飞机部件课程设计.doc

目录 一、设计要求.4 二、初步方案的确定.5 2.1、结构形式.5 2.2、梁的结构形式.7 2.3、悬挂点配臵.7 2.4、翼肋布臵.8 2.5、配重方式.8 2.6、操纵接头的布臵.9 2.7、开口补强.9 三、载荷计算与设计计算.10 3.1、展向载荷计算.10 3.2、接头位臵确定.10 3.3、梁的设计计算.13 3.3.1、梁和前缘蒙皮的设计.13 3.3.2、前缘闭室计算.15 3.3.3、弯心和扭矩计算.16 3.3.4、梁腹板校核.19 3.3.5、梁缘条的校核.20 3.4、蒙皮设计计算.20 3.4.1、尾缘条设计.20 3.4.2、弦向载荷分布计算.21 3.4.3、前缘蒙皮校核.22 3.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核.22 3.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核.24 3.5、肋的设计计算.25 3.5.1、后段肋的设计.25 3.5.2、后段普通肋的校核.26 3.5.3、中部加强肋设计.29 3.5.4、整体端肋设计.29 3.5.5、前缘肋和加强肋设计.29 3.5.6、前缘开口加强肋校核.30 3.6、接头和转轴设计.31 3.6.1、支承接头设计.31 3.6.2、选取轴承.32 3.6.3、螺栓组合件的选择.32 3.6、支座设计.33 3.7.1、支承接头支座设计.33 3.7.2、摇臂支座设计.34 3.8、铆钉设计.36 3.9、尾缘条设计.36 四、质量质心计算及配重设计.37 4.1、质量计算.37 4.1.1、前缘蒙皮质量计算.38 4.1.2、梁质量计算.38 4.1.3、前缘肋质量计算.39 4.1.4、后蒙皮质量计算.39 4.1.5、尾缘条质量计算.39 4.1.6、端肋质量计算.40 4.1.7、后半肋质量计算.40 4.1.8、支承支座质量计算.40 4.1.9、摇臂支座质量计算.41 4.1.10、质量和质心计算.41 4.2、配重设计.41 4.3、方向舵重新设计.43 五、装配工艺流程.44 六、总结.45 七、参考资料.46 一一、设计规定、设计规定 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 此外方向舵在 XOY 平面内的外形由垂尾翼型后段和方向舵前段外形决定。垂尾翼型和方向舵外形数据如表 1 和表 2 所示。表 1、垂尾翼型（垂尾前缘为原点）（单位：mm）X 0 3.48 1042.0 1112.0 1181.5 1320.5 1390 Y 0 9.97 29.58 23.66 17.75 5.92 0 表 2、方向舵前段外形（方向舵前缘为原点）（单位：mm）X 0 20 40 62 80 Y 0 12.80 17.80 19.60 19.40 方向舵最大偏转角为。按飞机强度规范拟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 3 和图 4。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，设计规定质量平衡。qbb尖根 b0.293bp2p 图 3，展向载荷分布 图 4，弦向载荷分布 二二、初步方案的拟定初步方案的拟定 2.12.1、结构形式、结构形式 方向舵通常结构采用梁式布局采用梁式布局。操纵面一般都靠近前缘的转轴处布臵单梁（即成为单梁式结构），其典型剖面见图 5。图 5、方向舵典型剖面形式 由方向舵几何尺寸可知（见表 1、2 和图 6），方向舵面积较小，最大厚度在62mm 处为 39.2mm。载荷为 11000N，相对也较小，故可采用单梁式结构。此外平尾与方向舵前缘存在干涉，需要在方向舵前缘开口，弦向长度为 45mm（与前缘的距离），在最大厚度处之前，所以可以采用单梁结构单梁结构而不用破坏梁。翼型厚度为 C=39.2/320=0.1225，可知其为中档厚度的翼型，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，前缘布臵翼肋，间距通常较小，以便增长蒙皮的强度和刚度，并能承受较大的扭转载荷和局部气动载荷。后段重要承受气动载荷，由于梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋重要以抗弯和抗剪设计。此外后段厚度小，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。图 7、方向舵重要结构视图 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。2.22.2、梁的结构形式、梁的结构形式 从几何上考虑，在最大厚度处布臵单梁后，梁距前缘平尾开口为 17mm，此距离局限性以在梁前面布臵缘条，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，导致装配上的困难，所以采用“匚”形梁，对前缘蒙皮铆接装配方便。2.32.3、悬挂点配置、悬挂点配置 操纵面悬挂点的数量和位臵拟定重要根据以下两点:1、根据操纵面展长和所受载荷的大小拟定悬挂点的数目，使操纵面梁有较好的受力特性；2、保证使用可靠，在舵面转动时不卡死；舵面受载荷时的变形不致引起与安定面相碰或突出安定面外形太多。为满足损伤容限设计，一般悬挂点不少于 2 个。由于载荷较小，所以可以采用 3 个接头，对称布臵。在长空一号无人机方向舵为矩形，即方向舵根稍弦长相同，无后掠，所以运动协调十分容易。2.42.4、翼肋布置、翼肋布置 参考如下表各机型的肋间距，长空一号采用铆接壁板，则可初步选定肋间距为 160mm，1250mm 展长可等间距布臵 9 个翼肋（含 2 端肋）。表 3、典型机型翼肋间距 由于梁和前缘蒙皮构成主抗扭闭室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋重要以抗弯和抗剪设计。此外后段厚度小，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。2.52.5、配重方式、配重方式 配重方式有两种，即集中配重与分散配重。由于这架飞机速度较低，且对重量较敏感，所以采用集中配重集中配重的方式。在方向舵的上下两端前伸出配重块。2.62.6、操纵接头的布置、操纵接头的布置 为使最大扭矩尽也许小，将接头布臵在中间，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。2.72.7、开口补强、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。则可初步设计出方向舵，其 CATIA 初步模型如图 8 所示。图 8、初步设计的方向舵 CATIA 数值模型 三、三、载荷计算与设计计算载荷计算与设计计算 3.13.1、展向载荷计算展向载荷计算 方向舵相称于矩形机翼，跟梢比为 1，其弦线是各处相等的，所以根据图 2可知其载荷沿展向是均布载荷。使用载荷为 11000N，安全系数取 1.3，则均布载荷：图 9、展向载荷示意图 展向载荷设计时以弯矩为重要设计载荷。3.23.2、接头位置拟定、接头位置拟定 接头布臵要使受载情况最佳，即使梁的内力最小。梁的设计载荷以弯矩为主，所以接头布臵考虑弯矩分布。由于对称性，弯矩计算时可取梁的一半做计算。如图，简化后中间为固支，此为一度静不定梁。图 10、结构简化图 图 11、简化结构受力分析图 由位移平衡可以计算出支反力 N1 大小。则弯矩为：当时，；当时，；可以画出弯矩图：图 12、弯矩分布图 显然在 1、2 和 3 点处有弯矩极值。计算 3 点的弯矩极值：当时，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，梁受力最佳，此时接头位臵最优。既有：式中：；则：解得：代入得出：由此拟定接头位臵，并可以拟定前缘蒙皮开口设计。图 13、前缘蒙皮开口设计图 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。3.33.3、梁的设计计算、梁的设计计算 3.3.1、梁和前缘蒙皮的设计、梁和前缘蒙皮的设计 a)材料选择材料选择：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：b)梁的剪力梁的剪力计算：计算：；;由于对称性，则另一半边 3 点载荷为：；c)剪力分布图剪力分布图：图 14、剪力分布图 可计算出其剪力图中极值从左至右分布为：0；0。即最大剪力在 2 点处（即对称处），为。梁腹板受剪，腹板最大高度略小于 43.36mm，则腹板厚度有：即腹板厚度可以很小，大于等于 0.4mm 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。由于弦线较短，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：受载情况有，Q 作用下腹板最大剪应力 M 作用下最大正应力 3.3.2、前缘闭室计算、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。得：a)前缘蒙皮长度：前缘蒙皮长度：此积分困难，所以用 MATLAB 编程数值积分得长度：图 16、前缘拟合外形曲线 图 17、前缘和梁闭室简图 b)前缘闭室面积：前缘闭室面积：前缘蒙皮与梁共同构成单闭室结构，设前缘闭室的弯心坐标为（,0）。以翼型前缘为坐标零点。气动力作用在气动中心上（89.4，0），转轴距离梁腹板 15mm（77，0）。3.3.3、弯心和扭矩计算、弯心和扭矩计算 计算闭室弯心：假设在弯心处作用力 图 18、开剖面剪流 如图在点 2 处左侧断开，有 此时前蒙皮没有剪流。由闭室。有：注：负号表达与 方向相反。对 3 点取矩 正号表达与所设方向一致，即弯心在 3 点左边。则可得：压心距闭室弯心距离 转轴距闭室弯心距离 则沿展向扭矩分布载荷为：分布扭矩在支点处由叠加集中扭矩，扭矩反对称分布，剩余部分扭矩由摇臂支反力提供扭矩在中点平衡，则扭矩分布有：当时 当时 得扭矩图：图 19、扭矩图 其扭矩极分别为：0；114.72；-96.24；184.78；-184.78；96.24；-114.72；0。由于方向舵前缘开口，所以在开口处，扭矩由梁承受转移。最大扭矩：184.78 3.3.4、梁腹板校核梁腹板校核 在梁上，同样在展向中点处（操纵摇臂接头处）有最大剪流：对 3 点取矩，平衡可求出：所以最大剪流在梁展向中点处的腹板中点位臵，大小为：则此处最大剪应力：所以梁腹板满足设计规定，是安全的。3.3.5、梁缘条的校核梁缘条的校核 方向舵中央对称面处弯矩、扭矩、剪力均最大，故方向舵中央对称面处为危险截面。中央对称面处缘条的最大正应力由前面得出为：最大剪应力为梁缘条 2 点处，大小为：用第三强度理论校核有：所以梁缘条是安全的。3.43.4、蒙皮设计计算、蒙皮设计计算 3.4.1、尾缘条设计尾缘条设计 尾缘要与上下壁板铆接装配，且上下两排铆钉错开，所以也是双排铆钉。由于还要满足铆接厚度规定，根据蒙皮厚度为 1mm，则铆接处尾缘高度要大于 2mm，根据表 1 可初步估算出 2mm 厚度处距后缘位臵为 12mm。图 20、尾缘条设计图 所以可以初步选取尾缘条宽度为 40mm。材料同取 LY12 铝合金。3.4.2、弦向载荷分布计算、弦向载荷分布计算 弦向载荷分布如图 21。图 21、弦向载荷分布 由压心位臵可计算出前段 2P 长度为 0.09681b。如下所示：3.4.3、前缘蒙皮校核、前缘蒙皮校核 扭矩重要由前缘闭室承受，扭矩在前缘蒙皮上产生最大剪流有：所以前缘蒙皮也是安全的。3.4.4、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核、后段壁板肋的数量和蒙皮最大挠度校核 蒙皮与梁和尾缘条及端肋都是单排铆钉连接，所以可以将其简化为四边铰支。这样设计更安全。如图所示为其简化模型。图 22、后蒙皮简化模型 图 23、弦向蒙皮载荷分布 蒙皮铆接接触面宽度为 12mm，简化模型尺寸有：（长度由后面肋的宽度拟定）由 3.4.2 可算出载荷 应用四边间支矩形板的纳维叶解法：取一项时就可得到很好的收敛，即 m=1,n=1 有：求 w 最大值时，显然 时取得，用 MATLAB 编程求出当 x=71.35 时求得最大值。求至少需要多少根肋有：即取 15 根肋（涉及两个端肋），此时，图 24、后壁板肋布置图 3.4.5、后段壁板蒙皮正应力校核、后段壁板蒙皮正应力校核 肋间距调整之后，长边比短边为。则根据飞机设计手册第九册P316，对于简支矩形，板长边比短边比值大于 3 时，有如下表中四边间支矩形板应力计算公式。表 2、四边间支矩形板应力计算公式 其中 P 为均布载荷，这里蒙皮载荷不是均布的，取以保证安全，其，LY12 的，所以求出的正应力大于真实正应力。短边比长边为：。小于，再综合考虑上面说的安全考虑，这样的计算是可以接受的。所以蒙皮是安全的。3.53.5、肋的设计计算、肋的设计计算 3.5.1、后段肋的设计、后段肋的设计 肋承受蒙皮的气动载荷，与梁和尾缘条铆接，相称于简支，所以肋与梁相接处要斜削。与尾缘条连接处厚度小，载荷小，所以也有部分斜削。为加工制造方便，去中间缘条最大高度位于肋与梁连接端的斜削端。所以可以初步设计如下：图 25、后段半肋结构简图 半肋总长度为 215mm。本设计中，肋重要承受弯矩，所以重要考虑中间缘条长度，除去前后斜削部分，则其有效长度（中间缘条长度）约为 174mm。左右与蒙皮铆接部分的缘条宽度为 12mm，最大高度小于 20.68mm，初步取最大高度也为 12mm。下图所示为其设计图。图 26、后半肋设计图 3.5.2、后段普通肋的校核、后段普通肋的校核 肋承受载荷如下图，根据前面算出的肋数量，肋承所受载荷的蒙皮宽度为：简化计算模型 图 27、肋承受蒙皮载荷分布 其中：为方便计算，再次简化计算，假设不考虑尾缘条承受气动载荷，即所有载荷分布作用在肋的有效长度上，如下图所示:图 28、简化肋载荷分布 则 1、2 点支反力有：则半肋上的剪力分布为：图 29、肋上剪力分布图 半肋上弯矩：图 30、肋上弯矩分布图 在 Q=0 处，即 此处，有最大弯矩：此处，半肋中缘条高度 17473.541128.9964174 1353hmm 取最大高度为 9mm，以便于计算。图 31、最大弯矩处肋剖面图 计算剖面惯性距：在 CATIA 里面画出如上图所示截面，运用测量惯量命令，测出重心惯量距为，质心距 x 轴距离：，面积：。则肋剖面最大正应力有：X=0 处，Q 最大：此处高度为 3mm，假设剪力全由腹板承受，则最大剪应力：故肋是安全的。3.5.3、中部加强肋设计、中部加强肋设计 与普通肋相似，采用 LY-12M 板弯件，尺寸相同，但为保证更大的刚度，将厚度加强到 1mm。布臵数量为 2 个。3.5.4、整体端肋设计、整体端肋设计 在方向舵的两个端面各布臵一个端肋，材料 LY-12M，厚度 0.8mm，缘条宽度 13mm，由于其重要作用是支撑翼型，非重要承力构件，不做强度校核。为方便装配，缘条朝外布臵。图 32、整体端肋 3.5.5、前缘肋和加强肋设计、前缘肋和加强肋设计 前缘加强肋的重要作用在于将开口处的蒙皮上的剪流传递到梁上。在三个开口的两个端面处各布臵一个前缘加强肋，此外配重块连接处（即前缘蒙皮端面）布臵一个前缘加强肋。前缘肋采用 LY-12M 板弯件，其形状为翼型形状，前端为加工方便留有 7mm长空隙，取厚度1mm，缘条宽13mm。为增大刚度，开口加强肋缘条加宽到16mm。在两侧与配重块连接处，为连接蒙皮和配重块，需要双排铆钉连接，所以将其缘条加宽到 25mm。安装时为方便装配，缘条应在开口侧。图 33、前缘肋 图 34、前缘加强肋 前缘开口加强肋共 6 个，配重连接前缘开口加强肋共 2 个；则按长度和间距分派，普通前缘肋可取 5 个，分布见图。图 35、前缘肋布置 3.5.6、前缘开口加强肋校核、前缘开口加强肋校核 由于前缘开口加强肋的重要作用在于将开口处的蒙皮上的剪流传递到梁上，所以同蒙皮校核相似。扭矩重要由前缘闭室承受，扭矩在前缘开口加强肋上产生最大剪流有：所以前缘开口加强肋也是安全的。3.63.6、接头和转轴设计接头和转轴设计 3.6.1、支承接头设计、支承接头设计 由于方向舵重量较小，支承接头重要承受水平方向外力，即气动载荷。此外舵面需要偏转，最大偏转角为 15 度，所以要进行可动部位的干涉解决。即接头边沿高度有限制，不能发生干涉。图 36、接头干涉解决 图 37、接头板设计 腹板高度为 39.36mm，所以腹板开口的最大高度也是 39.36mm。设计轴心距离梁腹板为 15mm。开口距前缘 45mm 处，轴心距开口最大高度点距离为 38.168mm，假设接头边沿上某一点偏转 15 度后到达开口最大高度点，则这个点偏转 0 度时，距轴线的高度为：19.17933 tan(arctan()15)8.9433hmm 即接头最大高度为2 8.9417.88mm，则设计可取距轴心 33mm 处最大高度为17.88mm。厚度取 4mm。为保证强度和耐腐蚀，材料选取 1Cr18Ni9TiA 不锈钢。接头连接处与支承接头的的形状同样，厚度大，加上材料强度更大，所以接头强度肯定满足规定。3.6.2、选取轴承、选取轴承 方向舵接头轴承要保证有转动补偿设计。所以采用带补偿的外球面轴承。接头处最大剪力为 2307.85N，根据 航空机械设计手册 选取关节轴承 U5，其允许负荷为 1000kg，其具体尺寸如下：图 38、U5 轴承尺寸 图 39、加强支座接头螺栓连接示意图 3.6.3、螺栓组合件的选择、螺栓组合件的选择 螺栓组件用于连接支承接头和方向舵与安定面的连接接头。轴承孔直径为 5mm，所以螺栓选用 M5。螺栓承受的剪切应力大小为：螺栓用 GB30-66 M5X16，材料为 1Cr18Ni9TiA。螺母选用 GB58-66AM5；垫圈选用 GB97-66A5；开口销选用 GB91-671.516。3.63.6、支座设计、支座设计 3.7.1、支承接头支座设计、支承接头支座设计 规定保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用 LC4CZ 铝合金，。每个接头有 2 个支座，则每个支座剪力 Q=3550.6 N，外形设计如图。受剪面积：最大剪应力：支承接头支座也是设计安全的。图 40、接头支座外形 图 41、中部加强支座外形 中部接头支座为一件两用，还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，如图所示，其上下缘条加长到 25mm，腹板也加长加大。图 42、接头与支座局部装配图 3.7.2、摇臂支座设计、摇臂支座设计 摇臂支座为方向舵提供操纵偏转力矩，去平衡方向舵的扭矩，既重要承受操纵反扭矩产生的拉力，载荷相对不大，但刚度规定较高，故可选用 LC4CZ 铝合金型材。操纵摇臂半径为：最大扭矩有：最大拉力：由图可算出承受剪力的最小截面积为：最大剪应力：所以摇臂支座安全。为保证强度也可采用高强度钢来制作支座。图 43、摇臂支座 为保证连接强度，在方便安装螺栓的上边的外侧两个孔处，底座用 2 个螺栓连接，剩下 4 个孔用铆钉连接。铆钉选用 HB6235-89-13 螺栓选用 GB30-66 M5X20 3.83.8、铆钉设计、铆钉设计 1）铆钉连接处涉及梁-蒙皮、肋-蒙皮、壁板尾缘条连接，其夹层厚度为 2mm。根据飞机零构件设计 取 d=3mm，材料选用 LY10。2）铆钉长度拟定 根据航空机械设计手册L=0.8d+s；取 5mm。3）铆钉间距及边距 依据以往设计，可取展向间距 20mm；弦向间距 16mm；边距 5mm 左右。图 44、铆钉孔布置图 3.93.9、尾缘条设计、尾缘条设计 尾缘条用来连接上下壁板，维持翼型后缘形状。材料为 LY12。为方便装配，设计如下图。此设计中，左右壁板蒙皮宽度和肋长度是不同样的。图 45、尾缘条 四、质量质心计算及配重设计四、质量质心计算及配重设计 4.14.1、质量计算、质量计算 坐标系的定义：将支点定为坐标系原点，翼型对称线为 Ox 轴。由于铆钉较多，不便计算，所以把铆钉重量计入蒙皮、肋和梁中，即计算蒙皮、肋和梁时，不考虑铆钉开孔。此外接头处螺栓组件轴线即为转动轴，且其质量较小，所以对其可忽略计算。图 46、CATIA 设计细节图 图 47、CATIA 数字模型 由 CATIA 直接得出装配完毕的方向舵的重量和质心位臵：质心与转轴距离：。体积：则质量：4.1.1、前缘蒙皮质量计算、前缘蒙皮质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：体积：质量：4.1.2、梁质量计算、梁质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：体积：质量：4.1.3、前缘肋质量计算、前缘肋质量计算 a)前缘普通肋：前缘普通肋：运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：b)前缘加强肋：前缘加强肋：运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.4、后蒙皮质量计算、后蒙皮质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.5、尾缘条质量计算、尾缘条质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.6、端肋质量计算、端肋质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.7、后半肋质量计算、后半肋质量计算 a)后半普通肋：后半普通肋：运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：b)后半加强肋：后半加强肋：运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.8、支承支座质量计算、支承支座质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.9、摇臂支座质量计算、摇臂支座质量计算 运用 CATIA 设计测量得：质心与转轴距离：质量：4.1.10、质量和质心计算、质量和质心计算 由上可得重量和重心分布表：部件 数量 n 质心相对位置 X 单位重量 M 总重量 nM 总质量*距离 前缘蒙皮 1-40.424 0.52276 0.52276 -21.13205 梁 1-8.445 0.30296 0.30296 -2.55850 前缘普通肋 5-38.776 0.00778 0.03890 -1.50839 前缘加强肋 6-38.676 0.00918 0.05508 -2.13027 后蒙皮 1 101.093 1.51984 1.51984 153.64519 尾缘条 1 203.608 0.30268 0.30268 61.62807 端肋 2 47.882 0.02842 0.05684 2.72161 后半普通肋 24 96.152 0.01989 0.47736 45.89912 后半加强肋 2 95.303 0.02595 0.05190 4.94623 支承支座 6-8.561 0.00652 0.03912 -0.33491 摇臂支座 1-2.606 0.00505 0.00505 -0.01317 方向舵 1 71.51 3.37249 241.16293 则方向舵质心距转轴距离为：4.24.2、配重设计、配重设计 在方向舵上下两端各设计一个配重块，配重块形式有如下表 表 4、配重块形式 长空一号，速度不高，为加工制造方便，采用圆柱钝头形的弹头式配重设计。配重块前端超过方向舵前缘不宜过长，假设其质心距前缘为 50mm，则单个配重块质量：可则取其单个质量为 1Kg，为缩小体积，采用普通结构钢材，可采用 45 钢。其密度。图 48、配重块简图 图 49、配重模型 如简图所示，前端钝头为半球形，后段为圆柱，取后段圆柱长度为 100mm，则其直径有：则可取直径为37mm，小于最大高度39.2，所以是可以的，总长度为118.5mm。重心位臵：所以配重块端面可以装入距前缘 7.52mm 的位臵。配重连接处前缘蒙皮也用 45 钢制成，且与配重是一体的，所以配重长度可适当修形减短。配重处钢蒙皮再与加强肋和端肋铆接装配。则方向舵总重为：4.34.3、方向舵重新设计、方向舵重新设计 加上配重后，CATIA 建模完毕最后的方向舵如图 50。图 50、方向舵完整模型 五、装配工艺流程五、装配工艺流程 图 51、装配工艺流程图 装配从零件装配开始，装配成组件之后，各组件再装配成最后的方向舵，所以其装配要按一定的顺序，并且要注意前面设计中提到的装配考虑事项。长空一号方向舵的装配流程如下。六、总结六、总结 1 月 6 日考完试后，我开始着手设计长空无人机的方向舵。这段时间里，除了吃饭睡觉等正常活动，几乎所有时间都用在作课设上。终于在今天完毕设计。这次过程漫长而又曲折，在这次作业过程中，一次又一次的计算，查找资料，反复迭代，最终拟定方案。然而这些只是计算，AutoCAD，CATIA 等软件的学习与使用也占了三分之一的时间。这也暴露了，自己对航空软件使用能的局限性与相关知识能力的欠缺。尽管这次作业很艰辛、过程曲折，但我的收获还是很大的。通过这次课设，我重拾了结构力学、材料力学、计算机辅助设计、结构力学等课程知识，并且能更纯熟地使用 AutoCAD、CATIA、Excel 等软件。同时，也基本了解飞机部件设计的大约流程。对于我而言，这次收获更多是计算方法和分析能力，以及解决问题的能力，同时也磨练了自己的意志。看到了理论联系实际的重要性，同时也看到了自身的局限性之处。这次课设对此后从事航空工作提供了宝贵的经验。七七、参考资料参考资料 1 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第2册标准与标准件G.北京:航空工业出版社,2023 2 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第3册材料G.北京:航空工业出版社,2023 3 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第9册载荷、强度和刚度G.北京:航空工业出版社,2023 4 飞机设计手册总编委员会.飞机设计手册第10册结构设计G.北京:航空工业出版社,2023 5 中国航空材料手册编委会.航空材料手册第3册铝合金、镁合金G.北京：中国标准出版社，1988 6 第三机械工业部第612研究所航空机械设计手册编委会.航空机械设计手册G.北京：国防工业出版社，1975 7 刘鸿文.材料力学M.北京：高等教育出版社，2023 8 范钦珊、陈建平.理论力学M.北京：高等教育出版社，2023 9 丁锡洪.结构力学M.南京：南航自编教材，2023 10 王志瑾、姚卫星.飞机结构设计M.北京：国防工业出版社，2023 11 魏志毅、飞机零构件设计M.南京：南航自编教材，2023