飞机部件课程设计

飞行器结构课程设计-“长空一号”方向舵设计 学 院： 航空宇航学院 专 业： 飞行器设计与工程 班 级： 学 号： 姓 名： 指导教师： 时 间： 目录一、设计要求11.1、形状协调11.2、外载荷2二、初步方案的确定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42.5、 配重方式52.6、 操纵接头的布置52.7、 开口补强5三、载荷计算与设计计算63.1、展向载荷计算63.2、接头位置确定63.3、梁的设计计算83.3.1、梁和前缘蒙皮的设计83.3.2、前缘闭室计算103.3.3、弯心和扭矩计算113.3.4、梁腹板校核133.3.5、梁缘条的校核143.4、蒙皮设计计算143.4.1尾缘条设计143.4.2、弦向载荷分布计算143.4.3、前缘蒙皮校核153.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核153.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核173.5、肋的设计计算183.5.1、后段肋的设计183.5.2、后段普通肋的校核193.5.3中部加强肋设计213.5.4整体端肋设计213.5.5前缘肋和加强肋设计213.5.6、前缘开口加强肋校核223.6、接头和转轴设计223.6.1、支承接头设计223.6.2、选取轴承233.6.3、螺栓组合件的选择243.7、支座设计243.7.1、支承接头支座设计243.7.2、摇臂支座设计253.8、铆钉设计263.9、尾缘条设计27四、质量质心计算及配重设计274.1、质量计算274.1.1、前缘蒙皮质量计算284.1.2、梁质量计算294.1.3、前缘肋质量计算294.1.4、后蒙皮质量计算304.1.5、尾缘条质量计算304.1.6、端肋质量计算304.1.7、后半肋质量计算314.1.8、支承支座质量计算314.1.9、摇臂支座质量计算324.1.10、质量和质心计算324.2、配重设计334.3、方向舵重新设计34五、装配工艺流程35六、总结35七、参考资料36一、设计要求1.1外形协调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。 A (mm) B (mm)C (mm)总载荷（N)3051270139010500 图1、方向舵平面尺寸及协调关系 图2、方向舵实际图 图3、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。X03.481042.01112.01181.51320.61390Y09.9729.5823.6617.755.920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±15°。1.2外载荷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10500N。其载荷分布见图2和图3。 图4、展向载荷分布（与弦长成正比） 图5、弦向载荷分布（压心在0.293b处）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。2、 初步方案的确定2.1结构及受力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），同时由于使用载荷为10.5kN，载荷较小，故选用单梁式。图6、方向舵典型剖面形式由表2方向舵外形参数可知，方向舵面积较小，最大厚度在62mm处为39.2mm。图7、方向舵拟合剖面尺寸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45mm，不会影响到梁。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8、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。 图9、“匚”形梁示意图2.3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：1、 保证使用可靠、转动灵活、操纵面和悬臂街头的综合质量轻。 2、 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。 3、 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。由于载荷较小，初步确定为二或三个。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，对称布置。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，1270mm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。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10、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4可知其载荷沿展向是均布载荷。使用载荷为10500N，安全系数取1.3，则均布载荷： 图11、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12、结构简化图 图13、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:图14、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：得到带入得出：由此确定接头位置，并可以确定前缘蒙皮开口设计。图15、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184mm。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： 图16、剪力分布图可计算出其剪力图中极值从左至右分布为-1978.56, 2423.04，-2423.38， 2423.38， -2423.04， 1978.56 （单位：N）。即剪力最大值为2423.38N。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。 图17、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：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： 图18、前缘拟合外形曲线 图19、前缘和梁闭室简图前缘闭室面积：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（62,0 ）。以翼型前缘为坐标零点。气动力Qy作用在气动中心为(0.293b