长空一号无人机方向舵设计

南京航空航天大学飞机部件课程设计——长空无人机方向舵设计姓名：XXX学号：01111XXX2015/01/10南京航空航天大学目录一．初步方案的确定---------------------------------------------------1二．总体载荷计算------------------------------------------------------3三．零件设计及校核---------------------------------------------------7四．重心估算及重量配置---------------------------------------------15五．装配工艺流程-----------------------------------------------------20六．总结与体会--------------------------------------------------------20七．参考资料-----------------------------------------------------------21南京航空航天大学1一、初步方案的确定1.1方向舵的受力形式使用载荷12000N，载荷较小，故选用单梁式。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。垂尾翼型为NACA0008，后段外形参数如下：方向舵前端外形参数：则方向舵翼型大致如下：由表格数据，最厚位于前缘62mm处，厚39.2mm，在最厚处布置梁。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。为了便于前缘蒙皮的安装，梁不宜再向前伸出上下缘条，故采用“匚“形梁，如图所示。南京航空航天大学21.2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88mm。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再与梁铆接装配，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理论草图南京航空航天大学3二、总体载荷计算2.1气动载荷弦向分布如图。根据已知条件，方向舵根稍弦长相同，故展向分布均匀，则单位展长载荷：quse=puse/La=12000/1260N/mm=9.5238N/mm取设计安全系数f=1.3，则qdes=1.3quse=12.38N/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：如图，压心在0.293b处，弦长b=320mm，则经过平衡方程计算得：p=0.05998N/m²a=30.93mm即悬挂接头及中间操纵接头沿弦向布置在距离前缘31mm处。b0.293bp2pqbb尖根南京航空航天大学42.2接头展向位置确定展向载荷示意图如上。接头2为中部接头，与操纵接头连接，位于展向中点，即x2=630mm，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。若假设1、3接头对称布置，则左半边结构可简化为如下形式：q=12.38N/mX=X2-X1此时的剪力、弯矩图如下：应令Ma=Mb，此时对于梁截面而言危险弯矩最小。解得：x1=182.6mm综合考虑肋的布置、方向舵与平尾开口处的干涉，对x1稍作调整，取x1=190mm,x2=630mm,x3=1070mmMa=（x²-2x1²）Mb=x1²南京航空航天大学52.3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*49=Pdes*（93.76-80）得Ft=2190.2N2.4总体内力图YOZ平面内受力：剪力图（N）：弯矩图（N·mm）：南京航空航天大学6扭矩图（N·mm）：支座反力：N1=5156.7NN2=5285.4NN3=5156.7N最大剪力：Qmax=2804.5N最大弯矩：Mmax=223.46N·m最大扭矩：Tmax=107.32N·m南京航空航天大学7三、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=2.8×10³kg/m³,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梁的受力分析如右图，梁的惯性矩Jx1=20508.5mm2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=2804.5NMmax1=Mmax=223.46N·m此处的扭矩T1=（190/630）Tmax=32.366N·m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=204.84Mpa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。如图取开剖面。计算的闭室面积的2倍：Ω1=10640.8mm2南京航空航天大学8设开剖面剪流为q，由于蒙皮不受正应力，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q0，取3中点为力矩中心，则有由力矩平衡，有q0=8.57N/mm3.1.2梁腹板校核从图知梁腹板所受最大剪流为qmax1=88.44+8.57=97.01N/mm则腹板最大剪应力τmax1=qmax1/δ=97.01/1Mpa=97.01Mpa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=204.84Mpa，而梁缘条还受剪流作用，在1点处剪流最大，τ1=q1/δ1=69.8/1Mpa=69.8Mpa。选用第三强度理论，σa1=√σ²τ²=247.89Mpa而[σ]=σb1/1.3=323.08Mpaσa1，故梁缘条安全。南京航空航天大学93.2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=2642.7NT2=Tmax=107.32N·m其受力计算与3.1.1对梁的计算过程基本一致，计算结果得：其闭剖面剪流qo2=15.62N/mm3.2.3蒙皮强度校核τmax2=qo2/δ2=15.62/0.8Mpa=19.53Mpa[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尾刃的设计尾刃选择型材XC621-7，材料为LY-12，其主要作用为连接上下壁板，维持翼型后缘形状，其外形如图所示。3.3.2后段肋的设计南京航空航天大学10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=13.5mm。最大高度处截面如右：由于后半段肋受载荷小，采用板弯型材加工，材料为LY-12M，厚度δ3=0.8mm。材料参数ρ=2.8*103kg/m3,σ=420Mpa,τ=265Mpa3.3.3后段肋的受力分析计算与校核肋间距为88mm，假设蒙皮的气动力全部传到肋上，则其载荷图如下：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在一起考虑。考虑到其布置形式，将其简化为悬臂梁。q=0.05998X88=5.28N/mm左右两支座的支反力分别为：N1=*ql=5.28*178/3=313.28NN2=N1/2=156.64N则半肋上的剪力分布为：弯矩分布为：南京航空航天大学11经计算，当Q=0时，即x=75.23mm时，M有最大值Mmax=10731.76N·mm此处的半肋缘条截面高度为：13.5*=9.98mm为了计算方便取高度为10mm，最大弯矩处半肋截面如右：Jx=4509σmax=Mmax*ymax/Jx=23.8Mpa[σ]，[σ]=420/1.3=323MPaQ的危险截面为Qmax=313.28N处，该处截面积A=33.568mm²τmax=Qmax/A=9.33Mpa[τ],[τ]=265/1.3=203.8Mpa3.3.4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。3.3.5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。3.3.6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，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，每个接头有2个支座。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，其受力见图如右：南京航空航天大学12则Qmax=√=5721.2N由于每个接头有两个支座，则每个支座剪力Q=2860.6N3.4.3支座剪切校核Amin=（20-5）X2=30mm²τmax=Q/Amin=95.35Mpa而[τ]=360/1.3=276.92Mpaτmax，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5721.2N，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南京航空航天大学13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Qma