(完整word版)方向舵设计

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。
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。
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：
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。
23.64
18.63
6.38
0
表1、垂尾翼型（垂尾前缘为原点）（单位：mm）
X
0
20
40
62
80
Y
0
12.8
17.8
19.6
19.4
表2、方向舵前段外形（方向舵前缘为原点）（单位：mm）
方向舵最大偏转角为 。按飞机强度规范确定方向舵载荷及其分布。安全系数为 。方向舵使用载荷为11000N。其载荷分布见图2和图3。
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。
X
0
3.08
…
1048.78
1120.97
1186.44
1332.84
1390
Y
0
7.62
…
28.85
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
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。
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。
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Nቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ大小。
则弯矩有： 时，
时，
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：
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：
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
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。
综合考虑，确定悬挂点数目为3个。
2
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
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
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
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。
2
三、
3
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 ，安全系数为 ，故设计载荷为 ，则均布载荷为：
。
展向载荷设计时以弯矩为主要设计载荷。
3
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。