飞行器设计报告

飞行器结构课程设计目录一、 飞行器结构设计题目导弹的总体设计导弹总体参数的给定：一 弹身的设计1.几何参数的确定2. 弹身舱段尺寸布置3. 导弹质量分布4. 质心位置的确定（精确计算）2.2 质点的变化2.3 弹身的外形设计2.4 升力的计算3. 弹翼的设计3.1 翼载P0的确定3.2 主尾翼的几何外形3.3 主尾翼的布置4. 翼型的设计二、 导弹的结构分析 飞行器结构设计题目地空导弹设计要求弹身总长：5.8m弹身直径：0.35m主翼展：0.95m， 尾翼翼展1.2m发射弹重：600Kg最大速度：2.5Ma目标高度：10Km射程：30Km发射推力：1.5105N导弹总体设计导弹总体参数的给定：1 地空导弹目标：亚音速和超音速飞机制导体制：比例导引法动力装置：固体火箭发动机（位于导弹尾部第四舱，单级助推）发射方案：路基倾斜发射（三联装定角倾斜发射）（以上方案参考SA-6）2.外形设计：翼面沿弹身周向的配置形式及其特点：“X”-“X”型布局翼面沿弹身纵向的配置形式及其特点：正常式布局（如果静定度太大，可在前面加以固定小前翼或可调节的小前翼）一 弹身的设计1.几何参数的确定由课程设计题目知道：弹身总长是5.8米，弹身直径是0.35米。参考战术导弹总体设计原理（哈尔滨工业大学出版社）韩品尧编著P135P137通过“弹身外形参数设计”知道：(1)弹身头部长细比 : n=LnD 在超音速飞行条件下，通常取n=35。经过多次检验n=3最为合适。此时：弹身头部长度Ln=30.35=1.05m;(2)弹身尾部长细比 : TS=LTSD 依现有导弹统计，有翼导弹通常是TS=23。经过多次检验TS=2最为合适。此时：弹身尾部长度LTS=20.35=0.7m;(3)弹身尾部收缩比 : TS=DTSD 依现有导弹统计，有翼导弹通常是TS=0.41。经过多次检验TS=0.5最为合适。此时：弹身尾部直径DTS=0.50.35=0.175m。2. 弹身舱段尺寸布置参考有翼导弹结构设计图册（宇航出版社）王俊生等编著通过“萨姆六”地空导弹等比例模型，将设计的导弹分成四个舱段:雷达导引头舱，战斗部舱，仪器舱，动力装置舱。第一舱: 雷达导引头舱（按等比例模型计算）长度L1=1.05m ；第二舱: 战斗部舱（按等比例模型计算）长度L2=0.67m ；第三舱: 仪器舱（按等比例模型计算）长度L3=1.28m ；第四舱: 动力装置舱（按等比例模型计算）长度L4=2.80m 。3. 导弹质量分布3.1弹体质量分布（粗略计算）引入假设： （1）弹翼质量融合到弹身上（2）不计弹上机构等的质量（3）各舱段弹身质量之比等于壳体表面积之比（4）各舱段总质量在舱段内均匀分布（5）第四舱段分两部分来计算：圆柱段和收缩段。收缩段只有壳体，没有其他组件。各舱段质量=各舱段弹身壳体质量+各舱段内仪器组件质量参考战术导弹总体设计原理（哈尔滨工业大学出版社）韩品尧编著P247由建立起的质量模型可计算第一舱（雷达导引头舱）质量:头锥质量 7.723kg + =22.824kg制导雷达质量 15.101kg质心到头锥顶点距离为：0.7m第二舱（战斗部舱）质量:舱段弹身质量 9.722kg+ =125.494kg战斗部质量115.772kg质心到头锥顶点距离为：1.385m第三舱（仪器舱）质量:舱段弹身质量 18.573kg +引信质量 6.040kg +控制设备质量 17.617kg =57.330kg +电气设备质量 7.550kg +动力附件质量 7.550kg质心到头锥顶点距离为：2.36m第四舱（动力装置舱）质量:舱段弹身质量 圆柱段 30.470kg + 收缩段 7.678kg固体燃料棒质量 254.431kg =394.352kg +发动机及其组件质量 101.773kg其中圆柱段质心到头锥顶点距离：4.05m收缩段质心到头锥顶点距离：5.51m附：固体燃料棒质量的计算方法：将其余的各个部分质量分别确定后，最后剩余质量由发动机及其组件与固体燃料棒质量组成，由于=发动机及其组件质量固体燃料棒质量=0.20.4，取=0.4较为合适，由此可分别计算出固体燃料棒质量，发动机及其组件质量。注：参考有翼导弹系统分析与设计北航出版社P943.2导弹质心的确定（粗略计算）通过对头锥顶点取矩可得：质心位置 x=3.22m xL=55.54. 质心位置的确定（精确计算）引入以下假设：忽略弹身上各种机构、部件、操纵面质量的影响（小质量）各舱段弹身质量之比等于各舱段弹身表面积之比收缩段内是空的，设有仪器设备、器件其余舱段质量是均匀分布的计算原理和参考书籍与粗略计算时相同。弹翼质量的确定：参考战斗导弹总体设计原理（P92）由3.5.2弹体结构质量比估算一节可知地空导弹： qw=915Kg/m2取 qw=10Kg/m2由弹翼部分计算结果知，一个主弹翼与一个尾翼的面积分别为：S主=0.18482m2 S尾=0.16932m2得主翼与尾翼总得质量分别为：m主=7.393Kg m尾=6.773Kg 建立质量计算模型：第一舱（雷达导引头舱）质量:头锥质量 6.248kg + =21.349kg制导雷达质量 15.101kg第二舱（战斗部舱）质量:舱段弹身质量 7.865kg+ =123.637kg战斗部质量115.772kg第三舱（仪器舱）质量:舱段弹身质量 15.025kg +引信质量 6.040kg +控制设备质量 17.617kg =53.782kg +电气设备质量 7.550kg +动力附件质量 7.550kg第四舱（动力装置舱）质量:舱段弹身质量 圆柱段 24.651kg + 收缩段 6.211kg固体燃料棒质量 254.431kg =387.066kg +发动机及其组件质量 101.773kg对头锥顶点取矩可得：质心位置 x1=3.23m x1L=55.7当燃料燃尽后，对头锥顶点取矩得到：质心位置 x2=3.23m x2L=45.35.弹身升力计算 参考导弹空气动力学（国防工业出版社）苗瑞生等编著P367P368解得头锥纵向截面半角=9.462CyB=Cyn+Cyc+Cyt头部升力系数Cyn=257.3（cos）2圆柱段弹身升力系数Cyc=0收缩段升力系数Cyt=-0.21-(DTSD)2257.3代入数据解得CyB=0.02872=12时，L弹身=12v2SCyB=3834.9N。二弹翼的设计1. 过载的计算ny=cos+v2gr当=0时承受过载最大，取r=10000m,此时ny=1+(2.5320.53)29.8104=7.5取安全系数K=1.2 n=nyK=92.升力的分配由战术导弹总体设计原理p100,nyaYG得：Y=nyaG=6009.89=522920NY=Yb+YwYw=Y-Yb=519085N此处，弹翼的升力需要分配到主翼和尾翼上；根据工程经验，取主翼尾翼升力比为1.2:1，即 Y主：Yw尾=1.2:1因此得 Y主=26773.7N，Y尾=24545.45455N3.主翼翼载P0的确定（1）首先选取P0=600Kg/m2根据选定的法向过载算出升力，然后将升力按比例分配，得到主翼的升力Y=26773.7N主翼的等效面积为 S=YnyP0=26773.796009.8=0.505027815m2一个主弹翼的等效面积为 S主=0.50502781522=0.178872494m2展弦比 =l2S=2.522746734此时的弹翼参数如图所示以下公式均来源于导弹空气动力学 k=+Dl(-1)=5105263158k=(1-Dl)1-(D/l)(-1)(+1)=2.045470325tan0.5=tan0-2kk-1k+1=0.293889508ktan0.5=0.601142267k(Ma2-1)=4.686761298=(1+Dl)2=1.872576177W=(1+0.41Dl)2=1.324922161由经验公式图标得 Cywk=0.01385 Cyw=0.028329764此时，主翼升力为 L=Cyw2qS=14065.665251N校正后升力为 Y=L=26339.00485N此时的翼载 P0=590.26Kg/m2翼载 =600-590.26600100%=1.62%（2）再将P0=590.26Kg/m2代入计算，同理可得此时的P0=580.68Kg/m2 L=26339.00588N 此时的误差为翼载 =590.26-580.68590.26100%=1.62% (3)再将P0=580.68Kg/m2代入计算，可得此时的P0=577.41Kg/m2 升力L=26624.2657N 误差为翼载 =580.68-577.41580.68100%=0.56%所以，我们选取 P0=580.68Kg/m2此时的弹翼参数为4. 尾翼翼载P0的确定尾翼翼载P0的确定与主翼翼载的P0确定过程大致相同，公式与经验图表均在导弹飞行力学中。同样根据选定的法向过载算出升力，然后将升力按比例分配，得到主翼的升力Y=24545.45455N(1) 翼载 P0=550Kg/m2时， 面积S=0.325222606 m2.b0=0.433630141 m2b1=0.108407535 m2b=b0-tan=0.433630141-0.542037676翼载误差 =2.54% （2） 翼载 p0=535.98Kg/m2 时， 面积S=0.331859802 m2.b0=0.442479736 m2 b1=0.110619934 m2b=b0-tan-1=0.442479736-0.553099翼载误差 =1.367%（3） 翼载 p0=528.655Kg/m2 时，面积S=0.338632353 m2b0=0.451509804 m2b1=0.112877451 m2b=b0-tan-1=0.451509804-0.564387255翼载误差 =0.743%最终我们可以取翼载 p0=528.655Kg/m2 .尾翼升力L2=22616.09328 4.弹翼位置的确定（参考部分地空导弹图片）尾翼位置：尾翼的后缘根部与单身尾部收缩段前段重合如图所示：主翼位置：通过压心位置确定由弹翼部分计算得： L主/L尾=1.2/1主翼总得面积 S主=0.73928m2尾翼总得面积 S尾=0.67728m2主翼总升力 L主=26624.266N尾翼总升力 L尾=22616.093N主翼根部弦长 bm1=0.45054m尾翼根部弦长 bm2=0.35274m尾翼位置距离弹头 4.92363m参考战术导弹总体设计原理（P152 Xp-Xg0.02LB）所以 XpLB57.5认为导弹焦点是弹翼和弹身（初步设计时可只考虑弹身头部，不考虑弹身圆柱段和尾部）由攻角产生的升力合力的作用点，因总升力对导弹理论顶点的力矩应等于各分力力矩之和。因此可得：xfw=Lxf-Lbxfb-LrKrbxfrLwKwb其中L、Lb、Lr、Lw分别为由攻角所产生的导弹总升力、弹身、单独舵面和单独弹翼的升力对攻角的偏导数，xf、xfb、xfr、xfw分别为L、Lb、Lr和Lw的作用点（压力中心）；Krb、Kwb为舵面和弹翼的干扰因子。此处默认将尾翼放于第四舱，翼根与发动机收缩段起始处相齐。将Xp代入上式可得主翼的位置：求得主翼位置： x1=1.98553 x1-bm2=1.760261.72x1XpLB=34.23所以，主翼布置在第三舱段三.翼型的设计和阻力的求解1.翼型的设计导弹为超音速，所以此处选双弧形翼型。双弧形翼型由上下两弧构成。它沿翼弦方向在较长距离内是处于顺压区（pxb加厚朴腹板厚度，取t=2mm；H=24.9mm B=74.7mm h=20.9mm b=72.7mmW=BH3-bh36H=3276.67(mm3)max=MW=1609.663276.67=491MPab纯粹增加腹板厚度正应力变化不大，考虑加厚凸缘厚度至2.5mm，则H=24.9mm B=74.7mm h=19.9mm b=72.7mmW=BH3-bh36H=3884。3(mm3)max=MW=1609.663884.3=414MPab从剪应力角度校核主梁强度Iz=BH3-bh312=48359.8mm4SZmax=24.92.50.524.9-2.5+19.92219.94=796.2025mm3max=QSZmaxIzt=5319.09796.202548359.82=0.44MPab所以，取腹板厚度2mm,凸缘厚度2.5mm满足强度要求。腹板厚度凸缘厚度翼根高度翼根凸缘宽度 2mm 2.5mm 24.9mm 74.7mm主翼辅助梁根部由稳定性进行设计分析QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t31891.350.02090.57.061010 t1.04mm我们取t=1.1mm满足上述要求，由于辅助梁弯矩最大不在翼根出，所以将剪力与最大弯矩分开设计；Z=0处剪力最大，令凸缘厚度为1mm,则H=20.9mm B=62.7mm h=18.9mm b=61.6mmIz=BH3-bh312=13044.23mm4SZmax=62.710.520.9-1+18.921.118.94=672.98mm3max=QSZmaxIzt=1891.35672.9813044.231.1=0.89MPab再考虑最大弯矩处（取凸缘厚度为1mm）H=16.5mm B=49.5mm h=14.5mm b=48.4mmW=BH3-bh36H=7556(mm3)max=MW=202.8755.6=268MPab经反复设计、校核，当取腹板厚度3.2mm，凸缘厚度加厚至4.3mm时H=18.06mm B=54.18mm h=9.46mm b=50.98mmW=BH3-bh36H=2547(mm3)max=MW=1727.132547=678MPab此时 Iz=BH3-bh312=22999.1mm4SZmax=54.184.30.518.06-4.32+9.4623.29.464=1638.66mm3max=QSZmaxIzt=4518.321638.6622999.13.2=1MPab所以，取腹板厚度3.2mm，凸缘厚度4.3mm满足强度要求。腹板厚度凸缘厚度翼根高度翼根凸缘宽度 3.2mm 4.3mm 18.06mm 54.18mm尾翼辅助梁根部由稳定性进行设计分析QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t32677.780.015170.57.061010 t1.05mm考虑剪力要求，我们取t=1.2mm满足上述要求，Z=0处弯矩为0，腹板可以薄一点，我们取成与弯矩最大处厚度相同，取厚为2mm，H=15.17mm B=45.51mm h=11.17mm b=44.31mmIz=BH3-bh312=8093.7063mm4SZmax=45.5120.515.17-2+11.1721.211.174=618.1mm3，max=QSZmaxIzt=2677。78618.18093.711.2=1.7MPab再校核弯矩最大处正应力，此时H=13.8mm B=41.4mm h=8.866mm b=40.2mmW=BH3-bh36H=975.67(mm3)max=MW=202.8975.67=208MPab所以尾翼腹板厚度取1.2mm，凸缘厚度取2mm满足强度要求。 翼根处腹板厚度 翼根处凸缘厚度 翼根高度 翼根凸缘宽度 1.2mm 2mm 15.17mm 45.51mm 弯矩最大处腹板厚度 弯矩最大处凸缘宽度 弯矩最大处高度 弯矩最大处凸缘宽度 1.2mm 2mm 13.8mm 41.4mm4. 弹翼蒙皮厚度的确定由于蒙皮主要是承受扭矩，而扭矩最大在Z=0处，所以，我们只进行根肋处的扭矩进行蒙皮厚度设计。所以，Z=0处主翼翼根面积为F主=0.0067520.622562=2.6572103m2Z=0处尾翼翼根面积为F尾=0.0067520.451512=1.3765103m2（1）主翼蒙皮的厚度计算经计算分析，沿展长方向的任意位置扭矩为Mtz=-1098.87Z3+2087.85Z2-1322.3Z+274.78而主梁的弯矩也会传给根肋一部分，经计算，传给根肋的占主梁弯矩的0.4410986倍，此时的主梁弯矩为1609.66Nm；所以，此时根肋处的扭矩Mt为Mt=1609.660.4410986+274.78=984.8Nm取桁条间距为b=90mm，则3Mtb2KE3984.80.0923.67.1101022.645710-31.85mm即主翼蒙皮厚度应该大于1.85mm，我们取1.9mm。（2）尾翼蒙皮厚度的计算经计算，沿展长方向的任意位置扭矩为Mtz=-335.89Z3+806.14Z2-644.91Z+169.29同样，尾翼主梁的弯矩也会以扭矩的形式传给根肋一部分，占主梁的0.2716倍，而此时的主梁弯矩为1727.13 Nm，所以，此时根肋处扭矩为Mt=169.29+1727.130.2716=638.38Nm取桁条间距b=80mm,则3Mtb2KE3638.380.0823.61.03101121.376510-31.588mm即尾翼蒙皮厚度应该大于1.588mm，此处取1.6mm。5. 翼肋计算的探索1.由飞行器结构与强度设计P98，在超声速情况下，气动力分布载荷大致如下：对主翼，(z=0处)设分布载荷为y1=-kx （-0.31128x0)y2=-kx （0x0.31128)取0z0.175进行分析Q1=00.1753178.28-500064.13dzQ1=4782.17N代入，200.31128kxdx=4782.17解得：k=49354.025y1=-49354.025x （-0.31128x0)y2=-49354.025x （0x0.31128)2.z=0处，剖面受力图由牛顿第三定律，翼肋凸缘的剪流和蒙皮上的剪流相等q=Mt=274.78+1609.660.441098622.6425110-3=186113.1N/M由前面刚度分配：R1=0.37214782.17=1779.445NR2=0.62794782.17=3002.725N将肋看做一个梁，得到其内力：Q=0x49354.025xdx=24677.01x2Z=0.186768, Q=860.79N