最终飞行器弹翼

1、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

2、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（

3、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

4、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

5、，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.maxkWaym nSKqc12OOKAC012xywcCA0XCooC24.78,2.08WKSm计算得 取为201 . 01A206. 翼载的计算206125/,mgpN ms7. 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20.53,0,3.0083lxs20( )1.248 ,1sbml0.832 ,sbml2410.90133(1)sbml.416. 012)(1mlsb前缘后掠角=后缘前缘

6、角=10arctan18.41 ,bobxl8. 气动参数计算升力线斜率其中 M*为临界马赫数Re14680112.5714680000vl43830.50.557.3111 cos () () ()2cosaywecMxMxx3,3)30*(100.91/(10)M赫数忽略后掠效应的临界马*0M25 . 0*0*0*)(1)1 (xCOSMMM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，7.50()0.3802aywywcc0.0422aywc 巡航攻角18. 4qscnmywk式中2.5

7、80.455(lgRe)fc t 是翼剖面相对厚度的影响系数 查图可知（全紊流）tfxmcc 29710Re102 1.284 0.002830.00726xmc20.540.38cos0.0229,0.8(1)4ywxiywcxcc0.0302xxmxicccmax0.380212.59,0.0302K 诱导阻力最大升阻比dwAAdAxxbx10. 压力中心计算0tanxzA0tan126lxA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52

8、05()()15dAdAdAxxx20()dAx5()dAxAb0.1733 0.9013(0.233 0.0053 ) 0.3833 0.0048dwxdAxdAxAxdAx 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： MadAx5208. 03833. 0zxdw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 ICEM CFD 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