飞机结构课程设计-方向舵设计

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1.1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：X021426484Y012.817.819.619.4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理论草图二、总体载荷计算支座2支座1支座32.1气动载荷弦向分布根据已知条件，展向分布均匀，则单位展长载荷quse=puse/La=11000/1280N/mm=8.59375N/mmqdes=1.3quse=11.171875N/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：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=190mmy2=640mmy3=1090mm2.3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=2706N2.4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）：弯矩图（Nmm）:扭矩图（Nmm）：支座反力：N1=4679.3NN2=4939.0NN3=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=0.8mm3.1.1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=2557.00NMmax1=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，后段蒙皮用直线近似，如图所示。如图取开剖面。计算的闭室面积M1=10206.4mm2设开剖面剪流为q，由于仅梁承受正应力，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qo，对3点取矩由力矩平衡，有q0=9.213.1.2梁腹板校核从图知梁腹板所受最大剪流为qmax1=79.45N/mm则腹板最大剪应力τmax1=qmax1/δ=70.53/1Mpa=79.45Mpa而[τ]=τb1/1.3=203.85Mpaτmax1，故梁腹板安全。3.1.3梁缘条校核由前面知道σmax1=184.80Mpa，而梁缘条还受剪流作用，在1点处剪流最大，τ1=q1/δ1=48.21/1Mpa=48.21Mpa。选用第三强度理论，σa1=（σmax2+4*τ12）0.5=208.44Mpa而[σ]=σb1/1.3=323.08Mpaσa1，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：ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa,τb=265MPa。蒙皮厚度δ2=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=2469.50NT2=Tmax=87.94Nm其受力计算与3.1.1对梁的计算过程基本一致，其闭剖面剪流qo2=15.04N/mm3.2.3蒙皮强度校核τmax2=qo2/g2=15.04/0.8Mpa=18.8Mpa[τ]=τb2/1.3=265/1.3Mpa=203.85Mpa可知τmax2[τ]，故蒙皮安全。3.3肋的设计与校核3.3.1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=12mm，最大高度处截面如下由于后半段肋受载荷小，采用板弯型材加工，材料为CY-12M，厚度δ3=0.8mm。材料参数ρ=2.8*103kg/m3,σ=420Mpa,τ=265Mpa3.3.2后段肋的受力分析计算与校核肋间距为90mm假设蒙皮的气动力全部传到肋上，则其载荷图如下：根据气动容差要求，气动容差小于1毫米，经过计算反复迭代，得出至少需要15根肋。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成一起考虑。考虑到其布置型式，将其视为悬臂梁。q3=0.05496X240/284.5X1280/14N/mm=4.24N/mm易知其危险截面为肋根部，其中Mmax3=q3*l3a*l3a/6=40704N/mmQmax3=q3*l3a/2=508.8N而肋根部的惯性矩为：Jx3=14084mm面积为：A3=41.6mm则σmax3=Mmax3/Jx3*ymax3=53.18Mpaτmax3=Qmax3/A3=12.23Mpa而[σ]=420/1.3Mpa=323.08paσmax3故肋受正应力安全[τ]=265/1.3Mpa=203.85Mpaτmax3故肋受剪应力安全3.3.3中部加强肋设计尺寸与普通肋相似，采用LY-12M板弯件，但为保证更大的刚度，将板材厚度加厚至1mm。3.3.4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。3.3.5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，为加工方便，前端7mm翼型截掉，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，σb=600Mpa，τb=360Mpa，耳片焊在基础上，基础板弯成型。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，其受力见图如下：则Qmax4=（N22+Ft2）0.5=5631.71N由于每个接头有两个支座，则每个支座剪力Q4=2815.855N3.4.3支座剪切校核A4min=（20-6）X2=28mm2τmax4=Q4/A4min=100.566Mpa而[τ]=τb4/1.3=276.92MpaCmax4，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》[σbs]=0.65eb4/1.3=300Mpaσbs4=Q4/（6X2）=234.655，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5631.71N，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：GB793-66M6X22带槽螺母：GB48-66AM6垫圈：GB97-66A6开口销：GB91-671.5X16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，σb=1110Mpa由支座计算知螺栓受最大剪力Qmax5=2815.855N剪切校核:由上知[Q]=1970X9.8/1.3=14850.77NQmax5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=0.65X6X2Xσb=8580N则[Pjy]=Pjy/1.3=6600NQmax5故螺栓受挤压安全。3.6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，刚度要求不高选用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3.6.2摇臂支座校核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=32mm2τmax6=Q6/Amin6=42.28Mpa而[τ]=203.85Mpaτmax6，故其受剪安全。挤压校核：由《飞机设计手册第三册》P44查得σbs=σbX0.65=273Mpa故[σbs]=σbs/1.3=210Mpaσjy=Q6/(4X6)=56.38Mpa[σbs]，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GB67-66M5X12，螺母选用GB45-66AM5，材料选1Gr18Ni9TiA。铆钉选用GB867-674X8，材料为LY-10.3.7铆钉的设计与校核3.7.1铆钉设计常规铆钉连接处包括梁-蒙皮，肋蒙皮，其夹层厚度在2mm左右。1.根据《飞机零构件设计》d》2δ取铆钉直径为3mm，材料为LY10，类型为90度沉头铆钉。2.根据《航空机械设计手册》L=0.8d+δ，取铆钉长度为5mm。铆钉代号为：3X5GB868-67查《飞机构造设计常用参考资料》知此类型铆钉破坏剪力为191X9.8N3.铆钉间距及边距展向间距20mm弦向间距12mm边距5mm3.7.2铆钉的校核从展向分析，在舵面中间位置扭矩最大，其引起铆钉的剪力最大，是危险截面；从弦向分析，铆钉承受局部载荷引起的剪切与拉伸，在与梁缘条（翼肋根部）处最危险。综上可知，