飛機結(jié)構(gòu)設計課設

1、飛行器結(jié)構(gòu)課程設計-“長空一號”方向舵設計 學 院： 航空宇航學院 專 業(yè)： 飛行器設計與工程 班 級： 0111107 學 號： 011110728 姓 名： 于茂林 指導教師： 徐惠民、王強 時 間：2014.12.22-2015.1.16目錄一、設計要求11.1、形狀協(xié)調(diào)11.2、外載荷2二、初步方案的確定32.1、結(jié)構(gòu)形式32.2、梁的結(jié)構(gòu)形式42.3、懸掛點配置42.4、翼肋布置42.5、 配重方式52.6、 操縱接頭的布置52.7、 開口補強5三、載荷計算與設計計算63.1、展向載荷計算63.2、接頭位置確定63.3、梁的設計計算83.3.1、梁和前緣蒙皮的設計83.3.2、前緣閉

2、室計算103.3.3、彎心和扭矩計算113.3.4、梁腹板校核133.3.5、梁緣條的校核143.4、蒙皮設計計算143.4.1尾緣條設計143.4.2、弦向載荷分布計算143.4.3、前緣蒙皮校核153.4.4、后段壁板肋的數(shù)量和蒙皮最大撓度校核153.4.5、后段壁板蒙皮正應力校核173.5、肋的設計計算183.5.1、后段肋的設計183.5.2、后段普通肋的校核193.5.3中部加強肋設計213.5.4整體端肋設計213.5.5前緣肋和加強肋設計213.5.6、前緣開口加強肋校核223.6、接頭和轉(zhuǎn)軸設計223.6.1、支承接頭設計223.6.2、選取軸承233.6.3、螺栓組合件的選擇

3、243.7、支座設計243.7.1、支承接頭支座設計243.7.2、搖臂支座設計253.8、鉚釘設計263.9、尾緣條設計27四、質(zhì)量質(zhì)心計算及配重設計274.1、質(zhì)量計算274.1.1、前緣蒙皮質(zhì)量計算284.1.2、梁質(zhì)量計算294.1.3、前緣肋質(zhì)量計算294.1.4、后蒙皮質(zhì)量計算304.1.5、尾緣條質(zhì)量計算304.1.6、端肋質(zhì)量計算304.1.7、后半肋質(zhì)量計算314.1.8、支承支座質(zhì)量計算314.1.9、搖臂支座質(zhì)量計算324.1.10、質(zhì)量和質(zhì)心計算324.2、配重設計334.3、方向舵重新設計34五、裝配工藝流程35六、總結(jié)35七、參考資料36一、設計要求1.1外形協(xié)調(diào)方

4、向舵在其活動范圍內(nèi)運動，在任何情形下不得與其支撐結(jié)構(gòu)或鄰近構(gòu)件發(fā)生干擾，所以其要滿足一定的協(xié)調(diào)關系。方向舵平面要滿足幾何尺寸及協(xié)調(diào)關系如圖1。這是設計的前提條件。 A (mm) B (mm)C (mm)總載荷（N)3051270139010500 圖1、方向舵平面尺寸及協(xié)調(diào)關系 圖2、方向舵實際圖 圖3、最終設計方向舵另外方向舵在XOY平面內(nèi)的外形由垂尾翼型后段和方向舵前段外形決定。垂尾翼型和方向舵外形數(shù)據(jù)如表1和表2所示。X03.481042.01112.01181.51320.61390Y09.9729.5823.6617.755.920表1、垂尾翼型（垂尾前緣為原點）（單位：mm）X02

5、0406280Y012.8017.8019.6019.40表2、方向舵前段外形（方向舵前緣為原點）（單位：mm）方向舵最大偏轉(zhuǎn)角為±15°。1.2外載荷按飛機強度規(guī)范確定方向舵載荷及其分布。安全系數(shù)為f=1.3。方向舵使用載荷為10500N。其載荷分布見圖2和圖3。 圖4、展向載荷分布（與弦長成正比） 圖5、弦向載荷分布（壓心在0.293b處）為防止方向舵與垂直安定面發(fā)生耦合顫振，對與本設計的可逆操縱的方向舵，設計要求質(zhì)量平衡。2、 初步方案的確定2.1結(jié)構(gòu)及受力形式方向舵通常結(jié)構(gòu)采用梁式布局。操縱面一般都靠近前緣的轉(zhuǎn)軸處布置單梁（即成為單梁式結(jié)構(gòu)），同時由于使用載荷為10

6、.5kN，載荷較小，故選用單梁式。圖6、方向舵典型剖面形式由表2方向舵外形參數(shù)可知，方向舵面積較小，最大厚度在62mm處為39.2mm。圖7、方向舵擬合剖面尺寸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45mm，不會影響到梁。翼型厚度為，可知其為中等厚度的翼型，對于中翼型的單梁式方向舵，由梁和前緣蒙皮構(gòu)成主抗扭閉室，前緣布置翼肋，間距通常較小，以便增加蒙皮的強度和剛度，并能承受較大的扭轉(zhuǎn)載荷和局部氣動載荷。后段主要承受氣動載荷，由于梁和前緣蒙皮構(gòu)成主抗扭閉室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋主要以抗彎和抗剪設計。另外后段厚度小，從工藝上考慮，不便采用機翼裝配中的在蒙皮上開口來方便裝

7、配翼肋形式，所以中采用半翼肋的設計，半翼肋與其蒙皮裝配形成壁板，兩半壁板再與梁和尾緣條裝配。圖8、方向舵主要結(jié)構(gòu)視圖尾翼蒙皮一般較薄，長空一號為中速飛機，中速飛機尾翼蒙皮厚度大多等于或小于1mm。由于方向舵尺寸較小，為裝配方便，剖面上由前緣蒙皮、上半蒙皮（上壁板）、下半蒙皮（下壁板）、尾緣條構(gòu)成。2.2梁的結(jié)構(gòu)形式從幾何上考慮，在最大厚度處布置單梁后，梁距前緣平尾開口為17mm，此距離不足以在梁前面布置緣條，所以采用“匚”形梁。從裝配工藝考慮，若有前緣條，則前緣蒙皮裝配時不便于打鉚，造成裝配上的困難，所以采用“匚”形梁，對前緣蒙皮鉚接裝配方便。 圖9、“匚”形梁示意圖2.3懸掛點配重參考飛機結(jié)

8、構(gòu)設計，懸掛點的數(shù)量和位置的確定原則是：1、 保證使用可靠、轉(zhuǎn)動靈活、操縱面和懸臂街頭的綜合質(zhì)量輕。 2、 增加懸掛點數(shù)量可使操縱面受到的彎矩減小，減輕了操縱面的質(zhì)量，但增加了懸臂街頭的質(zhì)量和運動協(xié)調(diào)的難度。 3、 減少懸掛點數(shù)量可是運動協(xié)調(diào)容易，但操縱面上彎矩增大，且不符合損傷容限思想，一般懸掛點不少于2個。由于載荷較小，初步確定為二或三個。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同，所以運動協(xié)調(diào)十分容易，所以采用3懸掛點，對稱布置。2.4、翼肋布置參考如下表各機型的肋間距，長空一號采用鉚接壁板，則可初步選定肋間距為160mm，1270mm展長可等間距布置9個翼肋（含2

9、端肋）。表3、典型機型翼肋間距由于梁和前緣蒙皮構(gòu)成主抗扭閉室，即后段翼肋不受扭，所以后段翼肋主要以抗彎和抗剪設計。另外后段厚度小，從工藝上考慮，不便采用機翼裝配中的在蒙皮上開口來方便裝配翼肋形式，所以中采用半翼肋的設計，半翼肋與其蒙皮裝配形成壁板，左右兩半壁板再與梁和尾緣蒙皮裝配。且左右半肋應分別向上、下偏移一小段距離，以方便壁板與梁的鉚接。 2.5、 配重方式 配重方式有兩種，即集中配重與分散配重。應本飛機速度較低，且對重量較敏感，所以采用集中配重的方式。在方向舵的上下兩端前伸出配重塊。2.6、 操縱接頭的布置 為使最大扭矩盡可能小，將接頭布置在中間，與中部懸掛點采用螺栓連接。中部接頭支座為

10、一件兩用，既作為接頭支座，又作為搖臂支座與梁緣條連接的加強支柱，所以對其進行加強設計。2.7、 開口補強 前緣開口處兩側(cè)采用加強肋，梁腹板開口處采用支座的三面對其加強。則可初步設計出方向舵，其CATIA初步模型如圖8所示。 圖10、初步設計的方向舵CATIA數(shù)值模型三、載荷計算與設計計算3.1、展向載荷計算方向舵相當于矩形機翼，跟梢比為1，其弦線是各處相等的，所以根據(jù)圖4可知其載荷沿展向是均布載荷。使用載荷為10500N，安全系數(shù)取1.3，則均布載荷： 圖11、展向載荷示意圖 展向載荷設計時以彎矩為主要設計載荷。3.2、接頭位置確定接頭布置要使受載情況最好，即使梁的內(nèi)力最小。梁的設計載荷以彎矩

11、為主，所以接頭布置考慮彎矩分布。由于對稱性，彎矩計算時可取梁的一半做計算。如圖，簡化后中間為固支，此為一度靜不定梁。 圖12、結(jié)構(gòu)簡化圖 圖13、簡化結(jié)構(gòu)受力分析圖由位移平衡可以計算出支反力N1大小。則彎矩有： 時， 時， 可以畫出彎矩圖:圖14、彎矩分布圖顯然在1、2和3點處有彎矩極值。計算3點的彎矩極值： ，當1、2兩點彎矩相等，且大于等于4點最小彎矩的絕對值時，梁受力最好，此時接頭位置最優(yōu)。既有：得到帶入得出：由此確定接頭位置，并可以確定前緣蒙皮開口設計。圖15、前緣蒙皮開口設計圖實際設計上，由于加工和裝配精度問題，所以取整數(shù)設計，可取接頭距離為184mm。移動較小，后面計算時仍可繼續(xù)用

12、最佳計算值。3.3、梁的設計計算3.3.1、梁和前緣蒙皮的設計梁可采用壓彎型材，壓成“匚”形梁，即加工出來的腹板與緣條厚度相同。受載不大，所以梁的材料可以選用普通易成型的鋁合金，如LY12鋁合金，其有： 梁的剪力圖： 圖16、剪力分布圖可計算出其剪力圖中極值從左至右分布為-1978.56, 2423.04，-2423.38， 2423.38， -2423.04， 1978.56 （單位：N）。即剪力最大值為2423.38N。梁腹板受剪，腹板最大高度略小于39.2mm，則腹板厚度有：即腹板厚度可以很小，大于等于0.3mm即可，強度足夠了?？紤]到前緣開口影響，腹板會承受額外剪力，所以可取腹板厚度為

13、1mm。由于方向舵比較小，為保證鉚接裝配后的方向舵流場特性良好，采用LY10的120度沉頭鉚釘，鉚釘直徑可用范圍為2.5-4mm。梁緣條上要鉚接前緣蒙皮和后段壁板，所以采用雙排平行鉚釘，鉚釘直徑取2.5-4mm，則鉚釘邊距為5-10mm，則緣條寬度要大于10-20mm。因為弦線較短，緣條又是矩形，所以其緣條寬度不宜過大，否則會支撐蒙皮時對外形有較大影響。初步選取緣條寬度為25mm，中速飛機尾翼蒙皮厚度大多等于或小于1mm。則可初步取蒙皮厚度為1mm。 圖17、梁剖面則梁剖面慣性矩為：受載情況有，Q作用下腹板最大剪應力M作用下最大正應力3.3.2、前緣閉室計算根據(jù)表2的數(shù)據(jù)可以用MATLAB擬合

14、出前緣的三次曲線（取前四個點），可近似得到蒙皮的外形。得：則前緣蒙皮長度： 此積分困難，所以用MATLAB編程數(shù)值積分得長度： 圖18、前緣擬合外形曲線 圖19、前緣和梁閉室簡圖前緣閉室面積：前緣蒙皮與梁共同構(gòu)成單閉室結(jié)構(gòu)，設前緣閉室的彎心坐標為（62,0 ）。以翼型前緣為坐標零點。氣動力Qy作用在氣動中心為(0.293b,0)即（89.365,0 ）上，轉(zhuǎn)軸距離梁腹板 15mm（77,0 ）。3.3.3、彎心和扭矩計算計算閉室彎心：假設在彎心處作用力Qy 圖20、開剖面剪流如圖在點2處左側(cè)斷開，有 此時前緣蒙皮沒有剪流。由閉室。有：注：負號表示與方向相反。對3點取矩。正號表示與所設方向一致，

15、即彎心在3點左邊。則可得：壓心距閉室彎心距離轉(zhuǎn)軸距閉室彎心距離則沿展向扭矩分布載荷為：分布扭矩在支點處由疊加集中扭矩，扭矩反對稱分布，剩余部分扭矩由搖臂支反力提供扭矩在中點平衡，則扭矩分布有：得扭矩圖：圖21、扭矩圖其扭矩極值有：119.24, -96.00, 196.07(單位：N.m)由于方向舵前緣開口，所以在開口處，扭矩由梁承受轉(zhuǎn)移。由圖有最大扭矩：3.3.4、梁腹板校核在梁上，同樣在展向中點處（操縱搖臂接頭處）有最大剪流：對3點取矩，平衡可求出：所以最大剪流在梁展向中點處的腹板中點位置，大小為：則此處最大剪應力：所以梁腹板滿足設計要求，是安全的。3.3.5、梁緣條的校核 方向舵中央對稱

16、面處彎矩、扭矩、剪力均最大，故方向舵中央對稱面處為危險截面。中央對稱面處緣條的最大正應力由前面得出為： 最大剪應力為梁緣條2點處，大小為： 用第三強度理論校核有：所以梁緣條是安全的。3.4、蒙皮設計計算3.4.1尾緣條設計尾緣要與上下壁板鉚接裝配，且上下兩排鉚釘錯開，所以也是雙排鉚釘。由于還要滿足鉚接厚度要求，根據(jù)蒙皮厚度為1mm，則鉚接處尾緣高度要大于2mm，根據(jù)表1可初步估算出2mm厚度處距后緣位置為12mm。 圖22、尾緣條設計圖所以可以初步選取尾緣條寬度為40mm。材料同取LY12鋁合金。3.4.2、弦向載荷分布計算弦向載荷分布如圖23。 圖23、弦向載荷分布由壓心位置可計算出前段2p

17、長度為0.09681b。如下所示：得到3.4.3、前緣蒙皮校核扭矩主要由前緣閉室承受，扭矩在前緣蒙皮上產(chǎn)生最大剪流有：所以前緣蒙皮也是安全的。3.4.4、后段壁板肋的數(shù)量和蒙皮最大撓度校核蒙皮與梁和尾緣條及端肋都是單排鉚釘連接，所以可以將其簡化為四邊鉸支。這樣設計更安全。如圖所示為其簡化模型。 圖24、后蒙皮簡化模型 圖25、弦向蒙皮載荷分布蒙皮鉚接接觸面寬度為12mm，簡化模型尺寸有：（長度由后面肋的寬度確定）由3.4.2可算出載荷應用四邊間支矩形板的納維葉解法， 取一項時就可得到很好的收斂，即m=1,n=1有：求w最大值時，顯然時取得，用MATLAB編程求出當x=71.34564時求得最大

18、值。求至少需要多少根肋有：得到取n=15即取15根肋（包括兩個端肋），此時，圖26、后壁板肋布置圖3.4.5、后段壁板蒙皮正應力校核肋間距調(diào)整之后，長邊比短邊為 ，比值大于3。則根據(jù)飛機設計手冊第九冊P316，對于簡支矩形，板長邊比短邊比值大于3時，有如下表中四邊間支矩形板應力計算公式。表4、四邊間支矩形板應力計算公式其中P為均布載荷，這里蒙皮載荷不是均布的，取P0以保證安全，其，LY12的，所以求出的正應力大于真實正應力。短邊比長邊為： 。得到比小，再綜合考慮上面說的安全考慮，這樣的計算是可以接受的。所以蒙皮是安全的。3.5、肋的設計計算3.5.1、后段肋的設計肋承受蒙皮的氣動載荷，與梁和尾

19、緣條鉚接，相當于簡支，所以肋與梁相接處要斜削。與尾緣條連接處厚度小，載荷小，所以也有部分斜削。為加工制造方便，去中間緣條最大高度位于肋與梁連接端的斜削端。所以可以初步設計如下： 圖27、后段半肋結(jié)構(gòu)簡圖半肋總長度為215mm。本設計中，肋主要承受彎矩，所以主要考慮中間緣條長度，除去前后斜削部分，則其有效長度（中間緣條長度）約為174mm。左右與蒙皮鉚接部分的緣條寬度為12mm，最大高度小于18.6mm，初步取最大高度也為12mm。下圖所示為其設計圖。 圖28、后半肋設計圖后段壁板載荷較小，肋可同樣取LY12M鋁合金材料，厚度同取0.8mm。采用板彎型材加工。3.5.2、后段普通肋的校核肋承受載

20、荷如下圖，根據(jù)前面算出的肋數(shù)量，肋承所受載荷的蒙皮寬度為：簡化計算模型， 圖29、肋承受蒙皮載荷分布其中：為方便計算，再次簡化計算，假設不考慮尾緣條承受氣動載荷，即所有載荷分布作用在肋的有效長度上，如下圖所示: 圖30、簡化肋載荷分布則1、2點支反力有：則半肋上的剪力分布為： 圖31、肋上剪力分布圖半肋上彎矩： 圖32、肋上彎矩分布圖在Q=0處，即此處，有最大彎矩：此處，半肋中緣條高度取最大高度為9mm，以便于計算。 圖33、最大彎矩處肋剖面圖計算剖面慣性距：在CATIA里面畫出如上圖所示截面，利用測量慣量命令，測出，重心慣量距為 ，質(zhì)心距x軸距離： ，面積：。則肋剖面最大正應力有：X=0處，

21、Q最大：此處高度為3mm，假設剪力全由腹板承受，則最大剪應力：故肋是安全的。3.5.3中部加強肋設計 與普通肋相似，采用LY-12M板彎件，尺寸相同，但為保證更大的剛度，將厚度加強到1mm。布置數(shù)量為2個3.5.4整體端肋設計 在方向舵的兩個端面各布置一個端肋，材料LY-12M ，厚度0.8mm，緣條寬度13mm ，由于其主要作用是支撐翼型，非主要承力構(gòu)件，不做強度校核。為方便裝配，緣條朝外布置。 圖34、整體端肋3.5.5前緣肋和加強肋設計 前緣加強肋的主要作用在于將開口處的蒙皮上的剪流傳遞到梁上。在三個開口的兩個端面處各布置一個前緣加強肋，另外配重塊連接處（即前緣蒙皮端面）布置一個前緣加強

22、肋。前緣肋采用LY-12M板彎件，其形狀為翼型形狀，前端為加工方便留有7mm長空隙，取厚度1mm，緣條寬13mm 。為增大剛度，開口加強肋緣條加寬到16mm。在兩側(cè)與配重塊連接處，為連接蒙皮和配重塊，需要雙排鉚釘連接，所以將其緣條加寬到25mm 。安裝時為方便裝配，緣條應在開口側(cè)。 圖35、前緣肋 圖36、前緣加強肋前緣開口加強肋共6個，配重連接前緣開口加強肋共2個；則按長度和間距分配，普通前緣肋可取5個，分布見圖。 圖37、前緣肋布置3.5.6、前緣開口加強肋校核因為前緣開口加強肋的主要作用在于將開口處的蒙皮上的剪流傳遞到梁上，所以同蒙皮校核相似。扭矩主要由前緣閉室承受，扭矩在前緣開口加強肋

23、上產(chǎn)生最大剪流有：所以前緣開口加強肋也是安全的。3.6、接頭和轉(zhuǎn)軸設計3.6.1、支承接頭設計因為方向舵重量較小，支承接頭主要承受水平方向外力，即氣動載荷。另外舵面需要偏轉(zhuǎn)，最大偏轉(zhuǎn)角為15度，所以要進行可動部位的干涉處理。即接頭邊緣高度有限制，不能發(fā)生干涉。 圖38、接頭干涉處理 圖39、接頭板設計腹板高度為35.2mm ，所以腹板開口的最大高度也是35.2mm 。設計軸心距離梁腹板為15mm 。開口開到梁處，軸心距開口最大高度點距離為 22.82mm ，假設接頭邊緣上某一點偏轉(zhuǎn)15度后到達開口最大高度點，則這個點偏轉(zhuǎn)0度時，距軸線的高度為：另外兩個開口距梁腹板7mm(即開口55mm )，軸

24、心距開口最大高度點距離為 29.23mm ，同樣假設接頭邊緣上某一點偏轉(zhuǎn)15度后到達開口最大高度點，則這個點偏轉(zhuǎn)0度時，距軸線的高度為：即接頭最大高度為 ，則設計可取距軸心23mm 處最大高度為 19mm 。 厚度取4mm。為保證強度和耐腐蝕，材料選取1Cr18Ni9TiA不銹鋼。接頭連接處與支承接頭的的形狀一樣，厚度大，加上材料強度更大，所以接頭強度肯定滿足要求。3.6.2、選取軸承方向舵接頭軸承要保證有轉(zhuǎn)動補償設計。所以采用帶補償?shù)耐馇蛎孑S承。接頭處最大剪力為2423.38N ，根據(jù)航空機械設計手冊選取關節(jié)軸承U5，其容許負荷為1000kg ，其具體尺寸如下： 圖40、U5 軸承尺寸 圖4

25、1、加強支座接頭螺栓連接示意圖3.6.3、螺栓組合件的選擇螺栓組件用于連接支承接頭和方向舵與安定面的連接接頭。軸承孔直徑為5mm，所以螺栓選用M5。螺栓承受的剪切應力大小為：螺栓用GB30- 66 M5X16，材料為 1Cr18Ni9TiA 。螺母選用GB58-66AM5；墊圈選用GB97- 66A5；開口銷選用GB91-671.5×16。3.7、支座設計3.7.1、支承接頭支座設計要求保證三個接頭共線，故接頭應有較大剛度，采用LC4CZ 鋁合金，。每個接頭有2 個支座，則每個支座剪力 Q=2423.38N，外形設計如圖。受剪面積：最大剪應力：支承接頭支座也是設計安全的。 圖42、接

26、頭支座外形 圖43、中部加強支座外形中部接頭支座為一件兩用，還作為搖臂支座與梁緣條連接的加強支柱，所以對其進行加強設計，如圖所示，其上下緣條加長到25mm，腹板也加長加大。 圖44、接頭與支座局部裝配圖3.7.2、搖臂支座設計搖臂支座為方向舵提供操縱偏轉(zhuǎn)力矩，去平衡方向舵的扭矩，既主要承受操縱反扭矩產(chǎn)生的拉力，載荷相對不大，但剛度要求較高，故可選用LC4CZ 鋁合金型材。操縱搖臂半徑為最大扭矩有：最大拉力由圖可算出承受剪力的最小截面積為：則最大剪應力：所以搖臂支座安全 。為保證強度也可采用高強度鋼來制作支座 圖45、搖臂支座為保證連接強度，在方便安裝螺栓的上邊的外側(cè)兩個孔處，底座用2個螺栓連接

27、，剩下4個孔用鉚釘連接。 鉚釘選用HB6235-89-13 螺栓選用GB30-66 M5X203.8、鉚釘設計1）鉚釘連接處包括梁-蒙皮、肋-蒙皮、壁板尾緣條連接，其夾層厚度為2mm 。根據(jù)飛機零構(gòu)件設計取d=3mm，材料選用LY10。 2）鉚釘長度確定 根據(jù)航空機械設計手冊 L=0.8d+s ；取5mm。3）鉚釘間距及邊距 依據(jù)以往設計，可取展向間距20mm ；弦向間距16mm ；邊距5mm左右。 圖46、鉚釘孔布置圖3.9、尾緣條設計尾緣條用來連接上下壁板，維持翼型后緣形狀。材料為LY12。為方便裝配，設計如下圖。此設計中，左右壁板蒙皮寬度和肋長度是不一樣的。 圖47、尾緣條四、質(zhì)量質(zhì)心計

28、算及配重設計4.1、質(zhì)量計算坐標系的定義：將支點定為坐標系原點，翼型對稱線為Ox軸。由于鉚釘較多，不便計算，所以把鉚釘重量計入蒙皮、肋和梁中，即計算蒙皮、肋和梁時，不考慮鉚釘開孔。另外接頭處螺栓組件軸線即為轉(zhuǎn)動軸，且其質(zhì)量較小，所以對其可忽略計算。 圖48、CATIA設計細節(jié)圖 圖49、CATIA數(shù)字模型由CATIA直接得出裝配完成的方向舵的重量和質(zhì)心位置：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。體積：則質(zhì)量：4.1.1、前緣蒙皮質(zhì)量計算利用CATIA數(shù)字建模，然后測量得出截面面積；質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。表面積： ； 體積：則質(zhì)量：4.1.2、梁質(zhì)量計算利用CATIA設計測量得：；質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。體積：則質(zhì)量：4.1

29、.3、前緣肋質(zhì)量計算前緣普通肋：利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：前緣加強肋：利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.4、后蒙皮質(zhì)量計算利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.5、尾緣條質(zhì)量計算利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.6、端肋質(zhì)量計算利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.7、后半肋質(zhì)量計算后半普通肋：利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：后半加強肋：利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.8、支承支座質(zhì)量

30、計算利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.9、搖臂支座質(zhì)量計算利用CATIA設計測量得：體積：質(zhì)心與轉(zhuǎn)軸距離：。則質(zhì)量：4.1.10、質(zhì)量和質(zhì)心計算由上可得重量和重心分布表：序號名稱數(shù)量質(zhì)心相對位置 x/mm質(zhì)量M/ Kg質(zhì)量乘距離/M*x/Kg.mm1前緣蒙皮1-40.4240.52276-21.1322梁1-8.4450.30296-2.55853前緣肋5-38.7760.0389-1.50844前緣加強肋6-38.6760.055054-2.129275后蒙皮1101.0931.51984153.6456尾緣條1203.6080.3026861.6287端肋2

31、47.8820.056842.72168后半肋2496.1520.6228145.89549后半加強肋295.3030.05194.946310接頭支座6-8.5610.0391419-0.33509411搖臂支座1-2.6060.00505305-0.01317方向舵171.633.518241.161 表5、重量分布則方向舵質(zhì)心距轉(zhuǎn)軸距離為：4.2、配重設計在方向舵上下兩端各設計一個配重塊，配重塊形式有如下表 表6、配重塊形式長空一號，速度不高，為加工制造方便，采用圓柱鈍頭形的彈頭式配重設計。配重塊前端超過方向舵前緣不宜過長，假設其質(zhì)心距前緣為50mm，則單個配重塊質(zhì)量：可則取其單個質(zhì)量為

32、1Kg，為縮小體積，采用普通結(jié)構(gòu)鋼材，可采用45鋼。其密度。 圖50、配重塊簡圖 圖51、配重模型如簡圖所示，前端鈍頭為半球形，后段為圓柱，取后段圓柱長度為100mm，則其直徑有：則可取直徑為37mm，小于最大高度39.2，所以是可以的，總長度為118.5mm。重心位置：所以配重塊端面可以裝入距前緣57.52mm 的位置。配重連接處前緣蒙皮也用45鋼制成，且與配重是一體的，所以配重長度可適當修形減短。配重處鋼蒙皮再與加強肋和端肋鉚接裝配。則方向舵總重為：4.3、方向舵重新設計加上配重后，CATIA建模完成最后的方向舵如圖52。 圖52、方向舵完整模型五、裝配工藝流程 圖53、裝配工藝流程圖裝配

33、從零件裝配開始，裝配成組件之后，各組件再裝配成最后的方向舵，所以其裝配要按一定的順序，并且要注意前面設計中提到的裝配考慮事項。長空一號方向舵的裝配流程如下。6、 總結(jié)經(jīng)過兩個星期的努力,終于完成了長空無人機的方向舵設計，在這次作業(yè)過程中,我遇到了許多困難,一遍又一遍的計算，一次又一次的設計方案修改這都暴露出了前期我在這方面的知識欠缺和經(jīng)驗不足，盡管這次作業(yè)的時間是漫長的,過程是曲折的,但我在設計過程中的收獲卻很大：1、理論聯(lián)系實際對我來說,收獲最大的是方法和能力以及那些分析和解決問題的方法與能力，在整個過程中,我發(fā)現(xiàn)像我最缺少的是經(jīng)驗,沒有感性的認識,空有理論知識,有些東西很可能與實際脫節(jié)。總體來說,我覺得做這種類型的作業(yè)對我們的幫助還是很大的,它需要我們將學過的相關知識都系統(tǒng)地聯(lián)系起來,從中暴露出自身的不足,以待改進。首先，在學習專業(yè)課的時候要注意理論聯(lián)系實際。注意將課本上的知識應用到日常的操作中，真正做到學以致用。只有這樣，才能做到目的明確，才能有足夠