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1、飞行器结构设计实验一、实验目的通过参观航天馆内的实物及模型结合课堂学习内容，加深对蜂窝夹层结构、陀螺副翼、舱段的结构形式、 舱段承力元件等的理解。二、实验内容1、蜂窝夹层结构图 1 蜂窝夹层结构n图 2 蜂窝夹层结构局部放大图夹芯层形似蜂窝的一种夹层结构，又称蜂窝夹层结构（见图1 和图2）。这种结构的夹芯层是由金属材料、 玻璃纤维或复合材料制成的一系列六边形，四边形及其他形状的孔格，在夹芯层的上下两面再胶接（或钎焊） 上较薄的表板。早期使用的轻质巴萨木夹层不耐潮，抗腐性差,不耐火,人们遂把注意力转向金属蜂窝夹层。1945 年试制成最早的蜂窝夹层结构。蜂窝结构比其他夹层结构具有更高的强度和刚度,
2、与铆接结构相比,结构效率可提 高15%30%。夹层的蜂窝孔格大小、高矮及其构成格子的薄片厚度等决定表板局部屈曲、孔格壁板屈曲的临 界应力及夹层结构的保温性能。这些尺寸的选择，一般要保证能够承受一定的去取载荷的前途下具有一定的保 温性能。蜂窝结构的受力分析与一般夹层结构相同。在航空航天工业中,蜂窝结构常被用于制作各种壁板,用于翼 面、舱面、舱盖、地板、发动机护罩、尾喷管、消音板、隔热板、卫星星体外壳、刚性太阳电池翼、抛物面天 线、火箭推进剂贮箱箱底等。2、陀螺副翼图 1 陀螺副翼结构1 安定面 2盖板 3风轮 4螺钉 5副翼 6锁紧销 7销套 8止动件 9卡箍 10轴座 11、12上下板 13转
3、轴图 1 是陀螺副翼。它位于安定面的翼尖后缘，由上下板、风轮和转轴等组成。工作原理：风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接成一体。平时锁紧销6 插在销套 7 内，副 翼被锁在中立位置。导弹发射后，止动件8 尾部的易熔材料被发动机燃气熔化，在弹簧作用下，锁紧销被拔出， 陀螺副翼便被开锁。图 2 陀螺副翼工作原理导弹在飞行过程中，受到气动力作用，风轮在气动力作用下作高速旋转，自转角速度为0，方向如图2所 示，相当于一陀螺转子。由二自由度陀螺的进动性知M = J0XOT。当，方向为顺时针时，产生的进动 进动00力矩 M 如图 2 所示。 M 使两个陀螺副翼反向偏转，从而形成操纵导弹的滚动力矩
4、，使导弹逆时针旋转， 进动进动恢复到原来位置，保证导弹具有横向稳定性。3、舱段的结构形式常见的舱段结构有：硬壳式结构、半硬壳式结构、整体式结构、波纹板式结构、夹层结构、构架式结构。根据受力形式不同，半硬壳式结构又可分为下列三种形式（1）梁式结构21 蒙皮 2梁 3隔框如图 3 所示。这种结构纵向构件只有大梁，载荷主要由大梁承受，允许蒙皮失稳。这种结构适用于有集中 轴向力作用且有大开口的情况，缺点是蒙皮步参加受力，材料利用率不高，结构较重。（2）桁式结构图 4 桁式结构典型剖面1 蒙皮 2桁条如图 4 所示。这种结构的纵向构件是行条，布置较密，能够提高蒙皮的临界应力，从而使蒙皮除了承受舱 体的剪
5、力和扭矩以外，还能与桁条一起承受舱体的轴向力和弯矩。与梁式结构相比，这种结构的材料大部分分 布在舱体剖面的最大高度上，当结构重量相同时，这种结构的弯曲和扭转刚度大。缺点是舱体上不宜开大型舱 口，因为大型舱口会切断较多的主要受力元件桁条。为了弥补由于开口引起的强度的削弱，开口处需要加 强。从而增加结构重量；另外，桁条剖面弱，不宜传递较大的纵向集中力。适用于有均布轴压载荷作用且有小 舱口的情况。弹体的箱间段大多采用这种结构形式。（3）桁梁式结构这种结构纵向构件除大梁外还有较多的桁条。适用于有集中力且开口不很大的情况。这种结构能充分发挥 各构件的承载能力，结构重量可大大减轻，不允许蒙皮失稳。1. 舱
6、段承力元件舱段的主要承力元件有蒙皮、桁条、梁、隔框等。隔框是舱段的横向加强元件。隔框可分为普通框、加强 框、连接框三类。（1）普通框普通框只起支持蒙皮、桁条，维持舱段外形的作用，作用载荷较小，一般可用铝板材压制而成。板材厚度 按工艺要求确定时，强度往往有剩余，因此框缘上允许挖制穿越桁条的缺口。（2）加强框加强框除了维持弹体外形，其主要的功用是承受弹体的横向集中载荷。它的构造可分为装配式和整体式两 类。装配式由框缘、腹板、加强件三部分装配而成，加强件用以直接承受横向集中力，以改善框的受力形式， 腹板可以提高框的强度与刚度。整体式加强框多用铸件或锻件机械加工而成。（3）连接框连接框实际上也是加强框，由于它用在弹身舱段间的连接部位，所以又称为连接框。为了提高连接框在垂 直平面方向的刚度，常用增加框缘剖面的尺寸，特别是加长沿弹身轴线方向的尺寸来实现。三、实验收获通过这次参观航天馆的实物模型，让我对飞行器结构有了一个感官的认识，实验过程中结合老师耐心的讲 解，使得我们把实际和理论学习很好的结合起来。
