哈工大飞行器结构设计历年复习题

3、燃气压力折叠翼标注，构造特点，优缺点，用途（给图） 。P83
图 3.55 是火箭尾翼的折叠和展开状态图， 构造特点：展开力是燃气压力，基础环 5 螺接在弹身上，它与喷管通过 4 个螺钉 7 连接，4 个尾翼被安装在基 础环的 4 对耳片上，衬套活塞 3 的一个释放螺钉 10 固定在喷管上，此时，尾翼被衬套活塞的 A 面限制在折叠 状态，密封圈 4 和 8 是为了形成环形密闭压力室 B 的。 工作原理：火箭发射后，燃烧室的高压燃气由溢气孔 C 进入环形密封室 B，高压使螺钉 10 拉断，并推动衬套活 塞向后移动，直到使翼面展开卡入缺口内，被弹簧胀圈弹出部分锁住。 优缺点：展开力比扭簧大，但是机构构造复杂。 用途：常用在火箭弹上
9、贮箱箱底厚度的确定 P129
四、判断题 1 铍合金既是金属材料又是功能材料。 （错） 2 玻璃钢适于隔热，因为线膨胀系数小。 （错） 3 高合金钢脆易断裂。 （错） 4 材料塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料的加工性。 （对） 5 结构固有频率为静强度计算。 （错） 6 弹翼是零件。 （错） <动强度计算> <零件不可分，弹翼是部件> <应使用比刚度大的元件>
5、陀螺副翼标注，工作原理，画图说明陀螺力矩如何产生，滚转干扰力矩如何消除。 P85 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：JΩ×ω，Ω：风轮转速，ω：副翼转速
P G sin FA ax m a 0 y
（1）表面力形式 （2）加速度形式
P FA n 22.4 x mg 0 n y R A R B 0.9397 mg 0
（3）质量力形式
ax g 0 sin 22.4 nx g0 n y ay g 0 cos 0.9397 g0
Fax max
Fay 来自百度文库 may
max G sin n 22.4 x mg 0 n y may G cos 0.9397 mg 0
2、说明辅助梁 M2 的由来 一定要注意前缘肋垂直于辅助梁，但中肋与辅助梁不垂直，中肋与翼梁垂直。
6、写出硬壳式舱段失稳临界应力表达式，注明各变量意义。 P128
6 导弹在实际使用过程中作用在导弹上的最大载荷。 （对） 7 导弹在实际使用过程中作用在导弹上的最大载荷为使用载荷。 （对） 8 导弹在各个使用环节中使用载荷为同一个。 （错） 1 ‘传力分析’指研究外载荷在结构中的传递律大小。 （错） <研究传递规律和传递方式> 2 ‘传力分析’是一种定量分析。 （错） 3 力的转化是指力由一部分传给另一部分时力大小的转化。 （错） 4 飞行器结构大多为静定结构。 （错） 5 ‘刚度比’原则可以简单称为：能者多劳。 （对） 6 传递路线可以由许多分支组成。 （对） 7 力的传递越直接，路线越短，结构重量越轻。 （对） 8 静定结构需加变形一致条件。 （错）<超静定结构需加变形一致条件> <力形式的变化>
7 要求不失稳的元件使用比强度大的材料。 （错）
1 外载荷是指从出厂到击中目标过程中所受的最大力。 （错） 2 用刚性比来考虑弹翼弹性时，由于压心变化会产生附加攻角。 （对） 3 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、操纵计算、稳定性计算、风洞试验。 4 导弹运输环节不可作为导弹的设计情况。 （错） 5 导弹、机动飞行时攻角大可作为弹翼的设计情况。 （对） 6 过载系数是指可控力之合力与重力之比。 （对） 7 波动系数反映了舵偏角与过载系数之间的关系。 （对） 8 过载系数是一个无量纲矢量。 （对） 1 导弹设计情况指结构设计中所选取的载荷设计情况。 （对） 2 最大射高中的‘最小斜矩’可选为地空弹典型弹道。 （对） 3 地空导弹典型弹道的特征点有最大推力点、进入控制飞行的初始点、机动飞行好的速压点、机动飞行终点。 （对） P-23 4 对于机动飞行器设计载荷常由横向载荷、温度状态确定。 （对） 5 ‘压心’为结构剖面固有属性。 （错） <‘刚心’为结构剖面固有属性> （错）-查书
二、名词解释
1、断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力 2、安全系数：在传统设计中，为了保证结构安全可靠，对载荷、材料、性能、结构尺寸和加工质量等部分分散度 很大的随机因素用大于 1 的系数来考虑，这个系数即为安全系数 3、压心：导弹所受空气作用力合力的作用中心 4、刚心：作用面上所有作用力合力只产生弯曲的点 5、设计载荷：使用载荷 Plim 乘以安全系数 fs 成为设计载荷 6、铰链力矩：作用在操纵面上的空气动力对操纵面转轴的力矩 7、静不定结构：指具有多余约束的结构，又称超静定结构。 （即静力平衡方程无法获得全部未知力的结构。 ）
4、反坦克导弹折叠弹翼标注，工作原理 P81
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。这种形式结构简单、 气 动性好，只能在小型导弹上应用。 8、过载小箱加引射器供液装置标注及工作原理。P117 标注：如图所示； 工作原理：(a)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。(b)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。导弹机动飞行时，吸液口可能短暂外露，但漏斗仍浸 没在小箱燃料中，故燃料供应不间断。(c)引射器工作原理：由增压泵后面来的燃料（压力高） ，通过引射器的细小 截面（喷嘴处） ，速度增大，静压降低，因而能把过载小箱中掺杂着大量气泡的燃料吸出，然后再送回贮箱。
7、游动锥形螺母连接标注，工作原理，标出控制舱段连接偏差的配合面。P103 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。横向配合面影响错 移偏差，竖向配合面影响弯折偏差。
1 作用在普通肋上的空气动力载荷，被认为仅有两个梁腹板提供支反力，忽略桁条与蒙皮的参与，这是根据传力的 刚度比分配原则。 （对） 2 加强肋的支撑是翼梁、辅助梁与蒙皮。 （对） 3 在薄壁结构中，凡在集中载荷处都应采用中间元件。 （对） 4 结构设计中应使梁凸缘面积适应内力变化。 （对） 5 翼梁腹板的剪力图是阶梯变化的，根部最大。 （对） 6 根肋将分布力转化为集中力。 （对） 7 在蒙皮的计算模型中，屏格蒙皮看作受弯硬板，整个蒙皮看作承剪薄板。 （对） 8 单梁翼面整体受力计算模型中，支座是由翼梁的固定支座和辅助梁的铰支座组成的。 （对） 1 加强框和梁构成了弹身的受力基础。 （对） 2 当一个横向集中载荷作用在硬壳式舱段上，由载荷作用端到支座端蒙皮的剪流分布不变（对） 3 在全弹身受载中，剪力由弹身两侧壁受剪切传递，弯矩由弹身上下壁板受挤压传递。 （对） 4 在梁式舱段中，蒙皮提供的支反剪流载荷作用处沿长度方向逐渐减小。 （对） 5 纵梁的轴向内力由载荷作用处到另一端是逐渐减小的。 （对） 6 作用在梁上的集中载荷， 蒙皮不但受剪且逐渐参加承受轴向压力， 一定距离后， 轴向压力的沿周缘蒙皮达到均值。 （对） 7 在垂直于耳片式翼面的接头载荷中，弯矩由主接头传递，是通过螺栓受剪，耳片受拉压传递的。 （对） 8 从舱段间接头传力过程看，前连接框将分布力转化为集中力（为适应连接接头的传力特性） ，后连接框将集中力 转化为分布力（以适应蒙皮的传力特性） 。 （对） 1 弹翼的是功用产生升力、法相力，改变压心位置。 （对） 2 单梁式翼面中翼梁沿最大厚度分布。 （对） 3 ‘小展弦比’是指较小的翼面。 （错） 4 单块式弹翼纵墙与桁条沿翼肋等百分线布置。翼肋顺气流方向布置。 （对） 5 梁式翼面中，弯矩靠梁凸缘，剪力靠梁腹板，扭矩靠蒙皮、梁及纵墙组成的壁室来传递（对） 6 实心壁板弹翼中，弹翼与弹身连接长度占弦长的 20%-30%。 （对） 7 蜂窝夹层板件组合式弹翼，适用于面积较大的弹翼。 （对） 8 夹层结构弹翼抗弯能力大、耐热绝热好。 （对） 1 整体结构翼面在气动外形方面优于其他翼面。 （对） 2 薄翼型是指相对厚度比小于 0.05 的翼面。 （对） 3 在设计翼面与助推器连接接头时，需要考虑翼面与助推器受力协调及助推器热膨胀。 （对） 4 翼梁按垂直于弹身轴线布置时，翼梁处于最大厚度线上。 （错）<等百分线分布时最大> 5 翼肋垂直于翼梁时，翼型准确。 （错）<顺气流方向布置> 6 蒙皮厚度可按强度条件或刚度条件来确定。 （对）
三、简答题
1、导弹发射过载系数分析 图 3-3 中,导弹在推力 P 作用下,沿导轨滑行的发射状态.P=450800N,G=20000N.前脚 A 为滑块,摩擦系数 f=0.15,后脚 B 为滚轮,忽略滚动摩擦系数.l1=4m,l2=3m,θ=20°.用三种方法表示过载系数 nx，ny
解：由平衡方程求支反力 RA，RB，及摩擦力 FA，
飞行器结构设计
一、填空题
1、航空器举例：气球、飞机、滑翔机、直升机、飞艇 ，航天器举例载人飞船、人造卫星、火箭、 空天飞机、空间站、月球探测器，三个即可 2、飞行器的质量=结构质量+有效载荷质量 3、导弹单体结构材料希望轻而强，通常用比强度和比刚度来表征材料的综合性能 4、镁合金在盐雾中易腐蚀，合金钢在氢气中易氢脆 5、按载荷性质分：发动机推力——表面力，重力——质量力，管道压力——局部力，发动机推力可 称为动载荷 6、导弹剖面上内力包括：轴向力 N，剪力 Q，弯矩 M，扭矩 MK 7、载荷作用下，悬臂梁将发生：弯曲、剪切和扭转变形 8、安全系数最初由来是：所选材料强度极限与比例极限之比 9、传力分析基本方法是合理简化和分离元件，就蒙皮而言，传力分析的步骤：载荷、支撑、平衡原 理 10、桁条简化模型可看作多支点连续梁 11、单梁式翼面中辅助梁只能传递剪力 12、当弹翼受扭时，认为扭矩主要由翼剖面封闭蒙皮承受 13、作用在蒙皮上的内扭矩，有根部到尖部是阶梯减小的 14、六种接头中，属于集中式接头的：耳片式、轴颈式 15、经过一段时间后，在桁条上有力基本相等且均匀扩散，叫扩散长度 16、举例单梁式翼面中 4 对相互垂直的关系：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 17、列举 2 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。 18、正常展弦比弾翼指展向长与弦向长之比=2 19、弾翼相对厚度指最大厚度与最大长度之比 20、普通肋腹板上，常开减轻孔，是因为：腹板的剩余强度一般较大 21、铆钉的设计包括：铆钉直径、间距、边距、排距 22、第一强度理论按最大拉应力准则，第 2 强度理按最大伸长线准则。 23、蜂窝夹层结构按材料分为：铝质蜂窝结构、钢质蜂窝结构、玻璃钢蜂窝结构 24、折叠弾翼主要是缩小横向尺寸 25、折叠弾翼按展开的能源分：有弹簧力式、压缩空气力式、燃气压力式、液压作动筒式 26、操纵面转轴位置影响：铰链力矩大小、舵的振动、舵本身的工作效率 27、硬壳式舱段，失稳临界应力：0.1~0.2 28、半硬壳式舱段，失稳临界应力：0.4~0.5 29、波纹板式舱段，失稳临界应力：0.7~0.8 30、舱段开口形状有方形和圆形 31、贮箱常用焊缝保证气密 32、舱段的连接偏差有：扭转偏差、弯折偏差、错移偏差，主要来源：加工误差、测量误差、装配 误差 33、列举 2 个集中力与分布力相互转化的例子：梁式结构舱段，横向集中载荷通过连接框转化为分 布载荷传给蒙皮；副翼传给加强翼肋的集中载荷，通过加强肋将集中载荷转化为分布载荷 34、贮箱容积包括：燃料容积、燃料富余量容积、气枕容积和贮箱内导管附件所占容积 35、贮箱按结构布局分：四底式、共底式、双层底式、同轴式
R A R B G cos R l Gl cos 2 A 1 R f F A A
l2 R A l G cos 1 l R 1 l2 G cos B l1 l2 G cos FA f l1
弹体运动的加速度：