方向舵设计
《飞行控制系统》课程实验(8学时)
《飞行控制系统》课程实验（8学时）一、目标通过本实验，学生能够掌握基本的飞行控制系统的结构，设计的方法，仿真验证方法及控制性能的分析，加深对课堂教学内容的理解。
二、环境在windows操作系统下，matlab/simulink下进行设计与开发。
三、内容（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真（4学时）1、飞机纵向自然特性的分析与仿真，包括短周期模态，长周期模态的分析，求解阻尼与自然频率，分析开环响应特性。
2、飞机俯仰角控制系统的设计；3、飞机速度控制系统的设计；4、飞机纵向运动的仿真与分析（二）飞机侧向飞行控制系统的设计与仿真（4学时）1、飞机纵向自然特性的分析与仿真，包括滚转模态，荷兰滚及螺旋模态的分析，求解阻尼与自然频率，分析开环响应特性。
2、飞机滚转角控制系统的设计；3、飞机航向控制系统的设计；4、飞机侧向航向协调控制仿真与分析四．要求1.在matlab下进行编程，系统设计与仿真；2.撰写实验报告，要求给出设计的参数，实验结果及曲线。
附录：（一）飞机纵向俯仰角与速度控制系统设计 某飞机的纵向线性小扰动方程为： lon lon x A x B u =+其中 状态[]T x u q h αθ=∆∆∆∆∆，控制量[]T e T u δδ=∆∆ 问题：1、分析飞机纵向动力学模态，求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。
2、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真，画出相应的状态曲线。
3、采用短周期简化方法，求出传递函数()e qG s δ∆∆。
采用根轨迹方法设计飞机的俯仰角控制系统，并进行仿真。
4、基于长周期简化方法，求出传递函数()T uG s δ∆∆，设计飞机的速度控制系统，并进行仿真。
5、基于纵向线性模型（状态方程），分别对速度控制与俯仰角控制进行仿真。
假设作动器特性为1010s +。
要求：给出相应的传递函数，画出相应的结构图根轨迹图及仿真曲线。
（二）飞机侧向滚转角控制系统设计 某飞机的侧向线性小扰动方程为： lat lat x A x B u =+其中 状态[]T x p r βφψ=∆∆∆∆∆，控制量[]T a r u δδ=∆∆ 问题：1、求出侧向运动方程的特征根，及对应的模态，求出荷兰滚模态的阻尼及自然频率。
航模尾翼设计的原则和技巧
航模尾翼设计的原则和技巧航模尾翼设计的原则和技巧：在设计航模尾翼时，需要考虑一系列因素，包括飞行器的稳定性、操控性、性能和安全性。
以下是一些航模尾翼设计的原则和技巧：1. 尾翼的尺寸和形状：尾翼的尺寸和形状对于飞行器的飞行性能至关重要。
一般来说，尾翼越大，飞机的稳定性越好，但同时也会增加飞机的阻力。
设计尾翼时需要考虑飞机的整体设计和性能要求，选择适当的尺寸和形状。
2. 控制面的设置：尾翼通常包括升降舵和方向舵。
升降舵用于控制飞机的俯仰运动，而方向舵用于控制飞机的偏航运动。
设计时需要确保控制面的尺寸和位置能够提供足够的控制力，并且在飞行中能够稳定地工作。
3. 尾翼的位置：尾翼的位置对于飞机的稳定性和操控性也起着重要作用。
一般来说，尾翼应该位于飞机的尾部，并且尽量远离机翼的气流影响。
设计时需要考虑飞机的重心位置和气动特性，选择合适的尾翼位置。
4. 材料的选择：尾翼的材料也会影响飞机的性能和耐久性。
常见的尾翼材料包括复合材料、铝合金和塑料等。
设计时需要考虑材料的强度、重量和耐用性，选择适合的材料来制作尾翼。
5. 流线型设计：尾翼的设计需要考虑风阻的影响，尽量减小飞机的阻力。
通过流线型设计和表面的光滑处理，可以减少飞机的阻力，提高飞行性能。
6. 气动特性的优化：在设计尾翼时，需要考虑飞机的气动特性，确保尾翼能够提供足够的升力和控制力。
通过风洞实验和数值模拟，可以优化尾翼的设计，提高飞机的性能和稳定性。
总的来说，航模尾翼的设计需要考虑飞机的整体性能和气动特性，选择合适的尺寸、形状和位置，以提高飞机的飞行性能和操控性。
通过合理的设计和优化，可以设计出稳定、高性能的航模尾翼，提升飞机的飞行体验和安全性。
希望以上内容能够对航模尾翼设计的原则和技巧有所帮助。
方向舵悬挂的设计研究
科技
・
探索・ 争鸣
方 向舵悬挂的设计研究
何晓 春 梁芳 明 陈丽媛 （ 中航工业陕西飞机工业（ 集团） 有限公司， 陕西 汉中 ７ ２ ３ ２ １ ３ ）
０ 引言
１ 方 向 舵 下 沉原 因
可以肯定地说 ． 方 向舵下沉是 在 自重作用下 ． 由于悬挂支臂 刚度 太差造成的。方向舵由四个支 臂悬挂 在垂直尾翼安定 面后梁 上 ． 支臂 通过关节轴承与舵面梁上的接 头相连 支臂成 为一端 固支 的悬臂 梁 ． 方向舵的重力完全 由这 四个悬 臂梁承担 由于支臂较 长 ． 与安定面后 梁的 固定较弱 ． 支臂截 面也 不利于承受垂 直方 向的弯 矩 ． 致使在 方向 舵 重力作 用下支臂末端产 生较 大的挠度 虽然新型机方向舵悬挂支臂 ３ 方向舵悬挂 系统的一体化设计 由原来的三个增加 到四个 ． 但 由于新型机 的方 向舵重量大 幅度增 加 ． 方向舵的悬 挂设计 与方 向舵有着密切联系 ． 在方向舵的总体气动 悬 挂支臂 加长 ， 且截 面垂 向弯 曲刚度未加大 ． 所 以下沉量 明显增大 。 设计时就要考虑到它的悬挂方案 方向舵转轴的位 置不仅决定方 向舵 为什 么安装操 纵系统后 ． 方向舵 又恢复其正常位置 呢 这是 由于 气动补偿 的大小 ， 也 确定 了方 向舵悬挂接头 的长度。 一般情况 （ 高速飞 方向舵操 纵系统 的管轴 安装是 以机体结构为基准 的． 它要保持 正确的 机除外） ， 对于无 助力操纵 ． 转轴前 的舵面面积约 占舵面总面积的 ２ ０ ％ 安装 位置 ． 就必然与下沉 的方 向舵发生干 涉 ． 在管轴 上端与方 向舵转 ２ ５ ％． 当达到 ２ ８ ％ 时则出现过补偿。某 改型机 的这一 比例高达 ３ ２ ％， 轴相 连时 ， 将方 向舵上顶 ， 并使其恢复到正确位置 。 不仅在操 纵感力 的控制方 面付 出了重量代价 ． 而且造成 悬挂支座过长 方 向舵恢复 到正确位置 。 表面上看是好事 ． 实际却存在着隐患。 首 而大大降低了垂 向弯曲支承刚度 不得不在方 向舵端肋与机身之间增 先． 方向舵转轴上端 与一径 向轴承相连 ． 这 种轴承理 论上不承受轴 向 加支座 ． 承受垂 向载荷 而不能象 ＭＤ一 ８ ２飞机那样 ． 既是支座又是操 力， 实 际可以承受很小 的轴 向力 。 一旦轴 向力较大 ． 轴承内环将脱 离外 纵系统扭 力管 ． 得以综合利用 之所 以造成高达 ３ ２ ％的比例 ， 是 由于在 环， 致使 不能转 动或难 以转动 。第二 ． 方 向舵转轴与方 向舵结构之 间 ． 加大垂直尾翼面积时． 只简单地延伸加大 了方向舵面积而没有从新布 在 四个悬挂交点处没有任何连接可以传递轴 向载荷（ 垂 向载荷 ） ， 管轴 置方向舵及其旋转轴线位置 方 向舵旋转轴线距方 向舵前缘 越近 ． 越 上顶 的力不可能 由转轴直接传给方 向舵 方向舵转 轴上还装有其 它操 有 利于悬挂 支座 的刚度 ． 但是不利于整个方向舵 的重量平衡设计 。波 纵摇臂 以及方 向舵偏角 限制 电动机构 正是这些 机构把转轴 向上 的力 音 ７ ３ ７飞机 为了解决重量平问题 ．把方向舵 配重前伸 至安定 面内 ． 并 拐折地传给方 向舵 的． 即俗话 “ 蹩劲” 这种“ 蹩劲” 对操纵系统是不允 在安定面后 部开有缺 口． 在方 向舵偏转时配重突出安定 面外形 许的． 不仅会增大摩擦力而且 降低系统的可靠性和耐久性 方向舵悬挂点 的数量也应在方向舵设计时予以优化 ， 悬挂 点数量 多 ． 有利于舵面支持 刚度 ． 减轻 结构重量 ， 但是 安装协调 困难 ， 维修费 ２ 两 种 设 计 理 念 时。一般采用 ３ ～ ５ 个。 方 向舵承受 的载荷按其作用方向分为两大类 ． 一类是垂直于方 向 方 向舵悬挂支座的几何构形还与安定面梁的布置有直接关系 安 舵铰 链轴线 （ 即旋转 轴线 ） 的力 ． 主要 是飞行 中舵面偏 转引起 的气动 定 面后梁 的位置离方 向舵越近 ． 越有利于支座的刚度设计 。在 布置安 力； 另一类是平行于铰链线 的力 ， 主要是飞行 、 正常着陆和应急着陆 中 定 面梁 的位置时应该考虑到这一点 安定 面后梁 以后的结构如仍采用 由方 向舵质量引起 的惯性力 另外 ． 为 了避免飞行 中操纵面振动引起 薄壁盒形结构则有利于悬挂支臂的受力 ， 如波音 ７ ３ ７飞机 。 总之 ． 方向 的支承结构 的破坏 ． 各 国民用航空适航标准都规定了平行于操纵面铰 舵悬 挂系统应与方 向舵 、垂尾安定面及其操 纵系统实行一体 化设计 ． 链线 的惯性载荷 ， 对于方向舵过载为 ２ ４ ｇ （ ｇ 为 重力 加速度 ） ， 设计载荷 才能获得最佳效果。 ● 达到 ３ ６ ｇ 。为 了使方 向舵悬挂 系统 能承受如此大 的垂 向载荷 ， 目前有 两种设计思路或理念 第一种设计理念是 由悬挂 系统仅承受前面所说 ［ 责任编辑 ： 陈双 芹］
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：X 0 21 42 64 84Y 0 12.8 17.8 19.6 19.4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q use=pu se/L a=11000/1280N/mm=8.59375N/mmq des=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。
无人机方向舵设计
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。
飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置及测量方法
飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置及
测量方法
飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置，一般由转动轴、力传感器、控制电路和数据采集系统组成。
其主要原理是利用转动轴将机翼舵面或方向舵固定，然后通过控制电路控制力传感器对舵面施加一定的转动力矩，从而测量舵面的转动角度以及所需扭矩，进而计算出舵面的转动惯量。
具体测量方法为：首先将舵面或机翼舵面固定在转动轴上，然后使用力传感器施加一定的转动力矩，并测量该力矩产生的舵面所需转角。
根据标准公式计算得出转动惯量的数值，然后将其记录在数据采集系统中，以供后期分析与处理。
通过该装置及测量方法，可以准确地测定飞机机翼舵面及方向舵的转动惯量，从而为分析和研究飞机的动态特性提供重要的基础数据。
同时，该装置还能够帮助飞机制造厂商和航空公司精确评估飞机的设计性能和飞行安全性。
简析飞机协调转弯方向舵面偏转控制律
简析飞机协调转弯方向舵面偏转控制律现代飞机设计中，横侧向姿态稳定与控制都采用協调转弯的方式，以此解决水平转弯控制方式所存在的空速与机体纵轴协调性差、转弯半径大、侧滑明显、乘员乘坐不舒适等缺点。
而在使用按照协调转弯方式设计的某型自动飞行控制系统控制飞机进行转弯操纵时，却出现了方向舵面偏转较大、飞机侧滑未消除的问题，针对该问题应通过分析控制律设计予以解决。
1 协调转弯的意义所谓协调转弯，是指飞机在水平面内连续改变飞行方向、保证飞机侧滑角为0，也就是说飞机的滚转与偏航运动耦合影响最小，并能够保持住飞行高度的一种转弯机动。
在实际飞行过程中，飞机的滚转运动和偏航运动并不是完全独立的，二者紧密关联、相互交叉耦合。
因此，在转弯机动过程中，会出现机体纵轴与空速向量的方向不同。
我们知道侧滑角的定义为空速向量与飞机对称平面的夹角，那么当机体纵轴与空速向量不能重合协调转动时，一定会产生侧滑角。
侧滑角的出现将使飞行阻力增大，乘坐品质变差，不利于飞机机动和导航。
因此，现代飞机设计均采用副翼通道与航向通道耦合的协调转弯控制方式。
在飞机转弯过程中，衡量飞机协调转弯的形式有三种：（1）当飞机做协调转弯飞行时，速度向量V与飞机对称平面间夹角为零（即=0），并以相同的偏航角速率绕地面坐标系的垂直轴转动；（2）由于飞机重心处的侧向加速度正比于侧滑角，所以当协调转弯飞行时，侧向加速度=0；（3）飞机做协调转弯飞行时，在垂直方向上的升力分量与重力平衡，水平方向的升力分量与离心力平衡。
只要实现其中任意一种形式，就可实现协调转弯了。
利用上述力平衡标准进一步分析，则当俯仰角=0时，水平方向和垂直方向的力平衡方程为：mg=LcosφmV=Lsinφ （1）式中：L为升力；V为飞行速度；φ为滚转角。
由两式可解得协调转弯公式为：φ （2）可见，对于一定的滚转角和飞行速度，只有一个相应的转弯角速度可以实现协调转弯。
2 问题分析协调转弯操纵的目的在于消除侧滑角，即让=0。
某无人机方向舵设计
某无人机方向舵设计无人机（Unmanned Aerial Vehicle，简称UAV）是近年来快速发展的一种航空机器人，已经在军事、商业、科研等领域得到广泛应用。
无人机的方向舵是控制无人机航向和姿态的重要组成部分，对无人机的稳定性和操控性具有决定性影响。
在本文中，将重点讨论无人机方向舵的设计。
首先，对于无人机方向舵的设计，需要考虑的主要因素包括结构设计、操控方式、控制算法等。
在结构设计方面，无人机方向舵的形式有多种选择，常见的包括水平尾翼、侧向推力器、360度旋转推力器等。
其中，水平尾翼是最为常见的方向舵形式，可以通过可调角度的尾翼控制无人机的航向。
侧向推力器则通过改变推力的方向来实现航向控制，具有快速响应和高操控性的特点。
而360度旋转推力器则可以实现无人机在任意方向上的推力调节，对于特殊应用场景具有一定的优势。
针对不同的应用需求，可以根据实际情况选择合适的方向舵结构。
其次，操控方式是无人机方向舵设计中需要考虑的另一个重要因素。
常见的操控方式包括遥控器操控和自主操控两种方式。
在遥控器操控方式下，操作员通过遥控器发出指令，通过无线通信传输到无人机，从而实现对方向舵的控制。
自主操控方式则是通过预先设定的控制算法和传感器信息进行无人机方向舵的控制，无需人工干预。
对于不同的应用场景，可以根据实际需求选择合适的操控方式。
最后，控制算法是无人机方向舵设计中的关键环节。
控制算法的选择和设计直接影响到无人机的操控性和稳定性。
常见的控制算法包括PID控制算法、模糊控制算法、自适应控制算法等。
PID控制算法是一种经典的控制算法，通过不断调整比例、积分和微分三个参数，使得系统能够快速收敛到设定值。
模糊控制算法则是一种基于模糊逻辑的控制算法，通过模糊化输入和输出，以及模糊规则的定义和推理，实现对系统的控制。
自适应控制算法是一种能够动态调整控制参数的控制算法，可以根据系统的变化自动调整控制参数，以适应不同的工作环境和任务需求。
(完整word版)方向舵设计
带入得到：
由此确定接头位置，并可以确定前缘蒙皮开口
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193mm。移动较小，后面计算时仍可继续用最佳计算值。
3
3
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：
飞机部件课程设计
长空一号无人机方向舵设计
南京航空航天大学
飞行器设计技术研究所
学 院：航空宇航学院
专 业：飞行器设计与工程
班 级：0112105
学 号：011210532
姓 名：苏 祺
指导教师：徐惠民、王强
时 间：2015.12.25-2016.1.15
一
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。
图三 沿展向分布的规律图四沿弦向分布的规律
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。
二、
2
使用载荷11kN，载荷较小，故选用单梁式，转轴后为无墙三角单闭室结构。
由方向舵几何尺寸可知，方向舵面积较小，最厚位置为62mm处,最大厚度为39.2mm。载荷为11000N，相对也较小，故可采用单梁式结构。同时平尾与方向舵存在干涉，需要在方向舵上开一口，深度为45mm，在最大厚度处之前，所以可以采用单梁结构而不用破坏梁。
FundamentalsofAerodynamics第六版教学设计
Fundamentals of Aerodynamics 第六版教学设计介绍电子工程系是国内著名的学院之一，在该系中，飞机设计课程是许多机械工程专业学生的必修课。
在这门课程中，学生将学习到如何设计和分析飞机的各个部分以及如何优化其性能。
本文档旨在介绍本教学设计的主要内容和方法，以便于帮助教师有效地传授这门课。
教材简介为了让学生更好地了解飞机设计的基本知识和原理，本课程将使用《Fundamentals of Aerodynamics》第六版教材。
此教材由Anderson撰写，详细介绍了空气动力学的相关内容，思路清晰，条理分明，语言简洁明了，适合用于本课程的教学。
教学内容本课程的教学内容主要涵盖以下几个方面：飞机性能和特性在本部分中，学生将学习如何描述飞机的基本性能和特性，包括飞行速度、气动力学和稳定性等等。
此外，还将包括有关飞机设计和性能分析的相关内容。
空气动力学基础在本部分中，学生将学习关于空气动力学的基本概念和原理，包括空气动力学方程、速度和压力等等。
此外，还将介绍有关空气动力学的其他重要概念，例如势流和旋流。
稳定性和控制在本部分中，学生将学习有关飞机稳定性和控制的基本概念和设计原理。
此外，还将介绍有关飞机控制的其他重要概念，例如机翼和方向舵的设计和操作。
气动噪声和环境问题在本部分中，学生将学习有关飞机噪声和环境问题的基本概念和设计原理。
此外，还将介绍有关飞机噪声和环境问题的其他重要概念，例如燃油效率和排放减少。
教学方法本课程的教学方法主要采用以下三种方式：课堂讲授在教学过程中，教师将通过课堂讲授向学生介绍飞机设计和性能分析的相关内容。
教师应该注意把握好时间，保证课堂讲授内容的深度和广度适中。
课堂演示在教学过程中，教师将使用相关的模型和图示向学生介绍空气动力学和飞机稳定性的原理。
这有助于学生更好地理解教师所讲授的内容。
计算机模拟在教学过程中，教师将使用计算机模拟软件向学生展示飞机设计和性能分析的相关问题。
某型飞机方向舵偏角限制装置故障分析
某型飞机方向舵偏角限制装置故障分析作者：刘国庆刘菊红来源：《航空维修与工程》2021年第03期摘要：某型飞机方向舵偏角限制装置机上地面调试时不满足性能指标要求。
通过对限偏装置的原理分析、方向舵操纵系统原理分析、方向舵操纵系统安装、刚度检查及方向舵操纵系统传动检查，结合检查和分析结果得出故障原因，拟定故障解决方案并在机上调试，成功排除了故障。
该经验可为类似限偏装置系统的设计、安装、调试工作提供参考。
关键词：方向舵；舵偏转限幅器；公差Keywords：rudder；rudder deflection limiter；tolerance1 故障描述某型飞机采用方向舵偏角限制装置（下称限偏装置）来限制方向舵在不同空速下的最大偏转角度[1]，以防止在大速度下方向舵偏度过大导致方向舵载荷超过结构强度限制[2]。
方向舵偏角限制规律如图1所示。
不同空速下对应的限制偏度公差如表1所示。
在对限偏装置进行机上地面调试时，发现大部分角度公差不能满足要求，具体如表2所示。
2 方向舵偏角限制装置2.1 限偏装置工作原理在起飞及降落阶段飞机的速度较慢，这时方向舵的效率较低，飞机需要较大的方向舵偏角来对准跑道，若存在大侧风时甚至会用到方向舵满偏角度来纠偏；但在高速飞行情况下，随方向舵偏转而增加的气动面载荷非常大，常常会超过机体结构所能承受的载荷，因此需要根据空速来限制方向舵的最大偏角。
在机械无助力的飞行操纵系统中，飞行员能发出的最大力是有限的，因此也就自动满足了方向舵限偏的要求；但在不可逆机械助力或电传飞控系统中[3]，飞行员并不能直接感受到方向舵上的气动载荷，因此在高速情况下必须对方向舵的偏角予以限制以保证飞行安全。
方向舵限偏装置工作原理如图2所示。
电动机构的活塞杆伸出或收回改变菱形四连杆机构的形状，使止动点与活塞杆轴线的距离增加或减少，从而限制旋转摇臂的最大转动角度。
2.2 限偏装置与系统的交联限偏装置并联在方向舵操纵系统传动线系中，如图3所示。
核潜艇是如何转弯的原理
核潜艇是如何转弯的原理核潜艇是一种具有核动力系统的水下舰艇，它的转弯原理是通过调节推进器的推力与方向舵的角度来实现的。
核潜艇转弯时需要考虑的因素包括水下航行的流体动力学原理和舵效的影响等。
首先，核潜艇转弯的过程中依靠推进器的推力来改变航向。
核潜艇通常配备有多台主推进器和螺旋桨，这些主推进器可以提供强大的推力，并通过改变推力大小和方向来实现转弯。
主推进器往往位于潜艇的尾部，可以产生后向推力来推动潜艇前进。
当希望潜艇转弯时，可以通过改变主推进器的推力分配来改变潜艇的航向。
其次，核潜艇还配备有方向舵，用于改变潜艇的方向。
方向舵一般位于潜艇的尾部，可以通过改变舵叶的角度来改变水流的方向，从而改变航向。
当需要转弯时，方向舵可以调整成适当的角度，产生引导水流的效果，使得潜艇改变航向。
方向舵的角度可以根据航行需要和期望的转弯半径来进行调整。
在转弯时，核潜艇的转向半径会受到多种因素的影响。
首先，水下航行的动力学原理需要考虑。
当推进器产生推力时，推力的方向和大小会影响转弯的效果。
通常情况下，推力的方向与所期望的转弯方向相反，这样可以保持潜艇的稳定性并使得转弯更加顺利。
其次，舵效也是影响转弯的重要因素之一。
舵效是指方向舵的调整对潜艇转弯造成的影响。
舵效的大小与方向舵的设计和潜艇的速度等因素有关，需要在实际操作中进行调整和控制。
除了推进器和方向舵，核潜艇的转弯还会受到其他一系列因素的影响。
例如，水的粘性、航行深度、潜艇的形状等对潜艇的操作和性能都会产生一定的影响。
在进行转弯的过程中，潜艇的船首和船尾之间会产生不同程度的摩擦和水流的变化，这也会影响潜艇的转向半径和灵活性。
总之，核潜艇的转弯主要依靠推进器的推力与方向舵的调整实现。
通过调整推进器的推力分配以及方向舵的角度，潜艇可以改变航向并实现转弯。
转弯过程中需要考虑水下航行的动力学原理、舵效以及一系列其他因素的影响。
为了保证潜艇的稳定性和操控性，转弯操作需要在实际情况和相关的设计规范下进行，确保潜艇实现有效的转弯和航行。
方向舵原理
方向舵原理
方向舵是飞机、船舶等交通工具上的重要部件，它能够控制交通工具的方向，
使其按照预定的路线行驶。
方向舵的原理是怎样的呢？让我们来一起深入了解一下。
首先，我们来看一下方向舵的结构。
方向舵一般由舵柄、传动机构和舵面组成。
舵柄是用来操纵方向舵的，传动机构则是将操纵的力量传递给舵面，舵面则是真正用来改变交通工具方向的部件。
这三个部分密切配合，共同完成方向舵的功能。
其次，我们来了解一下方向舵的工作原理。
当操纵舵柄时，传动机构会将操纵
的力量传递给舵面，舵面则会根据操纵的方向和力度，改变自身的角度。
当舵面改变角度后，它会对流体（如空气或水）产生作用力，从而改变交通工具的方向。
这就是方向舵的基本工作原理。
除了基本的工作原理外，方向舵还有一些特殊的设计，以提高其性能。
例如，
一些高速飞机的方向舵会采用可变形舵面，通过改变舵面的形状来提高飞机的操纵性能。
另外，一些船舶的方向舵会采用双舵面设计，以提高船舶的操纵稳定性。
这些设计都是为了更好地发挥方向舵的作用。
总的来说，方向舵是交通工具上非常重要的部件，它能够控制交通工具的方向，使其按照预定的路线行驶。
方向舵的原理是通过舵柄、传动机构和舵面的配合，改变舵面角度产生作用力，从而改变交通工具的方向。
同时，方向舵还有一些特殊的设计，以提高其性能。
通过对方向舵原理的深入了解，我们能够更好地理解交通工具的操纵原理，从而更好地掌握交通工具的操纵技术。
一种飞机方向舵自动配平控制方法
一种飞机方向舵自动配平控制方法我跟你说啊，这飞机方向舵自动配平控制方法，那可真是个很奇妙的事儿。
我就想象我站在那大飞机旁边，飞机那庞大的机身，在阳光下闪着光，那机翼伸展得老长，就像一只巨大的金属鸟儿准备随时冲向蓝天。
飞机尾巴那儿的方向舵啊，看着就那么结实又精巧。
我就琢磨这自动配平控制方法呢。
你看啊，飞机在空中飞的时候，那气流就像一群调皮的小鬼，一会儿把飞机往左推，一会儿又往右搡。
这时候方向舵就重要啦。
这自动配平控制方法，就像是个超级聪明的管家。
我就和那些搞飞机设计的人聊天，他们脸上带着那种特别专注又自豪的神情，眼睛里闪着光。
他们跟我说：“老刘啊，这自动配平控制可不是简单事儿。
”我就点头，眼睛跟着他们的手势转。
他们说这里面得考虑好多东西，飞机的速度啊，重量啊，甚至当时的天气状况。
就像给一个特别挑剔的孩子搭配衣服，得方方面面都照顾到。
比如说飞机在起飞的时候，这自动配平控制方法就开始工作啦。
它得保证方向舵能根据飞机的状态及时调整，不能让飞机像个没头的苍蝇乱转。
我就想啊，这方法就像有一双无形的大手，稳稳地扶着飞机的方向舵。
在空中飞行的时候呢，有时候遇到气流颠簸，飞机就像在大海里遭遇风暴的小船一样。
这时候这自动配平控制方法就更忙乎啦。
它要不停地计算、调整，让方向舵保持最佳状态。
我仿佛能看到那些密密麻麻的数据在机器里跑来跑去，就像一群忙碌的小蚂蚁。
我有时候还挺担心这方法要是出点小岔子咋办呢？就像一个人走路突然崴了脚。
不过那些搞技术的人就笑我，说他们做了好多好多的测试，就像给这个方法穿上了一层又一层的铠甲，让它坚固得很呢。
这飞机方向舵自动配平控制方法啊，就像飞机飞行背后的无名英雄，默默在那工作着，保证着每一架飞机都能安全地飞在蓝天上，把旅客们送到他们想去的地方。
这方法里包含着多少人的智慧和心血啊，想着想着，我就对那些在这个领域默默耕耘的人充满了敬意。
飞机方向舵轴承的设计改进
飞机方向舵轴承的设计改进
冯杰;胡燕鸣;杨嘉霖
【期刊名称】《航空制造技术》
【年(卷),期】2004(000)002
【摘要】某型飞机方向舵上交点轴承出现腐蚀脱落,严重影响了方向舵的灵活转动.本文叙述了该轴承设计改进的基本思路、方案和实现途径,并介绍了试验验证结果.此项改进从根本上消除了上述重大质量隐患.
【总页数】3页(P88-89,94)
【作者】冯杰;胡燕鸣;杨嘉霖
【作者单位】130厂军事代表室;130厂军事代表室;130厂军事代表室
【正文语种】中文
【中图分类】V2
【相关文献】
1.水陆两栖飞机方向舵附面层控制研究 [J], 孙卫平;温庆;彭新春
2.CESSNA172R飞机方向舵操纵钢索故障分析 [J], 郭湘川; 付贵
3.庞巴迪Q400飞机垂尾方向舵安装接头孔的精加工方法 [J], 闫成龙
4.民用飞机方向舵往复偏转仿真研究 [J], 阮文斌
5.民用飞机方向舵抗鸟撞分析研究 [J], 高俊;耿立超;吴志斌
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
飞机方向舵的控制原理
飞机方向舵的控制原理飞机方向舵是机翼飞行姿态控制装置之一，它能够控制飞机绕纵轴（俯仰）旋转，使飞机飞行方向发生改变，具有重要的飞行控制功能。
飞机方向舵是如何工作的呢？下面就为大家简要介绍一下飞机方向舵的控制原理。
首先，我们需要先了解一下飞机方向舵的构造。
飞机方向舵是由一个大的铝合金板材制成的，它是固定在飞机垂直尾翼的最边缘位置。
在飞机的设计和制造中，方向舵是和整个机翼系统密不可分的一部分，它具有非常大的刚度和强度，能够承受飞机高速飞行时产生的风压力。
飞机方向舵的控制原理主要是通过变化方向舵外侧受到的气流对它产生的力矩，从而达到控制飞机方向的目的。
当飞机需要调整方向时，飞行员会操作飞机驾驶杆或脚踏板，改变飞机垂直尾翼的角度以产生推力。
通过角度调整，使得机翼两侧所受到的气流的流动状态产生区别，从而将飞机向期望方向进行调整。
具体来说，当一个方向舵向左移动时，它的左侧面积增大，而右侧面积减小。
由于左侧面积增大，气流会在这个面处产生压力，从而向右侧方面产生推力，推动整个飞机向右旋转。
反之，当一个方向舵向右移动时，它的右侧面积增大，而左侧面积减小，从而产生向左的推力，使飞机向左旋转。
此外，还需要注意的是方向舵的控制还需要考虑到一些其他因素的影响。
例如，飞机飞行速度和方向舵的大小都会对方向舵产生影响，速度越快，作用力越大；方向舵的大小和形状也会对其控制效果产生影响，大的方向舵能够产生更大的作用力，但也会增加飞机的风阻和阻力。
总之，飞机方向舵是飞机垂直尾翼的一部分，是飞机飞行姿态控制装置之一。
它的控制原理主要是通过调整方向舵的角度，使得飞机产生不同的推力，从而达到调整飞行方向的目的。
因此，在飞机设计和制造中，方向舵的大小和强度都需要考虑到这些因素的影响，以确保飞机的安全和正常飞行。
小船研究报告
小船研究报告
报告标题：小船研究报告
摘要：
本研究报告主要就小船相关的技术和应用展开研究，包括小船的结构设计、材料选用、动力系统、操纵系统及应用领域等方面。
通过对相关领域的文献综述和实地调研，深入探讨了小船的优势、性能和可持续发展的问题。
关键词：小船，结构设计，材料选用，动力系统，操纵系统，应用领域，可持续发展
1. 引言
1.1 研究背景
1.2 研究目的和意义
2. 小船的结构设计
2.1 结构设计原则
2.2 材料选用
2.3 增强结构设计
3. 小船的动力系统
3.1 传统动力系统
3.2 新能源动力系统
3.3 动力系统优化
4. 小船的操纵系统
4.1 方向舵设计
4.2 推进系统设计
5. 小船的应用领域
5.1 渔业
5.2 水上交通
5.3 科研和勘探
5.4 体育和娱乐
6. 小船的可持续发展
6.1 环保设计和技术
6.2 船舶废物处理和回收利用
6.3 可再生能源应用
7. 前景展望
8. 结论
参考文献
以上是一个小船研究报告的基本框架，具体内容可以根据实际研究情况进行补充和调整。
该报告旨在全面介绍小船的相关技术和应用，为小船领域的研究提供参考和借鉴。
尾容量计算
尾翼布局尾翼和操纵面的气动设计需要达到的目标是使飞机具有良好的稳定性和操控性。
（1） 水平尾翼尾容量水平尾翼作用满足飞行的纵向稳定性，需要考虑的因素为尾容量、平尾位置和气动特性。
尾容量的定义为平尾面积和尾壁的乘积与机翼面积和平均气动弦长的乘积之比。
l H 是平尾1/4平均气动弦长点到机翼1/4平均气动弦长点的距离，S H 是平尾的外露面积，对于发动机安装在机翼上的飞机，尾翼力臂约为机身长度的50%~55%。
我们取尾力臂为18m,平尾外露面积34平方米，则尾容量为：18340.9174.17160H H H A l S V c S ⨯===⨯ （2）平尾位置平尾相对机身和垂尾的高度位置对平尾的效率有很大的影响，应避开强洗流区，减小平尾处下洗和速度阻滞的影响，一般客机可以将平尾抬高。
本型号按正常式布局。
（3）平尾的气动特性平尾的几何参数选取同机翼一样，而一般情况下，平尾的相对厚度通常比机翼小10%，在5%左右，但通常同尾翼的后掠角一起选择，可以参考下图。
通常，采用对称翼型，小于机翼的展弦比，一般高亚声速的民用客机在3到5之间。
稍根比对平尾的气动效率影响很小，一般取中等1/2到1/3。
本型号平尾展长13.04m ，展弦比5，梢根比0.3，1/4弦长后掠角30°。
升降舵面积10.2m 2。
图9平尾示意图（4）垂直尾翼尾容量垂尾的作用是满足飞机航向稳定性要求，同水平尾翼一样，需要考虑尾容量、所在位置和气动特性。
尾容量的定义为垂尾面积和尾臂的乘积与机翼面积和平均气动弦长的乘积之比。
本型号取尾力臂17.5m ，外露面积23.2平方米，则尾容量：17.523.20.6094.17160V V V A l S V c S ⨯===⨯（5）垂尾位置垂尾和平尾的相对位置对垂尾的效率有很大的影响，机身和平尾都对垂尾产生端板效应，平尾越靠近垂尾顶端，端板效应越强烈。
（6）垂尾的气动特性垂尾的相对厚度约为12%，在初步设计阶段，可根据下图同后掠角一同设计。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
飞机部件课程设计长空一号无人机方向舵设计南京航空航天大学飞行器设计技术研究所学院：航空宇航学院专业：飞行器设计与工程班级：0112105学号：**********名：**指导教师：徐惠民、王强时间：2015.12.25-2016.1.15目录一、设计要求 (4)二、初步方案的确定 (5)2.1、方向舵的受力及结构形式 (5)2.2、梁的结构形式 (6)2.3、悬挂点配重 (6)2.4、翼肋的布置 (7)2.5、配重方式 (7)2.6、操纵接头的布置 (8)2.7、开口补强 (8)2.8、方向舵理论图 (8)三、总体载荷计算与设计计算 (8)3.1、气动载荷展向分布 (8)3.2、悬挂点的位置确定 (9)3.3、梁的设计计算 (10)3.3.1、梁和前缘蒙皮的设计 (10)3.3.2、前缘闭室计算 (12)3.3.3 、弯心和扭矩计算 (13)3.3.4、梁腹板校核 (15)3.3.5、梁缘条的校核 (15)3.4、蒙皮设计计算 (16)3.4.1、尾缘条设计 (16)3.4.2、弦向载荷分布计算 (16)3.4.3、前缘蒙皮校核 (17)3.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核 (17)3.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核 (19)3.5、肋的设计计算 (19)3.5.1、后段肋的设计 (19)3.5.2、后段普通肋的校核 (20)3.5.3、中部加强肋设计 (22)3.5.4、整体端肋设计 (23)3.5.5、前缘肋和加强肋设计 (23)3.5.6、前缘开口加强肋校核 (24)3.6、接头和转轴设计 (24)3.6.1、支承接头设计 (24)3.6.2、选取轴承 (25)3.6.3、螺栓组合件的选择 (26)3.7、支座设计 (26)3.7.1、支承接头支座设计 (26)3.7.2、摇臂支座设计 (28)3.8、铆钉设计 (29)3.9、尾缘条设计 (30)四、质量质心计算及配重设计 (30)4.1、质量计算 (30)4.1.1、前缘蒙皮质量计算 (31)4.1.2、梁质量计算 (31)4.1.3、前缘肋质量计算 (32)4.1.4、后蒙皮质量计算 (32)4.1.5、尾缘条质量计算 (32)4.1.6、端肋质量计算 (33)4.1.7、后半肋质量计算 (33)4.1.8、支承支座质量计算 (33)4.1.9、摇臂支座质量计算 (33)4.1.10、质量和质心计算 (34)4.2、配重设计 (34)4.3、方向舵重新设计 (36)五、装配工艺流程 (37)六、总结 (37)七、参考资料 (38)一、设计要求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。
图1、方向舵平面尺寸及协调关系图2、最终设计方向舵其中，A=310mm、B=1330mm、C=1390mm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。
垂尾翼型为NACA0008。
方向舵最大偏转角为15。
按飞机强度规范确定方向舵载荷及其分布。
安全系数为f=1.2。
方向舵使用载荷为11000N。
其载荷分布见图2和图3。
图三沿展向分布的规律图四沿弦向分布的规律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。
二、初步方案的确定2.1、方向舵的受力及结构形式使用载荷11kN，载荷较小，故选用单梁式，转轴后为无墙三角单闭室结构。
由方向舵几何尺寸可知，方向舵面积较小，最厚位置为62mm处,最大厚度为39.2mm。
载荷为11000N，相对也较小，故可采用单梁式结构。
同时平尾与方向舵存在干涉，需要在方向舵上开一口，深度为45mm，在最大厚度处之前，所以可以采用单梁结构而不用破坏梁。
翼型厚度为39.2/310=0.126，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。
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。
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：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。
综合考虑，确定悬挂点数目为3个。
2.4、翼肋的布置间距定位166mm，1330mm展长可布置9个翼肋（含2端肋）。
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，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。
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①前缘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。
2.8、方向舵理论图三、总体载荷计算与设计计算3.1、气动载荷展向分布根据已知条件，方向舵相当于矩形机翼，跟梢比为1，其弦线是各处相等的，所以可知其载荷沿展向是均布载荷。
使用载荷为 P e=1.1×104KN，安全系数为 f=1.2，故设计载荷为 P d=f P e=1.32×104KN，则均布载荷为：q=P dL =1.31×1041.33=9.9248N/mm。
展向载荷设计时以弯矩为主要设计载荷。
3.2、悬挂点的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。
布置三个悬挂点，其中A 、C 对称布置，结构为一度静不定。
由位移平衡可以计算出支反力N1大小。
22222112121221221221122121()()[()4()6]2()246(23)8()q X X N X X w X X X X X X X X EI EIX X X X N q X X --=---+=-++⇒=-则弯矩有：10x X ≤≤ 时， 212M qx = 12X x X ≤≤ 时，2111()2Mqx N x X =-- 可以画出弯矩图:显然在1、2和3点处有弯矩极值。
计算3点的弯矩极值：12X x X ≤≤ 12'111min 111|2N x qN N M qx N x M M N X q q ==-⇒=⇒==- 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：2221max 12112min 11111()||222N M qX qX N X X M N X q==--≥=-2222max 1211211221211()522210.28991330/2192.785M qX qX N X X X X X X X X mm ==--⇒+--⇒==⨯= 带入得到：Μmax =12qΧ12=12×9.9248×192.782=184.42 Ν/mΝ1=q(Χ12+2Χ1Χ2+3Χ22)8(Χ2−Χ1)=4256.62 N Μmin =Ν1Χ1−12Ν12q =−92.21 Ν/mΝ2=ql −2Ν1=9.9248×1330−2×4256.63=4686.24 Ν由此确定接头位置，并可以确定前缘蒙皮开口实际设计上，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193mm 。
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：剪力分布图可计算出其剪力图中极值从左至右分布为-1913.30，2343.31，-2343.37，2342.86，-2343.82，1912.79（单位N）即剪力最大值为2343.82N。
梁腹板受剪，腹板最大高度略小于39.2mm，则腹板厚度有：Q max ℎt ≤τb⇒t≥Q maxℎτb≥2343.82(39.21000)×265×106=0.2256mm腹板厚度可以很小，大于等于0.5mm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。
则梁剖面惯性矩为J χ=∫y 2AdA =112(37.23×25−24×35.23)=20019mm 4 受载情况有，Q 作用下腹板最大剪应力: τmax =Q max ℎt=2343.82(39.2/1000)×(1/1000)=59.79MPa <[τb ]M 作用下最大正应力: σmax =M max J χy max =184.4220019×10−12×19.6×10−3=180.56MPa <[σb ]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。