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1、飞行器结构课程设计目录一、 飞行器结构设计题目导弹的总体设计导弹总体参数的给定：一 弹身的设计1.几何参数的确定2. 弹身舱段尺寸布置3. 导弹质量分布4. 质心位置的确定（精确计算）2.2 质点的变化2.3 弹身的外形设计2.4 升力的计算3. 弹翼的设计3.1 翼载P0的确定3.2 主尾翼的几何外形3.3 主尾翼的布置4. 翼型的设计二、 导弹的结构分析 飞行器结构设计题目地空导弹设计要求弹身总长：5.8m弹身直径：0.35m主翼展：0.95m， 尾翼翼展1.2m发射弹重：600Kg最大速度：2.5Ma目标高度：10Km射程：30Km发射推力：1.5105N导弹总体设计导弹总体参数的给定：
2、1 地空导弹目标：亚音速和超音速飞机制导体制：比例导引法动力装置：固体火箭发动机（位于导弹尾部第四舱，单级助推）发射方案：路基倾斜发射（三联装定角倾斜发射）（以上方案参考SA-6）2.外形设计：翼面沿弹身周向的配置形式及其特点：“X”-“X”型布局翼面沿弹身纵向的配置形式及其特点：正常式布局（如果静定度太大，可在前面加以固定小前翼或可调节的小前翼）一 弹身的设计1.几何参数的确定由课程设计题目知道：弹身总长是5.8米，弹身直径是0.35米。参考战术导弹总体设计原理（哈尔滨工业大学出版社）韩品尧编著P135P137通过“弹身外形参数设计”知道：(1)弹身头部长细比 : n=LnD 在超音速飞行条
3、件下，通常取n=35。经过多次检验n=3最为合适。此时：弹身头部长度Ln=30.35=1.05m;(2)弹身尾部长细比 : TS=LTSD 依现有导弹统计，有翼导弹通常是TS=23。经过多次检验TS=2最为合适。此时：弹身尾部长度LTS=20.35=0.7m;(3)弹身尾部收缩比 : TS=DTSD 依现有导弹统计，有翼导弹通常是TS=0.41。经过多次检验TS=0.5最为合适。此时：弹身尾部直径DTS=0.50.35=0.175m。2. 弹身舱段尺寸布置参考有翼导弹结构设计图册（宇航出版社）王俊生等编著通过“萨姆六”地空导弹等比例模型，将设计的导弹分成四个舱段:雷达导引头舱，战斗部舱，仪器舱
4、，动力装置舱。第一舱: 雷达导引头舱（按等比例模型计算）长度L1=1.05m ；第二舱: 战斗部舱（按等比例模型计算）长度L2=0.67m ；第三舱: 仪器舱（按等比例模型计算）长度L3=1.28m ；第四舱: 动力装置舱（按等比例模型计算）长度L4=2.80m 。3. 导弹质量分布3.1弹体质量分布（粗略计算）引入假设： （1）弹翼质量融合到弹身上（2）不计弹上机构等的质量（3）各舱段弹身质量之比等于壳体表面积之比（4）各舱段总质量在舱段内均匀分布（5）第四舱段分两部分来计算：圆柱段和收缩段。收缩段只有壳体，没有其他组件。各舱段质量=各舱段弹身壳体质量+各舱段内仪器组件质量参考战术导弹总体设
5、计原理（哈尔滨工业大学出版社）韩品尧编著P247由建立起的质量模型可计算第一舱（雷达导引头舱）质量:头锥质量 7.723kg + =22.824kg制导雷达质量 15.101kg质心到头锥顶点距离为：0.7m第二舱（战斗部舱）质量:舱段弹身质量 9.722kg+ =125.494kg战斗部质量115.772kg质心到头锥顶点距离为：1.385m第三舱（仪器舱）质量:舱段弹身质量 18.573kg +引信质量 6.040kg +控制设备质量 17.617kg =57.330kg +电气设备质量 7.550kg +动力附件质量 7.550kg质心到头锥顶点距离为：2.36m第四舱（动力装置舱）质量
6、:舱段弹身质量 圆柱段 30.470kg + 收缩段 7.678kg固体燃料棒质量 254.431kg =394.352kg +发动机及其组件质量 101.773kg其中圆柱段质心到头锥顶点距离：4.05m收缩段质心到头锥顶点距离：5.51m附：固体燃料棒质量的计算方法：将其余的各个部分质量分别确定后，最后剩余质量由发动机及其组件与固体燃料棒质量组成，由于=发动机及其组件质量固体燃料棒质量=0.20.4，取=0.4较为合适，由此可分别计算出固体燃料棒质量，发动机及其组件质量。注：参考有翼导弹系统分析与设计北航出版社P943.2导弹质心的确定（粗略计算）通过对头锥顶点取矩可得：质心位置 x=3.
7、22m xL=55.54. 质心位置的确定（精确计算）引入以下假设：忽略弹身上各种机构、部件、操纵面质量的影响（小质量）各舱段弹身质量之比等于各舱段弹身表面积之比收缩段内是空的，设有仪器设备、器件其余舱段质量是均匀分布的计算原理和参考书籍与粗略计算时相同。弹翼质量的确定：参考战斗导弹总体设计原理（P92）由3.5.2弹体结构质量比估算一节可知地空导弹： qw=915Kg/m2取 qw=10Kg/m2由弹翼部分计算结果知，一个主弹翼与一个尾翼的面积分别为：S主=0.18482m2 S尾=0.16932m2得主翼与尾翼总得质量分别为：m主=7.393Kg m尾=6.773Kg 建立质量计算模型：第
8、一舱（雷达导引头舱）质量:头锥质量 6.248kg + =21.349kg制导雷达质量 15.101kg第二舱（战斗部舱）质量:舱段弹身质量 7.865kg+ =123.637kg战斗部质量115.772kg第三舱（仪器舱）质量:舱段弹身质量 15.025kg +引信质量 6.040kg +控制设备质量 17.617kg =53.782kg +电气设备质量 7.550kg +动力附件质量 7.550kg第四舱（动力装置舱）质量:舱段弹身质量 圆柱段 24.651kg + 收缩段 6.211kg固体燃料棒质量 254.431kg =387.066kg +发动机及其组件质量 101.773kg对头
9、锥顶点取矩可得：质心位置 x1=3.23m x1L=55.7当燃料燃尽后，对头锥顶点取矩得到：质心位置 x2=3.23m x2L=45.35.弹身升力计算 参考导弹空气动力学（国防工业出版社）苗瑞生等编著P367P368解得头锥纵向截面半角=9.462CyB=Cyn+Cyc+Cyt头部升力系数Cyn=257.3（cos）2圆柱段弹身升力系数Cyc=0收缩段升力系数Cyt=-0.21-(DTSD)2257.3代入数据解得CyB=0.02872=12时，L弹身=12v2SCyB=3834.9N。二弹翼的设计1. 过载的计算ny=cos+v2gr当=0时承受过载最大，取r=10000m,此时ny=1
10、+(2.5320.53)29.8104=7.5取安全系数K=1.2 n=nyK=92.升力的分配由战术导弹总体设计原理p100,nyaYG得：Y=nyaG=6009.89=522920NY=Yb+YwYw=Y-Yb=519085N此处，弹翼的升力需要分配到主翼和尾翼上；根据工程经验，取主翼尾翼升力比为1.2:1，即 Y主：Yw尾=1.2:1因此得 Y主=26773.7N，Y尾=24545.45455N3.主翼翼载P0的确定（1）首先选取P0=600Kg/m2根据选定的法向过载算出升力，然后将升力按比例分配，得到主翼的升力Y=26773.7N主翼的等效面积为 S=YnyP0=26773.7960
11、09.8=0.505027815m2一个主弹翼的等效面积为 S主=0.50502781522=0.178872494m2展弦比 =l2S=2.522746734此时的弹翼参数如图所示以下公式均来源于导弹空气动力学 k=+Dl(-1)=5105263158k=(1-Dl)1-(D/l)(-1)(+1)=2.045470325tan0.5=tan0-2kk-1k+1=0.293889508ktan0.5=0.601142267k(Ma2-1)=4.686761298=(1+Dl)2=1.872576177W=(1+0.41Dl)2=1.324922161由经验公式图标得 Cywk=0.01385
12、Cyw=0.028329764此时，主翼升力为 L=Cyw2qS=14065.665251N校正后升力为 Y=L=26339.00485N此时的翼载 P0=590.26Kg/m2翼载 =600-590.26600100%=1.62%（2）再将P0=590.26Kg/m2代入计算，同理可得此时的P0=580.68Kg/m2 L=26339.00588N 此时的误差为翼载 =590.26-580.68590.26100%=1.62% (3)再将P0=580.68Kg/m2代入计算，可得此时的P0=577.41Kg/m2 升力L=26624.2657N 误差为翼载 =580.68-577.41580.68100%=0.56%所以，我们选取 P0=580.68Kg/m2此时的弹翼参数为4. 尾翼翼载P0的确定尾翼翼载P0的确定与主翼翼载的P0确定过程大致相同，公式与经验图表均在导弹飞行力学中。同样根据选定的法向过载算出升力，然后将升力按比例分配，得到主翼的升力Y=24545.45455N(1) 翼载 P0=550Kg/m2时，
