.2、弦向载荷分布计算弦向载荷分布如图21。弦向载荷分布由压心位置可计算出前段2P长度为0.09681b。如下所示：3.4.3、前缘蒙皮校核扭矩主要由前缘闭室承受，扭矩在前缘蒙皮上产生最大剪流有：所以前缘蒙皮也是安全的。3.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核蒙皮与梁和尾缘条及端肋都是单排铆钉连接，所以可以将其简化为四边铰支。这样设计更安全。如图所示为其简化模

16、型。后蒙皮简化模型 弦向蒙皮载荷分布蒙皮铆接接触面宽度为12mm，简化模型尺寸有：（长度由后面肋的宽度确定）max=2q0l4/D2=0.0039 q0=0.00214kg/mm2max = 0.00390.002141304344.74=6.914mm1 为使气动容差满足要求至少需要13根肋（包括2端肋）。 此时max=0.8167mm3.5、肋的设计计算3.5.1、后段肋的设计肋承受蒙皮的气动载荷，与梁和尾缘条铆接，相当于简支，所以肋与梁相接处要斜削。与尾缘条连接处厚度小，载荷小，所以也有部分斜削。为加工制造方便，去中间缘条最大高度位于肋与梁连接端的斜削端。所以可以初步设计如下：后段半肋结

17、构简图半肋总长度为215mm。本设计中，肋主要承受弯矩，所以主要考虑中间缘条长度，除去前后斜削部分，则其有效长度（中间缘条长度）约为174mm。左右与蒙皮铆接部分的缘条宽度为12mm，最大高度小于18.6mm，初步取最大高度也为12mm。后段壁板载荷较小，肋可同样取LY12M铝合金材料，厚度同取1mm。采用板弯型材加工。3.5.2、后段普通肋的校核初步确定后段半肋的形状如图所示，其有效长度为lrib=176mm。前后耳片长度为13mm，最大高度H=12mm，最大高度处截面如下由于后半段在和较小，故采用板弯型材加工，材料为LY-12M，厚度rib=0.8mm1） 后段肋的外载荷根据蒙皮的气动容差

18、计算，肋间距为108.33mm 假设蒙皮气动力全部传递到肋上，则其载荷如下其中q=q0*108.33mm=2.27493N/mm Rl=2/3*1/2*q*l=131.94594 N Rr=1/3*1/2*q*l=65.97297N在（x，0）处，Q=(qqls)x0dsql3 在x=333l=73.541mm处，Q=0，此时M最大，为4915Nmm 在此处高度为8.9964mm，取9mm计算。计算max 则Jx=1009.0283mm4 max=MJxymax=49151009.02836.7=34MPab=420MPa计算max在x=0处Q最大，为Q=131.94594 N 此处高度为2.

19、9434mm，假设剪力均由腹板传递。 max=QS=131.945942.9434=44.83MPa0.2mm且截面1000mm2使用点焊连接。五、装配工艺流程装配从零件装配开始，装配成组件之后，各组件再装配成最后的方向舵，所以其装配要按一定的顺序，并且要注意前面设计中提到的装配考虑事项。长空一号方向舵的装配流程如下。六、总结长空一号方向舵的设计，历时两个星期，完成设计报告和设计图纸，过程艰苦而漫长，但也收获很多，学到了很多。设计过程中对结构设计课程所学的传力分析以及载荷计算有了更深的理解，通过这次课程设计，我系统地整理了飞机结构设计、结构力学、材料力学等学科的知识，并且可以更加熟练地使用AUTOCAD等软件,体会到了电脑工具对于工程人员的重要性。设计过程用到的很多计算和分析结合了前面所学的材料力学和结构力学等，不只是对课程的更深的理解和运用，也熟练了查手册和资料的过程，多工程设计过程有更感性的接触了解，也更坚定了从事飞机设计的决心。通过这次课程设计也知道了设计设