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飞机部件课程设计

长空无人机方向舵设计

2013/1/15

一、 初步方案的确定

方向舵的受力形式

使用载荷11kN，载荷较小，故选用单梁式方向舵前端外形参数:

X 0 21

Y 0 12。8

42

17。8

64

19.6

84

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涉，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，如图所示

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 支座1 支座2 支座3

二、总体载荷计算

2。1气动载荷弦向分布

use se ades quse根据已知条件，展向分布均匀，则单位展长载荷q =pu/L=11000/1280N/mm=8。59375N/mmq =1.3 =11

use se a

des quse

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：

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，则结构可简化为如下形式:

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,此时对总体结构而言危险截面处弯矩最小,得y1=185.53mm综合考虑，方向舵与平尾干涉处的开口位置，对y1稍作调整,取y1=190mm y2=640mm y3=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:

则由力矩平衡，知Ft*50=Puse＊（92。3-80）得Ft=2706N

2.4总体内力图

建立如下总体坐标轴系:yoz平面内受力：

剪力图（N）:

21(I)

2

1

5n-1立．30

5

n-

，心 ．50 ?57.OO

(3)

一去57.OO 一响 ．50

-21立．30

弯矩图(Nmm）：

5n2l81贮31.3g

5

n

2

汲161Jl_50 动l613.5

扭矩图（Nmm):

l:7_9斗

l

勹－贮．

勹

支座反力:N1=4679。3N N2=4939。0N N3=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P 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

use

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.

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。

如图所示，后段蒙