飛機結構專業(yè)課程設計方向舵設計

飛機部件課程設計長空無人機方向舵設計/1/15初步方案擬定1.1方向舵受力形式使用載荷11kN，載荷較小，故選用單梁式方向舵前端外形參數(shù)：X021426484Y012.817.819.619.4由上表可得出最厚位置為64mm處由于平尾與方向舵存在干涉，需要在方向舵前緣開一口，深度為50mm，不會影響到梁。蒙皮由前緣及兩側壁板構成，為了便于前緣蒙皮安裝，采用“匚“形梁，如圖所示1.2懸掛點配重參照《飛機構造設計》，懸掛點數(shù)量和位置擬定原則是：保證使用可靠、轉動靈活、操縱面和懸臂街頭綜合質量輕。由于載荷較小，初步擬定為二或三個。增長懸掛點數(shù)量可使操縱面受到彎矩減小，減輕了操縱面質量，但增長了懸臂街頭質量和運動協(xié)調難度。減少懸掛點數(shù)量可是運動協(xié)調容易，但操縱面上彎矩增大，且不符合損傷容限思想，普通懸掛點不少于2個。在長空無人機方向舵中，由于垂尾后掠角為0，且方向舵根稍弦長相似，因此運動協(xié)調十分容易，因此采用3懸掛點。1.3翼肋布置采用15個翼肋(含2端肋)，間距90mm由于構造高度較低，為了以便裝配，后部翼肋分為2個半肋。分別與蒙皮鉚接構成壁板后在與梁鉚接裝配，且左右半肋應分別向上、下延伸一小段距離，以以便壁板與梁鉚接。1.4配重方式配重方式有兩種，即集中配重與分散配重，因本飛機速度較低，且對重量較敏感，因此采用集中配重方式，在方向舵上下兩端伸出配重塊1.5操縱接頭布置為使最大扭矩盡量小，將接頭布置在中間，與中部懸掛點采用螺栓連接1.6開口補強支座2前緣開口處兩側采用加強肋，梁腹板開口處采用支座三面對其加強。支座2支座1支座31.7理論草圖支座1支座3二、總體載荷計算2.1氣動載荷弦向分布依照已知條件，展向分布均勻，則單位展長載荷quse=puse/La=11000/1280N/mm=8.59375N/mmqdes=1.3quse=11.171875N/mm再依照弦向載荷分布及氣動中心位置，可得出載荷弦向分布如下圖：依照面積和氣動中心位置可得a=30.49mm，2.2接頭位置擬定接頭2為中部接頭，與操縱接頭連接，位于展向中點，即y2=640mm由操縱接頭引起集中力視為所有由接頭2傳走，不對梁引起額外載荷。假設左右對稱布置接頭，則構造可簡化為如下形式：查《飛機設計手冊第三冊》P76，此情形彎矩圖，知兩個彎矩極值令Ma=Mb，此時對總體構造而言危險截面處彎矩最小，得y1=185.53mm綜合考慮，方向舵與平尾干涉處開口位置，對y1稍作調節(jié)，取y1=190mmy2=640mmy3=1090mm2.3操縱接頭受力初選將轉軸布置在前緣后80mm處，幾何草圖如下：則由力矩平衡，知Ft*50=Puse*（92.3-80）得Ft=2706N2.4總體內力圖建立如下總體坐標軸系：yoz平面內受力：剪力圖（N）：彎矩圖（Nmm）:扭矩圖（Nmm）：支座反力：N1=4679.3NN2=4939.0NN3=4679.3N最大剪力：Qmax=2557.00N最大彎矩：Mmax=201.62Nm最大扭矩：Tmax=87.95Nm三、零件設計及校核3.1梁設計與校核由于Puse較小，故采用加工以便板彎型材，梁與蒙皮均采用LY-12鋁合金。該材料ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa，τb=265MPa。梁采用厚度δ1=1mm板材板彎成形。蒙皮厚度暫定為δ2=0.8mm3.1.1梁受力分析如上圖，梁慣性矩Jx1=20509mm2對梁而言，在支座1或支座3處承受剪力和彎矩最大，有Qmax1=Qmax=2557.00NMmax1=Mmax=201.6Nm此處扭矩T1=195/640Tmax=26.11Nm考慮梁受力，盡管梁與蒙皮鉚接在一起，且蒙皮與梁厚度相差不大，梁附近蒙皮也可以承受某些正應力，但無法找到適合經(jīng)驗公式，故假定彎矩完全由梁承受，這樣計算成果偏于安全。σmax1=Mmax1*ymax1/Jx1=184.80Mpa剪力和扭矩由梁與后段蒙皮（接頭處前緣有開口，不承力）構成單閉室承受。如圖所示，后段蒙皮用直線近似，如圖所示。如圖取開剖面。計算閉室面積M1=10206.4mm2設開剖面剪流為q，由于僅梁承受正應力，故q僅分布在梁截面上，計算出梁開剖面剪流如圖。設閉室常剪流為qo，對3點取矩由力矩平衡，有q0=9.213.1.2梁腹板校核從圖知梁腹板所受最大剪流為qmax1=79.45N/mm則腹板最大剪應力τmax1=qmax1/δ=70.53/1Mpa=79.45Mpa而[τ]=τb1/1.3=203.85Mpa>τmax1，故梁腹板安全。3.1.3梁緣條校核由前面懂得σmax1=184.80Mpa，而梁緣條還受剪流作用，在1點處剪流最大，τ1=q1/δ1=48.21/1Mpa=48.21Mpa。選用第三強度理論，σa1=（σmax2+4*τ12）0.5=208.44Mpa而[σ]=σb1/1.3=323.08Mpa>σa1，故梁緣條安全。3.2蒙皮設計與校核3.2.1蒙皮設計蒙皮選用LY-12鋁合金，材料參數(shù)為：ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa，τb=265MPa。蒙皮厚度δ2=0.8mm3.2.2蒙皮受力分析蒙皮重要承受扭矩。在前緣沒有開口地方，扭矩由先后緣蒙皮與梁構成雙閉室承受：前緣開口處，扭矩由后緣蒙皮與梁構成單閉室承受。扭矩在舵面對稱處最大，此處為單閉室受扭，故此處為蒙皮危險截面。此處Q2=2469.50NT2=Tmax=87.94Nm其受力計算與3.1.1對梁計算過程基本一致，其閉剖面剪流qo2=15.04N/mm3.2.3蒙皮強度校核τmax2=qo2/g2=15.04/0.8Mpa=18.8Mpa[τ]=τb2/1.3=265/1.3Mpa=203.85Mpa可知τmax2<[τ]，故蒙皮安全。3.3肋設計與校核3.3.1后段肋設計初步擬定后段半肋形狀如圖所示，其有效長度l3=178mm，先后段耳片長度為14mm，最大高度H=12mm，最大高度處截面如下由于后半段肋受載荷小，采用板彎型材加工，材料為CY-12M，厚度δ3=0.8mm。材料參數(shù)ρ=2.8*103kg/m3，σ=420Mpa，τ=265Mpa3.3.2后段肋受力分析計算與校核肋間距為90mm假設蒙皮氣動力所有傳到肋上，則其載荷圖如下：依照氣動容差規(guī)定，氣動容差不大于1毫米，通過計算重復迭代，得出至少需要15根肋。雖然后段肋是提成兩個半肋，但其展向錯開距離并不大，考慮其承受氣動載荷時可將兩個半肋合成一起考慮?？紤]到其布置型式，將其視為懸臂梁。q3=0.05496X240/284.5X1280/14N/mm=4.24N/mm易知其危險截面為肋根部，其中Mmax3=q3*l3a*l3a/6=40704N/mmQmax3=q3*l3a/2=508.8N而肋根部慣性矩為：Jx3=14084mm面積為：A3=41.6mm則σmax3=Mmax3/Jx3*ymax3=53.18Mpaτmax3=Qmax3/A3=12.23Mpa而[σ]=420/1.3Mpa=323.08pa>σmax3故肋受正應力安全[τ]=265/1.3Mpa=203.85Mpa>τmax3故肋受剪應力安全3.3.3中部加強肋設計尺寸與普通肋相似，采用LY-12M板彎件，但為保證更大剛度，將板材厚度加厚至1mm。3.3.4整體端肋設計在方向舵兩個端面各布置一種端肋，材料LY-12M，厚度1mm，緣條寬度10mm，由于其重要作用是支撐翼型，非重要承力構件，不需要做強度校核。3.3.5前緣加強肋設計前緣加強肋重要作用是將開口處蒙皮剪流傳至梁上和維持前緣氣動外形。采用LY-12M板彎件，其形狀與翼型相似，為加工以便，前端7mm翼型截掉，取厚度1mm，緣條寬10mm。此外，在兩側與配重塊連接處將其緣條加寬到25mm。安裝時肋腹板應在蒙皮開口側。其強度不做校核。3.4轉軸支座設計3.4.1支座設計規(guī)定保證三個接頭共線，故接頭應有較大剛度，采用LC4CZ，σb=600Mpa，τb=360Mpa，耳片焊在基本上，基本板彎成型。3.4.2支座受力分析計算支座2處受到氣動載荷引起剪力以及平衡操縱搖臂作用力，即支座2受力最大，只需校核支座2即可，其受力見圖如下：則Qmax4=（N22+Ft2）0.5=5631.71N由于每個接頭有兩個支座，則每個支座剪力Q4=2815.855N3.4.3支座剪切校核A4min=（20-6）X2=28mm2τmax4=Q4/A4min=100.566Mpa而[τ]=τb4/1.3=276.92Mpa>Cmax4，故剪切安全。3.4.4支座擠壓校核：依照《飛行設計手冊第三冊》[σbs]=0.65eb4/1.3=300Mpaσbs4=Q4/（6X2）=234.655，故擠壓安全。由上可知，支座安全。3.5接頭和轉軸設計3.5.1連接接頭設計由于方向舵重量較輕，支撐接頭重要受水平方向外力。梁腹板上開口高度30mm，考慮到舵偏轉，接頭受力雖不大，但考慮其剛度規(guī)定，選取材料為1Cr18Ni9TiA，通過沖裁制得，板厚取6mm。其受載不大，故不作強度校核。3.5.2軸承選用由支座計算知，接頭處最大剪力為5631.71N，依照《航空機械設計手冊》選用關節(jié)軸承U6，其容許負荷為1000kg，滿足強度規(guī)定，其代號為GB304-64-U63.5.3螺栓組合件選取與校核由軸承選定螺栓為M6。查《航空機械設計手冊》，以及考慮軸承支座尺寸，防松規(guī)定選用帶孔螺栓：GB793-66M6X22帶槽螺母：GB48-66AM6墊圈：GB97-66A6開口銷：GB91-671.5X16上述原則件材料均選用30GrMnSiA，查《飛機構造設計慣用參照資料》得M6螺栓，該材料抗拉破壞力為2110X9.8N，破壞剪力為1970X9.8N，σb=1110Mpa由支座計算知螺栓受最大剪力Qmax5=2815.855N剪切校核:由上知[Q]=1970X9.8/1.3=14850.77N>Qmax5故螺栓受剪安全.擠壓校核:由《飛機設計手冊第三冊》，知螺栓擠壓破壞剪力Pjy=0.65X6X2Xσb=8580N則[Pjy]=Pjy/1.3=6600N>Qmax5故螺栓受擠壓安全。3.6搖臂支座設計與校核3.6.1搖臂支座設計搖臂支座為方向舵提供偏轉力矩，剛度規(guī)定不高選用LY-12CZ作材料?；具x用1mm厚板材，耳片用2mm厚板材沖裁成形，焊接在基本上。其外形如下3.6.2搖臂支座校核由于其受作動筒力,Ft=2706N,故單個耳片受力Q6=1353N剪切校核:Amin6=(16-6)X(2+2)mm2=32mm2τmax6=Q6/Amin6=42.28Mpa而[τ]=203.85Mpa>τmax6，故其受剪安全。擠壓校核：由《飛機設計手冊第三冊》P44查得σbs=σbX0.65=273Mpa故[σbs]=σbs/1.3=210Mpaσjy=Q6/(4X6)=56.38Mpa<[σbs]，故其受擠壓安全。3.6.3搖臂支座固定用原則件底座用4個螺栓和2個鉚釘連接，其強度不作校核。螺栓選用GB67-66M5X12，螺母選用GB45-66AM5，材料選1Gr18Ni9TiA。鉚釘選用GB867-674X8，材料為LY-10.3.7鉚釘設計與校核3.7.1鉚釘設計常規(guī)鉚釘連接處涉及梁-蒙皮，肋蒙皮，其夾層厚度在2mm左右。1.依照《飛機零構件設計》d》2δ取鉚釘直徑為3mm，材料為LY10，類型為90度沉頭鉚釘。2.依照《航空機械設計手冊》L=0.8d+δ，取鉚釘長度為5mm。鉚釘代號為：3X5GB868-67查《飛機構造設計慣用參照資料》知此類型鉚釘破壞剪力為191X9.8N3.鉚釘間距及邊距展向間距20mm弦向間距12mm邊距5mm3.7.2鉚釘校核從展向分析，在舵面中間位置扭矩最大，其引起鉚釘剪力最大，是危險截面；從弦向分析，鉚釘承受局部載荷引起剪切與拉伸，在與梁緣條（翼肋根部）處最危險。綜上可知，需要校核舵面展向中部與梁緣條鉚接處鉚釘。1.該危險位置鉚釘所受剪力來自兩方面：一是總體扭矩引起，一是翼肋受彎矩引起。后段蒙皮周長l7=481.7mm，預計單排弦向鉚釘個數(shù)n7=l7/12，取n7=41個，假設扭矩引起剪力由肋兩排鉚釘共同承受，且受力均勻。則扭矩引起單個鉚釘受剪力為：Tmd1=qo2Xl7/2n7=88.35N翼肋引起彎矩剪力由根部4個鉚釘共同承受:Tmd2=σmax3X2X13X1/4N=345.67N則最危險中鉚釘受剪力為：Tmd=Tmd1+Tmd2=434.02N而[T]=191X9.8/1.3N=1439.85N>Tmd，故鉚釘受剪安全2.拉伸校核翼肋局部氣動載荷在根部轉換為8個鉚釘受拉伸。Nmd=Qmax3/8=63.6N依照《飛機設計手冊第三冊》，此型鉚釘抗拉剪力為115公斤，考慮其為沉頭鉚釘，抗拉剪力變?yōu)?/2，即75.5公斤，則[N]=75.5X9.8/1.3N=569.15N>Nmd故鉚釘受拉伸安全。3.擠壓校核由于鉚釘與蒙皮相比強度更高，故校核蒙皮擠壓強度，依照《飛機設計手冊第三冊》查0.8mm厚LY-12蒙皮擠壓強度破壞擠壓力為144公斤，則[P]=144X9.8/1.3N=1085.54N>Tmd故蒙皮擠壓安全3.8尾刃選取尾刃選取型材XC621-7，材料為LY-12，其重要作用為連接上下壁板，維持翼型后緣形狀，其外形如圖所示。四、重量重心估算及配重設計4.1質量計算規(guī)定：翼型前緣為坐標原點，沿弦向為x正向4.1.1前緣蒙皮重量重心計算：計算重心時，將前緣按半橢圓環(huán)簡化，重心位置可參照《飛機設計手冊》，即x=其中，a=20.6mmb=64mmC=19.8mmd=63.2mm因此X=33.50mm則前緣蒙皮重心在坐標系OX中位置為X1=b-X=30.5mm前緣蒙皮有效長度為L1=1280-110-180=990mm前緣蒙皮總重為W1=2.8**105.31*990=0.2919Kg4.1.2梁重量重心計算查《飛機設計手冊》梁重心位置為Xn=F=b+2a=85.6a=25mmb=35.6mm則X=7.51mm因此梁重心在坐標系OX中位置為X2=64+7.51=71.51mm梁總重為W2=2.8**1280*85.6=0.3068Kg4.1.3前緣加強肋重量重心計算前緣加強肋涉及2個端肋和6個開口加強肋腹板前緣加強肋腹板面積等于翼型前緣面積除去蒙皮厚度即S=Π*19.0*62.4=1862.34mm2則所有腹板重量為W31=8*2.8**1862.34=0.04172kg查《飛機設計手冊》，腹板重心位置為X=0.424b=26.4576mm其重心在坐標系OX中位置為X31=64-26.4576=37.5424mm緣條前段緣條前段重心位置計算方式同前緣蒙皮重心計算，即X=其中a=19.8mmb=63.2mmc=19mmd=62.4mm則X=32.94mm重心在坐標系OX中位置為=64-32.94=31.06mm緣條前段中，2個端肋緣條寬度各為10mm,加強肋中，最外兩加強肋寬度為28mm別的各位14mm,因此總寬度L=10*2+28*2+14*4=132mm前段緣條總重為W3''=2.8**132*131.63=0.049kg緣條后端后端緣條和梁腹板鉚接，則其重心在OX坐標系中位置為X3'''=64-0.5=63.5mm14個后段緣條總重為W3'''=14*2.8**35.6*14=0.0195kg最后加強肋總重為W3=W3'+W3''+W3'''=0.11kg因此重心在OX坐標系中位置為X3=39.33mm4.1.4后緣肋重量重心計算后緣肋涉及2個端肋，13個普通肋，1個后緣中央加強肋后緣端肋226226分別計算腹板和緣條重量重心腹板：X=1/3*226=75.33mmW4’=0.5*35.6*226*1*2.8*=0.011Kg緣條x’=0.5*226=113mmW4''=14*226*2.8**2=0.018kg則總重W4=2(W4'+W4'')=0.058Kg重心在坐標系OX中位置為X4'=49.36mmX4=64+X4’=113.36mm后緣普通肋通過俯視圖和側視圖計算其重量重心其中W5'=2.8**13*206*0.8=0.005998kgW5''=2.8**178*12*0.8=0.004780kgW5'''=2.8**0.5*192*12*0.8=0.002580kgX5'=103，X5''=114.5，X5'''=74.7則重心在OX坐標系中位置為X5=98.83mmX5=-(206-98.83+30)+315=167.83mm總重為W5=13（2W5'+W5''+2W5'''）=0.2852kg中央加強肋中央加強肋蒙皮厚度為1mm，其形狀通普通肋，故其重心在OX坐標系中X6=167.83mm重量為W6=0.0274kg4.1.5后段蒙皮為計算以便，將后段蒙皮尾段計入尾刃中，而尾刃按照三角形計算蒙皮面積近似為A=2*(315-64-42)*1280=535040則蒙皮總重為W7=ρ2.8**535040*1=1.498kg其重心在OX坐標系中位置為X7=64+0.5*（315-64-42）=168.5mm4.1.6尾刃為了便于計算尾刃橫截面面積，將尾刃簡化其中，尾刃角近似估算為arctan()=4.47°=0.078rad則尾刃橫截面棉結近似為A=0.5（）*θ其中R1=42mmR2=28mmA=99.39尾刃總重為W8=ρAL=2.8**99.39*1280=0.3562kg尾刃重心在坐標系中位置為X8=其中X=1/3*42=14mm，x'=1/3*28=9.33mm則X8'=12.56mm，X8=315