飞行器结构设计(打印版)

在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得
Ra Rb G cos Ral1 Gl2 cos 0 fRa Fa
两坐标轴方向过载为：
nx ( P Fa) / mg 0 ny ( Ra Rb) / mg 0
可得
nx P / mg 0 fGl2 cos / mg 0l1 ny G cos / mg0
M N Yi Ji Fj
——舱段剖面上的正应力；
M ——由弯矩 M 产生的正应力；
N ——由轴向力 N 产生的正应力；
M ——作用在舱段剖面上的弯矩； N ——作用在舱段剖面上的轴向力；
J i ——减缩剖面的惯性矩；
Yi ——第 i 个元件到减缩剖面中性轴的距离；
F j ——减缩剖面的面积。
可知，从 0 至 90 度，随 增大， nx 变大， n y 变小。 4 波动系数 K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。 第四次课（教材 23 页-35 页） 1 地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速 压点，机动飞行的终点。 2 压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。 3 刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。 4 设计载荷：使用载荷乘以安全系数。 P des
R ——连接框外径；
q ——连接框的支反剪流。
第八次课（教材 52 页—61 页） 1 梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向 排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。 2 玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。 3 展弦比：展向长/弦向长。 4 翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。 第九次课（教材 62 页—70 页） 1 普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。 2 铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。 第十次课（教材 70 页—76 页） 1 第一强度理论是最大拉应力准则； 第二强度理论是最大伸长线应变准则； 第三强度理论是最大剪应力准则； 第四强度理论是最大形变能准则。 2 夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。 第十一次课（教材 76 页—84 页） 1 在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配 时外端起导向作用。 （教材 77 页图 3.44）
标注:如图所示； 工作原理：由人工折叠和自动展开的。折叠时，将锁紧件的手柄向后退，弹簧被压缩，锁紧件从弹 身支座孔中完全退出，便可把翼面转动到折叠状态，一旦维持折叠状态的约束被解除，翼面在扭簧 作用下自动展开到要求位置，此时，小弹簧推动锁紧件进入弹身支座孔内，翼面的展开位置就被固 定。 第十二次课（教材 84 页—89 页）
配合面， 影响弯 折偏差
配合面，影 响错移偏差
横向配合面影响错移偏差，竖向配合面影响弯偏差，螺母影响扭转偏差。 3 螺纹连接标注，标注说明控制偏差的配合面。 （教材 105 页图 4.32）
（需在图中标出哪个配合面影响什么偏差，如第 2 题）横向配合面影响错移偏差，竖向配合面影响 弯折偏差，螺母影响扭转偏差。 第十六次课（教材 107-112 页） 1 弹体舱段剖面正应力与剪应力计算公式，并给出各变量含义。 a) 正应力的计算： M N
——风轮转速
——副翼转速
3 操纵面与弹身快速连接接头，标注，工作原理。 （教材 87 页图 3.65）
标注:入图所示； 工作原理：接头连接时，把舵面上的导销按图示 A 方向对准接头的槽口压入。顶块被弹簧力压在接 头的斜面上，舵面得以连接可靠。拆卸时，用专用搬手按 B 方向拧动螺钉，使顶块离开接头的斜面，
Plim f
5 安全系数的最初来源是所选材料的强度极限与比例极限之比
b / p 。
第五次课（教材 35 页-39 页） 1 给出单梁式翼面上空气动力载荷传到弹身的传力路线： 空气动力——蒙皮——翼肋与桁条——辅助 梁与翼梁——弹身。 2 静不定结构：静力平衡方程无法获得全部未知力的结构。 3 传力分析时，分离元件后按载荷，支撑，平衡原理三步进行。 4 在单梁和翼面结构中举例 4 对相互垂直关系。(教材 38 页图 2.18)
2 霹雳—7 导弹弹翼与弦身连接接头是插入式。 3 反坦克导弹折叠弹翼标注，工作原理。 （教材 81 页图 3.51）
标注:如图所示； 工作原理：折叠时，向下压按钮，弹簧被压缩，锁紧件向下移动而退锁，外翼部分就可绕转轴折叠。 展开时，当外翼反向折转，一直碰到平面 A，此时弹簧推动锁紧件上升以便锁住外翼。锁紧件下部为 圆筒，侧壁上有一长孔，它是锁紧件相对转轴的运动空间，翼根部分的正面也有一孔，它是按钮转 轴上下运动的空间。 4 横向折叠式方案标注，工作原理。 （教材 82 页图 3.53）
教材：导弹、航天器结构分析与设计
第一次课(教材 1 页-6 页) 1 结构:构造中的受力部分。 结构设计:将抽象的工作原理转化为技术图样的过程。 2 弹上结构:操纵结构,分离结构。 3 导弹的使用环境包括运载,贮存,操作,飞行环节(按从出厂到击毁目标各个时期所处的状态)；自然环 境,力学环境(按对弹体影响的机理不同)。 4 结构重量最轻的前提条件是具有足够的强度,刚度与寿命。 5 六大准则是:最小质量准则,气动力准则,使用维护准则,可靠性准则,结构的工艺性准则,最小成本准则。 第二次课(教材 6 页-16 页) 1 钨,铅,镁.钛合金,铍合金,合金钢(选择) 表面形成氧化膜:铝合金； 高低温性能都好:钛合金； 有毒:铍合金； 燃气舱用:钨合金。 2 按材料性质分,材料分为金属,非金属,复合材料。 3 按材料功能（或在弹体构造中的作用）分,材料分为结构材料和功能材料。 4 强度极限/相对密度:比强度 5 零件:设计的最小单元,不可再分割。 6 部件结构设计步骤: 调查研究——方案设计——技术设计——强度校核——绘制零件图,编制技术文件——试验 第三次课(教材 17-页-23 页) 1 按对结构影响的性质不同分，外载荷分为静载荷,动载荷。 2 属于内力有:轴向力 N,剪力 Q,弯矩 M,扭矩 Mk。 3 发射角为 30 度，45 度，60 度过载系数，计算给出规律。
标注：如图所示； 工作原理：平时弹簧顶紧顶柱 2 使锁 3 长臂紧压在舱口内侧的卡套上，舱盖关闭。当欲打开舱盖时， 用起子压顶柱使弹簧收缩，由于起子卡在锁的开槽内，当按舱盖上的标志向旋转时，带动锁的长臂 丛卡套中脱出，从而舱盖得到了解锁。 第十五次课（教材 100-107 页） （三道题中粗实线表示配合面，均需在图中标出哪个配合面影响什么偏差，因版面原因，仅以第 2 题为例） 1 径向单排螺钉连接标注，标注说明控制舱段连接偏差的配合面。 （教材 103 页图 4.26） 标注及配合面：如图所示；
标注：如图所示； 工作原理：在正常情况下，燃料由吸液口进入过载小箱，再通过漏斗与小箱内壁之间的狭窄通道进 入漏斗，最后通过漏斗输给燃料导管。根据流体运动原理，燃料通过狭窄通道时，流速加大，静压 减少，此时流体中夹杂的气泡在浮力作用下，浮向小箱顶部，被静压更低的引射器吸出。通过这个 过程排除流入发动机的燃料中夹杂的气体。当导弹作机动飞行时，过载小箱的吸液口可能出现暂时 外露的情况，这时由于漏斗还浸没在过载小箱的燃料中，仍能保持不间断地向发动机供应燃料。 应用对象：此供应装置，因贮箱内的管路安排比较复杂，燃料的剩余量也较多，不适用于机动性大 过载持续时间长的导弹，多用于主要为平飞状态，机动性较小的飞航式导弹上。 3 旋转取液器工作原理，应用对象。 （教材 114 页图 5.2）
1 铰链力矩：舵面上空气动力的合力对转轴的力矩。 2 陀螺副翼标注，工作原理，用公式说明陀螺力矩。(教材 85 页图 3.59)
标注:如图所示； 工作原理：它由上下板、风轮和转轴等组成。风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接 一体。平时锁紧销 6 插在销套 7 内，副翼被锁在中立位置。导弹发射后，易熔材料 15 被发动机燃气 熔化，在弹簧作用下，锁紧销被拔出，陀螺副翼便被开锁。当导弹受干扰而滚动时，因陀螺转子迎 面气流驱动作高速旋转，由二自由度陀螺的特性，它产生陀螺力矩，使两个陀螺副翼反向偏转，形 成操纵导弹的滚动力矩，力图使导弹恢复其原来位置，保证导弹具有横向稳定性。 陀螺力矩公式： J
翼梁垂直于弹身轴线；前缘肋垂直于辅助梁；中肋垂直于翼梁；尾肋垂直于翼梁。 5 画出单梁翼面中翼肋受力图： （教材 39 页图 2.22）
第六次课（教材 37 页—46 页） 1 举两例集中力转化为分散力： 1）加强肋；2）加强框。 2 列举两条设计经验： 1)在薄壁结构中，凡有集中载荷作用之处，都应采用能分散集中载荷的中间元件。 2)结构设计中，应使梁凸缘面积适应内力变化规律。 3 单梁翼面中辅助梁受 M2 由来（画图） 要点：一定要画出是由作用在前缘肋上的 M 分解的两个力矩，分别作用在中肋上的 M1 和作用在辅助 梁上的 M2。
b) 剪应力计算： q qQ qM K
q ——剪应力；
qQ ——剪力 Q 引起的剪流， qQ
QSi Ii
，
I i ——缩减剖面的惯性矩；
Si ——弹身缩减面积对 Z 轴的静矩；
qM K ——由扭矩 M K 引起的剪流， qM K
MK
，
——弹体封闭剖面面积的两倍。
2 加强框剖面正应力与剪应力计算公式，并给出各变量含义。 a) 框剖面正应力：
就可沿 A 的反向卸下舵面。 第十三次课（教材 90 页—95 页） 1 硬壳式舱段蒙皮失稳临界应力表达式： cr K P E / R
K P 系数； E 弹性模量； 厚度；R 半径
2 允许蒙皮失稳的是：梁式舱段（硬壳式舱段，梁式舱段，桁梁式舱段） 3 失稳临界应力与之 s 比值从小到大排列：硬壳，非硬壳，波纹板结构舱段。 第十四次课（教材 95 页—100 页） 1 弹身舱段传力路线最短的措施中，相邻舱段纵向元件对应安排，使之具有连续性，相邻舱段尽可能 采用相同或相近的结构形式。 2 旋转锁标注，工作原理。 （教材 99 页图 4.18）
折叠时将锁紧件的手柄向后退弹簧被压缩锁紧件从弹身支座孔中完全退出便可把翼面转动到折叠状态一旦维持折叠状态的约束被解除翼面在扭簧作用下自动展开到要求位置此时小弹簧推动锁紧件进入弹身支座孔内翼面的展开位置就被固第十二次课教材84页89陀螺副翼标注工作原理用公式说明陀螺力矩
写在前面：纯手动输入，错误在所难免；肯请大家积极指正，以便及时修改，感激不尽。 秦小琰
4 画出加强肋受力平衡图。 （教材 40 页图 2.24）
第七次课（教材 46 页—51 页） 画出硬壳式舱段加强框，蒙皮受力平衡图，给出剪流表达式，注明各标量含义。 （教材 47 页图 2.35， 图 2.36）
剪流表达式： q
Q sin R
Q ——径向集中载荷；
——连接框的支反剪流与对称轴的夹角；
h ——框剖面腹板高度；
b ——框剖面腹板剪切强度极限；
cr ——框剖面腹板剪切失稳临界应力。
第十七次课（教材 113—119 页） 1 导弹在飞行过程中贮箱受力有发动机推力，空气动力，质量力，箱内增压压力。 2 过载小箱+引射器取液装置标注，工作原理，应用对象。 （教材 117 页图 5.7）

M N Y b ( cr ) J F
——框剖面的正应力；
M ——框剖面的弯矩； N ——框剖面的轴向力； J ——减缩剖面的惯性矩； Y ——到减缩剖面中性轴的距离； F ——减缩剖面的面积。
b) 框剖面剪应力：

Q b ( cr ) h re
re ——框剖面腹板厚度；
配合面
两相邻舱段的连接框分别加工成圆柱的内外表面，利用它们的配合面进行套接，然后沿圆周用径向 螺钉连接固定。 横向配合面影响错移偏差，竖向配合面影响弯折偏差，螺栓影响扭转偏差。 2 游动锥形螺母连接标注，工作原理，标注说明控制偏差的配合面。 （教材 103 页图 4.27） 标注及配合面：如图所示； 工作原理； （游动锥形螺母由本体、锥形销、盖子和销钉组成。 ）当拧紧螺钉时，锥形销向上移动， 直到锥形销与本体的锥形配合紧密接触为止。利用锥面能消除径向连接的螺钉与孔之间的间隙，连 接牢固可靠。