飞机结构课程设计-方向舵设计
电机舵课程设计
摘要舵机是航空航天器飞行控制系统中一个不可缺少的重要组成部分，它是控制器的一个施力装置，根据控制器的指令产生相应的力和力矩，来操纵导弹舵面导向机构，从而实现飞行姿态和轨迹的控制。
因此，舵机系统的性能好坏直接影响着飞行控制系统的性能和飞行安全。
Matlab/Simulink软件模块，是具有动态建模、仿真及综合分析功能的高性能软件包。
它为用户提供了一个非常友好的仿真环境，支持连续、离散和混合的线性、非线性系统，并且为用户提供了用方框图进行建模的图形接口，还包括了众多的线性和非线性环节，使用极为方便。
采用Matlab/Simulink模块对舵机系统进行建模与仿真，无论对其性能分析，还是系统辅助设计，都有重要的意义。
关键词：电机舵；伺服直流电机；控制电机目录1 电动舵系统 (1)1.1电动舵机的国内研究现状 (1)1.2 电动舵机系统的组成 (1)1.3 电动舵机系统的工作原理 (2)2 电动舵机系统器件 (3)2.1伺服电机选型 (3)2.2 减速器 (4)2.3 反馈装置及其数学模型 (5)2.3.1 电流反馈 (5)2.3.2 伺服电机转子位置检测及速度反馈 (6)2.3.3 伺服电机转速、角度反馈以及舵面角度反馈 (6)3 系统的数学模型 (8)3.1. 伺服放大器 (8)3.2 直流伺服电机 (8)3.3 减速器 (9)3.4反馈电位计 (9)3.5电动舵机系统结构图 (9)4 电动舵机系统仿真 (11)4.1 simulink框图搭建 (11)4.2仿真结果 (12)5 结束语 (13)参考文献 (14)致谢 (15)1 电动舵系统1.1电动舵机的国内研究现状舵机作为伺服执行机构，广泛应用于飞机、导弹、火箭等飞行器，由于这些现代的飞行器要求其控制系统具有高精度．高灵敏度和高可靠性，因此对舵机的性能提出了更高的要求，促使舵机向着质量、体积不断减小，承载能力不断增强控制性能不断提高的方向发展，于是新型高性能舵机的研究和开发引起了各国军方和科研机构的极大关注。
飞机原理与构造课程设计
飞机原理与构造课程设计一、课程设计背景随着社会的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，已经成为人们出行的主要选择之一。
了解飞机的原理与构造不仅是对技术人员的要求，也是对广大群众科学素质的要求。
本课程设计旨在帮助学生深入了解飞机的原理与构造，提升学生对航空技术的理解和掌握，为未来的工作和研究打下坚实基础。
通过设计实践以增强学生的动手能力和实际应用水平。
二、课程设计目标2.1 知识目标1.掌握飞机构造，包括机翼、机身、发动机、起落架等；2.熟悉飞机的三轴，包括横滚轴、俯仰轴和偏航轴的原理和作用；3.熟悉飞行主要指标，包括速度、高度、迎角、滑行角等；4.熟悉飞机飞行原理，包括升力、阻力、推力、重力等；5.了解飞机的控制原理，包括副翼、升降舵、方向舵等。
2.2 技能目标1.能够绘制飞机结构草图；2.能够模拟飞机飞行；3.能够根据要求设计并制作小型飞机模型；4.能够设计飞机试飞方案。
2.3 态度目标1.具备项目合作精神，能够与团队成员协作完成任务；2.具备创新思维，能够从不同角度考虑问题；3.具备实践动手能力和解决问题的能力。
三、课程设计内容3.1 飞机构造与原理1.飞机结构图解2.飞机种类及特点3.飞机三轴原理及作用4.飞机航空力学原理5.飞机控制原理与方法3.2 飞机模拟与设计1.飞行主要指标计算2.飞行试飞方法与方案设计3.飞机模拟仿真实验4.飞机模型设计与制作3.3 课程设计实践1.飞机试飞实践2.飞机模型制作实践3.飞机模拟仿真实践四、课程评价根据学生的课程设计报告、设计方案及实践成果进行评价，具体评价标准如下：1.课程设计分组、合作能力与领导能力；2.课程设计报告的完成度和质量；3.设计方案的可行性和完整性；4.实践成果的创新性、完整性和可行性。
五、参考文献1.高速气动力学与航空飞行（第5版）2.飞行器设计（第2版）3.航空发动机原理及发展4.飞机设计基础（第2版）以上是本次飞机原理与构造课程设计的内容，希望能够对学生在航空领域有更深入的认识，增强实践动手能力和解决问题的能力，提高对航空技术的理解和掌握，为未来的工作和研究打下坚实基础。
飞机结构课程设计-方向舵设计
飞机部件课程设计长空无人机方向舵设计2013/1/15一、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:X 0 21 42 64 84Y 0 12。
8 17。
8 19.6 19。
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。
1。
7理论草图支座2支座1 支座3二、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q use=pu se/L a=11000/1280N/mm=8。
59375N/mmq des=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：根据面积和气动中心的位置可得a=30。
无人机方向舵设计课程设计7330568
无人机方向舵设计课程设计7330568飞机部件课程设计长空一号无人机方向舵设计目录一、初步方案 (4)1.1、结构形式 (4)1.2、翼肋布置 (4)1.3、悬挂点配置 (4)1.4、操纵接头的布置 ............................. 错误!未定义书签。
1.5、配重方式.................................. 错误!未定义书签。
1.6、开口补强方案............................... 错误!未定义书签。
1.7、方向舵理论图............................... 错误!未定义书签。
二、载荷分布及内力图.............................. 错误!未定义书签。
2.1、载荷分布................................... 错误!未定义书签。
2.2、悬挂点位置的确定 (5)2.3、内力图 (7)三、设计计算3.1、梁3.1.1、尺寸的确定 (7)3.1.2、材料的选择 (8)3.1.3、扭矩及扭矩图 (8)3.1.4、梁腹板校核 (10)3.1.5、梁缘条的校核 ............................. 错误!未定义书签。
3.2、蒙皮的设计计算 (12)3.2.1、前缘蒙皮校核 (12)3.2.2、后段蒙皮校核........................... 错误!未定义书签。
3.3、肋的设计计算 (14)3.3.1、后段普通肋的计算....................... 错误!未定义书签。
3.3.2、后段中间加强肋设计..................... 错误!未定义书签。
3.3.3、端肋肋的设计........................... 错误!未定义书签。
3.3.4、前缘加强肋的设计....................... 错误!未定义书签。
《尾翼方向舵》课件
尾翼方向舵是飞机尾部的可调控装置，用以改变飞机的航向和姿态。本课件
将介绍尾翼方向舵的定义、作用、历史发展、分类及相关内容。
什么是尾翼方向舵？
尾翼方向舵是位于飞机尾部的舵面，用于改变飞机的航向和姿态。它通过改变气流的流向和压力分布，
实现对飞机航向的控制。
尾翼方向舵的主要作用
尾翼方向舵的工作原理
气流流向变化
压力分布改变
尾翼方向舵偏转后，改变了气流在尾部的流向和
尾翼方向舵偏转后，改变了尾部的压力分布，产
分布，从而产生了航向控制效果。
生了对飞机航向的作用。
尾翼方向舵与方向舵的区别
1
位置不同
2
功能不同
尾翼方向舵位于飞机尾部，而方向舵位于
尾翼方向舵用于航向控制和姿态调整，而
飞机翼尖。
方向舵主要用于横向稳定和操纵。
方向舵，实现航向的控制和调整。
飞控系统
现代飞机配备有自动飞行控制系统，可以通过电子设备控制尾翼方向舵的偏转。
尾翼方向舵的失效
1
机械故障
2
气动干扰
尾翼方向舵的机械部件损坏或故障会导致
在恶劣气象条件下，如强风、湍流等可能
1
航向控制
尾翼方向舵可帮助飞行员控制飞机的航向，使其按照预设的飞行路径前进。
2
姿态调整 ✈️
尾翼方向舵可以改变飞机的姿态，帮助飞机维持平稳飞行或调整飞行角度。
尾翼方向舵的历史发展
1
早期飞行
尾翼方向舵最早出现在飞行器的早期实验中，用于纠正不稳定的飞行状态。
2
飞机诞生
随着飞机的诞生，尾翼方向舵成为了飞机的重要组成部分，用于提高飞机的操控
性能。
3
飞机升降舵课程设计
飞机升降舵课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能理解飞机升降舵的基本概念、作用原理及其在飞行控制中的重要性。
2. 学生能够掌握飞机升降舵的构造、分类及与其相关的飞行术语。
3. 学生能够描述飞机升降舵在不同飞行阶段对飞机姿态的影响。
技能目标：1. 学生能够运用所学知识，分析飞机升降舵在飞行中的调整方法，并解释其对飞机升降的影响。
2. 学生通过模拟实验和小组讨论，培养解决实际飞行问题的能力，提高动手操作和团队协作能力。
3. 学生能够运用图示、模型等方法，清晰、准确地展示飞机升降舵的工作原理。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对航空科技的兴趣，激发他们探索航空领域的热情。
2. 培养学生勇于尝试、积极探究的学习态度，增强他们面对困难的信心。
3. 增进学生对国家航空事业的认识，培养他们的爱国情怀和民族自豪感。
课程性质：本课程为航空科普课程，结合物理学和工程学知识，注重理论与实践相结合。
学生特点：五至六年级学生具有较强的求知欲和动手能力，对新鲜事物充满好奇。
教学要求：教师应运用生动形象的语言，结合实际案例和实验，引导学生主动探究，提高学生的实践操作能力。
同时，关注学生的情感态度，培养他们的合作精神和爱国情怀。
在教学过程中，将课程目标分解为具体的学习成果，以便进行有效的教学设计和评估。
二、教学内容1. 理论知识：- 飞机基本结构及飞行原理简介；- 飞机升降舵的构造、分类和工作原理；- 飞机升降舵与飞机姿态的关系及调整方法；- 相关飞行术语及操作规范。
2. 实践操作：- 飞机模型制作：引导学生分组制作飞机模型，并安装升降舵；- 模拟飞行实验：组织学生进行模拟飞行实验，观察升降舵对飞机姿态的影响；- 小组讨论：针对实验过程中遇到的问题，引导学生进行小组讨论，提出解决方案。
3. 教学大纲：- 第一课时：飞机基本结构及飞行原理介绍，飞机升降舵的构造及分类；- 第二课时：飞机升降舵工作原理，相关飞行术语及操作规范；- 第三课时：模拟飞行实验，观察升降舵对飞机姿态的影响；- 第四课时：小组讨论，总结升降舵在飞行中的调整方法及注意事项。
某无人机方向舵设计
某无人机方向舵设计无人机（Unmanned Aerial Vehicle，简称UAV）是近年来快速发展的一种航空机器人，已经在军事、商业、科研等领域得到广泛应用。
无人机的方向舵是控制无人机航向和姿态的重要组成部分，对无人机的稳定性和操控性具有决定性影响。
在本文中，将重点讨论无人机方向舵的设计。
首先，对于无人机方向舵的设计，需要考虑的主要因素包括结构设计、操控方式、控制算法等。
在结构设计方面，无人机方向舵的形式有多种选择，常见的包括水平尾翼、侧向推力器、360度旋转推力器等。
其中，水平尾翼是最为常见的方向舵形式，可以通过可调角度的尾翼控制无人机的航向。
侧向推力器则通过改变推力的方向来实现航向控制，具有快速响应和高操控性的特点。
而360度旋转推力器则可以实现无人机在任意方向上的推力调节，对于特殊应用场景具有一定的优势。
针对不同的应用需求，可以根据实际情况选择合适的方向舵结构。
其次，操控方式是无人机方向舵设计中需要考虑的另一个重要因素。
常见的操控方式包括遥控器操控和自主操控两种方式。
在遥控器操控方式下，操作员通过遥控器发出指令，通过无线通信传输到无人机，从而实现对方向舵的控制。
自主操控方式则是通过预先设定的控制算法和传感器信息进行无人机方向舵的控制，无需人工干预。
对于不同的应用场景，可以根据实际需求选择合适的操控方式。
最后，控制算法是无人机方向舵设计中的关键环节。
控制算法的选择和设计直接影响到无人机的操控性和稳定性。
常见的控制算法包括PID控制算法、模糊控制算法、自适应控制算法等。
PID控制算法是一种经典的控制算法，通过不断调整比例、积分和微分三个参数，使得系统能够快速收敛到设定值。
模糊控制算法则是一种基于模糊逻辑的控制算法，通过模糊化输入和输出，以及模糊规则的定义和推理，实现对系统的控制。
自适应控制算法是一种能够动态调整控制参数的控制算法，可以根据系统的变化自动调整控制参数，以适应不同的工作环境和任务需求。
(完整word版)方向舵设计
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。
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飞机部件课程设计长空无人机方向舵设计2013/1/15一、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：X 0 21 42 64 84Y 0 12.8 17.8 19.6 19.4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。
1.7理论草图二、总体载荷计算支座2支座1 支座32.1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q use=pu se/L a=11000/1280N/mm=8.59375N/mmq des=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M a=M b，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=190mm y2=640mm y3=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，知Ft*50=P use*（92.3-80）得F t=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=4679.3N N2=4939.0N N3=4679.3N最大剪力：Q max=2557.00N最大弯矩：M max=201.62Nm最大扭矩：T max=87.95Nm三、零件设计及校核3.1梁的设计与校核由于P use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=1mm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J x1=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Q max1=Q max=2557.00NM max1=M max=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=M max1*y max1/J x1=184.80Mpa剪力和扭矩由梁与后段蒙皮（接头处前缘有开口，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q o，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=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，σa1= （σmax2+4*τ12）0.5=208.44Mpa而[σ]= σb1/1.3=323.08Mpa>σa1，故梁缘条安全。
3.2蒙皮的设计与校核3.2.1蒙皮的设计蒙皮选用LY-12铝合金，材料参数为：ρ=2.8×103kgm3,σb=420MPa, τb=265MPa。
蒙皮厚度δ2=0.8mm3.2.2蒙皮受力分析蒙皮主要承受扭矩。
在前缘没有开口的地方，扭矩由前后缘蒙皮与梁组成的双闭室承受：前缘开口处，扭矩由后缘蒙皮与梁组成的单闭室承受。
扭矩在舵面对称处最大，此处为单闭室受扭，故此处为蒙皮的危险截面。
此处Q2=2469.50NT2=Tmax=87.94Nm其受力计算与3.1.1对梁的计算过程基本一致，其闭剖面剪流qo2=15.04N/mm3.2.3蒙皮强度校核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肋的设计与校核3.3.1后段肋的设计初步确定后段半肋的形状如图所示，其有效长度l3=178mm，前后段耳片长度为14mm，最大高度H=12mm，最大高度处截面如下由于后半段肋受载荷小，采用板弯型材加工，材料为CY-12M，厚度δ3=0.8mm。
材料参数ρ=2.8*103kg/m3, σ=420Mpa, τ=265Mpa3.3.2后段肋的受力分析计算与校核肋间距为90mm假设蒙皮的气动力全部传到肋上，则其载荷图如下：根据气动容差要求，气动容差小于1毫米，经过计算反复迭代，得出至少需要15根肋。
虽然后段肋是分成两个半肋，但其展向错开的距离并不大，考虑其承受气动载荷时可将两个半肋合成一起考虑。
考虑到其布置型式，将其视为悬臂梁。
q3=0.05496X240/284.5X1280/14N/mm=4.24N/mm易知其危险截面为肋根部，其中M max3=q3*l3a*l3a/6=40704N/mmQ max3=q3*l3a/2=508.8N而肋根部的惯性矩为：J x3=14084mm面积为：A3=41.6mm则σmax3=M max3/J x3*y max3=53.18Mpaτmax3=Q max3/A3=12.23Mpa而 [σ]=420/1.3Mpa=323.08pa>σmax3故肋受正应力安全[τ]=265/1.3Mpa=203.85Mpa>τmax3 故肋受剪应力安全3.3.3中部加强肋设计尺寸与普通肋相似，采用LY-12M板弯件，但为保证更大的刚度，将板材厚度加厚至1mm。
3.3.4整体端肋的设计在方向舵的两个端面各布置一个端肋，材料LY-12M，厚度1mm，缘条宽度10mm，由于其主要作用是支撑翼型，非主要承力构件，不需要做强度校核。
3.3.5前缘加强肋的设计前缘加强肋的主要作用是将开口处蒙皮剪流传至梁上和维持前缘气动外形。
采用LY-12M板弯件，其形状与翼型相同，为加工方便，前端7mm翼型截掉，取厚度1mm，缘条宽10mm。
另外，在两侧与配重块连接处将其缘条加宽到25mm。
安装时肋腹板应在蒙皮开口侧。
其强度不做校核。
3.4转轴支座的设计3.4.1支座设计要求保证三个接头共线，故接头应有较大刚度，采用LC4CZ，σb=600Mpa，τb=360Mpa，耳片焊在基础上，基础板弯成型。
3.4.2支座受力分析计算支座2处受到气动载荷引起的剪力以及平衡操纵摇臂的作用力，即支座2受力最大，只需校核支座2即可，其受力见图如下：则Qmax4=（N22+Ft2）0.5=5631.71N由于每个接头有两个支座，则每个支座剪力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支座挤压校核：根据《飞行设计手册第三册》[σbs]=0.65eb4/1.3=300Mpaσbs4 =Q4/（6X2）=234.655，故挤压安全。
由上可知，支座安全。
3.5接头和转轴的设计3.5.1连接接头的设计因为方向舵重量较轻，支撑接头主要受水平方向外力。
梁腹板上开口高度30mm，考虑到舵偏转，接头受力虽不大，但考虑其刚度要求，选择材料为1Cr18Ni9TiA，通过冲裁制得，板厚取6mm。
其受载不大，故不作强度校核。
3.5.2轴承的选取由支座的计算知，接头处最大剪力为5631.71N，根据《航空机械设计手册》选取关节轴承U6，其容许负荷为1000kg，满足强度要求，其代号为GB304-64-U63.5.3螺栓组合件的选择与校核由轴承选定螺栓为M6。
查《航空机械设计手册》，以及考虑轴承的支座尺寸，防松要求选用带孔螺栓：GB793-66 M6X22带槽螺母：GB48-66 AM6垫圈： GB97-66 A6开口销： GB91-67 1.5X16上述标准件的材料均选用30GrMnSiA，查《飞机构造设计常用参考资料》得M6螺栓，该材料的抗拉破坏力为2110X9.8N，破坏剪力为1970X9.8N，σb=1110Mpa由支座计算知螺栓受最大剪力Q max5=2815.855N剪切校核:由上知[Q]=1970X9.8/1.3=14850.77N> Q max5故螺栓受剪安全.挤压校核:由《飞机设计手册第三册》，知螺栓挤压破坏剪力P jy=0.65X6X2Xσb=8580N则[P jy]= P jy/1.3=6600N> Q max5故螺栓受挤压安全。
3.6摇臂支座设计与校核3.6.1摇臂支座设计摇臂支座为方向舵提供偏转力矩，刚度要求不高选用LY-12CZ作材料。