长空无人机方向舵设计毕业论文

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1、长空无人机方向舵设计毕业论文一、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：X021426484Y012.817.819.619.4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

2、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

3、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开口补强支座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。支座1支座31.7理论草图二、总体载荷计算2.1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quse=puse/La=11000/1280N/mm=8.59375N/mmqdes=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

4、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。假设左右对称布置接头，则结构可简化为如下形式：查《飞机设计手册第三册》P76，此情形的弯矩图，知两个弯矩极值令Ma=Mb，此时对总体结构而言危险截面处弯矩最小，得y1=185.53mm综合考虑，方向舵与平尾干涉处的开口位置，对y1稍作调整，取y1=190mmy2=640mmy3=1090mm2.3操纵接头受力初选将转轴布置在前缘后80mm处，几何草图如下：则由力矩平衡

5、，知Ft*50=Puse*（92.3-80）得Ft=2706N2.4总体内力图建立如下总体坐标轴系：yoz平面内受力：剪力图（N）：弯矩图（Nmm）:扭矩图（Nmm）：支座反力：N1=4679.3NN2=4939.0NN3=4679.3N最大剪力：Qmax=2557.00N最大弯矩：Mmax=201.62Nm最大扭矩：Tmax=87.95Nm三、零件设计及校核3.1梁的设计与校核由于Puse较小，故采用加工方便的板弯型材，梁与蒙皮均采用LY-12铝合金。该材料ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa,τb=265MPa。梁采用厚度δ1=1m

6、m的板材板弯成形。蒙皮厚度暂定为δ2=0.8mm3.1.1梁的受力分析如上图，梁的惯性矩Jx1=20509mm2对梁而言，在支座1或支座3处承受的剪力和弯矩最大，有Qmax1=Qmax=2557.00NMmax1=Mmax=201.6Nm此处的扭矩T1=195/640Tmax=26.11Nm考虑梁的受力，尽管梁与蒙皮铆接在一起，且蒙皮与梁的厚度相差不大，梁附近的蒙皮也可以承受部分正应力，但无法找到适合的经验公式，故假定弯矩完全由梁承受，这样计算结果偏于安全。σmax1=Mmax1*ymax1/Jx1=184.80Mpa剪力和扭矩由梁与后段蒙皮（接

7、头处前缘有开口，不承力）组成的单闭室承受。如图所示，后段蒙皮用直线近似，如图所示。如图取开剖面。计算的闭室面积M1=10206.4mm2设开剖面剪流为q，由于仅梁承受正应力，故q仅分布在梁截面上，计算出的梁开剖面剪流如图。设闭室常剪流为qo，对3点取矩由力矩平衡，有q0=9.213.1.2梁腹板校核从图知梁腹板所受最大剪流为qmax1=79.45N/mm则腹板最大剪应力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梁缘条校核由前面知道σmax1=

8、184.80Mpa，而梁缘条还受剪流作用，在1点处剪流最大，τ1=q1/δ1=48.21/1Mpa=48.21Mpa。选用第三强度理论，