飞机部件课程设计

目录一、 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 要求 1二、初步 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 的确定 32.1、结构形式 32.2、梁的结构形式 42.3、悬挂点配置 42.4、翼肋布置 52.5、配重方式 62.6、操纵接头的布置 62.7、开口补强 6三、载荷计算与设计计算 73.1、展向载荷计算 73.2、接头位置确定 73.3、梁的设计计算 93.3.1、梁和前缘蒙皮的设计 93.3.2、前缘闭室计算 113.3.3、弯心和扭矩计算 123.3.4、梁腹板校核 143.3.5、梁缘条的校核 153.4、蒙皮设计计算 153.4.1、尾缘条设计 153.4.2、弦向载荷分布计算 163.4.3、前缘蒙皮校核 173.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核 173.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核 193.5、肋的设计计算 193.5.1、后段肋的设计 193.5.2、后段普通肋的校核 203.5.3、中部加强肋设计 233.5.4、整体端肋设计 233.5.5、前缘肋和加强肋设计 233.5.6、前缘开口加强肋校核 243.6、接头和转轴设计 253.6.1、支承接头设计 253.6.2、选取轴承 263.6.3、螺栓组合件的选择 263.6、支座设计 263.7.1、支承接头支座设计 263.7.2、摇臂支座设计 283.8、铆钉设计 293.9、尾缘条设计 30四、质量质心计算及配重设计 304.1、质量计算 304.1.1、前缘蒙皮质量计算 314.1.2、梁质量计算 324.1.3、前缘肋质量计算 324.1.4、后蒙皮质量计算 324.1.5、尾缘条质量计算 324.1.6、端肋质量计算 334.1.7、后半肋质量计算 334.1.8、支承支座质量计算 334.1.9、摇臂支座质量计算 334.1.10、质量和质心计算 344.2、配重设计 344.3、方向舵重新设计 36五、装配工艺流程 37六、总结 37七、参考资料 38一、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。图1、方向舵平面尺寸及协调关系图2、最终设计方向舵另外方向舵在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。表1、垂尾翼型（垂尾前缘为原点）（单位：mm）X03.48…1042.01112.01181.51320.51390Y09.97…29.5823.6617.755.920表2、方向舵前段外形（方向舵前缘为原点）（单位：mm）X020406280Y012.8017.8019.6019.40方向舵最大偏转角为±15°。按飞机强度 规范 编程规范下载gsp规范下载钢格栅规范下载警徽规范下载建设厅规范下载 确定方向舵载荷及其分布。安全系数为f=1.2。方向舵使用载荷为11000N。其载荷分布见图3和图4。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。图3，展向载荷分布图4，弦向载荷分布二、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（即成为单梁式结构），其典型剖面见图5。图5、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6），方向舵面积较小，最大厚度在62mm处为39.2mm。载荷为11000N，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。翼型厚度为C=39.2/320=0.1225，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。图7、方向舵主要结构视图尾翼蒙皮一般较薄，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，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3、典型机型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。因为这架飞机速度较低，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。则可初步设计出方向舵，其CATIA初步模型如图8所示。图8、初步设计的方向舵CATIA数值模型三、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2可知其载荷沿展向是均布载荷。使用载荷为11000N，安全系数取1.3，则均布载荷：q=f∙F使用l=1.2×110001.330=9924.81Nm图9、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一半做计算。如图，简化后中间为固支，此为一度静不定梁。图10、结构简化图图11、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。w=qX2-X1224EIX2-X12-4X2X2-X1+6X22=N1X2-X126EI∙2X2-X1两边消去EIN1=qX12+2X1X2+3X228X2-X1则弯矩为：当0≤x≤X1时，M=12qx2；当X1≤x≤X2时，M=12qx2-N1x-X1；可以画出弯矩图：图12、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X1≤x≤X2时，M=qx-N1M=0x=N1qMmin=M|x=N1q=N1X1-12N12q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：Mmax=12qX12=12qX22-N1X1-X2≥Mmin=12N12q-N1X1Mmax=12qX12=12qX22-N1X1-X2式中：N1=qX12+2X1X2+3X228X2-X1；则：5X12+2X1X2-X22=0X2=0.665m解得：X1=6-15X2=0.19278m代入得出：N1=qX12+2X1X2+3X228X2-X1=4256.63NMmax=12qX12=12×9924.81×0.192782=184.42N∙mMmin=N1X1-12N12q=-92.22N∙mN2=ql-2N1=9924.81×1.33-2×4256.63=4686.74N由此确定接头位置，并可以确定前缘蒙皮开口设计。图13、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193mm。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a) 材料选择：梁可采用压弯型材，压成“匚”形梁，即加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：ρ=2.8×103kgm3，σb=420MPa，τb=265MPa，E=66GPa，μ=0.33b) 梁的剪力计算：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;由于对称性，则另一半边3点载荷为：Q3=-Q1=1913.3N；Q3'=-Q1'=-2343.33Nc) 剪力分布图：图14、剪力分布图可计算出其剪力图中极值从左至右分布为：0；-1913.3N；2343.33N；-2343.37N；2343.37N；-2343.33N；1913.3N；0。即最大剪力在2点处（即对称处），为2343.37N。梁腹板受剪，腹板最大高度略小于43.36mm，则腹板厚度有：Qmaxht≤τbt≥Qmaxhτb=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，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。则梁剖面惯性矩为：Jx=AydA=11241.363×25-24×39.363=25447mm4受载情况有，Q作用下腹板最大剪应力τmax=Qmaxht=2343.3743.36×10-3×1×10-3=54.04MPa<τbM作用下最大正应力σmax=MmaxJx∙ymax=184.422.5447×10-8×20.86×10-3=151.18MPa<σb3.3.2、前缘闭室计算根据表2的数据可以用MATLAB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：y=0.0001x3-0.0153x2+0.9091xy'=0.0003x2-0.0306x+0.09091a) 前缘蒙皮长度：lskin=2y'2+1dx=20620.0003x2-0.0306x+0.090912+1dx此积分困难，所以用MATLAB编程数值积分得长度：lskin=2×66.9427=133.89mm图16、前缘拟合外形曲线图17、前缘和梁闭室简图b) 前缘闭室面积：Sskin=2ydx=20620.0001x3-0.0153x2+0.9091xdx=1802.45mm2前缘蒙皮与梁共同构成单闭室结构，设前缘闭室的弯心坐标为（62-x,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图18、开剖面剪流如图在点2处左侧断开，有q=QyJX∙SxSxi1-2=12htsi，点2处si=a，Sxi1-2max=12htaSxi2-3=12hta+0sistds=12hta+12htsj-12tsj22-3中点处sj=h2Sxi2-3max=12hta+18th2此时前蒙皮没有剪流。由闭室θ=0。有：q+q0BdsGt=0QyJX0h12hta+12htsj-12tsj2dsj+q0Blskin+h=0q0B=-QyJX12h2ta+112h3tlskin+h注：负号表示与q方向相反。对3点取矩M3=0Qyx+q0BΩ-0aq1-2hds=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d1=89.4-62+32.56=59.96mm转轴距闭室弯心距离d2=15+1+32.56=49.56mm则沿展向扭矩分布载荷为：qmt=qd1=9924.81×59.96×10-3=595.09N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：当0≤x<0.19278m时Mt=qmtx=595.09x，单位N∙m当192.78≤x<665时Mt=qmtx-N1d2=595.09x-4256.63×0.04956，单位N∙m得扭矩图：图19、扭矩图其扭矩极分别为：0；114.72；-96.24；184.78；-184.78；96.24；-114.72；0。由于方向舵前缘开口，所以在开口处，扭矩由梁承受转移。最大扭矩：Mtmax=184.78N∙m3.3.4、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：qmax1-2=QmaxJXSxi1-2max=2343.3725447×12×41.68×1×25=47.98Nmmqmax2-3=QmaxJXSxi2-3max=2343.3725447×12×41.68×1×25+18×41.682×1=67.98Nmm对3点取矩，平衡可求出：q0max=1ΩQymaxxc-x梁+12qmax1-2ah2=12×1802.452343.37×89.4-62+14×25×41.68×47.98=21.28Nmm所以最大剪流在梁展向中点处的腹板中点位置，大小为：qmax=q0max+qmax2-3=21.28+67.98=89.26Nmm则此处最大剪应力：τmax=qmaxt=89.26MPa<τb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：σmax=151.18MPa最大剪应力为梁缘条2点处，大小为：τmax=q0max+qmax1-2t=21.28+47.981=69.26MPa用第三强度理论校核有：σ=σmax2+4τmax2=205.04MPa<σb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，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。图20、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。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：2Px0.293b-x2=12Pb-x13b-x+x-0.293b1.3333x2-0.54567bx+0.04033b2=0x=0.09681b=30.98mmq=2Px+12Pb-xP=2qb+3x=2×9924.81×10-3320+3×30.98=0.04807Nmm23.4.3、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：qmax=MtmaxΩ=184.78×10002×1802.45=51.26Nmmτmax=qmaxδskin=51.26MPa<τb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型。图22、后蒙皮简化模型图23、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：l=166-12×2+12=130mm（长度由后面肋的宽度确定）b=305-62-25-40-12=190mm由3.4.2可算出载荷q0=305-62-25305-29.53P=0.03804Nmm2q1=40-12305-29.53P=0.00486Nmm2应用四边间支矩形板的纳维叶解法：D=Et3121-μ2=66×1121-0.332=6.17215N∙m=6172.15N∙mqx,y=q1-q0bx+q0Amn=40l0bqx,ysinmπbx∙sinnπlydxdyπ4Dlbm2b2+n2l2Amn=16q1-q0x+q0bπ4Dbmnm2b2+n2l22m=1,3,5⋯,n=1,3,5⋯w=16π6Dbm=1∞n=1∞q1-q0x+q0bmnm2b2+n2l22sinmπbx∙sinnπly取一项时就可得到很好的收敛，即m=1,n=1有：w=16π6Dbq1-q0x+q0b1b2+1l22sinπbx∙sinπly求w最大值时，显然时取得，用MATLAB编程求出当x=71.35时求得最大值。wmax=16π6Dbq1-q0x+q0b1b2+1l22sinπbxmax=16π6×6172.15×1900.00486-0.03804×71.35+0.03804×19011302+119022sinπ190×71.35=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（包括两个端肋），此时，l=59，wmax=0.71mm图24、后壁板肋布置图3.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核肋间距调整之后，长边比短边为bl=19059=3.22>3。则根据《飞机设计手册第九册》P316，对于简支矩形，板长边比短边比值大于3时，有如下表中四边间支矩形板应力计算 公式 小学单位换算公式大全免费下载公式下载行测公式大全下载excel公式下载逻辑回归公式下载 。表2、四边间支矩形板应力计算公式其中P为均布载荷，这里蒙皮载荷不是均布的，取q0以保证安全，其μ=0.3，LY12的μ=0.33，所以求出的正应力大于真实正应力。短边比长边为：α=lb=59190=0.31。σmax=0.75q0l2t21+1.61lb3=0.75×0.03804×5921×1+1.61591903=94.75MPa<σb小于σb，再综合考虑上面说的安全考虑，这样的计算是可以接受的。所以蒙皮是安全的。3.5、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：图25、后段半肋结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20.68mm，初步取最大高度也为12mm。下图所示为其设计图。图26、后半肋设计图3.5.2、后段普通肋的校核肋承受载荷如下图，根据前面算出的肋数量，肋承所受载荷的蒙皮宽度为：a=Ln-1=133015-1=95mm简化计算模型图27、肋承受蒙皮载荷分布其中：q2=q0a=0.03804×95=3.61Nmmq3=q1a=0.00486×95=0.46Nmm为方便计算，再次简化计算，假设不考虑尾缘条承受气动载荷，即所有载荷分布作用在肋的有效长度上，如下图所示:图28、简化肋载荷分布则1、2点支反力有：R1=23×12q2b实际=23×12×3.61×305-62-25=262.33NR2=13×12q2b实际=13×12×3.61×305-62-25=131.16N则半肋上的剪力分布为：Q=0xq2-q2bsds-R1=q2x-q2x22b-13q2b图29、肋上剪力分布图半肋上弯矩：M=0xq2-q2bsx-sds-R1x=12q2x2-q2x36b-13q2bx图30、肋上弯矩分布图在Q=0处，即x=3-33b=3-33×174=73.541mm此处，有最大弯矩：Mmax=12q2x2-q2x36b-13q2bxx=73.541=10627.53N∙mm此处，半肋中缘条高度取最大高度为9mm，以便于计算。图31、最大弯矩处肋剖面图计算剖面惯性距：在CATIA里面画出如上图所示截面，利用测量惯量命令，测出重心惯量距为Jx0=513.8mm4，质心距x轴距离：h=3.436mm，面积：S=41.92mm2。则肋剖面最大正应力有：σmax=MmaxJx∙ymax=10627.53513.8×9-3.436=115.09MPa<σbX=0处，Q最大：Qmax=13qb=R1=262.33N此处高度为3mm，假设剪力全由腹板承受，则最大剪应力：τmax=QmaxS=262.332×3×0.8=54.65MPa<τb故肋是安全的。3.5.3、中部加强肋设计与普通肋相似，采用LY-12M板弯件，尺寸相同，但为保证更大的刚度，将厚度加强到1mm。布置数量为2个。3.5.4、整体端肋设计在方向舵的两个端面各布置一个端肋，材料LY-12M，厚度0.8mm，缘条宽度13mm，由于其主要作用是支撑翼型，非主要承力构件，不做强度校核。为方便装配，缘条朝外布置。图32、整体端肋3.5.5、前缘肋和加强肋设计前缘加强肋的主要作用在于将开口处的蒙皮上的剪流传递到梁上。在三个开口的两个端面处各布置一个前缘加强肋，另外配重块连接处（即前缘蒙皮端面）布置一个前缘加强肋。前缘肋采用LY-12M板弯件，其形状为翼型形状，前端为加工方便留有7mm长空隙，取厚度1mm，缘条宽13mm。为增大刚度，开口加强肋缘条加宽到16mm。在两侧与配重块连接处，为连接蒙皮和配重块，需要双排铆钉连接，所以将其缘条加宽到25mm。安装时为方便装配，缘条应在开口侧。图33、前缘肋图34、前缘加强肋前缘开口加强肋共6个，配重连接前缘开口加强肋共2个；则按长度和间距分配，普通前缘肋可取5个，分布见图。图35、前缘肋布置3.5.6、前缘开口加强肋校核因为前缘开口加强肋的主要作用在于将开口处的蒙皮上的剪流传递到梁上，所以同蒙皮校核相似。扭矩主要由前缘闭室承受，扭矩在前缘开口加强肋上产生最大剪流有：q肋max=q蒙皮max=MtmaxΩ=184.78×10002×1802.45=51.26Nmmτmax=qmaxδskin=51.26MPa<τb所以前缘开口加强肋也是安全的。3.6、接头和转轴设计3.6.1、支承接头设计因为方向舵重量较小，支承接头主要承受水平方向外力，即气动载荷。另外舵面需要偏转，最大偏转角为15度，所以要进行可动部位的干涉处理。即接头边缘高度有限制，不能发生干涉。图36、接头干涉处理图37、接头板设计腹板高度为39.36mm，所以腹板开口的最大高度也是39.36mm。设计轴心距离梁腹板为15mm。开口距前缘45mm处，轴心距开口最大高度点距离为38.168mm，假设接头边缘上某一点偏转15度后到达开口最大高度点，则这个点偏转0度时，距轴线的高度为：即接头最大高度为，则设计可取距轴心33mm处最大高度为17.88mm。厚度取4mm。为保证强度和耐腐蚀，材料选取1Cr18Ni9TiA不锈钢。接头连接处与支承接头的的形状一样，厚度大，加上材料强度更大，所以接头强度肯定满足要求。3.6.2、选取轴承方向舵接头轴承要保证有转动补偿设计。所以采用带补偿的外球面轴承。接头处最大剪力为2307.85N，根据《航空机械设计手册》选取关节轴承U5，其容许负荷为1000kg，其具体尺寸如下：图38、U5轴承尺寸图39、加强支座接头螺栓连接示意图3.6.3、螺栓组合件的选择螺栓组件用于连接支承接头和方向舵与安定面的连接接头。轴承孔直径为5mm，所以螺栓选用M5。螺栓承受的剪切应力大小为：τmax=Qmaxπ4d2=2343.37π4×52×10-6=119.35MPa螺栓用GB30-66M5X16，材料为1Cr18Ni9TiA。螺母选用GB58-66AM5；垫圈选用GB97-66A5；开口销选用GB91-671.5×16。3.6、支座设计3.7.1、支承接头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铝合金，ρ=2.85×103kgm3，σb=600MPa，τb=300MPa。每个接头有2个支座，则每个支座剪力Q=3550.6N，外形设计如图。受剪面积：A=12×2-5×1=19mm2最大剪应力：τmax=QA=3550.619=186.87MPa<τb支承接头支座也是设计安全的。图40、接头支座外形图41、中部加强支座外形中部接头支座为一件两用，还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，如图所示，其上下缘条加长到25mm，腹板也加长加大。图42、接头与支座局部装配图3.7.2、摇臂支座设计摇臂支座为方向舵提供操纵偏转力矩，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，故可选用LC4CZ铝合金型材。操纵摇臂半径为：R=19.6+252+16-92=45.146mm最大扭矩有：Mtmax=f∙PmaxXc-X轴=1.2×11000×89.4-62-1-15=150480N∙mm最大拉力：Nmax=MtmaxRmax=3333.19N由图可算出承受剪力的最小截面积为：Amin=8-5×2+6×2-5×2=19mm2最大剪应力：τmax=NmaxAmin=3333.1920=166.66MPa<τb所以摇臂支座安全。为保证强度也可采用高强度钢来制作支座。图43、摇臂支座为保证连接强度，在方便安装螺栓的上边的外侧两个孔处，底座用2个螺栓连接，剩下4个孔用铆钉连接。铆钉选用HB6235-89-13螺栓选用GB30-66M5X203.8、铆钉设计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》d≥2δ=2.8284mm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。图44、铆钉孔布置图3.9、尾缘条设计尾缘条用来连接上下壁板，维持翼型后缘形状。材料为LY–12。为方便装配，设计如下图。此设计中，左右壁板蒙皮宽度和肋长度是不一样的。图45、尾缘条四、质量质心计算及配重设计4.1、质量计算坐标系的定义：将支点定为坐标系原点，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。图46、CATIA设计细节图图47、CATIA数字模型由CATIA直接得出装配完成的方向舵的重量和质心位置：质心与转轴距离：X=-15-1+88.073=72.073mm。体积：V=0.001305m3则质量：M=ρV=2.8×103×0.001305=3.654kg4.1.1、前缘蒙皮质量计算利用CATIA设计测量得：S1=159.4mm2质心与转轴距离：X1=-24.424-15-1=-40.424mm体积：V1=1.867×10-4m3质量：M1=ρV=0.52276kg4.1.2、梁质量计算利用CATIA设计测量得：S2=85.2mm2质心与转轴距离：X2=7.555-15-1=-8.445mm体积：V2=1.082×10-4m3质量：M2=ρV=0.30296kg4.1.3、前缘肋质量计算a) 前缘普通肋：利用CATIA设计测量得：V31=2.777×10-6m3质心与转轴距离：X31=-22.776-15-1=-38.776mm质量：M=ρV=0.00778kgb) 前缘加强肋：利用CATIA设计测量得：V32=3.277×10-6m3质心与转轴距离：X32=-22.776-15-1=-38.776mm质量：M=ρV=0.00918kg4.1.4、后蒙皮质量计算利用CATIA设计测量得：V4=5.428×10-4m3质心与转轴距离：X4=117.093-15-1=101.093mm质量：M=ρV=1.51984kg4.1.5、尾缘条质量计算利用CATIA设计测量得：V5=1.081×10-4m3质心与转轴距离：X5=219.608-15-1=203.608mm质量：M=ρV=0.30268kg4.1.6、端肋质量计算利用CATIA设计测量得：V6=1.015×10-5m3质心与转轴距离：X6=63.882-15-1=47.882mm质量：M=ρV=0.02842kg4.1.7、后半肋质量计算a) 后半普通肋：利用CATIA设计测量得：V71=7.103×10-6m3质心与转轴距离：X71=112.152-15-1=96.152mm质量：M=ρV=0.01989kgb) 后半加强肋：利用CATIA设计测量得：V72=9.268×10-6m3质心与转轴距离：X72=111.303-15-1=95.303mm质量：M=ρV=0.02595kg4.1.8、支承支座质量计算利用CATIA设计测量得：V8=2.289×10-6m3质心与转轴距离：X8=7.349-15-1=-8.561mm质量：M=ρV=0.00652kg4.1.9、摇臂支座质量计算利用CATIA设计测量得：V9=1.773×10-6m3质心与转轴距离：X9=12.5+0.894-15-1=-2.606mm质量：M=ρV=0.00505kg4.1.10、质量和质心计算由上可得重量和重心分布表：部件数量n质心相对位置X单位重量M总重量nM总质量*距离前缘蒙皮1-40.4240.522760.52276-21.13205梁1-8.4450.302960.30296-2.55850前缘普通肋5-38.7760.007780.03890-1.50839前缘加强肋6-38.6760.009180.05508-2.13027后蒙皮1101.0931.519841.51984153.64519尾缘条1203.6080.302680.3026861.62807端肋247.8820.028420.056842.72161后半普通肋2496.1520.019890.4773645.89912后半加强肋295.3030.025950.051904.94623支承支座6-8.5610.006520.03912-0.33491摇臂支座1-2.6060.005050.00505-0.01317方向舵171.51　Σ3.37249241.16293则方向舵质心距转轴距离为：X=M∙xM=241.162933.37249=71.51mm4.2、配重设计在方向舵上下两端各设计一个配重块，配重块形式有如下表表4、配重块形式长空一号，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：m=M∙x2L=241.162932×50+62+1+15=0.94204kg可则取其单个质量为1Kg，为缩小体积，采用普通结构钢材，可采用45钢。其密度ρ=7.81×103kgm3。图48、配重块简图图49、配重模型如简图所示，前端钝头为半球形，后段为圆柱，取后段圆柱长度为100mm，则其直径有：m=ρπ4d2l+43πd38∙12d=36.976mm则可取直径为37mm，小于最大高度39.2，所以是可以的，总长度为118.5mm。重心位置：π4ρd2lx-l2=43πρd38∙12l+d2-xx=57.52mm所以配重块端面可以装入距前缘7.52mm的位置。配重连接处前缘蒙皮也用45钢制成，且与配重是一体的，所以配重长度可适当修形减短。配重处钢蒙皮再与加强肋和端肋铆接装配。则方向舵总重为：M=3.37249+0.94204×2=5.257kg4.3、方向舵重新设计加上配重后，CATIA建模完成最后的方向舵如图50。图50、方向舵完整模型五、装配工艺流程图51、装配工艺流程图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1月6日考完试后，我开始着手设计长空无人机的方向舵。这段时间里，除了吃饭睡觉等正常活动，几乎所有时间都用在作课设上。终于在今天完成设计。这次过程漫长而又曲折，在这次作业过程中，一次又一次的计算，查找资料，反复迭代，最终确定方案。然而这些只是计算，AutoCAD，CATIA等软件的学习与使用也占了三分之一的时间。这也暴露了，自己对航空软件使用能的不足与相关知识能力的欠缺。尽管这次作业很艰辛、过程曲折，但我的收获还是很大的。通过这次课设，我重拾了《结构力学》、《材料力学》、《计算机辅助设计》、《结构力学》等课程知识，并且能更熟练地使用AutoCAD、CATIA、Excel等软件。同时，也基本了解飞机部件设计的大概流程。对于我而言，这次收获更多是计算方法和分析能力，以及解决问题的能力，同时也磨练了自己的意志。看到了理论联系实际的重要性，同时也看到了自身的不足之处。这次课设对今后从事航空工作提供了宝贵的经验。七、参考资料[1] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第2册 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 与标准件[G].北京:航空工业出版社,2002[2] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第3册材料[G].北京:航空工业出版社,2002[3] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第9册载荷、强度和刚度[G].北京:航空工业出版社,2002[4] 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第10册结构设计[G].北京:航空工业出版社,2002[5] 中国航空材料手册编委会.航空材料手册第3册铝合金、镁合金[G].北京：中国标准出版社，1988[6] 第三机械工业部第612研究所航空机械设计手册编委会.航空机械设计手册[G].北京：国防工业出版社，1975[7] 刘鸿文.材料力学[M].北京：高等教育出版社，2004[8] 范钦珊、陈建平.理论力学[M].北京：高等教育出版社，2004[9] 丁锡洪.结构力学[M].南京：南航自编教材，2008[10] 王志瑾、姚卫星.飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，2009[11] 魏志毅、飞机零构件设计[M].南京：南航自编教材，2008