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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
2、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
3、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
4、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
5、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
6、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 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,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 阻力系数,弹翼下表面压力分布 弹翼上表面压力分布,
