专业课程设计-大客飞机后缘襟翼运动机构设计

飞机总体设计专业课程设计计算说明书设计题目大客飞机后缘襟翼运动机构设计分析航空科学与工程学院学院班设计者指导教师2012年9月20日目录第一章前言 (1)第二章设计任务书及背景分析 (2)2.1 课题题目与设计要求 (2)2.1.1 课题题目 (2)2.1.2 设计要求 (2)2.1.3 原始技术资料 (2)2.2 课题背景分析 (2)第三章设计方案机构分析 (3)3.1常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析 (3)3.1.1 常见后缘襟翼运动机构类型 (3)3.1.2 常见后缘襟翼运动机构特点分析 (3)3.2设计方案机构特点及尺寸分析 (4)3.2.1 设计方案特点分析 (4)3.2.2 设计方案尺寸设计及机构简图 (4)第四章设计方案载荷及传力分析 (5)4.1大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析 (5)4.1.1 大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计 (5)4.1.2 大客飞机后缘襟翼气动载荷分析 (5)4.2大客飞机后缘襟翼运动机构的传力分析 (6)第五章轴的设计计算 (8)5.1驱动轴（O轴）设计 (8)5.1.1驱动轴的材料和热处理的选择 (8)5.1.2驱动驱动轴的设计计算与强度校核 (8)5.1.3驱动轴的受力图及弯矩图 (9)5.2连杆传动轴（A、B、C轴）设计 (9)5.2.1连杆传动轴的材料和热处理的选择 (9)5.2.2连杆传动轴的设计计算与强度校核 (9)5.2.3连杆传动轴的受力图及弯矩图 (9)第六章螺纹连接件的设计与校核 (11)6.1 机翼后梁与O轴铰支座的连接设计及校核 (11)6.1.1、机翼后梁与O轴铰支座螺栓组结构设计 (11)6.1.2、机翼后梁与O轴铰支座螺栓组受力分析 (11)6.1.3、机翼后梁与O轴铰支座螺栓组直径设计与校核 (12)6.2机翼后梁与C轴铰支座的连接设计及校核 (12)6.2.1、机翼后梁与C轴铰支座螺栓组结构设计 (12)6.2.2、机翼后梁与C轴铰支座螺栓组受力分析 (12)6.2.3、机翼后梁与C轴铰支座螺栓组直径设计与校核 (13)第七章连杆的设计与校核 (14)7.1 驱动杆的设计与校核 (14)7.1.1、驱动杆的材料和热处理的选择 (14)7.1.2、驱动杆的强度校核 (14)7.2 从动杆的设计与校核 (14)7.2.1、从动杆的材料和热处理的选择 (14)7.2.2、从动杆的强度校核 (14)第八章设计方案综合分析 (15)8.1 后缘襟翼工作状态与安装角设计 (15)8.1.1、后缘襟翼工作状态设计 (15)8.1.2、后缘襟翼安装角设计 (15)8.2 计算机辅助运动机构仿真模拟 (15)8.3 设计工作总结 (17)参考文献 (18)第一章前言本说明书主要内容是进行大客飞机后缘襟翼运动机构的设计计算。

在设计计算中运用到了《机械设计基础》、《空气动力学》、《飞行器结构学》、《飞行力学》、《材料力学》、《理论力学》、《加工工艺学》等多门课程知识，因此是一个非常重要的综合实践环节，也是一次全面的、规范的实践训练。

通过这次训练，我们在众多方面得到了锻炼和培养，主要体现在如下几个方面：（1）培养了我们理论联系实际的设计思想，训练了综合运用机械设计课程和其他相关课程的基础理论并结合生产实际进行分析和解决工程实际问题的能力，巩固、深化和扩展了相关飞机部件设计及机械设计方面的知识。

（2）通过对通用机械零件、常用机械传动或简单机械的设计，使我们掌握了一般机械设计的程序和方法，树立正确的工程设计思想，培养独立、全面、科学的工程设计能力和创新能力。

（3）另外培养了我们查阅和使用标准、规范、手册、图册及相关技术资料的能力以及计算、绘图数据处理、计算机辅助设计方面的能力。

（4）加强了我们对Office软件中Word功能的认识和运用。

第二章设计任务书2.1课题题目与设计要求2.1.1、课题题目大客飞机后缘襟翼运动机构设计与分析。

2.1.2、设计要求(1)分析大客飞机后缘襟翼运动机构在飞机设计中的地位和重要性，后缘襟翼运动机构同机翼的关系，后缘襟翼运动机构的功能和做用；(2)分析后缘襟翼运动机构的载荷情况、使用情况和设计要求；(3)分析和确定后缘襟翼运动机构的位置及功率需求；(4)进行后缘襟翼运动机构的分析、设计和运动分析；(5)进行结构强度、刚度分析计算(6)画出后缘襟翼运动机构的装配图（注意部件的装配关系）(7)选择三个零件，画出零件图(8)完成课程设计报告。

2.1.3、原始技术资料(1)空客320飞机后缘襟翼参考资料(2)波音737-800飞机后缘襟翼参考资料(3)CJ818飞机后缘襟翼参考资料(4)大客飞机后缘襟翼基本尺寸2.2 课题背景分析现代飞机设计中，为了增加低速飞行时的升力，改善飞机的起飞和着陆性能，在飞机机翼前缘和后缘上，除布置横向操纵用的副翼和扰流片外，还布置了大量的增升装置。

由于大型客机翼载较大，起飞和降落的重量也比较大，而起飞降落场地情况复杂，需要具有良好的起降性能，较强的场地适应性，所以对增升装置的设计要求越来越高。

设计的增升效率高，增升效果好的襟翼成为有关设计人员追求的目标。

第三章设计方案分析3.1 常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析3.1.1、常见后缘襟翼运动机构类型(1)简单铰链式：襟翼通过与其相连的摇臂绕转轴上的铰链点作圆弧运动。

上世纪70年代的MD82、MD90等飞机的襟翼都采用这种铰链式的运动方式。

(2)四连杆机构式：襟翼通过与其相连的连杆实现舵面的收放运动。

Boeing767的襟翼采用了复合四杆机构，而Boeing777采用了较为简单的倒置/正四杆机构，Boeing787采用的铰链四杆机构则更为简单。

四连杆机构驱动襟翼运动的这一形式更普遍地应用在大多数通用飞机上。

(3)连杆一滑轨式：襟翼通过滑轮架沿固定在机翼上的滑轨运动。

目前大多数飞机的襟翼都采用这种形式来实现舵面的运动，其中滑轨的轨迹多种多样，有圆弧、曲线、直线及直线+曲线等多种形式。

这些都有助于襟翼实现不同的运动以满足最佳的气动性能要求。

3.1.2、常见后缘襟翼运动机构特点分析（1）简单铰链式机构特点1)结构和运动简单，可实现舵面的上、下运动。

2)富勒运动较差。

襟翼绕铰链点的运动是一种单纯的圆弧运动，在小角度起飞时，襟翼的直线后退量有限，同时还产生一定的阻力。

3)巡航阻力大。

整流罩的高度高、迎风面积大。

从整流罩与气流的迎风面积计算，襟翼铰链运动形式的巡航阻力最大。

4)襟翼摇臂不能承受气动侧向载荷。

襟翼摇臂既是薄形构件，又是运动件，它不能承受来自外襟翼由于向上的安装角带来的气动侧向载荷，否则，驱动襟翼摇臂与襟翼偏转时，侧向载荷作用在铰链上会产生阻止襟翼摇臂运动的摩擦力矩，引起襟翼运动阻滞或卡住。

（2）四连杆机构特点1)有好的富勒运动。

四连杆机构简单，连杆机构运动灵活,可以实现较好的襟翼富勒运动。

2)整流罩的高度和宽度尺寸都可以比较小。

3)连杆多，机构运动复杂。

受连杆长度的限制，舵面运动的连杆数量较多，多杆系的运动非常复杂。

（3）连杆-滑轨式机构特点1)富勒运动效果好。

直线滑轨或直线-圆弧滑轨都有较长行距的直线段，提供襟翼在起飞小角度运动时的大后退量，以增加机翼面积及减小阻力，从而大大提高了飞机起飞的升阻比。

2)整流罩高度低和宽度窄。

这种形式的整流罩高度很短，滑轨-滑轮架式也适合于顺气流布局，整流罩的宽度相对较窄。

这些就使得整流罩的迎风面积大大减小，从而降低了巡航飞行的阻力。

3)滑轨-滑轮架结构和运动较复杂。

滑轨-滑轮架集承载与运动于一体，既要承受复杂的气动载荷(法向、切向及侧向载荷)，同时还需满足襟翼起飞、着陆复杂的运动要求，从而使它变得结构较重、形状复杂。

3.2 设计方案机构特点及尺寸分析3.2.1、设计方案特点分析本设计方案参照Boeing787的铰链四杆机构设计而成（如图1）。

这种机构的结构组成与运动过程都十分简单，能够轻易控制襟翼的放下和收起。

由于该机构中襟翼绕铰链点的运动是一种单纯的圆弧运动，因而在小角度起飞时，襟翼的直线后退量有限，同时还产生一定的阻力，相对直线滑轨，它的富勒运动较差，但是铰链四杆式襟翼的放下角度可达53度，为各种运动形式之最。

3.2.2、设计方案尺寸设计及机构简图本设计方案为铰链四杆机构。

襟翼弦长参考A320、Boeing737-800及CJ818后缘襟翼尺寸设计为1m。

机构尺寸参考Boeing787后缘襟翼运动机构设计如图2。

其中O、C两处与机翼后梁固接。

后缘襟翼固连于刚件BCD上并使1/3弦长点（气动力合力近似作用点）与D点重合，并有一定安装角，使得如图状态时（OA、AB、BD成一直线时），襟翼放下角度最大（对应于着陆状态，具体的安装角及襟翼放下最大角度由飞机具体的空气动力需求决定）。

第四章 方案机构零部件设计计算4.1 大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析4.1.1、大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计查Boeing737-NG 后缘襟翼系统基本参数可知，内侧主襟翼尺寸约为3.2m ×1.1m ，重约123kg ，正常操纵期间，后缘襟翼完全放下或完全收回约需38s ，备用操纵期间，后缘襟翼完全放下或收回约需2min39s 。

参考以上资料，拟定设计方案各基本参数如下：内侧主襟翼尺寸约为3.2m×1.0m ，重约125kg ，正常操纵期间，后缘襟翼完全放下或完全收回约需40s ，备用操纵期间，后缘襟翼完全放下或收回约需2min40s 。

4.1.2、大客飞机后缘襟翼气动载荷分析假设飞机着陆重量m=70000kg ，翼面积为S=1202m ，翼展长L=34m ，着陆时升力系数3C td L,=，下滑时升力系数8.16.0C td H L,==，L C由飞行力学知识可知：接地速度td1td W 2V ，L SC K ρ=，式中1K 为速度修正系数，此处取0.9，取3cm /kg 225.1=ρ，代入上式得：s /m 2.50s /m 3120225.18.97000029.0W 2V td 1td =⨯⨯⨯⨯⨯==，L SC K ρ 进场速度s /m 3.65s /m 2.503.13.1V td H =⨯==V 。

下滑时所需升力：N N V SC L H H L H 5641393.658.1120225.15.02122=⨯⨯⨯⨯==，ρ 将全机机翼近似为矩形机翼，参考CJ818平均气动弦长数据，取平均气动弦长c=4.5m ，再设气动力分布如图3所示：载荷峰值p 作用于1/3翼弦处，即a=c/3=1.5m ，b=2c/3=3m ，翼型前缘及后缘到载荷峰值间的气动载荷沿弦向线性分布。

则单位展长翼型气动力满足：p 2c p 2b a )(p L /0=+=⎥⎦⎤⎢⎣⎡++-+=⎰⎰+a b b b H dx b a a p x a p dx x b L ， 代入数据解得：a 4.7374p P =襟翼弦长m 1.1c =襟，按照上述假设，单位展长襟翼所受气动力为：m /1229p L /c 0N dx x bF F ===⎰襟翼襟，故3933N 3.2m m /1229=⨯=N F 为简便计算，设襟翼展向受载均布，均作用于1/3弦长处，则其受力模型如图4所示。