飞行器设计与工程专业课程设计—弹翼设计PPT课件

CL max 0.8, 1.225kg / m3
v 238m / s, nyn 41.2, g 9.8m / s2
计算得
P0 590 kg / m2
6
1.3翼载P0的选择：
2、工艺水平限制； 由于工艺水平的限制，一般有
P0 600 ~ 650 kg / m2
7
翼肋间距为250mm，因此除根肋外一共四个 肋，分别编号1、2、3、4号肋。
在辅助梁与翼梁之间沿等百分线放置两根桁条。
25
3.2结构元件布置
弹翼结构图
26
3.3传力分析
1、蒙皮受力分析：
气动力
蒙皮
骨架
27
3.3传力分析
2、桁条受力分析
蒙皮、铆钉
桁条
翼肋
28
3.3传力分析
3、翼肋受力分析
蒙皮、桁条
1.5弹翼几何参数确定：
1、展弦比λ 由λ=l^2/S得 λ=2.5*2.5/1.864=3.35
2、根梢比η 一般的机翼当根梢比在2.2—2.5之间时可产生
接近诱导阻力最小的椭圆分布，于是考虑取 η=2.2。 3、后掠角χ
由经验曲线，取前缘后掠角χ0=18°
10
1.5弹翼几何参数确定：
弹翼几何形状：
42
3.5元件尺寸的确定
3、翼梁尺寸确定 取工字型梁，选用LY12铝合金，所要确
定的就是凸缘面积和腹板厚度。将梁分成 四段考虑，分别求出四段的临界凸缘面积 和腹板厚度，然后取合理值。
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3.5元件尺寸的确定
凸缘面积： 弯曲正应力的强度条件
M b
H S
取η=1.5，σb=432MPa,得各段所需的凸缘 面积为
3
1.2弹翼沿弹身纵轴的布置：
正常式布局稳定 性更好，适合远程飞 行，故弹翼沿弹身采 用正常式布局。
4
1.3翼载P0的选择：
翼载的限制有： 1、机动性限制； 2、工艺水平限制； 3、航程限制；
5
1.3翼载P0的选择：
1、机动性限制：
此时取
P0 CL max v2 2nyn(1 )g
q(y) 5058 .85 895.32 y 2792 .67 y2
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2.4压力中心与气动载荷：
对载荷分布进行积分可得压力中心的展向位置 是Yp=0.543836 m。
于是压力中心的坐标为（0.3721,0.5438）。
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第三部分 弹翼构造设计与传力分析
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3.1设计载荷
由前面设计可知，设计法向过载nydes=4.8， 假设法向力完全由弹翼提供，于是所需的升力 L=51744N。
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1.6翼型分析
翼型选择对称的NACA0012翼型。由薄翼 型理论可知Cl 2 升力系数与阻力系数在Re=10000000时曲线如 下所示：
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第二部分 弹翼气动特性分析
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2.1弹翼升力系数：
1、零升迎角 由于采用对称翼型因此零升迎角α0=0。
2、升力线斜率 低展弦比、亚音速、后掠机翼升力线斜率计
算公式为
CL (cl cos 0) /( )
cl cos 0 1 Ma2 cos2 0 [(cl cos 0) /( )]2
根据要求，需对展弦比进行修正
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2.1弹翼升力系数：
参照相关资料
(1 D )
k

[1
l
(D / l )(
1) ]
1
定的就是凸缘面积和腹板厚度。将梁分成 四段考虑，分别求出四段的临界凸缘面积 和腹板厚度，然后取合理值。
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3.5元件尺寸的确定
凸缘面积： 弯曲正应力的强度条件
M b
H S
取η=1.5，σb=432MPa,得各段所需的凸缘 面积为
编号 1
2
3
4
S（mm2）54.95 79.71 95.95 81.71
加工方便取凸缘厚度统一为3.5mm， 并取凸缘宽度的展向分布如下
41
3.5元件尺寸的确定
腹板厚度：
腹板厚度由剪切强度条件和剪切稳定性 进行估算，即


Q
Ht
b;

Q
Ht

KE H2
t2;
取K=5，E=70610MPa带入最大剪力处可 得t>=1.12mm。因此可取t=2mm。
可以求得最大升阻比时的攻角为4°，最 大升阻比约为21.9。
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2.4压力中心与气动载荷：
因翼型为对称的NACA0012翼型，因此 沿弦向的压力中心在0.25弦长处。
为了求压力中心的展向位置，采用涡格 法，先求得气动载荷沿展向的分布，再通 过积分求得压力中心。
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2.4压力中心与气动载荷：
气动载荷的展向分布，单位为N/m
设计要求：
1、对地攻击； 2、巡航高度：50~150； 3、巡航速度：0.7Ma； 4、有效射程：1000km； 5、其他数据：
起飞重量1.1T、翼展2.5m、 弹体直径0.5m、弹长6.25m
1
第一部分 弹翼主要参数及外形几何参
数的确定
2
1.1翼面沿弹身的布置形式：
由设计要求可知， 该导弹为远程巡航导 弹。一字型弹翼与十 字型和叉型弹翼相比 质量更轻，而且阻力 更小，因此选用一字 型弹翼。
翼肋
翼梁、辅助梁、蒙皮
29
3.3传力分析
4、辅助梁受力分析
翼肋、蒙皮
辅助梁
翼梁、弹身
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3.3传力分析
5、翼梁受力分析
辅助梁、翼肋、蒙皮 翼梁
弹身
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3.4各元件上力的分布
1、翼肋上的力 计算模型 ΔP取两相邻翼肋间气动载荷的1/2。
32
3.4各元件上力的分布
由
R1
H
3 1
H
3 1

H
3 2
33
3.4各元件上力的分布
各翼肋受力图
34
3.4各元件上力的分布
2、辅助梁上的力 辅助梁简化为两端支持在弹身和翼梁上的铰
支的简支梁，主要受力为翼肋上R1的支反力。 剪力图
弯矩图
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3.4各元件上力的分布
3、翼梁上的力 翼梁简化为支持在弹身上的固支悬臂梁，
主要受力为，翼肋上R2的支反力和辅助梁传 递的集中力。 剪力图
1.3翼载P0的选择：
3、航程限制； 对于远航程的巡航导弹，航程是主要的
战术指标。为得到较大的航程需要巡航时 达到最大升阻比，即L/D最大，此时往往翼 载P0也较大。
综合考虑，取翼载P0为590kg/㎡
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1.4弹翼面积S的确定：
由P0=m/s可得： S=m/P0=1100/590=1.864㎡
9
P; R2

H
3 2
H
3 1

H
3 2
P;
X
0

H
3 2
H
3 1

H
3 2
B; Mt

P d;
得
翼肋编号 1
2
3
4
R1（N） 3525.85 3048.6 2314.59 801.81
R2（N） 5094.81 4405.18 3344.55 1158.6
Mt（Nm） 596.992 444.158 282.535 78.931
编号 1
2
3
4
S（mm2）493.74 349.61 224.95 105.94
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3.5元件尺寸的确定
考虑加工方便取凸缘厚度统一为8mm， 并取凸缘宽度的展向分布如下
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3.5元件尺寸的确定
腹板厚度：
腹板厚度由剪切强度条件和剪切稳定性 进行估算，即


Q
Ht
b;

Q
Ht

KE H2
l
D0

4
2 0
cd
qC
(
y
)dy
0.072 cd ReC ( y ) 0.2
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2.2弹翼的阻力系数：
代入数据并积分可得：
D0 1.02195 102 q
于是
CD0 D0 0.0054826 qS
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2.2弹翼的阻力系数：
2、诱导阻力系数
无论是否有后掠，因尾涡引起的诱导阻 力系数均可表示为
CDi

CL 2

(1 )
可查得 因此
（1 ） 1
CDi (CL )2 2 3.795 10 4 2
综上，有 CD CD0 CDi 0.0054826 3.795104 2
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2.3升阻比曲线：
升阻比为 L D

CL CD

0.0632 0.054826 3.795 10 4 2
由
L

C

L
qS
可得，α=12.66°；将攻角带入涡格法计算得 气动载荷的展向分布为
q( y) 24259 .5 4293 .47 x 13392 .1y2
取安全系数为1.5，得设计载荷为
qdes( y) 1.5q( y)
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3.2结构元件布置
采用单梁式弹翼，翼梁沿等百分线放置，位于 弦长的1/2处；辅助梁沿等百分线放置，位于弦长 1/10处；后墙沿等百分线放置在弦长的7/10处。
t2;
取K=5，E=70610MPa带入最大剪力处可 得t>=1.99mm。因此可取t=3mm。
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48
代入参数计算得到：
k 2.90;
CL 0.0632(/ );
由上述参数计算可得巡航时的攻角约为 2.64°，与真实情况相符。
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2.2弹翼的阻力系数：
阻力系数分为零升阻力系数CD0与诱导阻力 系数CDi。
1、零升阻力系数
对于薄翼型来说，低速时的零升阻力就是 摩擦阻力，可以用平板摩擦来进行估算，此时 有
弯矩图
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3.4各元件上力的分布
4、蒙皮受扭 蒙皮提供支反力矩是翼肋平衡，自身受扭。 扭矩沿展向分布为
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3.5元件尺寸的确定
1、蒙皮厚度确定
由剪切失稳条件 Mt KE

( b )2

得
3 Mtb2
KE
带入相关数值得
1.06mm
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3.5元件尺寸的确定
2、辅助梁尺寸确定 取工字型梁，选用LY12铝合金，所要确