飛行器設(shè)計(jì)報(bào)告

1、飛行器結(jié)構(gòu)課程設(shè)計(jì)目錄飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)題目1導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)1導(dǎo)彈總體參數(shù)的給定：1一彈身的設(shè)計(jì)11.幾何參數(shù)的確定13. 導(dǎo)彈質(zhì)量分布24. 質(zhì)心位置的確定（精確計(jì)算）55.彈身升力計(jì)算6二彈翼的設(shè)計(jì)61. 過載的計(jì)算6三.翼型的設(shè)計(jì)和阻力的求解11結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)24四.彈翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)242.尾翼剛心、壓心位置，主梁、輔助梁參數(shù)的確定27五彈身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)41艙段強(qiáng)度計(jì)算45六. 接頭的計(jì)算,校核53七質(zhì)量校核:59總結(jié)60參考文獻(xiàn)61附 錄62飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)題目地空導(dǎo)彈設(shè)計(jì)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(biāo)高度：10K

2、m射程：30Km發(fā)射推力：1.5105N導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)導(dǎo)彈總體參數(shù)的給定：1 地空導(dǎo)彈目標(biāo)：亞音速和超音速飛機(jī)制導(dǎo)體制：比例導(dǎo)引法動力裝置：固體火箭發(fā)動機(jī)（位于導(dǎo)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(shè)計(jì)：翼面沿彈身周向的配置形式及其特點(diǎn)：“X”-“X”型布局翼面沿彈身縱向的配置形式及其特點(diǎn)：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(diào)節(jié)的小前翼）一 彈身的設(shè)計(jì)1.幾何參數(shù)的確定由課程設(shè)計(jì)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(shù)導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)原理（哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社）韓品堯編著P135P137通過“彈身

3、外形參數(shù)設(shè)計(jì)”知道：(1)彈身頭部長細(xì)比 : n=LnD 在超音速飛行條件下，通常取n=35。經(jīng)過多次檢驗(yàn)n=3最為合適。此時(shí)：彈身頭部長度Ln=30.35=1.05m;(2)彈身尾部長細(xì)比 : TS=LTSD 依現(xiàn)有導(dǎo)彈統(tǒng)計(jì)，有翼導(dǎo)彈通常是TS=23。經(jīng)過多次檢驗(yàn)TS=2最為合適。此時(shí)：彈身尾部長度LTS=20.35=0.7m;(3)彈身尾部收縮比 : TS=DTSD 依現(xiàn)有導(dǎo)彈統(tǒng)計(jì)，有翼導(dǎo)彈通常是TS=0.41。經(jīng)過多次檢驗(yàn)TS=0.5最為合適。此時(shí)：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(dǎo)彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)圖冊（宇航出版社）王俊生等編著通過“薩姆六”地空

4、導(dǎo)彈等比例模型，將設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈分成四個(gè)艙段:雷達(dá)導(dǎo)引頭艙，戰(zhàn)斗部艙，儀器艙，動力裝置艙。第一艙: 雷達(dá)導(dǎo)引頭艙（按等比例模型計(jì)算）長度L1=1.05m ；第二艙: 戰(zhàn)斗部艙（按等比例模型計(jì)算）長度L2=0.67m ；第三艙: 儀器艙（按等比例模型計(jì)算）長度L3=1.28m ；第四艙: 動力裝置艙（按等比例模型計(jì)算）長度L4=2.80m 。3. 導(dǎo)彈質(zhì)量分布3.1彈體質(zhì)量分布（粗略計(jì)算）引入假設(shè)： （1）彈翼質(zhì)量融合到彈身上（2）不計(jì)彈上機(jī)構(gòu)等的質(zhì)量（3）各艙段彈身質(zhì)量之比等于殼體表面積之比（4）各艙段總質(zhì)量在艙段內(nèi)均勻分布（5）第四艙段分兩部分來計(jì)算：圓柱段和收縮段。收縮段只有殼體，沒有其他組件

5、。各艙段質(zhì)量=各艙段彈身殼體質(zhì)量+各艙段內(nèi)儀器組件質(zhì)量參考戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)原理（哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社）韓品堯編著P247由建立起的質(zhì)量模型可計(jì)算第一艙（雷達(dá)導(dǎo)引頭艙）質(zhì)量:頭錐質(zhì)量 7.723kg + =22.824kg制導(dǎo)雷達(dá)質(zhì)量 15.101kg質(zhì)心到頭錐頂點(diǎn)距離為：0.7m第二艙（戰(zhàn)斗部艙）質(zhì)量:艙段彈身質(zhì)量 9.722kg+ =125.494kg戰(zhàn)斗部質(zhì)量115.772kg質(zhì)心到頭錐頂點(diǎn)距離為：1.385m第三艙（儀器艙）質(zhì)量:艙段彈身質(zhì)量 18.573kg +引信質(zhì)量 6.040kg +控制設(shè)備質(zhì)量 17.617kg =57.330kg +電氣設(shè)備質(zhì)量 7.550kg +動力附件質(zhì)量

6、 7.550kg質(zhì)心到頭錐頂點(diǎn)距離為：2.36m第四艙（動力裝置艙）質(zhì)量:艙段彈身質(zhì)量 圓柱段 30.470kg + 收縮段 7.678kg固體燃料棒質(zhì)量 254.431kg =394.352kg +發(fā)動機(jī)及其組件質(zhì)量 101.773kg其中圓柱段質(zhì)心到頭錐頂點(diǎn)距離：4.05m收縮段質(zhì)心到頭錐頂點(diǎn)距離：5.51m附：固體燃料棒質(zhì)量的計(jì)算方法：將其余的各個(gè)部分質(zhì)量分別確定后，最后剩余質(zhì)量由發(fā)動機(jī)及其組件與固體燃料棒質(zhì)量組成，由于=發(fā)動機(jī)及其組件質(zhì)量固體燃料棒質(zhì)量=0.20.4，取=0.4較為合適，由此可分別計(jì)算出固體燃料棒質(zhì)量，發(fā)動機(jī)及其組件質(zhì)量。注：參考有翼導(dǎo)彈系統(tǒng)分析與設(shè)計(jì)北航出版社P943

7、.2導(dǎo)彈質(zhì)心的確定（粗略計(jì)算）通過對頭錐頂點(diǎn)取矩可得：質(zhì)心位置 x=3.22m xL=55.54. 質(zhì)心位置的確定（精確計(jì)算）引入以下假設(shè)：忽略彈身上各種機(jī)構(gòu)、部件、操縱面質(zhì)量的影響（小質(zhì)量）各艙段彈身質(zhì)量之比等于各艙段彈身表面積之比收縮段內(nèi)是空的，設(shè)有儀器設(shè)備、器件其余艙段質(zhì)量是均勻分布的計(jì)算原理和參考書籍與粗略計(jì)算時(shí)相同。彈翼質(zhì)量的確定：參考戰(zhàn)斗導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)原理（P92）由3.5.2彈體結(jié)構(gòu)質(zhì)量比估算一節(jié)可知地空導(dǎo)彈： qw=915Kg/m2取 qw=10Kg/m2由彈翼部分計(jì)算結(jié)果知，一個(gè)主彈翼與一個(gè)尾翼的面積分別為：S主=0.18482m2 S尾=0.16932m2得主翼與尾翼總得質(zhì)量

8、分別為：m主=7.393Kg m尾=6.773Kg 建立質(zhì)量計(jì)算模型：第一艙（雷達(dá)導(dǎo)引頭艙）質(zhì)量:頭錐質(zhì)量 6.248kg + =21.349kg制導(dǎo)雷達(dá)質(zhì)量 15.101kg第二艙（戰(zhàn)斗部艙）質(zhì)量:艙段彈身質(zhì)量 7.865kg+ =123.637kg戰(zhàn)斗部質(zhì)量115.772kg第三艙（儀器艙）質(zhì)量:艙段彈身質(zhì)量 15.025kg +引信質(zhì)量 6.040kg +控制設(shè)備質(zhì)量 17.617kg =53.782kg +電氣設(shè)備質(zhì)量 7.550kg +動力附件質(zhì)量 7.550kg第四艙（動力裝置艙）質(zhì)量:艙段彈身質(zhì)量 圓柱段 24.651kg + 收縮段 6.211kg固體燃料棒質(zhì)量 254.431

9、kg =387.066kg +發(fā)動機(jī)及其組件質(zhì)量 101.773kg對頭錐頂點(diǎn)取矩可得：質(zhì)心位置 x1=3.23m x1L=55.7當(dāng)燃料燃盡后，對頭錐頂點(diǎn)取矩得到：質(zhì)心位置 x2=3.23m x2L=45.35.彈身升力計(jì)算 參考導(dǎo)彈空氣動力學(xué)（國防工業(yè)出版社）苗瑞生等編著P367P368解得頭錐縱向截面半角=9.462CyB=Cyn+Cyc+Cyt頭部升力系數(shù)Cyn=257.3（cos）2圓柱段彈身升力系數(shù)Cyc=0收縮段升力系數(shù)Cyt=-0.21-(DTSD)2257.3代入數(shù)據(jù)解得CyB=0.02872=12時(shí)，L彈身=12v2SCyB=3834.9N。二彈翼的設(shè)計(jì)1. 過載的計(jì)算ny

10、=cos+v2gr當(dāng)=0時(shí)承受過載最大，取r=10000m,此時(shí)ny=1+(2.5320.53)29.8104=7.5取安全系數(shù)K=1.2 n=nyK=92.升力的分配由戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)原理p100,nyaYG得：Y=nyaG=6009.89=522920NY=Yb+YwYw=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(jīng)驗(yàn)，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=24545.45455N3.主翼翼載P0的確定（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

11、=26773.7N主翼的等效面積為 S=YnyP0=26773.796009.8=0.505027815m2一個(gè)主彈翼的等效面積為 S主=0.50502781522=0.178872494m2展弦比 =l2S=2.522746734此時(shí)的彈翼參數(shù)如圖所示以下公式均來源于導(dǎo)彈空氣動力學(xué) 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

12、)2=1.324922161由經(jīng)驗(yàn)公式圖標(biāo)得 Cywk=0.01385 Cyw=0.028329764此時(shí)，主翼升力為 L=Cyw2qS=14065.665251N校正后升力為 Y=L=26339.00485N此時(shí)的翼載 P0=590.26Kg/m2翼載 =600-590.26600100%=1.62%（2）再將P0=590.26Kg/m2代入計(jì)算，同理可得此時(shí)的P0=580.68Kg/m2 L=26339.00588N 此時(shí)的誤差為翼載 =590.26-580.68590.26100%=1.62% (3)再將P0=580.68Kg/m2代入計(jì)算，可得此時(shí)的P0=577.41Kg/m2 升力L

13、=26624.2657N 誤差為翼載 =580.68-577.41580.68100%=0.56%所以，我們選取 P0=580.68Kg/m2此時(shí)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(jīng)驗(yàn)圖表均在導(dǎo)彈飛行力學(xué)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(shí)， 面積S=0.325222606 m2.b0=0.433630141 m2b1=0.108407535 m2b=b0-tan=0.433630141-0.542037676翼載誤差 =2.54%

14、（2） 翼載 p0=535.98Kg/m2 時(shí)， 面積S=0.331859802 m2.b0=0.442479736 m2 b1=0.110619934 m2b=b0-tan-1=0.442479736-0.553099翼載誤差 =1.367%（3） 翼載 p0=528.655Kg/m2 時(shí)，面積S=0.338632353 m2b0=0.451509804 m2b1=0.112877451 m2b=b0-tan-1=0.451509804-0.564387255翼載誤差 =0.743%最終我們可以取翼載 p0=528.655Kg/m2 .尾翼升力L2=22616.09328 4.彈翼位置的確定

15、（參考部分地空導(dǎo)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(jì)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 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(shù)導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)原理（P152 Xp-Xg0.02LB）所以 XpLB57.5認(rèn)為導(dǎo)彈焦點(diǎn)是彈翼和彈身（初步設(shè)計(jì)時(shí)可只考慮彈身頭部，不考慮彈身圓柱段和尾部）由攻角產(chǎn)生的升力合力的作用點(diǎn)

16、，因總升力對導(dǎo)彈理論頂點(diǎn)的力矩應(yīng)等于各分力力矩之和。因此可得：xfw=Lxf-Lbxfb-LrKrbxfrLwKwb其中L、Lb、Lr、Lw分別為由攻角所產(chǎn)生的導(dǎo)彈總升力、彈身、單獨(dú)舵面和單獨(dú)彈翼的升力對攻角的偏導(dǎo)數(shù)，xf、xfb、xfr、xfw分別為L、Lb、Lr和Lw的作用點(diǎn)（壓力中心）；Krb、Kwb為舵面和彈翼的干擾因子。此處默認(rèn)將尾翼放于第四艙，翼根與發(fā)動機(jī)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=1.760261.72x1XpLB=34.23所以，主翼布置在第三艙段三.翼型的設(shè)計(jì)和阻力的求解1.翼型的設(shè)計(jì)導(dǎo)彈為超音速，所以此

17、處選雙弧形翼型。雙弧形翼型由上下兩弧構(gòu)成。它沿翼弦方向在較長距離內(nèi)是處于順壓區(qū)（pxb加厚樸腹板厚度，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純粹增加腹板厚度正應(yīng)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=72.7mmW=BH3-bh36H=3884。3(mm3)max=MW=1609.663884.3=414MPab從剪應(yīng)力角度校核主梁強(qiáng)度Iz=BH3-bh312=48359.8mm4S

18、Zmax=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,凸緣厚度2.5mm滿足強(qiáng)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(jìn)行設(shè)計(jì)分析QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t31891.350.02090.57.061010 t1.04mm我們?nèi)=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(shè)計(jì)；Z=0處剪力最大，令凸緣厚度為1

19、mm,則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再考慮最大彎矩處（取凸緣厚度為1mm）H=16.5mm B=49.5mm h=14.5mm b=48.4mmW=BH3-bh36H=7556(mm3)max=MW=202.8755.6=268MPab經(jīng)反復(fù)設(shè)計(jì)、校核，當(dāng)取腹板厚度3.2mm，凸緣厚度加厚至4.3mm時(shí)H=18.06mm B=

20、54.18mm h=9.46mm b=50.98mmW=BH3-bh36H=2547(mm3)max=MW=1727.132547=678MPab此時(shí) 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，凸緣厚度4.3mm滿足強(qiáng)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(jìn)行設(shè)計(jì)分析QHtKE(Ht)2t3

21、QHKE取K=0.5 t32677.780.015170.57.061010 t1.05mm考慮剪力要求，我們?nèi)=1.2mm滿足上述要求，Z=0處彎矩為0，腹板可以薄一點(diǎn)，我們?nèi)〕膳c彎矩最大處厚度相同，取厚為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再校核彎矩最大處正應(yīng)力，此時(shí)H=13.8mm B=41.4mm h=8

22、.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，凸緣厚度取2mm滿足強(qiáng)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 41.4mm4. 彈翼蒙皮厚度的確定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(jìn)行根肋處的扭矩進(jìn)行蒙皮厚度設(shè)計(jì)。所以，Z=0處主翼翼根面積為F主=0.0067520.62256

23、2=2.6572103m2Z=0處尾翼翼根面積為F尾=0.0067520.451512=1.3765103m2（1）主翼蒙皮的厚度計(jì)算經(jīng)計(jì)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(jīng)計(jì)算，傳給根肋的占主梁彎矩的0.4410986倍，此時(shí)的主梁彎矩為1609.66Nm；所以，此時(shí)根肋處的扭矩Mt為Mt=1609.660.4410986+274.78=984.8Nm取桁條間距為b=90mm，則3Mtb2KE3984.80.0923.67.1101022.645710-31.85mm即主翼蒙皮厚度應(yīng)該大于1.85mm，我們?nèi)?.9mm。（2）尾翼蒙皮厚度