飛行器設計報告

1、飛行器結(jié)構(gòu)課程設計目錄飛行器結(jié)構(gòu)設計題目1導彈總體設計1導彈總體參數(shù)的給定：1一彈身的設計11.幾何參數(shù)的確定13. 導彈質(zhì)量分布24. 質(zhì)心位置的確定（精確計算）55.彈身升力計算6二彈翼的設計61. 過載的計算6三.翼型的設計和阻力的求解11結(jié)構(gòu)設計24四.彈翼結(jié)構(gòu)設計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)設計41艙段強度計算45六. 接頭的計算,校核53七質(zhì)量校核:59總結(jié)60參考文獻61附 錄62飛行器結(jié)構(gòu)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：10K

2、m射程：30Km發(fā)射推力：1.5×105N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(diào)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(shù)導彈總體設計原理（哈爾濱工業(yè)大學出版社）韓品堯編著P135P13

3、7通過“彈身外形參數(shù)設計”知道：(1)彈身頭部長細比 : n=LnD 在超音速飛行條件下，通常取n=35。經(jīng)過多次檢驗n=3最為合適。此時：彈身頭部長度Ln=3×0.35=1.05m;(2)彈身尾部長細比 : TS=LTSD 依現(xiàn)有導彈統(tǒng)計，有翼導彈通常是TS=23。經(jīng)過多次檢驗TS=2最為合適。此時：彈身尾部長度LTS=2×0.35=0.7m;(3)彈身尾部收縮比 : TS=DTSD 依現(xiàn)有導彈統(tǒng)計，有翼導彈通常是TS=0.41。經(jīng)過多次檢驗TS=0.5最為合適。此時：彈身尾部直徑DTS=0.5×0.35=0.175m。2. 彈身艙段尺寸布置參考有翼導彈結(jié)構(gòu)設計

4、圖冊（宇航出版社）王俊生等編著通過“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(zhì)量分布3.1彈體質(zhì)量分布（粗略計算）引入假設： （1）彈翼質(zhì)量融合到彈身上（2）不計彈上機構(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

5、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(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(zhì)量模型可計算第一艙（雷達導引頭艙）質(zhì)量:頭錐質(zhì)量 7.723kg + =22.824kg制導雷達質(zhì)量 15.101kg質(zhì)心到頭錐頂點距離為：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 +控制設備質(zhì)量 17.617kg =57.330kg

6、 +電氣設備質(zhì)量 7.550kg +動力附件質(zhì)量 7.550kg質(zhì)心到頭錐頂點距離為：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)動機及其組件質(zhì)量 101.773kg其中圓柱段質(zhì)心到頭錐頂點距離：4.05m收縮段質(zhì)心到頭錐頂點距離：5.51m附：固體燃料棒質(zhì)量的計算方法：將其余的各個部分質(zhì)量分別確定后，最后剩余質(zhì)量由發(fā)動機及其組件與固體燃料棒質(zhì)量組成，由于=發(fā)動機及其組件質(zhì)量固體燃料棒質(zhì)量=0.20.4，取=0.4較為合適，由此可分別計算出固體燃料棒質(zhì)量，發(fā)動機及其組件質(zhì)量。

7、注：參考有翼導彈系統(tǒng)分析與設計北航出版社P943.2導彈質(zhì)心的確定（粗略計算）通過對頭錐頂點取矩可得：質(zhì)心位置 x=3.22m xL=55.54. 質(zhì)心位置的確定（精確計算）引入以下假設：忽略彈身上各種機構(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，設有儀器設備、器件其余艙段質(zhì)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(zhì)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(jié)構(gòu)質(zhì)量比估算一節(jié)可知地空導彈： qw=915Kg/m2取 qw=10Kg/m2由彈翼部分計算結(jié)果知，一個主彈翼與一個尾翼的面積分別為：S主=0.18482m

8、2 S尾=0.16932m2得主翼與尾翼總得質(zhì)量分別為：m主=7.393Kg m尾=6.773Kg 建立質(zhì)量計算模型：第一艙（雷達導引頭艙）質(zhì)量:頭錐質(zhì)量 6.248kg + =21.349kg制導雷達質(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 +控制設備質(zhì)量 17.617kg =53.782kg +電氣設備質(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

9、段 6.211kg固體燃料棒質(zhì)量 254.431kg =387.066kg +發(fā)動機及其組件質(zhì)量 101.773kg對頭錐頂點取矩可得：質(zhì)心位置 x1=3.23m x1L=55.7當燃料燃盡后，對頭錐頂點取矩得到：質(zhì)心位置 x2=3.23m x2L=45.35.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P367P368解得頭錐縱向截面半角=9.462°CyB=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，L

10、彈身=12v2SCyB=3834.9N。二彈翼的設計1. 過載的計算ny=cos+v2gr當=0時承受過載最大，取r=10000m,此時ny=1+(2.5×320.53)29.8×104=7.5取安全系數(shù)K=1.2 n=ny×K=92.升力的分配由戰(zhàn)術(shù)導彈總體設計原理p100,nyaYG得：Y=nya×G=600×9.8×9=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，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=24

11、545.45455N3.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=26773.7N主翼的等效面積為 S=Yny×P0=26773.79×600×9.8=0.505027815m2一個主彈翼的等效面積為 S主=0.5050278152×2=0.178872494m2展弦比 =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 k=+Dl(-1)=5105263158k=(1-Dl)1-(D/l)(-1)(+1)=2.045470325tan0.5

12、=tan0-2kk-1k+1=0.293889508ktan0.5=0.601142267k(Ma2-1)=4.686761298=(1+Dl)2=1.872576177W=(1+0.41Dl)2=1.324922161由經(jīng)驗公式圖標得 Cywk=0.01385 Cyw=0.028329764此時，主翼升力為 L=Cyw×÷2×q×S=14065.665251N校正后升力為 Y=×L=26339.00485N此時的翼載 P0=590.26Kg/m2翼載 =600-590.26600×100%=1.62%（2）再將P0=590.26Kg

13、/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 =590.26-580.68590.26×100%=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 =580.68-577.41580.68×100%=0.56%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(jīng)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

14、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 m2b=b0-×tan=0.433630141-0.542037676翼載誤差 =2.54% （2） 翼載 p0=535.98Kg/m2 時， 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

15、 時，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（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=226

16、16.093N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)導彈總體設計原理（P152 Xp-Xg0.02LB）所以 XpLB57.5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）由攻角產(chǎn)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=Lxf-Lbxfb-LrKrbxfrLwKwb其中L、Lb、Lr、Lw分別為由攻角所產(chǎn)生的導彈總升力、彈身、單獨舵面和單獨彈翼的升力對攻角的偏導數(shù)，xf、xfb、xfr、xfw分別為L、Lb、Lr和Lw的作用點（壓力中

17、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>1.72x1XpLB=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(gòu)成。它沿翼弦方向在較長距離內(nèi)是處于順壓區(qū)（px<0）,因此，可以延緩氣流的分離和轉(zhuǎn)換，這對改善氣動加熱狀況是有利的。它適用于任何結(jié)構(gòu)形式。不過其工藝性較差。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(nèi)，此處取4%。翼型的部分幾

18、何參數(shù)： 以翼型頭部為坐標原點xy000.10.0072073760.20.0128073690.30.0168042960.40.0192012270.50.020.60.0192012270.70.0168042960.80.0128073690.90.00720737610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=l=8.3×106由經(jīng)驗公式圖表 P422 當Ma=0時 2cf=0.0061 再由表 7-46 Ma=2.5 的情況

19、下，校正系數(shù)為0.68，校正后的平板摩擦阻力系數(shù)為 2cf=0.68×0.0061=0。004148 型阻系數(shù) cxp=2cf×c=0.00458354波阻系數(shù)的計算對于菱形翼：ktanc=0.972973k(Ma2-1)=4.535847585由P446經(jīng)驗公式圖表得 cxwkc2=0.95cxw=1.979606181×0.042×0.95=0.003008再由菱形與雙弧形的轉(zhuǎn)化關(guān)系（P449）， 對于雙弧形彈翼K=43 =0.87 cxw=cxwrh1+K-1=0.0030081+0.87(43-1)=0.00389(3)誘導阻力系數(shù)在攻角很小和不

20、考慮舵偏角的情況下，對于“×”型布局彈翼，誘導阻力系數(shù)為(cxi)×=2(cn)×sin2+-KWKWsin2 (P461 7-10-34)導彈巡航狀態(tài)下的攻角為6000=3834.912+2266.09328+26624.2657112 =1.36由 P406（公式7-4-10）A=cyw-57.3cywsincos(sin)2 代入數(shù)據(jù)得A=0.020202813由 P406（公式7-5-25）(cn)×=57.3(cywsinefcosef）+sinef2sgnef由 P414（公式7-5-24）(ef)×=KW2代入數(shù)據(jù)得 (ef)&#

21、215;=1.124234(cn)×=57.3(cywsinefcosef）+Asinef2sgnef=0.03116(cxi)×=2(cn)×sin2+-KWKWsin2=0.0014783對于任意小攻角狀態(tài)下的誘導阻力A=cyw-57.3cywsincos(sin)2=0.027714486-0.79402sin2(sin)2在不計舵偏角（即=0時），對于“×”型布局(ef)×=1.3249221622=0.936861444(cn)×=57.3(cywsinefcosef）+Asinef2sgnef(cn)×=0.79

22、402sin1.873722889+A(sin0.937)2(cxi)×=2(cn)×sin2+-KWKWsin2=2.8267(cn)××sin2在最大攻角，即=12時，計算得誘導阻力系數(shù)為：(cxi)×=0.132.2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=l=6×106同主翼型阻系數(shù)計算過程相同，可得尾翼型阻系數(shù)cxp=2cf×c=0.0052819激波阻力：對于菱形翼：ktanc=1

23、.030295992k(Ma2-1)=8.365606383cxwkc2=0.6cxw=3.651049951×0.042×0.6=0.003505對于雙弧形，由菱形翼與雙弧翼之間的轉(zhuǎn)化關(guān)系可得：cxw=cxwrh1+K-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） (ef)×=KW2KW=1+0.410.351.22=1.25346684=1+0.351.22=1.668402778對于巡航狀態(tài)下代入數(shù)據(jù)得 (ef)×=1.2054A=cyw-57.3cywsincos(sin)2=0.02

24、1183642由 P408（公式7-4-22）cn=57.3(cywsinefcosef）+Asinef2sgnef代入數(shù)據(jù)得cn=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cxi=(cxi)××由 P459（公式7-10-25）(cxi)××=cxi=cn(sin+-WWsin)將=1.36代入(cxi)××=cxi=0.0011067對于任意小攻角狀態(tài)下的誘導阻力：ef=KW2=0.886334902A=cyw-57.3cywsincos(sin)2=0.0290

25、6-0.83257sin2(sin)2cn=57.3(cywsinefcosef)+Asinef2sgnefcn=0,。83257sin1.77267+A(sin0.8863355)2(cxi)××=cxi=cnsin+-WWsin=1.331cnsin在最大攻角，即=12時，計算得誘導阻力系數(shù)為：(cxi)××=.0857862.3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

26、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.Kcon2sinc當Ma=2.5 時，可查表 n=1.0644855850.35圓錐長徑比=3.041387385Kcon=1.125我們假設氣流在頭錐頂點立即轉(zhuǎn)為湍流. 雷諾數(shù)RCB=V.LB=122984939.9由此可查表得： 2cf=0.00425則2cffl2cf=0.7 所以2cffl=2.975×10-3則 Cxfcon=2cffl.kcon2sinc=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

27、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=1.43Ma2=0.2288SbSB=14=t則 t=0.5 t=4.0314331-t2tt2=0.248050118查表：Kn=0.58125Cxb=-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=(57.3C+2S)57.32由圖： 圓錐形頭部 ，Ma=2.5 , n=3.041387385Ma2-1n=0.753369287 , S=-0.06

28、7考慮修正， 彈身的總的法向力系數(shù)為:CB=57.3CBasincos+4SsD2Cxcsin2sgn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，a1-0.45(1-0.06Ma2)(1-0.12) 可得a0.997238694查表得：Masin=0.410996641 ,Cxc=0.8我們假設： CyB=CyBmax ,則57.3CBasincos+4SsD2Cxcsin2sgnCyBmax 所以可得: cyB0.146735287由式子 CxiB=(57.3C+2S)57.32 =2.52×10-3 故彈身總的阻力系數(shù) ： Cx=Cx0+Cxi =0.13467

29、6643+2.52×10-32動壓頭 q=12v2=115654.39 pa特征面積S=r2=0.096211275 m2F彈身=Cx.q.S=1498.581527+28.04068593×2 3.升阻比的計算巡航狀態(tài)下的升阻比(=1.36)主翼阻力系數(shù)：CD主=0.00458354+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×q×=9367.5N彈身阻力：DB=1498.5+28.041×1.3

30、62=1550N升阻比 LD=600×9.89367.5+1550=0.54(2)最大攻角下的升阻比(=12)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+0.085786=0.09564彈翼阻力：DW=CD主S主+CD尾S尾×q×=19331N升阻比 LD=26624.657+22616.1+3834.919331+5536.34=2.29結(jié)構(gòu)設計四.彈翼結(jié)構(gòu)設計彈翼采用單梁式的結(jié)構(gòu)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

31、位置，主梁、輔助梁參數(shù)的確定導彈廣泛地采用大根梢比（=36）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(jié)構(gòu)設計P142）彈翼外載q的計算一個主彈翼的升力為 L=26624.2657×24=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=L×24×C(Z)S=31707.28-50064.13Z (0Z0.475)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(jié)構(gòu)質(zhì)量qw

32、約占空氣動力的815，此時，我們?nèi)w=0.1qb,質(zhì)量力qw的作用點xm，也就是剖面的質(zhì)心，一般位于距前緣4050弦長處，我們?nèi)?0c（飛機結(jié)構(gòu)設計P44）分布力q為 ： q=qb-qw=2856.54-45057.68z剛心的求解（1） 主翼剛心的求解、內(nèi)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0.0336czH=0.04cz=0.0249-0.0393z (0z0.475)h=0.0336cz=0.0209-0.033z (0z0.475)剛心的確定，導彈現(xiàn)代結(jié)構(gòu)設計P196R1E1J1=R2E2J2 R1+R2=Q R1H13=R

33、2H23R1=H13H13+H23Q R2=H23H13+H23Qx0=H23H13+H23B=12.55cz所以，主翼剛心線位于42.557處。運用材料力學里的切面法，主翼剖面內(nèi)力的表達式為剪力 Qz=z0.475qdz=22528.86z3-28536.53z+8471.77 (0z0.475)彎矩 Mz=z0.475Q(z)dzMz=-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+1609.66 (0z0.475)扭矩 Mtz=z0.475(qye-qwd)dzMtz=-1098.87z3+2087.85z2-1322.3z+274.78 (0z0.475)主輔梁內(nèi)力的求解

34、主梁 R2=H23H13+H23Q輔助梁 R1=H13H13+H23Q解得 R1=0.3721Q(z) R2=0.6279Q(z)主梁剪力 R2=14144.97z2-17916.95z+5319.09 (0z0.475) 輔助梁剪力 R1=8382.99z2-10618.44z+3152.35 (0z0.475)主翼輔助梁的內(nèi)力計算主梁傳給輔助梁一個集中力Q1Q1=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 Q

35、z=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 Nm腹板厚度的確定（主翼主輔梁均采用LY12）由實用飛機機構(gòu)應力分析及尺寸設計可知矩形截面最大剪應力為fs=vbh的1.5倍，所以：t1.5QH主梁腹板厚度的計算Q=R2=14144.97z2-17916.95z+5319.09 H=0.029-0.0393zt1.5QH=1.534560×14144.97z2-17916.95z+5319.09249-393z代入數(shù)據(jù)得，z=0處，Q=5319.09N t0.927mm輔助梁腹板厚

36、度的確定 Q= R1=8382.99z2-10618.44z+3152.35h=0.209-0.033zt1.5QH=1.524560×838.99z2-10618.44z+1891.35209-330z同樣代入z=0，可得輔助梁腹板厚度 t0.33mm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 =P3Htb聯(lián)立可得 tP3Ht=M3H2×b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 t112.96-7509.63z3+14268.26z2-

37、8471.77z+1609.66 (0.029-0.0393z )2當z=0時，計算可得 t2mm主翼輔助梁凸緣寬度的計算M(z)=-2794.33z3+5309.22z2-1891.35zh=0.209-0.033z代入數(shù)據(jù)可得 t112.96-2794.33z3+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t0.763m2.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=22616.09328×24=7996N一個尾翼的面積為 S=0.169316m2沿翼展方向

38、的空氣動力載荷qb為 qb=L×24×C(Z)S=21322.69-26653.36z (0Z0.6)對于尾翼，與主翼相同，壓心取在50%處，彈翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量qw約占空氣動力的815，此時，我們?nèi)w=0.1qb,質(zhì)量力qw的作用點xm同樣取50弦長處。（飛機結(jié)構(gòu)設計P44）分布力q為 q=qb-qw=19190.42-23988.02z尾翼剛心的求解、內(nèi)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0.0336czH=0.04cz=0.01806-0.022575z (0z0

39、.6)h=0.0336cz=0.01517-0.01896z (0z0.6)尾翼剛心的確定，導彈現(xiàn)代結(jié)構(gòu)設計P196R1E1J1=R2E2J2 R1+R2=Q R1H13=R2H23R1=H13H13+H23Q R2=H23H13+H23Qx0=H23H13+H23B=12.557cz所以，尾翼剛心線位于42.557弦長處。運用材料力學里的切面法，尾翼主梁的內(nèi)力表達式為剪力 Qz=z0.6qdz=1194.01z2-19190.42z+7196.4 (0z0.6)彎矩 Mz=z0.6Q(z)dzMz=-3998z3+9595.21z2-7196.4z+1727.13 (0z0.6)扭矩 Mtz

40、=z0.6(qye-qwd)dzMtz=-335.89z3+806.14z2-644.91z+169.21 (0z0.6)主輔梁內(nèi)力的求解主梁 R2=H23H13+H23Q輔助梁 R1=H13H13+H23Q解得 R1=0.3721Q(z) R2=0.6279Q(z)主梁剪力 R2=7530.56z2-12048.89z+4518.33 (0z0.6) 輔助梁剪力 R1=4462.97z2-7140.76z+2677.8 (0z0.6)尾翼輔助梁的內(nèi)力計算主梁會傳給輔助梁一個集中力Q1Q1=0.3721M(0)0.475=1071.1N任一剖面剪力 Q=R1-Q1=4462.97z2-7140

41、.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(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 Nm腹板厚度的確定尾翼主梁選用TA6，b=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 t1.5QH=1.5548.87530.56z2-12048.89z+4518.330.01806

42、-22575z在翼根處，即z=0時， Q=4518,.3N 解得此時t0.6838mm尾翼輔助梁腹板厚度的計算內(nèi)力 Q=4462.97z2-7140.76z+1606.6高度 h=0.209-0.033z腹板厚度 t1.5QH=1.53456×4462.97z2-7140.76z+1606.681517-1896z將z=0代入得： Q=1606.68N t0.4597mm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+1727.13 H=0.01806-0.022575

43、z代入數(shù)據(jù)得 t120.58-3998z3+9595.21z2-7196.4z+1727.13 (18.06-225.75z )2當z=0時， M=1727.13Nm H=0.01806m計算可得 t2.57mmb.尾翼輔助梁凸緣寬度的計算M(z)=-1487.66z3+3570.38z2-1606.68zh=0.01517-0.01896z代入數(shù)據(jù)可得 tM3H2=120.58-1487.66z3+3570.38z2-1606.68z(151.7-189.6z)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 Nm解得 t0.975m3.主輔梁腹板厚度

44、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QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t35319.09×0.02490.5×7.06×1010 t1.55mm我們?nèi)=1.6mm滿足以上要求;H=24.9mm B=74.7mm h=20.9mm b=73.1mmW=BH3-bh36H=3252.23(mm3)max=MW=1609.663252.23=494MPa>b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=1609.66

45、3276.67=491MPa>b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=72.7mmW=BH3-bh36H=3884。3(mm3)max=MW=1609.663884.3=414MPa<b從剪應力角度校核主梁強度Iz=BH3-bh312=48359.8mm4SZmax=24.9×2.5×0.5×24.9-2.5+19.92×2×19.94=796.2025mm3max=Q×SZmaxIz×t=5319.09×796.202

46、548359.8×2=0.44MPa<b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QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t31891.35×0.02090.5×7.06×1010 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=61.6mmIz=BH3-b

47、h312=13044.23mm4SZmax=62.7×1×0.520.9-1+18.92×1.1×18.94=672.98mm3max=Q×SZmaxIz×t=1891.35×672.9813044.23×1.1=0.89MPa<b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=268MPa<b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

48、。 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 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QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t34518.33×0.0180.5×1.03×1011 t1.165mm我們?nèi)=1.2mm滿足上述要求，H=18.06mm B=54.18mm h=12.92mm b=52.8mmW=BH3-bh36H=1884.594(mm3)max=MW=17

49、27.131884.594=916MPa>b經(jīng)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=50.98mmW=BH3-bh36H=2547(mm3)max=MW=1727.132547=678MPa<b此時 Iz=BH3-bh312=22999.1mm4SZmax=54.18×4.3×0.5×18.06-4.32+9.462×3.2×9.464=1638.66mm3max=Q×SZmaxIz×t=4518.32×1638.

50、6622999.1×3.2=1MPa<b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QHtKE(Ht)2t3QHKE取K=0.5 t32677.78×0.015170.5×7.06×1010 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，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=45.51×2×0.5×15.17-2+11.172×1.2×11.174=618.1mm3，max=Q&