哈工大飞行器结构设计实验报告
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飞行器结构设计实验
一、实验目的
通过参观航天馆内的实物及模型结合课堂学习内容,加深对蜂窝夹层结构、陀螺副翼、舱段的结构形式、舱段承力元件等的理解。
二、实验内容
1、蜂窝夹层结构
图1 蜂窝夹层结构图2 蜂窝夹层结构局部放大图
夹芯层形似蜂窝的一种夹层结构,又称蜂窝夹层结构(见图1和图2)。这种结构的夹芯层是由金属材料、玻璃纤维或复合材料制成的一系列六边形,四边形及其他形状的孔格,在夹芯层的上下两面再胶接(或钎焊)上较薄的表板。早期使用的轻质巴萨木夹层不耐潮,抗腐性差,不耐火,人们遂把注意力转向金属蜂窝夹层。1945年试制成最早的蜂窝夹层结构。蜂窝结构比其他夹层结构具有更高的强度和刚度,与铆接结构相比,结构效率可提高15%~30%。夹层的蜂窝孔格大小、高矮及其构成格子的薄片厚度等决定表板局部屈曲、孔格壁板屈曲的临界应力及夹层结构的保温性能。这些尺寸的选择,一般要保证能够承受一定的去取载荷的前途下具有一定的保温性能。蜂窝结构的受力分析与一般夹层结构相同。在航空航天工业中,蜂窝结构常被用于制作各种壁板,用于翼面、舱面、舱盖、地板、发动机护罩、尾喷管、消音板、隔热板、卫星星体外壳、刚性太阳电池翼、抛物面天线、火箭推进剂贮箱箱底等。
2、陀螺副翼
图1 陀螺副翼结构
1— 安定面 2—盖板 3—风轮 4—螺钉 5—副翼 6—锁紧销 7—销套 8—止动件 9—卡箍 10—轴座 11、12—
上下板 13—转轴
图1是陀螺副翼。它位于安定面的翼尖后缘,由上下板、风轮和转轴等组成。
工作原理:风轮轴被嵌在上下板的铜套座中,上下板由螺钉连接成一体。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,止动件8尾部的易熔材料被发动机燃气熔化,在弹簧作用下,锁紧销被拔出,陀螺副翼便被开锁。
图2 陀螺副翼工作原理 导弹在飞行过程中,受到气动力作用,风轮在气动力作用下作高速旋转,自转角速度为Ω ,方向如图2所示,相当于一陀螺转子。由二自由度陀螺的进动性知0ω ⨯Ω=J M 进动。当0ω ,方向为顺时针时,产生的进动力矩进动M 如图2所示。进动M 使两个陀螺副翼反向偏转,从而形成操纵导弹的滚动力矩,使导弹逆时针旋转,
恢复到原来位置,保证导弹具有横向稳定性。
3、舱段的结构形式
常见的舱段结构有:硬壳式结构、半硬壳式结构、整体式结构、波纹板式结构、夹层结构、构架式结构。 根据受力形式不同,半硬壳式结构又可分为下列三种形式
(1) 梁式结构
Ω
进动
M 进动
Ω
图3 梁式结构
1— 蒙皮 2—梁 3—隔框
如图3所示。这种结构纵向构件只有大梁,载荷主要由大梁承受,允许蒙皮失稳。这种结构适用于有集中轴向力作用且有大开口的情况,缺点是蒙皮步参加受力,材料利用率不高,结构较重。
(2) 桁式结构
图4 桁式结构典型剖面
1— 蒙皮 2—桁条
如图4所示。这种结构的纵向构件是行条,布置较密,能够提高蒙皮的临界应力,从而使蒙皮除了承受舱体的剪力和扭矩以外,还能与桁条一起承受舱体的轴向力和弯矩。与梁式结构相比,这种结构的材料大部分分布在舱体剖面的最大高度上,当结构重量相同时,这种结构的弯曲和扭转刚度大。缺点是舱体上不宜开大型舱口,因为大型舱口会切断较多的主要受力元件——桁条。为了弥补由于开口引起的强度的削弱,开口处需要加强。从而增加结构重量;另外,桁条剖面弱,不宜传递较大的纵向集中力。适用于有均布轴压载荷作用且有小舱口的情况。弹体的箱间段大多采用这种结构形式。
(3) 桁梁式结构
这种结构纵向构件除大梁外还有较多的桁条。适用于有集中力且开口不很大的情况。这种结构能充分发挥
2
典型剖面 1 2
3
各构件的承载能力,结构重量可大大减轻,不允许蒙皮失稳。
1.舱段承力元件
舱段的主要承力元件有蒙皮、桁条、梁、隔框等。隔框是舱段的横向加强元件。隔框可分为普通框、加强框、连接框三类。
(1)普通框
普通框只起支持蒙皮、桁条,维持舱段外形的作用,作用载荷较小,一般可用铝板材压制而成。板材厚度按工艺要求确定时,强度往往有剩余,因此框缘上允许挖制穿越桁条的缺口。
(2)加强框
加强框除了维持弹体外形,其主要的功用是承受弹体的横向集中载荷。它的构造可分为装配式和整体式两类。装配式由框缘、腹板、加强件三部分装配而成,加强件用以直接承受横向集中力,以改善框的受力形式,腹板可以提高框的强度与刚度。整体式加强框多用铸件或锻件机械加工而成。
(3)连接框
连接框实际上也是加强框,由于它用在弹身舱段间的连接部位,所以又称为连接框。为了提高连接框在垂直平面方向的刚度,常用增加框缘剖面的尺寸,特别是加长沿弹身轴线方向的尺寸来实现。
三、实验收获
通过这次参观航天馆的实物模型,让我对飞行器结构有了一个感官的认识,实验过程中结合老师耐心的讲解,使得我们把实际和理论学习很好的结合起来。