最终飞行器弹翼
飞行器结构设计(打印版)
在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得
Ra Rb G cos Ral1 Gl2 cos 0 fRa Fa
两坐标轴方向过载为：
nx ( P Fa) / mg 0 ny ( Ra Rb) / mg 0
可得
nx P / mg 0 fGl2 cos / mg 0l1 ny G cos / mg0
M N Yi Ji Fj
——舱段剖面上的正应力；
M ——由弯矩 M 产生的正应力；
N ——由轴向力 N 产生的正应力；
M ——作用在舱段剖面上的弯矩； N ——作用在舱段剖面上的轴向力；
J i ——减缩剖面的惯性矩；
Yi ——第 i 个元件到减缩剖面中性轴的距离；
F j ——减缩剖面的面积。
可知，从 0 至 90 度，随 增大， nx 变大， n y 变小。 4 波动系数 K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。 第四次课（教材 23 页-35 页） 1 地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速 压点，机动飞行的终点。 2 压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。 3 刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。 4 设计载荷：使用载荷乘以安全系数。 P des
R ——连接框外径；
q ——连接框的支反剪流。
第八次课（教材 52 页—61 页） 1 梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向 排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。 2 玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。 3 展弦比：展向长/弦向长。 4 翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。 第九次课（教材 62 页—70 页） 1 普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。 2 铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。 第十次课（教材 70 页—76 页） 1 第一强度理论是最大拉应力准则； 第二强度理论是最大伸长线应变准则； 第三强度理论是最大剪应力准则； 第四强度理论是最大形变能准则。 2 夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。 第十一次课（教材 76 页—84 页） 1 在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配 时外端起导向作用。 （教材 77 页图 3.44）
导弹弹翼设计-哈尔滨工程大学飞行器设计专业
飞行器设计与工程专业课程设计题目：弹翼结构总体设计组别：第四组哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院2011/11/19要求设计某导弹弹翼，对地面固定目标进行打击，飞行高度距离地面50-150米，巡航速度0.7Ma，有效射程1000公里。
参考数据：起飞质量：2.2t；翼展：2.5m；弹体直径：0.5m；弹长：6.25m；要求：1.计算弹翼的各外形几何参数；2.计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；3.设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；4.对弹翼进行强度及稳定性校核，并设计连接件形式，进行简单的气动弹性计算。
2.1 外形几何参数设计2.1.1 总体布局形式确定根据给定导弹的飞行高度（50-150m ）、速度（0.7Ma ）及射程（1000Km ），确定该导弹为一种巡航导弹。
在此确定该导弹的气动布局形式为常规布局，升力面采用梯形翼面。
2.1.2 升力系数确定设计条件中给定飞导弹巡航速度为0.7Ma ，由于每个飞行器在特定马赫数下会有一个最佳的升力系数，图2.1.1为马赫数与升力系数的关系，由此我们可以确定出在0.7Ma 条件下，飞行器升力系数为0.75，此升力系数为导弹巡航状态下得升力系数。
图2.1.1为马赫数与升力系数的关系参考资料：/EFM/Introduction/Book02/03_05.aspx?v=0&p=0&d=0&k=Book02_03_052.1.3 翼面积确定确定巡航状态下得升力系数之后，我们即可算得导弹的翼面积，根据升力公式：S V C L L 221∞=ρ又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：mg L =故有翼面积：221∞=V C mgS L ρ带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9.8kg/m ³，空气密度ρ=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s ，计算得：22284.0238*225.1*75.0*218.9*220021m V C mgS L ===∞ρ2.1.4 翼面几何特征确定（展弦比λ、根梢比η与后掠角χ）得到翼面积之后，则可根据展弦比计算公式计算出展弦比：5.784.05.222===S l λ其中：l 为翼展。
弹体的组成与分解
弹体的重要性
结构基础
气动性能保障
弹体是导弹或火箭的骨架，为其他部 件提供安装和固定的基础，确保整个 飞行器的结构完整性和稳定性。
弹体的外形设计和材料选择对导弹或火箭 的气动性能具有重要影响，合理的弹体设 计能够减小气动阻力和提高飞行稳定性。
按材料分类
弹体可分为金属弹体和非金属弹体。金属弹体具有较高的强度和刚度，但重量较大；非金 属弹体如复合材料弹体具有较轻的重量和良好的隐身性能，但制造成本较高。
按功能分类
弹体可分为战斗部弹体、推进剂弹体和制导部弹体等。战斗部弹体负责承载爆炸物或特殊 有效载荷；推进剂弹体用于装载推进剂并提供燃烧室；制导部弹体则负责安装制导系统和 控制系统等关键部件。
模块化设计
应用模块化设计思想，可以将弹体分解为多个功能模块，方便维护 和升级，提高弹体的适应性和灵活性。
智能化控制系统
引入智能化控制系统，可以实现弹体的自主导航、制导和控制，提 高命中精度和作战效能。
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THANKS
承载关键部件
弹体内部需要安装有效载荷、推进系统、制 导系统等关键部件，这些部件的性能和稳定 性直接影响导弹或火箭的飞行性能和打击精 度。
弹体的分类
按结构形式分类
弹体可分为整体式弹体和分离式弹体。整体式弹体结构简单，适用于小型导弹或火箭；分 离式弹体由多个独立部分组成，适用于大型导弹或火箭，便于运输和发射。
弹丸
被火药推动飞出的物体， 可以是实心金属球、破甲
弹丸、反坦克弹丸等。
弹尾
底火
位于弹壳底部，受到撞击时引燃 火药。
航空航天概论课件
按发射和目标位置分：空对空导弹，空对地导弹，地对空 导弹，岸对舰导弹
74
一、有翼导弹
1、组成和功用 战斗部系统：摧毁目标 动力系美统国航：天提飞机供飞行动力 制导系统：引导控制导弹以一定精度飞向目标 弹体：装载设备、承受载荷、维持外形
18
机翼的构造形式：蒙皮骨架式
19
机翼的构造形式：整体壁板式
20
机翼的构造形式பைடு நூலகம்夹层式
21
2、机身
（1）作用在机身上的外载荷 分布力——气动力，重力 集中力——机翼、尾翼、发动机、起落架、装载物等的作用力
（2）机身中的内力 垂直弯矩、水平弯矩、垂直剪力、水平剪力、扭矩
（3）机身的受力构件 桁梁、桁条、隔框、蒙皮
横向骨架——普通翼肋：维持翼型，把蒙皮和桁条 的力传给翼梁；
加强翼肋：除普通翼肋作用外，承受集中力。
蒙皮：维持气动外形，将气动力传给桁条和翼肋，
与翼梁纵墙的腹板形成闭室承受扭矩
14
机翼的受力构件：翼梁
15
机翼的受力构件：桁条
各种剖面的桁条
16
机翼的受力构件：翼肋
17
1、机翼和尾翼
（4）机翼的构造形式 a）蒙皮骨架式（单梁、双梁、多梁） b）整体壁板式 c）夹层式
专用系统 天文望远镜、光谱仪、摄象机、通信卫星的转发器等
专用设备
保障系统 结构系统、温度控制系统、生命保障系统、电源系统、
姿态控制系统、轨道控制系统、返回着陆系统。
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卫星的基本结构
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卫星的基本结构
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卫星的基本结构
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卫星的基本结构
飞机结构详细讲解
飞机结构详细讲解机翼机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。
其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。
另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。
由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。
飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。
机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。
其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根本就没有接头。
以下是典型的梁式机翼的结构。
一、纵向骨架机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。
* 翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。
翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。
凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。
凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有时仅为翼展的一部分。
纵樯通常布置在机翼的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭盒段，承受扭矩。
靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。
* 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
二、横向骨架机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
翼形——精选推荐
翼形概述飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘（或 1/4弦长点连线）的剖面形状，也称翼剖面或叶剖面。
翼面的空气动力特性研究，常从翼型特性研究开始，然后再加上机翼平面形状的影响。
大展弦比无后掠翼面（直机翼）翼型的气动特性对整个翼面尤其有决定性的影响。
因此，翼型气动特性的分析研究和翼型形状的设计研究具有重要的意义。
翼型的空气动力特性是指翼展为无限长的等剖面直机翼的空气动力特性。
由于绕这种机翼的流动沿翼展没有速度分量，流动参数只在与展向垂直的平面内变化，属于二维平面流场，因而又称为二维机翼。
翼型的几何形状，即几何特性，决定了它的空气动力特性。
几何特性翼型中线或中弧线是连结前后缘的一条曲线，沿垂直于这一曲线法线方向的上下表面到中线的距离yc应该相等。
上下表面的最大距离称为翼型的最大厚度，简称厚度。
连结翼型前后缘的直线称为翼弦。
翼弦的长度称为弦长。
如果中线是直线，则翼型是上下对称的，这时中线与翼弦重合；如果中线不是直线，则翼型是不对称的，称为有弯度的翼型(yf不等于常数)。
中线到翼弦的最大距离称为翼型的最大弯度，简称弯度。
弯度f、最大弯度位置xf、厚度C和最大厚度位置xc通常用弦长b的百分数表示成相对量(弙＝f/b，塣f＝xf/b，叿＝C/b，塣c ＝xc/b)。
翼型系列随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家建立了各种翼型系列。
美国有NACA系列，德国有DVL系列，英国有RAE系列，苏联有ЦΑΓИ系列等。
这些翼型的资料包括几何特性和气动特性，可供气动设计人员选取合适的翼型。
在现有的翼型资料中，NACA翼型系列的资料比较丰富，飞行器上采用这一系列的翼型也比较多。
NACA翼型系列主要包括下列一些翼型族：①4位数翼型族:这是最早建立的一个低速翼型族。
例如，NACA2415翼型，这4位数字的意义是:弙＝2％，塣f＝40％，叿＝15％。
这一族翼型的中线由前后两段抛物线组成，厚度分布函数由经验的解析公式确定。
飞机翼设计的最新技术和方法
飞机翼设计的最新技术和方法飞机翼设计是航空工程中非常重要的一个部分，它直接影响着航空器的性能和安全性。
自从飞机从华盛顿近郊的基伯岛起飞开始，设计者们就一直在寻求更加有效的方法来优化翼型，以提高飞机的性能。
随着现代科学技术的发展，飞机翼设计已经进入到了一个全新的阶段。
最新的技术和方法不仅仅能够提升翼型设计的优化程度，还可以帮助研究人员更好地预测飞机翼的行为，并为实现更加环保以及节能的飞行提供可靠的支持。
1. 如何设计翼型翼型设计的关键在于找到一个能够在给定的飞行条件下最优化的翼型。
而这个过程通常需要使用计算流体力学（CFD）、实验方法以及数学建模等方法。
在CFD计算中，研究人员会将翼型放入一个三维计算模型中，然后运用基于繁荣方程（Navier-Stokes equations）的数值模拟技术来进行分析，以便为设计者提供风洞实验和数学建模所需要的信息。
同时，实验方法也是翼型设计中重要的一个环节。
在风洞内进行的实验能够帮助研究人员更加细致地了解翼型的空气流动行为，以及飞行情况下的翼型性能表现。
因此，在翼型设计之初，实验数据也经常被用来确认CFD计算的有效性。
而数学建模则通过建立一系列的物理方程式来描述翼型的动力学行为，以提供更为准确和精确的结果。
同时，基于数学建模的分析方法也能够更快速地得出结论，对于那些需要快速响应的场景提供了优势。
2. 基于形态最优性的翼型设计方法形态最优性（shape optimization）是指通过调整目标函数对于翼型进行逐渐调整以满足特定的约束条件。
在这种方法中，研究人员需要首先确定需要优化的翼型的主要特性，然后再寻找一些用来衡量翼型性能的目标函数。
接着，研究人员会对于不同的约束条件进行设计，并且用一个优化算法进行计算。
形态最优性方法是一种非常强有力的工具，因为它不仅可以用来为特定的飞机进行翼型设计，而且还能够用来提高翼型设计的效率和精度。
3. 利用全局优化方法进行翼型设计全局优化是一种比形态最优性更加高级的优化方法。
飞行器结构学.
单面翼受载示意图
6.2 翼面结构型式
6.2.1 蒙皮骨架式翼面 材料沿四周分布，强度、刚度高，重 量轻，被广泛应用在各种飞行器上。 (1) 单梁式翼面(图6.2.1)
单梁式翼面
1 翼梁
2 前墙 3 翼肋 4 桁条 5 蒙皮 7 辅助接头 8 主接头 图6.2.1 单梁式翼面
6 后墙
单梁式翼面特点
第六章
翼面的构造与设计
6.1 概
述
• 导弹的翼面：各种空气动力面，如弹翼、安定面 (尾翼、反安定面)、操纵面(舵面、副翼)是导弹弹 体的重要组成部分。 • 弹翼的功用：产生升力，以支持导弹在飞行中的 重力和机动飞行所需的法向力。 • 安定面：常指尾翼和反安定面，用以保证导弹的 纵向飞行稳定性。
Q－剪力 M－弯矩 T－扭矩 (a)作用于弹翼的分布载荷及集中载荷 (b)作用于弹翼的剪、弯、扭作用力
6.2.3 夹层结构弹翼
夹层结构弹翼的特点： • 抗弯能力较大，耐热绝热性好，气动外形 好，装配工艺性好。 • 制造工艺较复杂，工艺质量不稳定，特别 是接头和分段处加工制造更困难。 • 夹层结构上不宜开舱件组成 的。 2. 翼梁是沿翼面最大厚度线布置的，这种布置能使 梁具有最大的剖面高度，且沿翼展展向按直线变 化，在强度和刚度上都有利。 3. 翼肋是顺气流方向排列的，翼肋的间距影响屏格 蒙皮的横向变形，普通翼肋的间距约为250～300 mm。 4. 一个能传弯的主接头和两个不能传弯但能传剪的 辅助接头。
图6.2.6 辐射网格式加强筋整体结构弹翼
（3）菱形网格式加强筋整体结构弹翼
如图6.2.7所示
1. 2. 上、下壁板上有菱形网格的加强筋。 壁板的前缘与后缘起着纵墙的作用，壁板的根部组成加 强根肋，根肋上有14对托板螺帽构成弹翼的分散传力式 接头。
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xdw 0.3833 z 0.5208
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， 使计算结果更精确。如图是计算结果： 翼根处压力分布 0.5倍展长处压力系数分布
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（ =3～5）的弹翼 ，所以 取3.
三维弹翼数值模拟气动特性
下图是升力系数和阻力系数分布 升力系数 l
c
阻力系数 d
c
弹翼下表面压力分布
弹翼上表面压力分布
Coo
1 cx 0 ，我们计算 C yw 2 A
max qc y
CX 0 即
，我们在式中认为A为常数.
A
1
0.1
20
取为 20
计算得
K 4.78, SW 2.08m2
6. 翼载的计算
mg p0 6125 N / m 2 , s
7. 主要几何参数 我们取
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MA<0.6）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，
3, x0.5
b0 ( ) 1.248m, l 1 s 2 b 1 ( ) 0.416m. 翼梢弦长 l 1 s 平均几何弦长 b 0.832 m, l 平均气动弦长 b 4 s 1 0.9013m 2 3 l (1 )
解出翼根弦长
l2 0, 3.008 3 s 2 s
前缘后掠角=后缘前缘角=
8. 气动参数计算
x0 arctan
bo b1 18.41 , l
vl Re 14680112.57 14680000
升力线斜率
a c yw
57.3
8 4 M 3 3 1 1 1 cos ( x0.5 )e ( ) ( ) Mx 2cos x0.5 Fra bibliotek
展弦比的取值通常为： 正常时或鸭式 无尾式 旋转弹翼式 远程有翼式
1.2 0.6 2~4 接近升阻比Kmax飞行
亚音速飞行器
亚音速反坦克弹
4～6
2
的确定 后掠角 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
表示攻角为0-5度时的
xdA 值， b A
为平均气动弦长，
xA
为
平均气动弦长到顶点距离。
计算得
xdw 0.1733 0.9013(0.233 0.0053 ) 0.3833 0.0048
对于给定的 Ma 和弹翼 xdA 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：
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， m nk 5. 根据弹翼面积计算公式 SW K q为动压头 a
其中
1 K 2 ACOO
x z tan A0
l 2 xA tan 0 6 1
式中
xdA 根据有限翼展线性化理论计算 xdA ，实验修正后查图可知
5
15 (xdA ) 20
，其中
xdA ( xdA ) 5
(xdA ) 20 (xdA ) 5 表示攻角为20度时，弹翼压力中心移动量，由查图确定，
诱导阻力
cos x0.5 cxi 0.8c yw ( 1) 4
c yw 0.38
2
4 0.0229,
cx cxm cxi 0.0302
最大升阻比
K max
0.3802 12.59, 0.0302
10. 压力中心计算
xdw xA bA xdA
c c ( ) 0.3802
巡航攻角
m nk 4.18 c yw qs
cxm 2 c f t
0.455 cf (lg Re) 2.58
式中
（全紊流）107
Re 109
t
是翼剖面相对厚度的影响系数 可知
查图
cxm 2 1.284 0.00283 0.00726
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。
0*
其中
3, M*为临界马赫数 M 忽略后掠效应的临界马 赫数 M* M 0* (1 M 0* )[1 COS( x0.5 )]2
M0* (10 0.91 / (10 )
3) 3
带入式中得出
a cyw 0.0422
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 a 7.5 时， yw yw 0