课设报告完整(空对地)课件

1、导弹总体设计报告第 1 页目录目录1.1.导弹外形几何参数导弹外形几何参数31.1 弹身设计弹身设计31.2 弹翼设计弹翼设计31.2.1 弹翼平面设计情况弹翼平面设计情况41.2.2 弹翼剖面设计情况弹翼剖面设计情况51.3 总体布局总体布局62.2.气动特气动特性性分析分析62.1 升力系数计算升力系数计算62.1.1 弹翼升力系数计算弹翼升力系数计算62.1.2 弹身升力弹身升力系系数计算数计算72.2 阻力系数计算阻力系数计算72.2.1 零升阻零升阻力力系数系数82.2.2 诱导阻力系数诱导阻力系数82.3 压力中压力中心心的确定的确定93.3.构造设计和结构分析构造设计和结构分析9

2、3.1 弹翼构造设计和结构分析弹翼构造设计和结构分析93.1.1 翼肋个数翼肋个数及及位置的确定位置的确定103.1.2 翼肋的载荷计算翼肋的载荷计算103.1.3 主梁与辅助梁的受力分析主梁与辅助梁的受力分析123.1.4 翼根剖面翼根剖面刚刚心的确定心的确定133.1.5 蒙皮的设计蒙皮的设计及及分析分析133.2 弹身构造设弹身构造设计计和结构分析和结构分析143.2.1 弹身轴力计算弹身轴力计算143.2.2 弹身剪力弯矩计算弹身剪力弯矩计算144.4.强度强度校校核核174.1 弹翼的计算弹翼的计算17导弹总体设计报告第 2 页4.1.1 主梁的计算主梁的计算174.1.2 主接头耳

3、片的校核主接头耳片的校核194.1.3 辅助梁的计算辅助梁的计算214.1.4 辅助梁辅助梁耳耳片的校核片的校核234.2 弹身弹身的的校核校核254.2.1 梁的校核梁的校核254.2.2 弹翼与弹身连接处的强度校核弹翼与弹身连接处的强度校核274.2.3 蒙皮的校核蒙皮的校核285 5 附图附图29导弹总体设计报告第 3 页1.1.导弹外形几何参数导弹外形几何参数通过查阅各种资料，我们按照给定导弹参数初步确定我们组要设计的导弹为空对地导弹，以此为依据来进行了设计计算。1.1 弹身设计弹身设计 弹头采用锥形，因为锥形有利于减小阻力。头部的长细比越大，头部激波强度越弱，阻力系数越小。但是，长细

4、比增加，会引起容积减少，不利于头部设备安放。超音速时，我们取。弹身如下图：53n5n 1.2 弹翼设计弹翼设计 弹翼选择单梁式蒙皮骨架结构，由翼梁、辅助梁、翼肋、桁条和薄蒙皮组成。材料沿四周分部，具有强度刚度高、重量轻等特点。 导弹上广泛采用大根梢比（）的梯形弹翼。由于承载是有利的，故可63使弹翼减小。因此，一般选取较小的根梢比。但为了保证一定的刚度，并有利于部位安排，一般并不采用三角翼，而采用小根梢比的梯形弹翼。所以，我们选用小根梢比小根梢比的梯形弹翼。的梯形弹翼。 翼面图： 导弹总体设计报告第 4 页 弹翼整体情况如下： 1.2.1 弹翼平面设计情况弹翼平面设计情况（1）翼载的估算：0Pg

5、nvCPyal)1 (22max0 其中： ,/8 . 9,/225. 1,/68023smgmkgsmv 36. 0, 0, 1maxlyaCn 20/9500mkgP （2）弹翼面积的确定：S 20196. 095008 . 9190mPGS （3）展弦比的确定： 1 . 4196. 09 . 022Sl 目前导弹多采用大根稍比的梯形弹翼，即。因为承载是有利的，故63可使弹翼质量减少。因此，一般都选取较小的值。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，一般并不采用三角弹翼，而采用小尖梢比的梯形弹翼。导弹总体设计报告第 5 页 所以我们采用的直角梯形弹翼。4 （4）后掠角的确定：

6、 通过计算得到：19273421410 后掠角的作用：一、提高临界马赫数；二、是降低阻力系数的峰值。 翼根弦长，翼梢弦长，mmLSb8 .316120mmbb2 .7901 平均气动弦长mmba91.2431.2.2 弹翼剖面设计情况弹翼剖面设计情况 翼型选择 NACA0006NACA0006 翼型。翼型图如下： 压力及速度分部如下图： 导弹总体设计报告第 6 页1.3 总体布局总体布局 翼面沿弹身布置形式：正常式布局翼面沿弹身布置形式：正常式布局 优点：（1）由于弹翼位于舵面之前，不存在因舵面偏转对弹翼引起的下洗，纵向和横向稳定性较好。 （2）舵面差动可同时用作副翼，不必在弹翼上安置副翼，操

7、纵机构和弹翼结构比较简单。（3）舵面偏转角与导弹攻角方向相反，可以增大可用攻角。 气动形式：气动形式：X 型旋转弹翼简化为型旋转弹翼简化为 X 型弹翼型弹翼 总体如图： 2.2.气动特性分析气动特性分析2.1 升力系数计算升力系数计算2.1.1 弹翼升力系数计算弹翼升力系数计算由资料得：为全弹升力系数，通常由弹身、翼身段、和舵身段三部分升力系yC数组成。对于空对地导弹，所要求的机动性不大，弹翼面积主要由保证发射情况下的升力要求来定，也可由最小耗油量或临界来确定。为了保证升力的要求，可有：Ma当1 时，；1 时， 。Ma8 . 0maxyCMa4 . 03 . 0maxyC又因为，大部分弹身升力

8、由头部产生，在很宽的亚声速及超声速范围内，弹身头部的升力系数可取 0.030.04 之间。所以弹翼的最大升力系数可以简单估算为 0.36 左右。由公式得：SSMaMaKCwaayw)1211 (143 .5722导弹总体设计报告第 7 页 ， 其中：20)2 . 02 . 1 (1lDKaa9 . 0, 2 . 00lD ,58. 1aaK2772. 0,196. 0, 2, 1 . 4SSMaw04. 0ywC资料指出：在初步估算总体参数时，一般地对空或者空对地的导弹取，我们取，可得最大升力系数为 0.36，符合要求。 128max92.1.2 弹身升力系数计算弹身升力系数计算 在小攻角下，

9、弹身中段考虑气流粘性的影响而产生的升力可以忽略不计，单独弹身提供的升力可以看做是弹头升力和弹尾升力组成的，在小攻角的情况下，弹身升力系数可以写成： )(cos)(1111tynytynyyBccccc （1）头部升力： 弹头的升力线斜率取决于头部的长细比，圆柱段的长细比，以及。ncMa对于锥形头部，此时，可查表得到，5n11c2Ma048. 01nyc NScvYyny489421112 （2）尾部升力： 尾部升力系数：2sin)(1 21DDcdty 00525. 0)(1 035. 021DDcdty 式中，为修正系数，其值约为 0.150.20，取，则弹尾部的升力为：2 . 0 NScv

10、Ytyty3 .535211122.2 阻力系数计算阻力系数计算 通常将阻力分解为两个部分：零升阻力和诱导阻力。阻力系数一般表达0XiX式为，式中，为零升阻力系数，为诱导阻力系数。iXXXCCC00XCiXC导弹总体设计报告第 8 页2.2.1 零升阻力系数零升阻力系数 （1）弹身摩阻：绕超声速导弹流动的多半是紊流，故不可压缩流的表面摩擦阻力系数可用下式计算：fkfxfKCRe)(lg 式中，为经验系数，一般，ffkK ,58. 2,455. 0ffkK vlRe 式中，531071. 1, 3,/680,/293. 1lsmvmkg 8105 . 1Re002. 0 xfC（2）弹身波阻：超

11、声速时，弹身阻力主要取决于头部形状及尾部形状，尾部喷流对弹身底阻影响很大。 头部波阻系数由下式估算： 5212)18(14161961 )10)(096. 0083. 0(12269. 12nnnnxwntgMaMaC 解得：039. 0 xwnC （3）弹翼波阻： , SSAcCwxww)211 (4212Ma 其中：34,732. 1,06. 0Ac 0058. 02772. 0196. 0)34732. 1211 (732. 106. 042xwwC2.2.2 诱导阻力系数诱导阻力系数 - 故诱导阻力系数：0053. 0tanywxiCC导弹总体设计报告第 9 页 综上所得阻力系数为：0

12、521. 00058. 00053. 0039. 0002. 0 xixmxCCC 弹翼的总阻力为： NSCVXx2892212 升阻比为：928927 .26342XLK2.3 压力中心的确定压力中心的确定 导弹总体设计报告第 10 页，1tan19, 1 . 4001 . 71, 42MaB查表得：48. 0cxcp3.3.构造设计和结构分析构造设计和结构分析3.1 弹翼构造设计和结构分析弹翼构造设计和结构分析 弹翼选择单梁式蒙皮骨架结构，由翼梁、辅助梁、翼肋、桁条和薄蒙皮组成。材料沿四周分部，具有强度刚度高、重量轻等特点。 主梁布置在翼型最大厚度处，后墙布置在距后缘 20%处。弹翼主梁选

13、取 30CrMnSiA 合金钢，强度极限，剪切强度极限MPab1078 ，安全系数；646bMPa4 . 1f 单梁式弹翼优特点：1.翼梁沿翼面最大厚度线部置，这种布置能使梁具有最大的剖面高度；2.沿翼展展向直线变化，在强度和刚度上都有利；3.该翼面的翼肋顺气流方向排列，翼肋间距影响蒙皮的横向变形；4.该翼面有一个能传弯的主接头和两个只能传剪的辅助接头。3.1.1 翼肋个数及位置的确定翼肋个数及位置的确定 普通翼肋的间距为，这里按照实际情况，取翼肋间距为。 mm300250mm176翼肋个数及位置如图：导弹总体设计报告第 11 页3.1.2 翼肋的载荷计算翼肋的载荷计算 作用在翼面上的升力为

14、NCSvYyw1998421max2则作用到每个实际翼面上的气动载荷为 7065.4N 假设翼面上的气动载荷按面积比分配到每个翼肋上，则可以求得每个翼肋上的受力1 号肋号肋2 号肋号肋3 号肋号肋面积面积2/mS0.02540.03520.0097载荷载荷NQ/2552.73537.7974.9以 1 号肋为例计算受力根肋图如图所示：导弹总体设计报告第 12 页NQHHHRNQHHHRNQHH8 .1969 .23557 .255231. 801.191323132213231311121同理分析 2 号肋、3 号肋可知：1 号肋号肋2 号肋号肋3 号肋号肋mH /10.019010.0118

15、80.00475mH /20.008310.005190.00207NR /12355.93265.4900.4NR /2196.8272.374.53.1.3 主梁与辅助梁的受力分析主梁与辅助梁的受力分析 主梁布置在翼型最大厚度处。 （1）将主梁看做支撑在弹身上的固支悬臂梁，对其进行受力分析。 导弹总体设计报告第 13 页 主梁的受力、剪力和弯矩图如下图： （2）将辅助梁当做一个具有两个简支点的梁，对其进行受力分析。辅助梁的受力、剪力和弯矩图如下图：导弹总体设计报告第 14 页3.1.4 翼根剖面刚心的确定翼根剖面刚心的确定 刚心离主梁的距离mmBmmHmmH25.15831. 801.19

16、21mmBHHHx1 1.5 蒙皮的设计及分析蒙皮的设计及分析 蒙皮材料选择 LY12。；MPaMPaMPaEbb252,421,70560刚心距离根部前缘点的距离：；mmxx29.24119.9501压力中心距离根部前缘点的距离：；mmx1 .1528 .31648. 02压力中心与刚心的距离：；mmxxd2 .891 .1523 .24112翼根剖面扭矩：。mNmmdLMt632 .894 .7065对单梁式弹翼，蒙皮只受剪切，不受拉压，蒙皮的厚度由剪切失稳条件确定：2)(bKEMt式中：矩形蒙皮的短边，取；周缘蒙皮所围面积的两倍，bmm100导弹总体设计报告第

17、15 页；受剪板支持系数，这里取。代入数据得：2008. 0mK4 mmKEbMt65. 032 引入安全系数，则最终蒙皮厚度为：。3mm95. 13.2 弹身构造设计和结构分析弹身构造设计和结构分析 导弹才用锥头型，有利于减小阻力，中部全圆柱形，尾部无收缩。弹身梁的材料选取 30CrMnSiA 合金钢，强度极限，剪切强度极限 MPab1078646bMPa，安全系数；蒙皮的材料为镁铝合金 MB84 . 1f,226,/78. 13MPacmgb。MPaE402103.2.1 弹身轴力计算弹身轴力计算 导弹的飞行速度为，射程为。设导弹从飞机上发射时飞机的速度Ma2km50为，则导弹需自行加速。

18、设轴向加速度为，弹身的轴向力就可Ma7 . 0Ma3 . 1g17以通过惯性力和阻力求得。在弹翼与弹身连接处，弹翼的阻力给弹身了一个集中载荷。 弹身轴力图如图：导弹总体设计报告第 16 页3.2.2 弹身剪力弯矩计算弹身剪力弯矩计算 进行弹身剪力弯矩计算时，可按初等梁理论，把弹身看作是支持在弹翼上的一根梁。与弹翼相比，弹身受的集中力多，轴向载荷大。将弹身从头到尾沿弹体坐标系 x 方向分成若干段，每一段按照舱段分配。在各个舱段标明各自的集中力，质量力和弹体升力则是均匀分布的力，各个舱段的质量力各不相同。 各舱段质量如图: 导弹总体设计报告第 17 页 导弹发射后发动机工作 3-4 秒钟熄火, 以

19、后无动力靠惯性飞向目标;发动机工作时间不宜过长，否则装药量增加，导弹在飞行中重心变化大，不易控制。 我们假设：最大机动飞行点发生在 10000 米处，对地打击过程中为自由落体，在接近目标时速度达到，则通过计算可得此过程中最大过载处的速度约为Ma2。最大过载处的极限攻角为，则此时过载为 13.3。sm/6119 需要注意的是：最大速度处并不是机动性最大处，也就是说导弹在接近目标时，攻角很小。导弹机动飞行时，取过载最大情况时，做出弹身受力分析如下图：3 .13yan弹身剪力图如下：弹身弯矩图如下：导弹总体设计报告第 18 页4.4.强度校核强度校核4.1 弹翼的计算弹翼的计算4.1.1 主梁的计算

20、主梁的计算翼根处=19.013mm，=4165.8N，=896.7NmHmaxQmaxM（1）由最大弯矩确定： ，bHbMmaxmaxMPab432 ，取 33432)(10197 .8963MPab 2332610194327 .8963mmb 取，；mm5mmb2 .65（2）由最大剪力确定腹板厚度 的大小：t导弹总体设计报告第 19 页 )3(6 . 210253101938 .4165)(63max2maxmaxmmHQttHKEHtQb 考虑到稳定性：)5 . 0()(2maxmaxktHKEHtQ mmKEHQt88. 13max mmt3主梁等效应力分布图： 主梁剪应力分布图：导

21、弹总体设计报告第 20 页主梁位移校核：导弹总体设计报告第 21 页4.1.2 主接头耳片的校核主接头耳片的校核厚度，宽度；mmh5mmw65取，mmwammd5 .322,24MPab930耳片承受的最大拉力NmmNHMP7 .4719410013.197 .8963maxmax(1)、拉伸破坏校核：92. 0)(tbttkhdwkP符合要求NPt175398maxP（2） 、剪切-挤压破坏校核：98. 1scbscsckhdkP符合要求。NPsc220968maxP导弹总体设计报告第 22 页主梁耳片正应力分部图： 主梁耳片剪应力分布图：导弹总体设计报告第 23 页主梁耳片位移：4.1.3

22、 辅助梁的计算辅助梁的计算（1） 、确定工字剖面的尺寸： 由传力分析知，辅助梁可简化为两端简支梁。两端弯矩为 0，中间弯矩最大，且剪力为 0。导弹总体设计报告第 24 页 中间肋，mmH19. 5mNM1 .24max 2maxmaxbHbM263max22104211019. 521 .24mmHMbb 取mmbmm11,2（2） 、由最大剪切力确定腹板厚度 的大小：t辅助梁在翼根处NQmmH4 .136,3 . 8maxmmHQtHtQbb134. 0maxmaxmax考虑到稳定性：,2maxmax)(tHKEHtQ5 . 0KmmKEHQt39. 03maxmmt5 . 1辅助梁等效应力

23、校核：辅助梁剪力校核：导弹总体设计报告第 25 页辅助梁位移校核：4.1.4 辅助梁耳片的校核辅助梁耳片的校核厚度，高度mmh3wmmH 8导弹总体设计报告第 26 页mmwammwd42,67. 23耳片承受最大剪力：NP4 .136max耳片允许最大载荷：bkrkrdhKP无因次系数取决于平均截面积与积压截面积之比，其中krkdhAav/ 232221321995. 7995. 73665. 218. 9306. 3747. 81146mmAmmAmmAAAAAav09. 1367. 2747. 8dhAav查表得38. 1krk综上得：NdhkPbkrkr10280109301067. 238. 163maxP辅助梁耳片等效应力：辅助梁耳片剪应力：导弹总体设计报告第 27 页4.2 弹身的校核弹身的校核4.2.1 梁的校核梁的校核 （1）最大轴力处 由弹身轴向力可以看见，导弹轴向力最大处在导弹尾部，故对此处进行正应力的强度计算和校核。蒙皮厚度，考虑到计算误差和其他因素的影响，为满足强度mmt4刚度要求，在取轴向力时，轴向力