无人机方向舵设计课程设计7330568

无人机方向舵设计课程设计7330568
飞机部件课程设计长空一号无人机方向舵设计
目录
一、初步方案 (4)
1.1、结构形式 (4)
1.2、翼肋布置 (4)
1.3、悬挂点配置 (4)
1.4、操纵接头的布置 ............................. 错误!未定义书签。

1.5、配重方式.................................. 错误!未定义书签。

1.6、开口补强方案............................... 错误!未定义书签。

1.7、方向舵理论图............................... 错误!未定义书签。

二、载荷分布及内力图.............................. 错误!未定义书签。

2.1、载荷分布................................... 错误!未定义书签。

2.2、悬挂点位置的确定 (5)
2.3、内力图 (7)
三、设计计算
3.1、梁
3.1.1、尺寸的确定 (7)
3.1.2、材料的选择 (8)
3.1.3、扭矩及扭矩图 (8)
3.1.4、梁腹板校核 (10)
3.1.5、梁缘条的校核 ............................. 错误!未定义书签。

3.2、蒙皮的设计计算 (12)
3.2.1、前缘蒙皮校核 (12)
3.2.2、后段蒙皮校核........................... 错误!未定义书签。

3.3、肋的设计计算 (14)
3.3.1、后段普通肋的计算....................... 错误!未定义书签。

3.3.2、后段中间加强肋设计..................... 错误!未定义书签。

3.3.3、端肋肋的设计........................... 错误!未定义书签。

3.3.4、前缘加强肋的设计....................... 错误!未定义书签。

3.4、接头和转轴设计 (17)
3.4.1、接头与梁的位置关系 (17)
3.4.2、轴承的选择 (18)
3.4.3、螺栓组合件的选择 (18)
3.5、支座的设计 (18)
3.5.1、支承接头支座设计 (18)
3.5.2、摇臂支座设计 (19)
3.6、铆钉设计 (20)
3.6.1、铆钉直径的确定 (20)
3.6.2、铆钉长度的确定 (20)
3.6.3、铆钉间距及边距的确定................... 错误!未定义书签。

3.9、尾刃的设计............................... 错误!未定义书签。

四、重心计算及配重设计 (21)
4.1、重心计算 (21)
4.1.1、前缘蒙皮重量重心计算 (21)
4.1.2、梁的重量重心计算 (21)
4.1.3、前缘肋重量重心计算 (21)
4.1.4、后缘肋重量重心计算..................... 错误!未定义书签。

4.1.5、后段蒙皮重量重心计算................... 错误!未定义书签。

4.1.6、尾刃重量重心计算....................... 错误!未定义书签。

4.1.7、支承支座重量重心计算................... 错误!未定义书签。

4.1.8、摇臂支座重量重心计算................... 错误!未定义书签。

4.1.9、质量和质心计算......................... 错误!未定义书签。

4.2、配重设计 (26)
五、总结 (27)
六、装配工艺流程................................ 错误!未定义书签。

28
七、参考资料 (29)
第一部分初步方案
1.1 方向舵的受力型式
方向舵使用载荷为12000N，载荷相对较小，选择单梁式，转轴后为无墙三角单闭室结构。

长空无人机方向舵在XOY平面内的外形由垂直尾翼的后段和
方向舵前段外形决定。

综合考虑可得外形。

其中，垂尾的翼型为NACA 0008。

方向舵前段外形参数（单位：mm）X 0 20 40 62 80 100 270 310
Y 0 12.8 17.8 19.6 19.4 18.5 4.7 0
方向舵外形
翼型最大厚度在62mm处，最大厚度为39.2mm。

因此将梁布置在离前缘62mm处，为了方便与前缘蒙皮的连接和安装，采用的“U”形梁。

同时,平尾需要与方向舵连接，则在方向舵上要开口，深度为45mm，不会影响到梁。

1.2 翼肋的布置
共布置九个翼肋（含两个端肋），间距157.5mm。

由于方向舵结构高度较低，为了装配方便，后部翼肋分为2个翼肋，分别与蒙皮铆接组成壁板后与梁铆接，且左右两个半肋分开布置，以便壁板与梁的铆接。

1.3悬挂点的布置
《飞机结构设计》中悬挂点的数目的选择和位置的布置原则是保证使用可靠，转动灵活，操纵面积悬挂点接头的质量轻。

悬挂点接头的数目增加使操作面受到的弯矩减小，降低操作面的质量，与此同时，悬挂接头质量增加，运动协调难度增大；反之，减少悬挂点的数目，运动协调容易，但操纵面上弯矩大，且不符合损伤容限设计思想。

综合考虑，确定悬挂点的数目为3个
1.4 操纵接头的布置
为使最大扭矩尽量小，将接头布置在中间。

1.5配重方式
配重方式分集中和分散配重。

考虑到长空无人机速度低，对质量敏感，采用集中配重的方式，即在方向舵的上下两端前伸出配单梁式梁腹板距前缘62mm
梁截面
重块。

1.6开口补强方案
○1前缘闭室开口处两侧采用加强肋
○2梁腹板开口处采用支座的三面对其加强。

1.7方向舵理论图
第二部分载荷分布及内力图
2.1载荷分布
载荷沿展向的分布与弦长成正比，由于b根/b尖=1，故载荷
沿展向是均匀分布的，如图：
已知方向舵的使用载荷为N
P e4
10
2.1⨯
=，安全系数为
f=1.3，故设计载荷为N
P e
f
P d4
10
56
.1⨯
=
=
展向载荷分布为m
N
l
P d
q/
10
24
.1
26
.1
10
56
.1
4
4
⨯
=
⨯
=
=
2.2悬挂点的位置确定
布置三个悬挂点，其中悬挂点A、C对称布置，结构为一度静
不定。

由B点挠度为零可求解支点约束。

()()
2
P
q
B
B
B
ω
ω
ω+
=
其中，
()()
()()()
EI
qa
EI
a
qb
a
a
a
a
EI
qa
a
a
a
EI
a
qb
q
B
24
5
4
2
2
2
24
2
2
6
2
1
2
4
2
2
3
2
3
2
2
2
-
=
+
⨯
⨯
-
-
-
⨯
⨯
=
ω
为“U”形
9个翼
肋
3个悬
挂点
()()
()
EI
a
P
a
a
EI
a
P
P
B6
4
2
3
48
3
2
2
2
2
2
=
-
=
ω
由0
=
B
ω解得：
()
[]()P
b
a
q
P
b
a
q
P
b
a
a
q
P
2
2
1
2
2
2
2
1
2
2
2
1
)
6
5(
4
-
+
=
-
+
=
-
=
由于载荷及约束均对称，所以只分析结构约束一半，如图：
1）A：b
q
M A2
2
1
=
2）B：()()b
a
q
a
P
b
a
q
M B2
8
2
1
2
2
1
2
-
=
-
+
=
3)A、B之间：以A为原点，向右为正建立坐标系OX，
则)
2
3
4
3
(
2
)
(
2
12
2
2
1
2x
a
b
ax
x
b
q
x
P
x
b
q
M
x
-
-
+
=
-
+
=
当0
=
∂
∂
x
M
x时，得
a
b
a
x
4
3
8
32
+
=
所以，
⎪⎩
⎪
⎨
⎧
>
≥
≤
≤
=
)
2
(
)
(
)
0(
)
(
max a
x
l
a
M
a
x
x
M
M
x
x
即
⎪
⎩
⎪
⎨
⎧
≤
-
≤
≤
-
-
=
)3.
329
(
)
2
(
8
)
630
3.
329
(
)
64
9
64
9
16
7
(
2
1
2
2
2
4
2
max
a
b
a
q
a
a
b
b
q
M
（)
64
9
64
9
16
7
(
2
12
4
2a
b
b
q-
-= )2
(
8
2
2b
a
q
-时，
mm
a3.
329
=）
寻找结构最优解，此时A、B、C中两点或三点的弯矩相近。

①当a≤
x≤
2
l时，若有最优解，则
B
A
M
M=或
两个集
中配重
MAX
A
M
M=，此时有b
a6
=
所以mm
a447
=，这与3.
329
≤
a矛盾，故此情况不存在最
优解。

②当a
x≤
时，
可以验证，
MAX
A
M
M〉且MAX
B
M
M〉，若要有最优
则
B
A
M
M=，由此可得，mm
a447
= ,mm
b183
=
满足mm
a
mm630
3.
329≤
≤，这种情况有最优解
最终N
P5045
1
=N
P5535
2
=
2.3内力图
悬挂点最终位置如图
内力图如下：
m
N
q
/
10
24
.14
⨯
=
mm a 26= mm h 2.37= 第三部分 设计计算
3.1梁
3.1.1尺寸的确定
考虑到方向舵上载荷较小，梁采用加工方便的板弯件，梁缘条的宽度定为26mm ，因为缘条太宽则梁弯心太靠外，最大扭矩就会太大；太窄，铆钉的边距可能不够。

梁的宽度取mm 11=δ，蒙皮的厚度取mm 12=δ，梁的尺寸如图：
3.1.2材料的选择
根据同类设计，梁采用LY-12，特性如下： 抗拉强度MPa b 420=σ 抗剪强度MPa b 265=τ 材料密度33/108.2m kg ⨯=ρ 3.1.3扭矩及扭矩图
如图所示，前缘蒙皮与梁构成一个单闭室。

闭室的弯心M 距梁腹板x mm ；转轴位置Z 点距梁腹板18mm ；方向舵气动中心Y 距
压心距闭室弯心距离
)
7.3062(8.901--=d
=59.5mm
转轴距闭室弯心距离：2d =18+30.7=48.7mm
均布扭矩为m N d q m ⋅=⨯=⋅=8.7375.594.121
最终扭矩图如下：
3.1.4 梁腹板校核
方向舵上方向舵对称面和A 面扭矩和剪力分别取得最大值，所以分别考虑。

方向舵对称面：
m N M t ⋅=1.219max N Q 2767=
前缘闭室受扭时：
mm N S J Q q xi
x /06.60)
2(max max 21==
- 腹板中点处剪力最大有
max
32max
~q q q +=-腹
其中，max
max
max 32~xi x S J Q q =
- mm N h a h h Q /54.81)
41()
6
(max
=+⋅+=
mm a 447=
mm
b 183=
N Q MAX 8.2775=
扭矩图
3.1.5梁缘条的校核
危险截面任然是结构对称面处
N M 6.207max =
MPa h a h M h J M x 3.173)
6
(21
max
max max =+=⋅=
δσ MPa q q 69.1061
63.4606.601
max 21max =+=+=
-δτ
由第三强度理论
MPa MPa b 420][89.27442
max 2max 31=<=+=-στσσ
故梁缘条安全且能较充分发挥缘条作用
3.2蒙皮的设计计算
蒙皮的厚度为1mm ，查《航空材料》手册选LY-2 3.2.1前缘蒙皮的校核
前缘闭室承担全部扭矩，则
mm N M q t
/6.621750
21.219max =⨯=Ω=
MPa MPa t q b 265][6.621
6
.62max max =<===
στ 故前缘蒙皮是安全的。

3.2.2后缘蒙皮的校核 后缘蒙皮按气动容差校核 ①后缘蒙皮载荷的确定
已知沿弦向分布规律，如下图，压心在0.293b 处
由压心物理意义知：q t b p pt =-+)(2
12
对A 点取矩有，有
)
293
.0(
)
(
6
1
2
22t
b
q
t
b
p
t
pt-
=
-
+
⋅
-
由上述方程得mm
t015
.
30
=2
/
062
.0mm
N
p=
②后缘蒙皮校核初步选定尾刀长度为43mm，肋宽度为40mm，
将计算模型简化为四边简支矩形板，计算模型如图：
其中，mm
l5.
117
40
5.
157=
-
=
mm
b179
43
26
62
310=
-
-
-
=
弦向载荷最大值在板的左侧，即：
2
/
049
.0
)
26
62
310
(
015
.
30
310
062
.0mm
N
q
L
=
-
-
⨯
-
=
板的右侧载荷为：
L
L
R
q
q
q19
.0
26
62
310
43=
-
-
=
将板所受载荷分解为两部分：均布载荷和弦向直线分布载荷，
（梯形载荷分解成均布载荷和三角形载荷的叠加）。

查询《飞机设计手册》第三册上册（强度计算），矩形板在分布
载荷q作用下最大挠度为：
D
b
q4
2
max
α
ω=
其中，mm
kg
E
D⋅
=
-
⨯
=
-
=3.
673
)
33
.0
1(
12
1
7200
)
33
.0
1(
122
3
2
3
δ
I）均布载荷
00772
.0
2
=
α2
4
2
/
10
5.9
/
00931
.0
019mm
kg
mm
N
q
q
l
-
⨯
=
=
=
所以mm
08
.2
3.
673
5.
117
10
5.9
00772
.04
4
1
max
=
⨯
⨯
⨯
=-
ω
Ⅱ)直线分布载荷
00394
.0
2
=
α
2
3
2
/
10
05
.4
/
03969
.0
81
.0mm
kg
mm
N
q
q
l
-
⨯
=
=
=
所以mm
52
.4
3.
673
5.
117
10
05
.4
00394
.04
3
2
max
=
⨯
⨯
⨯
=-
ω
由于两载荷作用时，最大挠度位置不同，所以最大挠度
30.7mm
=
x
m
N
M
t
⋅
=1.
219
max
mm
mm6.6
~
52
.4
max
=
ω，大于气动容差1mm。

要使气动容差满足要求，可以增加蒙皮厚度或肋的个数或增加蒙皮的厚度。

此处采用增加肋的方法。

当采用13根肋的时候，肋的间距为105mm,
mm
l65
40
105=
-
=
mm
mm1
995
.0
2
max
1
max
<
=
+ω
ω
满足气动容差要求。

3.3肋的设计计算
3.3.1肋的前后耳片长度为13mm，去除前缘闭室和尾刃的长度
62mm和43mm，得到肋的有效长度为：
mm
l
e
179
2
13
43
62
310=
⨯
-
-
-
=
肋的最大高度处距离前部接头的距离为40mm,肋最大高度H=13mm。

肋的形状如图
A-A
2）后段普通肋承载很小，可用板弯件，用于维持气动外形，增加蒙皮稳定性。

用肋的材料选用LY1—2M，厚度mm
8.0
=
δ
翼肋间距为105mm，认为这段內气动力全部作用于肋上，肋上作用的载荷如图
其中，m
N
q/
145
.5
105
049
.0=
⨯
=
气动合力，N
ql
P48
.
460
179
145
.5
2
1=
⨯
=
=
有效
对左支点取矩，可得
N
R
P
R
N
ql
R
51
.
306
49
.
153
6
1
2
1
2
=
-
=
=
=
有效
肋中弯矩为：x
R
x
x
M
2
3
6
1
)
(+
-
=（上压为正）
当0
)
(
=
∂
∂
x
x
M
时，得
有效
l
x
3
1
=
所以m
N
ql
l
M
M⋅
=
=
=58
.
10
3
9
)
3
1
(
2
max
有效
有效
最大弯矩作用处的肋高度为
mm
h47
.6
13
40
13
179
179
3
1
179
=
⨯
-
+
⨯
-
-
=
该处翼肋截面如图
用cad中massprop命令，得到如下数据：
梁腹板
安全
以形心轴为基准，建立坐标系：
用cad中massprop命令，得到如下数据：
惯性矩4
27
.
535mm
J
x
=，mm
y31
.5
53
.3
84
.8
max
=
-
=梁缘条
安全
最大正应力为31.527
.53558.10max max
max ⨯=⋅=
y J M Q x MPa MPa b 420][96.104=<=σ 剪力最大值位于肋的左支点，即上图的B-B 截面，
剪力最大值为
N R Q 51.3061max ==
此处高度应为0，但考虑装配需要，取h=1mm 。

假设剪力均由腹板传递
MPa S Q 74.148
.021351.306max
max =⨯⨯==
τ MPa b 265][=<τ
故后段普通肋安全
3.3.2后段加强肋设计
与普通肋相似，采用LY12M 板弯件，为保证其足够的刚度，其厚度为1mm 。

3.3.3端肋的设计
方向舵两端各布置一个端肋，材料为LY12M ，厚度为1mm ，缘条宽为14mm ，由于其主要作用是支撑翼型，非主要承力构件，故不作强度校核。

3.3.4前缘加强肋的设计 前缘加强肋的主要作用是将开口处的蒙皮上的翦流传递到梁上，采用LY12M 板弯件，形状为翼型形状。

为保证强度，厚度为1mm ，缘条宽为14mm 。

由于需要加重，为更好地利用前缘加强肋，将左右两个最外侧的肋加宽至28mm ，使这两个加强肋实现“一件多用”。

3.4接头和转轴的设计
3.4.1支座接头主要承受x —y 平面内载荷，转轴角为
15±，梁腹板高度35.2mm ，转轴到梁腹板距离为18mm 。

设计时考虑支座支撑接头与梁缘条的干涉情况，接头转动时与梁的关系如图：
前缘蒙皮安全
为了防止梁与接头发生干涉，接头宽度不能大于2h ，由几何关系得
mm R 17.25186.1722=+= 由)15sin( +=θR H 得：
37.29=θ
mm R h 34.12sin ==θ mm R d 93.21cos ==θ
只要离轴21.93mm 处，接头宽度小于2h=24.68mm 即可保证梁于接头不发生干涉。

设计时2h=20mm ，采用1Cr18Ni9TiA 。

3.4.2轴承的选择
方向舵三个接头处均有轴承，且两边轴承承受剪力最大，即2775.8N
选用1Cr18Ni9TiA ，查询《航空机械设计手册》 432页，选用关节轴承U5，其容许负载荷为1000kg ，具体尺寸如图：
3.4.3螺栓组合件的选择
由轴承确定螺栓为M5，MPa Q 7.1084
d
3.12
max
max ==
πτ， 选用GB30—66M5×12， 材料为1Cr18Ni9TiA 螺母选用GB58-66AM4 垫圈选用GB97-66A5
开口销选用GB91-67 1.5×16 3.5支座的设计
3.5.1支撑接头支座的设计
要求保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4C2，
MPa b 600=σ MPa b 360=τ
每个接头有2个支座，则每个支座承受的剪力为2775.8N ，厚度均为1mm ，外形设计如下：
支座最大剪应力为：
MPa MPa A Q b 360][27.1982
)512(18.2775max =<=⨯-⨯==
ττ 故支座是安全的
3.5.2 摇臂支座的设计
摇臂支座为方向舵提供偏转力矩，刚度要求不高，材料选用LY-12CZ.
摇臂支座三视图如图所示：
弯心与摇臂支座作用点之间垂直距离为l=20+19.6+1=40.6mm 摇臂最大拉力为N l M N t 6.539610
6.401.2193max
max =⨯==
- 支座受剪面积A>24×1+16×1-5×2=302mm 则MPa MPa A N b 265][89.1796
10306.5396max
max =<=-⨯<=
ττ 故摇臂是安全的。

6个底座铆钉采用HB6235-89-13 螺栓采用HB1-152LA6×13-12 3.6铆钉的设计
3.6.1铆钉直径的确定
常规铆钉连接处包括梁-蒙皮，肋-蒙皮、其夹层厚度在1.4~2.2mm 之间，这里取2mm 。

查询《飞机零构件设计手册》,铆钉的直径应满足δ2≥d （mm 2⋅⋅取δ）
取d=3mm ，材料选择LY10 3.6.2铆钉长度的确定
查询《航空机械设计手册》，对于沉头铆钉长度推荐值s d L +=8.0
其中，d=3mm ，s=2mm ，则L=4.4mm 取L=5mm
3.6.3铆钉间距及边距的确定
采用13跟肋 （含2端肋）
缘条：
kg
w
mm
x
019
.0
2
10
8.2
1
248
15
124
248
2
1
6
2
4
=
⨯
⨯
⨯
⨯
⨯
=
=
⨯
='
-
则总重
kg
w
w
w062
.0
)
(22
4
1
4
4
=
+
=
重心在坐标系中的位置为：
mm
x
x
mm
w
x
w
x
w
x
170
62
108
4
)
(
2
4
4
2
4
1
4
4
=
+
=
=
'
+
⨯
=
后缘普通肋
通过俯视图和侧视图计算器重心
如图所示，其中
kg
w
kg
w
kg
w
002796
.0
8.0
13
192
2
1
10
8.2
005613
.0
8.0
14
179
10
8.2
005970
.0
8.0
205
13
10
8.2
6
3
5
6
2
5
6
1
5
=
⨯
⨯
⨯
⨯
⨯
=
=
⨯
⨯
⨯
⨯
=
=
⨯
⨯
⨯
⨯
=
-
-
-
mm
x5.
102
1
5
=mm
x5.
102
2
5
=
mm
x67
.
81
13
3
13
40
179
3
5
=
+
-
+
=
则重心在OX坐标系中的位置为
mm
x
mm
w
w
w
x
w
x
w
x
w
x
23
.
159
23
.
97
62
23
.
97
2
2
2
2
5
3
5
2
5
1
5
3
5
2
5
2
5
2
5
1
5
1
5
5
=
+
=
=
+
+
+
+
=
总重为：
kg
w w w w 2315.0)22(103
525155=++=
中央加强肋
中央加强肋蒙皮厚度为1mm ，但其形状同普通肋，故重心在OX 坐标系中为：
mm
x 73.1596=
重量为
kg
w w 0289.018.0105
6=⨯⨯=
4.1.5 后段蒙皮
为计算方便，将后段蒙皮的尾端计入尾刃中，而尾刃按照三角形计算
蒙皮的面积近似为
2
5102.51260)4362310(2mm A ⨯=⨯--⨯=
则蒙皮总重为：
kg
A w 456.11102.510
8.25
6
7=⨯⨯⨯⨯==-δρ
其重心在OX 坐标系中位置为
mm
x 5.164)4362310(21627=--⨯+=
4.1.6 尾刃
利用cad 中命令，得到：
尾刃面积 A=142.73mm 尾刃总重
kg
Al W 5036.0126073.14210
8.26
8=⨯⨯⨯==-ρ
则mm x x mm
x 51.27930549.25888=-==
5.1.7 支承支座
计算重量重心时，将其分成三部分：
其中，
kg
w kg w kg
w 000633.012
12108.2003676.0)11632252116(108.200238.025134108.22
6
39
6
29
619=⨯⨯⨯⨯==⨯⨯+⨯⨯⨯⨯⨯==⨯⨯⨯⨯=---π
各部分距支撑支座左侧距离分别为 mm x 5.01
9= mm x 929= mm
093.2217312439=+⨯=πx 所以总重为
kg
w w i i
020.033
199==∑=
支撑支座在坐标系OX 中位置为
mm
x x mm
w
x
w x i i i i i 215.70621215.7993
1
9
3
1
9
99=++===
∑∑==
5.1.8 摇臂支座
摇臂支座如图所示3.13所示，其重心在坐标系OX 中的位置，
由⎪⎩
⎪⎨⎧+=⨯+=l
d L d l d w 2]213)2(3441[2ππ配ρ
得：d=36.80mm l=81.61mm
查询《航空机械设计手册》表8-120，对焊接材料为钢和铝，且厚度大于2mm （截面小于等于1000mm ），可选用压焊中的点焊来焊接。

3.方向舵总重及重心位置
kg
w w w 8538.42=+=配舵总
重心位于转轴上。

第五部分 总结
经过两个星期的努力，我完成了无人机方向舵的设计。

还记得初拿到课设题目时的迷茫，于是在题目刚下来之后，我们就赶紧跑到图书馆，借到了老师提及的参考资料。

我们到处搜集方向舵的资料，结合图片，慢慢的，方向舵由一个模糊的名词逐渐变成一个可以想象得出形状结构的实物。

知道了方向舵的大概构型之后，我就参考一些已有的方向舵，初步确定了方向舵的结构形式，然后再一步步具体设计。

其中很多问题与材料力学和结构力学息息相关，于是我就翻阅课本，复习以前的知识。

这里面还要画一些小部件的图，于是我就尝试着从小的图形入手，熟练CAD 的基本操作，为画后面的装配图等复杂的图作准备。

当然在此次课设中还涉及到了excel 和matlab 等软件的应用，虽然只是用于计算，但我还是发现了matlab 在计算二元二次方程的便利和快速。

总之，经过这次课设我熟悉了CAD 的一些基本操作。

因为用的是2014版本的，发现这一版比07版的功能要强大的多。

软件是不断更新改进中强大，或许人也一样。

第六部分 装配工艺流程
2h=20mm 图5、装配工艺流程图
第七部分参考资料。