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1、飛行器結構課程設計 目錄 一、 飛行器結構設計題目 導彈的總體設計 導彈總體參數(shù)的給定： 一． 彈身的設計 1.幾何參數(shù)的確定 2. 彈身艙段尺寸布置 3. 導彈質量分布 4. 質心位置的確定（精確計算） 2.2 質點的變化 2.3 彈身的外形設計 2.4 升力的計算 3. 彈翼的設計 3.1 翼載P0的確定 3.2 主尾翼的幾何外形 3.3 主尾翼的布置 4. 翼型的設計 二、 導彈的結構分析

2、 飛行器結構設計題目 地空導彈 設計要求 彈身總長：5.8m 彈身直徑：0.35m 主翼展：0.95m， 尾翼翼展1.2m 發(fā)射彈重：600Kg 最大速度：2.5Ma 目標高度：10Km 射程：30Km 發(fā)射推力：1.5105N 導彈總體設計 導彈總體參數(shù)的給定： 1． 地空導彈 目標：亞音速和超音速飛機 制導體制：比例導引法 動力裝置：固體火箭

3、發(fā)動機（位于導彈尾部第四艙，單級助推） 發(fā)射方案：路基傾斜發(fā)射（三聯(lián)裝定角傾斜發(fā)射） （以上方案參考SA-6） 2.外形設計： 翼面沿彈身周向的配置形式及其特點：“X”-“X”型布局 翼面沿彈身縱向的配置形式及其特點：正常式布局（如果靜定度太大，可在前面加以固定小前翼或可調節(jié)的小前翼） 一． 彈身的設計 1.幾何參數(shù)的確定 由課程設計題目知道：彈身總長是5.8米，彈身直徑是0.35米。 參考｛《戰(zhàn)術導彈總體設計原理》（哈爾濱工業(yè)大學出版社）韓品堯編著｝P135～P137 通過“彈身外形參數(shù)設計”知道： (1)彈身頭部長細比 : λn=LnD 在超音速飛

4、行條件下，通常取λn=3～5。經過多次檢驗λn=3最為合適。 此時： 彈身頭部長度Ln=30.35=1.05m; (2)彈身尾部長細比 : λTS=LTSD 依現(xiàn)有導彈統(tǒng)計，有翼導彈通常是λTS=2～3。經過多次檢驗λTS=2最為合適。 此時： 彈身尾部長度LTS=20.35=0.7m; (3)彈身尾部收縮比 : ηTS=DTSD 依現(xiàn)有導彈統(tǒng)計，有翼導彈通常是ηTS=0.4～1。經過多次檢驗ηTS=0.5最為合適。 此時： 彈身尾部直徑DTS=0.50.35=0.175m。 2. 彈身艙段尺寸布置 參考｛《有翼導彈結構設計圖冊》（宇航出版社）王俊生等編著｝ 通過“

5、薩姆六”地空導彈等比例模型，將設計的導彈分成四個艙段:雷達導引頭艙，戰(zhàn)斗部艙，儀器艙，動力裝置艙。 第一艙: 雷達導引頭艙（按等比例模型計算） 長度L1=1.05m ； 第二艙: 戰(zhàn)斗部艙（按等比例模型計算） 長度L2=0.67m ； 第三艙: 儀器艙（按等比例模型計算） 長度L3=1.28m ； 第四艙: 動力裝置艙（按等比例模型計算） 長度L4=2.80m 。 3. 導彈質量分布 3.1彈體質量分布（粗略計算） 引入假設： （1）彈翼質量融合到彈身上 （2）不計彈上機構等的質量 （3）各艙段彈身質量之比等于殼體表面積之比 （4）各艙段總

6、質量在艙段內均勻分布 （5）第四艙段分兩部分來計算：圓柱段和收縮段。收縮段只有殼體，沒有其他組件。 各艙段質量=各艙段彈身殼體質量+各艙段內儀器組件質量 參考｛《戰(zhàn)術導彈總體設計原理》（哈爾濱工業(yè)大學出版社）韓品堯編著｝P247 由建立起的質量模型可計算 第一艙（雷達導引頭艙）質量: 頭錐質量 7.723kg + =22.824kg 制導雷達質量 15.101kg 質心到頭錐頂點距離為：0.7m 第二艙（戰(zhàn)斗部艙）質量: 艙段彈身質量 9.722kg +

7、 =125.494kg 戰(zhàn)斗部質量 115.772kg 質心到頭錐頂點距離為：1.385m 第三艙（儀器艙）質量: 艙段彈身質量 18.573kg + 引信質量 6.040kg + 控制設備質量 17.617kg =57.330kg + 電氣設備質量 7.550kg + 動力附件質量 7.550kg 質心到頭錐頂點距離為：2.36m 第四艙（動力裝置艙）質量: 艙段彈身質量 圓柱段 30.470kg + 收縮段 7.678kg

8、 固體燃料棒質量 254.431kg =394.352kg + 發(fā)動機及其組件質量 101.773kg 其中圓柱段質心到頭錐頂點距離：4.05m收縮段質心到頭錐頂點距離：5.51m 附：固體燃料棒質量的計算方法：將其余的各個部分質量分別確定后，最后剩余質量由發(fā)動機及其組件與固體燃料棒質量組成，由于α=發(fā)動機及其組件質量固體燃料棒質量=0.2~0.4，取α=0.4較為合適，由此可分別計算出固體燃料棒質量，發(fā)動機及 其組件質量。注：參考｛《有翼導彈系統(tǒng)分析與設計》北航出版社｝P94 3.2導彈質心的確定（粗略計算） 通過對

9、頭錐頂點取矩可得： 質心位置 x=3.22m xL=55.5％ 4. 質心位置的確定（精確計算） 引入以下假設： 忽略彈身上各種機構、部件、操縱面質量的影響（小質量） 各艙段彈身質量之比等于各艙段彈身表面積之比 收縮段內是空的，設有儀器設備、器件 其余艙段質量是均勻分布的 計算原理和參考書籍與粗略計算時相同。 彈翼質量的確定： 參考《戰(zhàn)斗導彈總體設計原理》（P92） 由3.5.2彈體結構質量比估算一節(jié)可知 地空導彈： qw=9~15Kg/m2 取 qw=10Kg/m2 由彈翼部分計算結果知，一個主彈翼與一個尾翼的面積分別為：

10、S主=0.18482m2 S尾=0.16932m2 得主翼與尾翼總得質量分別為： m主=7.393Kg m尾=6.773Kg 建立質量計算模型： 第一艙（雷達導引頭艙）質量: 頭錐質量 6.248kg + =21.349kg 制導雷達質量 15.101kg 第二艙（戰(zhàn)斗部艙）質量: 艙段彈身質量 7.865kg + =123.637kg 戰(zhàn)斗部質量 115.772kg 第三艙（儀器艙）質量: 艙段彈身質量 15.025kg

11、+ 引信質量 6.040kg + 控制設備質量 17.617kg =53.782kg + 電氣設備質量 7.550kg + 動力附件質量 7.550kg 第四艙（動力裝置艙）質量: 艙段彈身質量 圓柱段 24.651kg + 收縮段 6.211kg 固體燃料棒質量 254.431kg =387.066kg + 發(fā)動機及其組件質量 101.773kg 對頭錐頂點取矩可得： 質心位置 x1=3.23m

12、 x1L=55.7％ 當燃料燃盡后，對頭錐頂點取矩得到： 質心位置 x2=3.23m x2L=45.3％ 5.彈身升力計算 參考｛《導彈空氣動力學》（國防工業(yè)出版社）苗瑞生等編著｝P367～P368 解得頭錐縱向截面半角θ=9.462 CyBα=Cynα+Cycα+Cytα 頭部升力系數(shù)Cynα=257.3（cosθ）2 圓柱段彈身升力系數(shù)Cycα=0 收縮段升力系數(shù)Cytα=-0.2[1-(DTSD)2]257.3 代入數(shù)據(jù)解得CyBα=0.02872 α=12時，L彈身=12ρv2SCyBα=3834.9N。 二．彈翼的設計 1.

13、過載的計算 ny=cosθ+v2gr 當θ=0時承受過載最大，取r=10000m,此時 ny=1+(2.5320.53)29.8104=7.5 取安全系數(shù)K=1.2 n=nyK=9 2.升力的分配 由《戰(zhàn)術導彈總體設計原理》p100, nya≈YG 得：Y=nyaG=6009.89=522920N Y=Yb+Yw?Yw=Y-Yb=519085N 此處，彈翼的升力需要分配到主翼和尾翼上；根據(jù)工程經驗，取主翼尾翼升力比為1.2:1，即 Y主：Yw尾=1.2:1 因此得 Y主=26773.7N，Y尾=24545.45455N 3.主翼翼載P0的確定 （

14、1）首先選取P0=600Kg/m2 根據(jù)選定的法向過載算出升力，然后將升力按比例分配，得到主翼的升力 Y=26773.7N 主翼的等效面積為 S=YnyP0=26773.796009.8=0.505027815m2 一個主彈翼的等效面積為 S主=0.50502781522=0.178872494m2 展弦比 λ=l2S=2.522746734 此時的彈翼參數(shù)如圖所示 以下公式均來源于《導彈空氣動力學》 ηk=η+Dl(η-1)=5105263158 λk=λ(1-Dl)1-(D/l)(η-1

15、)(η+1)=2.045470325 tanχ0.5=tanχ0-2λkηk-1ηk+1=0.293889508 λktanχ0.5=0.601142267 λk(Ma2-1)=4.686761298 Καα=(1+Dl)2=1.872576177 ΚW=(1+0.41Dl)2=1.324922161 由經驗公式圖標得 Cywαλk=0.01385 Cywα=0.028329764 此時，主翼升力為 L=Cywαα2qS=14065.665251N 校正后升力為 Y=ΚααL=26339.00485N 此時的翼載 P0=5

16、90.26Kg/m2 翼載 Δ=600-590.26600100%=1.62% （2）再將P0=590.26Kg/m2代入計算，同理可得 此時的P0=580.68Kg/m2 L=26339.00588N 此時的誤差為 翼載 Δ=590.26-580.68590.26100%=1.62% (3)再將P0=580.68Kg/m2代入計算，可得 此時的P0=577.41Kg/m2 升力L=26624.2657N 誤差為 翼載 Δ=580.68-577.41580.68100%=0.56

17、% 所以，我們選取 P0=580.68Kg/m2 此時的彈翼參數(shù)為 4. 尾翼翼載P0的確定 尾翼翼載P0的確定與主翼翼載的P0確定過程大致相同，公式與經驗圖表均在《導彈飛行力學》中。 同樣根據(jù)選定的法向過載算出升力，然后將升力按比例分配，得到主翼的升力 Y=24545.45455N (1) 翼載 P0=550Kg/m2時， 面積S=0.325222606 m2. b0=0.433630141 m2b1=0.108407535 m2 b=b0-Ｙtanθ =0.433630141-0.542037676Ｙ 翼載誤差?

18、 ?=2.54% （2） 翼載 p0=535.98Kg/m2 時， 面積S=0.331859802 m2. b0=0.442479736 m2 b1=0.110619934 m2 b=b0-Ｙtan-1θ =0.442479736-0.553099Ｙ 翼載誤差? ?=1.367% （3） 翼載 p0=528.655Kg/m2 時，面積S=0.338632353 m2 b0=0.451509804 m2b1=0.112877451 m2 b=b0-Ｙtan-1θ =0.451509804-0.564387255Ｙ 翼載誤差

19、? ?=0.743% 最終我們可以取翼載 p0=528.655Kg/m2 .尾翼升力L2=22616.09328 Ｎ 4.彈翼位置的確定（參考部分地空導彈圖片） 尾翼位置：尾翼的后緣根部與單身尾部收縮段前段重合 如圖所示： 主翼位置：通過壓心位置確定 由彈翼部分計算得： L主/L尾=1.2/1 主翼總得面積 S主=0.73928m2 尾翼總得面積 S尾=0.67728m2 主翼總升力 L主=26624.266N 尾翼總升力 L尾=22616.093N 主翼根部弦長

20、bm1=0.45054m 尾翼根部弦長 bm2=0.35274m 尾翼位置距離彈頭 4.92363m 參考《戰(zhàn)術導彈總體設計原理》（P152 Xp-Xg≥0.02LB） 所以 XpLB≥57.5％ 認為導彈焦點是彈翼和彈身（初步設計時可只考慮彈身頭部，不考慮彈身圓柱段和尾部）由攻角α產生的升力合力的作用點，因總升力對導彈理論頂點的力矩應等于各分力力矩之和。因此可得： xfw=Lαxf-Lbαxfb-LrαKrbxfrLwαKwb 其中Lα、Lbα、Lr、αLwα分別為由攻角α所產生的導彈總升力、彈身、單獨舵面和單獨彈翼的升力對攻角α的偏導數(shù)，xf、xf

21、b、xfr、xfw分別為L、Lb、Lr和Lw的作用點（壓力中心）；Krb、Kwb為舵面和彈翼的干擾因子。 此處默認將尾翼放于第四艙，翼根與發(fā)動機收縮段起始處相齊。將Xp代入上式可得主翼的位置： 求得主翼位置： x1=1.98553 x1-bm2=1.76026>1.72 x1XpLB=34.23％ 所以，主翼布置在第三艙段 三.翼型的設計和阻力的求解 1.翼型的設計 導彈為超音速，所以此處選雙弧形翼型。雙弧形翼型由上下兩弧構成。它沿翼弦方向在較長距離內是處于順壓區(qū)（?p?x<0）,因此，可以延緩氣流的分離和轉換，這對改善氣動加熱狀況是有利的。它適用于任何結構形式。不

22、過其工藝性較差。 目前超聲速導彈彈翼翼型的相對厚度c通常在2%~5%范圍內，此處取4%。 翼型的部分幾何參數(shù)： 以翼型頭部為坐標原點 x y 0 0 0.1 0.007207376 0.2 0.012807369 0.3 0.016804296 0.4 0.019201227 0.5 0.02 0.6 0.019201227 0.7 0.016804296 0.8 0.012807369 0.9 0.007207376 1 0 主翼： 尾翼： 2.阻力系數(shù)的計算 2.1主翼阻力系數(shù)的計算 小攻角下的阻力系數(shù)可以看成

23、是型阻cxp、波阻cxw和誘導阻力cxi的疊加。 型阻系數(shù)的計算 尾翼的幾何弦長為 l=SL=0.39 雷諾數(shù) Re=ρνlμ=8.3106 由經驗公式圖表 P422 當Ma=0時 2cf=0.0061 再由表 7-46 Ma=2.5 的情況下，校正系數(shù)為0.68，校正后的平板摩擦阻力系數(shù)為 2cf=0.680.0061=0。004148 型阻系數(shù) cxp=2cfηc=0.0045

24、8354 波阻系數(shù)的計算 對于菱形翼： λktanχc=0.972973 λk(Ma2-1)=4.535847585 由P446經驗公式圖表 得 cxwλkc2=0.95 cxw=1.9796061810.0420.95=0.003008 再由菱形與雙弧形的轉化關系（P449）， 對于雙弧形彈翼 K=43 φ=0.87 cxw=cxwrh1+φK-1=0.0030081+0.87(43-1)=0.00389 (3)誘導阻力系數(shù) 在攻角很小和不考慮舵偏角的情況下，對于“”型布局彈翼，誘導

25、阻力系數(shù)為 (cxiΙ)=2(cnΙ)sinα2+Καα-KWKWsinα2 (P461 7-10-34) ①導彈巡航狀態(tài)下的攻角為 6000=3834.912α+2266.09328+26624.2657112α α=1.36ο 由 P406（公式7-4-10） A=cyw-57.3cywαsinαcosα(sinα)2 代入數(shù)據(jù)得 A=0.020202813 由 P406（公式7-5-25） (cnΙ)=57.3(cywαsinαefcosαef）Ι+sinαef2Ιsgnαef 由 P414（公式7-5-24）

26、 (αefΙ)=KWΙα2 代入數(shù)據(jù)得 (αefΙ)=1.124234 (cnΙ)=57.3(cywαsinαefcosαef）Ι+AsinαefΙ2sgnαef=0.03116 (cxiΙ)=2(cnΙ)sinα2+Καα-KWKWsinα2=0.0014783 ②對于任意小攻角狀態(tài)下的誘導阻力 A=cyw-57.3cywαsinαcosα(sinα)2=0.027714486α-0.79402sin2α(sinα)2 在不計舵偏角（即δ=0時），對于“”型布局 (αefΙ)=1.324922162α2=0.936861444α (cnΙ)

27、=57.3(cywαsinαefcosαef）Ι+AsinαefΙ2sgnαef (cnΙ)=0.79402sin1.873722889α+A(sin0.937α)2 (cxiΙ)=2(cnΙ)sinα2+Καα-KWKWsinα2=2.8267(cnΙ)sinα2 在最大攻角，即α=12ο時，計算得誘導阻力系數(shù)為： (cxiΙ)=0.13 2.2尾翼阻力系數(shù)的計算 在小攻角下，對于尾翼阻力系數(shù)，同樣可以看成是型阻cxp、波阻cxw和誘導阻力cxi的疊加。 型阻系數(shù)的計算 尾翼的幾何弦長為 l=SL=0.2822 雷諾數(shù) Re=ρνlμ=610

28、6 同主翼型阻系數(shù)計算過程相同，可得尾翼型阻系數(shù) cxp=2cfηc=0.0052819 激波阻力： 對于菱形翼： λktanχc=1.030295992 λk(Ma2-1)=8.365606383 cxwλkc2=0.6 cxw=3.6510499510.0420.6=0.003505 對于雙弧形，由菱形翼與雙弧翼之間的轉化關系可得： cxw=cxwrh1+φK-1=0.045711 誘導阻力系數(shù)的計算 在不考慮下洗，不考慮舵偏角的情況下： 由 P416（公式7-5-36） (αefΠ)=KWΠα2 KWΠ=1+0.410.351.22=1.25346684

29、 ΚααΠ=1+0.351.22=1.668402778 ①對于巡航狀態(tài)下 代入數(shù)據(jù)得 (αefΠ)=1.2054 A=cyw-57.3cywαsinαcosα(sinα)2=0.021183642 由 P408（公式7-4-22） cnΠ=57.3(cywαsinαefcosαef）Π+AsinαefΠ2sgnαef 代入數(shù)據(jù)得cnΠ=0.03503043 再由P462頁可知，對于“”布局，在攻角比較小，和舵偏角為零時，有 cxiΠ=(cxiΠ) 由 P459（公式7-10-25） (cxiΠ)=cxiΠ=cnΠ(sinα+Καα-ΚWΚWsin

30、α) 將α=1.36ο代入 (cxiΠ)=cxiΠ=0.0011067 ②對于任意小攻角狀態(tài)下的誘導阻力： αefΠ=KWΠα2=0.886334902α A=cyw-57.3cywαsinαcosα(sinα)2=0.02906α-0.83257sin2α(sinα)2 cnΠ=57.3(cywαsinαefcosαef)Π+AsinαefΠ2sgnαef cnΠ=0,。83257sin1.77267α+A(sin0.8863355α)2 (cxiΠ)=cxiΠ=cnΠsinα+Καα-ΚWΚWsinα=1.331cnΠsinα 在最大攻角，即α=12ο時，計算得誘導阻力系

31、數(shù)為： (cxiΠ)=.085786 2.3彈身阻力的計算 導彈的阻力系數(shù)通常給成兩項之和的形式 ：Cx=Cx0+Cxi 其中：Cx0→零升阻力系數(shù) Cxi→誘導阻力系數(shù) 彈身零攻角下的阻力系數(shù)： CxoB=Cxf+Cxn+Cxt+Cxb 其中：Cxf→全彈身摩擦阻力系數(shù) Cxn→彈頭部壓差阻力系數(shù) Cxt→彈尾部壓差阻力系數(shù) Cxb→彈底部壓差阻力系數(shù) 圓錐形彈身的摩擦阻力系數(shù)： Cxfcon=2cffl.Kcon2sinθc 當Ma=2.5 時，可查表 λn=1.0644855850.35→圓錐長徑比 =3.041387385 Kcon=1

32、.125 我們假設氣流在頭錐頂點立即轉為湍流. 雷諾數(shù)RCB=V.LBυ =122984939.9 由此可查表得： 2cf=0.00425 則2cffl2cf=0.7 所以2cffl=2.97510-3 則 Cxfcon=2cffl.kcon2sinθc =0.010179143 通過查表，彈頭部壓差阻力系數(shù) Cxn=0.09 尾部阻力系數(shù) Cxt=0.00125 底部阻力系數(shù) Cxb 按彈身中段截面計算的旋成體的底部阻力系數(shù)： Cxb=-Cpbn=1.Kn.SbSB -Cpbn=1=1.43Ma

33、2=0.2288 SbSB=14=ηt 則 ηt=0.5 λt=4.031433 1-ηt2λtηt2=0.248050118 查表：Kn=0.58125 Cxb=-Cpbn=1.Kn.SbSB =0.0332475 故彈身的總的零升阻力： CxoB=Cxf+Cxn+Cxt+Cxb =0.134676643 彈身的誘導阻力系數(shù)： 在小攻角下， CxiB=(57.3CＹα+2S)α57.32 由圖： 圓錐形頭部 ，Ma=2.5 , λn=3.041387385 Ma2-1λn=0.753369287 , S=-0.06

34、7 考慮修正， 彈身的總的法向力系數(shù)為: ?CＹB=57.3CＹBακasinαcosα+4Ss※πD2Cxc※sinα2sgnα 其中：Cxc※→對彈身長度平均的圓柱阻力系數(shù) Ss※→彈身平面投影面積， κa≈1-0.45(1-?-0.06Ma2)(1-?-0.12α) 可得κa≈0.997238694 查表得：Masinα=0.410996641 ,Cxc※=0.8 我們假設： ?CyB=CyBααmax , 則57.3CＹBακasinαcosα+4Ss※πD2Cxc※sinα2sgnα≤CyBααmax 所以可得: cyBα≤0.1467352

35、87 由式子 CxiB=(57.3CＹα+2S)α57.32 =2.5210-3 故彈身總的阻力系數(shù) ： Cx=Cx0+Cxi =0.134676643+2.5210-3α2 動壓頭 →q=12ρv2=115654.39 pa 特征面積→S=πr2=0.096211275 m2 F彈身=Cx.q.S =1498.581527+28.04068593α2 Ｎ 3.升阻比的計算 巡航狀態(tài)下的升阻比(α=1.36ο) 主翼阻力系數(shù)： CD主=0

36、.00458354+0.00389+0.0014783=0.0099518 尾翼阻力系數(shù)： CD尾=0.0052819+0.0045711+0.0011067=0.010997 彈翼阻力： DW=CD主S主+CD尾S尾qα=9367.5N 彈身阻力： DB=1498.5+28.0411.362=1550N 升阻比 LD=6009.89367.5+1550=0.54 (2)最大攻角下的升阻比(α=12ο) 主翼阻力系數(shù)： CD主=0.00458354+0.00389+0.13=0.13847 尾翼阻力系數(shù)： CD尾=0.0052819+0.0045711

37、+0.085786=0.09564 彈翼阻力： DW=CD主S主+CD尾S尾qα=19331N 升阻比 LD=26624.657+22616.1+3834.919331+5536.34=2.29 結構設計 四.彈翼結構設計 彈翼采用單梁式的結構形式，在彈翼中布置有主梁、輔助梁、肋、桁條，外面包裹蒙皮 主翼 尾翼 1.主翼剛心、壓心位置，主梁、輔助梁參數(shù)的確定 導彈廣泛地采用大根梢比（η=3～6）的梯形彈翼，從氣動觀點看，這種彈翼在氣動性能上和三角翼差別不大。（北航《飛機結構設計》P142） 彈翼外載q的計算 一個主彈翼的升力為 L=2

38、6624.265724=9413.1N 一個主彈翼的面積為 S=0.0184823821m2 沿翼展方向的空氣動力分布載荷qb為 qb=L24C(Z)S=31707.28-50064.13Z (0≤Z≤0.475) 由（哈爾濱工程大學出版社《高等空氣動力學》P123），對超聲速薄翼型線性化近似理論，隨迎角的變化，它的升力作用點始終在翼弦中點處；即壓心在50%弦長處。 彈翼結構質量qw約占空氣動力的8％～15％，此時，我們取qw=0.1qb,質量力qw的作用點xm，也就是剖面的質心，一般位于距前緣40％～50％弦長處，我們取50％c（《飛機結構設計》P44） 分布力q

39、為 ： q=qb-qw=2856.54-45057.68z 剛心的求解 （1） 主翼剛心的求解、內力 主梁布置在50％氣動弦長處，輔助梁布置在30％氣動弦長處， 主梁高度為0.04 cz, 輔助梁高度為0.0336cz H=0.04cz=0.0249-0.0393z (0≤z≤0.475) h=0.0336cz=0.0209-0.033z (0≤z≤0.475) 剛心的確定，《導彈現(xiàn)代結構設計》P196 R1E1J1=R2E2J2 R1+R2=ΔQ R1H13=R2H23 R1=H13H13+H23ΔQ

40、 R2=H23H13+H23ΔQ x0=H23H13+H23B=12.55％cz 所以，主翼剛心線位于42.557％處。 ①運用材料力學里的切面法，主翼剖面內力的表達式為 剪力 Qz=z0.475qdz=22528.86z3-28536.53z+8471.77 (0≤z≤0.475) 彎矩 Mz=z0.475Q(z)dz Mz=-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+1609.66 (0≤z≤0.475) 扭矩 Mtz=z0.475(qye-qwd)dz Mtz=-1098.87z3+208

41、7.85z2-1322.3z+274.78 (0≤z≤0.475) ②主輔梁內力的求解 主梁 R2=H23H13+H23ΔQ 輔助梁 R1=H13H13+H23ΔQ 解得 R1=0.3721Q(z) R2=0.6279Q(z) 主梁剪力 R2=14144.97z2-17916.95z+5319.09 (0≤z≤0.475) 輔助梁剪力 R1=8382.99z2-10618.44z+3152.35 (0≤z≤0.475) ②主翼輔助梁的內力計算 主梁傳給輔助梁

42、一個集中力Q1 Q1=0.721M(0)0.475=1261N 任一剖面剪力 Q=R1-Q1=8382.99z2-10618.44z+1891.35 彎矩 M(z)=z0.475Q(z)dz=-2794.33z3+5309.22z2-1891.35z 令 Qz=0， 解得 z1= 0.2144m z2=1.052m(舍去) 所以，彎矩最大在z1= 0.2144m處，此時最大彎矩為 M(z)max=188.99 N?m ③腹板厚度的確定（主翼主輔梁均采用LY12） 由《實用飛機機構應力分析及尺寸設計》可知矩形截面最大剪應力為fs

43、=vbh的1.5倍，所以： t≥1.5QHτ 主梁腹板厚度的計算 Q=R2=14144.97z2-17916.95z+5319.09 H=0.029-0.0393z t≥1.5QHτ=1.53456014144.97z2-17916.95z+5319.09249-393z 代入數(shù)據(jù)得，z=0處，Q=5319.09N t≥0.927mm 輔助梁腹板厚度的確定 Q= R1=8382.99z2-10618.44z+3152.35 h=0.209-0.033z t≥1.5QHτ=1.524560838.99z2-10618.44z+1891.35209-330z 同

44、樣代入z=0，可得輔助梁腹板厚度 t≥0.33mm ④凸緣厚度的確定 設梁的凸緣寬度為3H,厚度為t，梁的高度為H，則由 P=MH σ=P3Ht≤σb 聯(lián)立可得 t≥P3Ht=M3H2σb 主翼主梁凸緣寬度的計算 Mz=-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+1609.66 H=0.029-0.0393z 代入數(shù)據(jù)得 t≥112.96-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+1609.66 (0.029-0.0393z )2 當z=0時，計算可得 t≥2mm 主翼輔

45、助梁凸緣寬度的計算 M(z)=-2794.33z3+5309.22z2-1891.35z h=0.209-0.033z 代入數(shù)據(jù)可得 t≥112.96-2794.33z3+5309.22z2-1891.35z(0.209-0.033z)2 由于凸緣的作用主要是承彎，代入彎矩最大處，即z=0.2144m，解得 t≥0.763m 2.尾翼剛心、壓心位置，主梁、輔助梁參數(shù)的確定 彈翼外載的計算 一個尾翼的升力為 L=22616.0932824=7996N 一個尾翼的面積為 S=0.169316m2 沿翼展方向的空氣動力載荷qb為 qb=L24C(Z)S=2

46、1322.69-26653.36z (0≤Z≤0.6) 對于尾翼，與主翼相同，壓心取在50%處，彈翼結構質量qw約占空氣動力的8％～15％，此時，我們取qw=0.1qb,質量力qw的作用點xm同樣取50％弦長處。（《飛機結構設計》P44） 分布力q為 q=qb-qw=19190.42-23988.02z 尾翼剛心的求解、內力以及腹板和凸緣厚度的計算 尾翼主輔梁的布置與尾翼相同， 主梁布置在50％氣動弦長處，輔助梁布置在30％氣動弦長處， 主梁高度為0.04 cz, 輔助梁高度為0.0336cz H=0.04cz=0.01806-0.022575z (0≤z

47、≤0.6) h=0.0336cz=0.01517-0.01896z (0≤z≤0.6) 尾翼剛心的確定，《導彈現(xiàn)代結構設計》P196 R1E1J1=R2E2J2 R1+R2=ΔQ R1H13=R2H23 R1=H13H13+H23ΔQ R2=H23H13+H23ΔQ x0=H23H13+H23B=12.557％cz 所以，尾翼剛心線位于42.557％弦長處。 ①運用材料力學里的切面法，尾翼主梁的內力表達式為 剪力 Qz=z0.6qdz=1194.01z2-19190.42z+7196.4 (0≤z≤0.6) 彎矩

48、 Mz=z0.6Q(z)dz Mz=-3998z3+9595.21z2-7196.4z+1727.13 (0≤z≤0.6) 扭矩 Mtz=z0.6(qye-qwd)dz Mtz=-335.89z3+806.14z2-644.91z+169.21 (0≤z≤0.6) ②主輔梁內力的求解 主梁 R2=H23H13+H23ΔQ 輔助梁 R1=H13H13+H23ΔQ 解得 R1=0.3721Q(z) R2=0.6279Q(z) 主梁剪力

49、 R2=7530.56z2-12048.89z+4518.33 (0≤z≤0.6) 輔助梁剪力 R1=4462.97z2-7140.76z+2677.8 (0≤z≤0.6) ②尾翼輔助梁的內力計算 主梁會傳給輔助梁一個集中力Q1 Q1=0.3721M(0)0.475=1071.1N 任一剖面剪力 Q=R1-Q1=4462.97z2-7140.76z+1606.68 彎矩 M(z)=z0.6Qzdz=-1487.66z3+3570.38z2-1606.68z 令 Qz=0， 解得 z1= 0.27m z2=1.329m(

50、舍去) 所以，彎矩最大在z1= 0.2144m處，此時最大彎矩為 M(z)max=202.8 N?m ③腹板厚度的確定 尾翼主梁選用TA6，σb=686MPa,輔助梁還是選用LY12 主梁腹板厚度的計算 剪力 Q=7530.56z2-12048.89z+4518.33 高度 H=0.04cz=0.01806-0.022575z 腹板厚度為 t≥1.5QHτ=1.5548.87530.56z2-12048.89z+4518.330.01806-22575z 在翼根處，即z=0時， Q=4518,.3N 解得此時 t

51、≥0.6838mm 尾翼輔助梁腹板厚度的計算 內力 Q=4462.97z2-7140.76z+1606.6 高度 h=0.209-0.033z 腹板厚度 t≥1.5QHτ=1.534564462.97z2-7140.76z+1606.681517-1896z 將z=0代入得： Q=1606.68N t≥0.4597mm ④凸緣厚度的確定 尾翼凸緣厚度的確定與主翼過程相同，只是尾翼主梁的材料選用的是鈦合金 a.尾翼主梁凸緣寬度的計算 Mz=-3998z3+9595.21z2-7196.4z+1727

52、.13 H=0.01806-0.022575z 代入數(shù)據(jù)得 t≥120.58-3998z3+9595.21z2-7196.4z+1727.13 (18.06-225.75z )2 當z=0時， M=1727.13N?m H=0.01806m 計算可得 t≥2.57mm b.尾翼輔助梁凸緣寬度的計算 M(z)=-1487.66z3+3570.38z2-1606.68z h=0.01517-0.01896z 代入數(shù)據(jù)可得 t≥M3H2?σ=120.58-1487.66z3+3570.38z2-1606.68z(151.7

53、-189.6z)2 由于腹板的作用主要是承彎，代入彎矩最大，即 z=0.27m M(z)max=202.8 N?m 解得 t≥0.975m 3.主輔梁腹板厚度的設計與強度校核 （1） 主翼主梁根部 由穩(wěn)定性進行設計分析 QHt≤KE(Ht)2 t≥3QHKE 取K=0.5 t≥35319.090.02490.57.061010 t≥1.55mm 我們取t=1.6mm滿足以上要求; H=24.9mm B=74.

54、7mm h=20.9mm b=73.1mm W=BH3-bh36H=3252.23(mm3) σmax=MW=1609.663252.23=494MPa>σb 加厚樸腹板厚度，取t=2mm； H=24.9mm B=74.7mm h=20.9mm b=72.7mm W=BH3-bh36H=3276.67(mm3) σmax=MW=1609.663276.67=491MPa>σb 純粹增加腹板厚度正應力變化不大，考慮加厚凸緣厚度至2.5mm，則 H=24.9mm B=74.7mm h=19.9mm b=72.7mm W=BH3-bh36H=3884。

55、3(mm3) σmax=MW=1609.663884.3=414MPa<σb 從剪應力角度校核主梁強度 Iz=BH3-bh312=48359.8mm4 SZmax=24.92.50.524.9-2.5+19.92219.94=796.2025mm3 τmax=QSZmaxIzt=5319.09796.202548359.82=0.44MPa<τb 所以，取腹板厚度2mm,凸緣厚度2.5mm滿足強度要求。 腹板厚度 凸緣厚度 翼根高度 翼根凸緣寬度 2mm 2.5mm 24.9mm 74.7mm 主翼輔助梁根部 由穩(wěn)定性進行設計分析 Q

56、Ht≤KE(Ht)2 t≥3QHKE 取K=0.5 t≥31891.350.02090.57.061010 t≥1.04mm 我們取t=1.1mm滿足上述要求，由于輔助梁彎矩最大不在翼根出，所以將剪力與最大彎矩分開設計； Z=0處剪力最大，令凸緣厚度為1mm,則 H=20.9mm B=62.7mm h=18.9mm b=61.6mm Iz=BH3-bh312=13044.23mm4 SZmax=62.710.520.9-1+18.921.118.94=672.98mm3

57、 τmax=QSZmaxIzt=1891.35672.9813044.231.1=0.89MPa<τb 再考慮最大彎矩處（取凸緣厚度為1mm） H=16.5mm B=49.5mm h=14.5mm b=48.4mm W=BH3-bh36H=7556(mm3) σmax=MW=202.8755.6=268MPa<σb 所以，取根部與最大彎矩處凸緣厚度為1mm，腹板厚度為1.1mm滿足強度要求。 翼根處腹板厚度 翼根處凸緣厚度 翼根高度 翼根凸緣寬度 1.1mm 1mm 20.9mm

58、 62.7mm 彎矩最大處腹板厚度 彎矩最大處凸緣寬度 彎矩最大處高度 彎矩最大處凸緣寬度 1.1mm 1mm 16.5mm 49.5mm 尾翼主梁根部（鈦合金） 由穩(wěn)定性進行設計分析 QHt≤KE(Ht)2 t≥3QHKE 取K=0.5 t≥34518.330.0180.51.031011 t≥1.165mm 我們取t=1.2mm滿足上述要求， H=18.06mm B=54.18mm h=12.

59、92mm b=52.8mm W=BH3-bh36H=1884.594(mm3) σmax=MW=1727.131884.594=916MPa>σb 經反復設計、校核，當取腹板厚度3.2mm，凸緣厚度加厚至4.3mm時 H=18.06mm B=54.18mm h=9.46mm b=50.98mm W=BH3-bh36H=2547(mm3) σmax=MW=1727.132547=678MPa<σb 此時 Iz=BH3-bh312=22999.1mm4 SZmax=54.184.30.518.06-4.32+9.4623.29.464=1

60、638.66mm3 τmax=QSZmaxIzt=4518.321638.6622999.13.2=1MPa<τb 所以，取腹板厚度3.2mm，凸緣厚度4.3mm滿足強度要求。 腹板厚度 凸緣厚度 翼根高度 翼根凸緣寬度 3.2mm 4.3mm 18.06mm 54.18mm 尾翼輔助梁根部 由穩(wěn)定性進行設計分析 QHt≤KE(Ht)2 t≥3QHKE 取K=0.5 t≥32677.780.015170.57.061010 t≥1.05mm

61、 考慮剪力要求，我們取t=1.2mm滿足上述要求， Z=0處彎矩為0，腹板可以薄一點，我們取成與彎矩最大處厚度相同，取厚為2mm， H=15.17mm B=45.51mm h=11.17mm b=44.31mm Iz=BH3-bh312=8093.7063mm4 SZmax=45.5120.515.17-2+11.1721.211.174=618.1mm3， τmax=QSZmaxIzt=2677。78618.18093.711.2=1.7MPa<τb 再校核彎矩最大處正應力，此時 H=13.8mm B=41.4mm h=8.866mm b=40.2mm

62、 W=BH3-bh36H=975.67(mm3) σmax=MW=202.8975.67=208MPa<σb 所以尾翼腹板厚度取1.2mm，凸緣厚度取2mm滿足強度要求。 翼根處腹板厚度 翼根處凸緣厚度 翼根高度 翼根凸緣寬度 1.2mm 2mm 15.17mm 45.51mm 彎矩最大處腹板厚度 彎矩最大處凸緣寬度 彎矩最大處高度 彎矩最大處凸緣寬度 1.2mm 2mm 13.8mm 41.4mm 4. 彈翼蒙皮厚度的確定

63、由于蒙皮主要是承受扭矩，而扭矩最大在Z=0處，所以，我們只進行根肋處的扭矩進行蒙皮厚度設計。 所以，Z=0處主翼翼根面積為 F主=0.0067520.622562=2.657210—3m2 Z=0處尾翼翼根面積為 F尾=0.0067520.451512=1.376510—3m2 （1）主翼蒙皮的厚度計算 經計算分析，沿展長方向的任意位置扭矩為 Mtz=-1098.87Z3+2087.85Z2-1322.3Z+274.78 而主梁的彎矩也會傳給根肋一部分，經計算，傳給根肋的占主梁彎矩的0.4410986倍，此時的主梁彎矩為1609.66N?m；所以，此時根肋處的扭矩Mt為

64、Mt=1609.660.4410986+274.78=984.8N?m 取桁條間距為b=90mm，則 δ≥3Mtb2KEΩ δ≥3984.80.0923.67.1101022.645710-3≥1.85mm 即主翼蒙皮厚度應該大于1.85mm，我們取1.9mm。 （2）尾翼蒙皮厚度的計算 經計算，沿展長方向的任意位置扭矩為 Mtz=-335.89Z3+806.14Z2-644.91Z+169.29 同樣，尾翼主梁的彎矩也會以扭矩的形式傳給根肋一部分，占主梁的0.2716倍，而此時的主梁彎矩為1727.13 N?m，所以，此時根肋處扭矩為 Mt=169.29+1727.13

65、0.2716=638.38N?m 取桁條間距b=80mm,則 δ≥3Mtb2KEΩ δ≥3638.380.0823.61.03101121.376510-3≥1.588mm 即尾翼蒙皮厚度應該大于1.588mm，此處取1.6mm。 5. 翼肋計算的探索 1.由《飛行器結構與強度設計》P98，在超聲速情況下，氣動力分布載荷大致如下： 對主翼，(z=0處) 設分布載荷為 y1=-kx （-0.31128≤x≤0) y2=-kx （0≤x≤0.31128) 取0

66、7N 代入，200.31128kxdx=4782.17 解得：k=49354.025 y1=-49354.025x （-0.31128≤x≤0) y2=-49354.025x （0≤x≤0.31128) 2.z=0處，剖面受力圖 由牛頓第三定律，翼肋凸緣的剪流和蒙皮上的剪流相等 q=MtΩ=274.78+1609.660.441098622.6425110-3=186113.1N/M 由前面剛度分配： R1=0.37214782.17=1779.445N R2=0.62794782.17=3002.725N 將肋看做一個梁，得到其內力： Q=0x49354.025xdx=24677.01x2 Z=0.186768, Q=860.79N