最终飞行器弹翼

导弹结构总体设计,小组成员：朱园琳2012田瑞2012025120杨沛2012025129倪蜂琪2012103116刘智侃2012111111崔鹏20121131,外形几何参数的设定,1.翼面沿弹身周向的配置形式根据要求攻击的是地面固定目标，且射程为1000km,我们选择的是平面形布局（“一”字形），因为与其他多翼面的布局相比，其具有翼面积小，翼面结构质量小，阻力小和便于悬挂等优点，侧向过载小，虽然相比与“十”字形与“X”形其响应速度慢，但由于是用来攻击地面固定目标，可以选用。2翼面沿弹身纵向的配置形式根据设计要求我们确定的是正常式布局。3升力面选择的是梯形翼面,展弦比的确定（1）展弦比对升力特性的影响展弦比对翼面升力特性的影响如图4.15所示，由图可见，增大展弦比，令使翼面升力曲线斜率增加。在低速时（如MA0.6）这种影响越明显，而在高速时，展弦比对升力影响就比较小，且随MA数的增加，越来越不明显，这是由于小展弦比“翼端效应”作用所引起的。（2）展弦比对阻力特性的影响对一定根弦长度，展弦比增加会使翼展增加，这往往会受到使用上的限制，而对一定的翼展，展弦比增加会使平均几何弦长减小，从而使摩擦阻力有所增加，同样增加，也会使波阻增加，特别在低速时更为明显，如图4.16（3）展弦比综合影响由上述影响可以看出，随着增加，升力性能有所提高，阻力系数（主要是零升阻力）也有所增加，且展弦比提高，意味着翼展的加大，这在实际使用中，特别是受发射装置的约束，翼展是受到限制的，因此存在着一个性能折衷，,展弦比的取值通常为：正常时或鸭式1.2无尾式0.6旋转弹翼式24远程有翼式接近升阻比Kmax飞行亚音速飞行器46亚音速反坦克弹2,后掠角的确定翼面后掠角主要对阻力特性有影响。采用后掠翼主要作用有两个，一是提高弹翼的临界MA数，以延缓激波的出现，使阻力系数随MA数提高而变化平缓，二是降低阻力系数的峰值，两者的合成影响如图4.18所示。为此，大多数低超音速导弹，均采用大后掠角弹翼，速度在提高后，延缓激波出现已对降低波阻有很大的实际意义，故高速导弹通常不需要采用大后掠角弹翼尖稍比的确定在其他几何参数不变的情况下，翼面尖稍比对空气动力特性影响较小，亦即增加，对气动特性会有好处，但影响不大，对弹翼质量的影响却较大，增加可使质量降低，故一般选较大的值。由于的变化范围很大，最大的是三角翼（=），最小的是矩形翼（=1），在超音速飞行时，三角翼的升阻比要较梯形翼稍高些，但为了保证弹翼翼尖有一定的结构刚度，并有利于部位安排，一般不采用三角弹翼，而采用大尖稍比的梯形弹翼，通常采用接近于三角形的大尖稍比（=35）的弹翼，所以取3.,4.翼型的选择根据经验，相对厚度在12%-18%，最大厚度位置在25%-40%处时最大升力系数最大，在我们对比了NACA2412，NACA4412和NACA23012三种翼型，曲线如图，5.根据弹翼面积计算公式q为动压头其中，我们计算即，我们在式中认为A为常数.,计算得,取为,6.翼载的计算,7.主要几何参数我们取解出翼根弦长翼梢弦长平均几何弦长平均气动弦长,前缘后掠角=后缘前缘角=,8.气动参数计算升力线斜率其中M*为临界马赫数,带入式中得出由PROFILI绘制极曲线图可知，NACA23012极曲线图零升迎角为-1.5度，最大升阻比对应7.5度迎角，临界迎角设为20度当时，,巡航攻角,式中,是翼剖面相对厚度的影响系数查图可知,（全紊流）,诱导阻力,最大升阻比,10.压力中心计算,式中根据有限翼展线性化理论计算，实验修正后查图可知，其中表示攻角为20度时，弹翼压力中心移动量，由查图确定，表示攻角为0-5度时的值，为平均气动弦长，为平均气动弦长到顶点距离。计算得,对于给定的和弹翼常量，在的范围内，与迎角成线性关系。故可忽略。得出压力中心坐标为：,这是我们最终确定的弹翼,三维弹翼数值模拟气动特性,我们采用的是FLUENT模拟三维弹翼的气动特性，网格由ICEMCFD生成结构网格。网格示意图如下：整个流场的网格弹翼表面网格,三维弹翼数值模拟气动特性,将上面的网格导入到FLUENT中计算，弹翼的翼根处采用壁面边界条件，整个弹翼也采用壁面边界条件，外部流场采用压力远场边界条件。由于计算的是高速可压缩的空气，所以我们采用的是基于密度的求解器