导弹结构设计第六章 翼面的构造与设计(3) (1)资料

§6.7操纵面的构造与设计6.7.1操纵面的功用与要求操纵面是用来产生附加空气动力，形成控制力和力矩，使导弹得到操纵性和稳定性的各种可动升力面的总称。导弹上常用的操纵面有舵面和副翼等。1前翼2弹翼3舵面4尾翼5副翼图6.7.1地－空导弹1副翼2方向舵3升降舵图6.7.2飞航式导弹6.7.2操纵面的结构形式操纵面的几何外形与弹翼的相似，但尺寸比弹翼小，构造比弹翼简单。◆全动式舵面它可以由铝合金的上下壁板铆接而成，也可以是实心结构；根部接头由合金钢制成，一端为叉形，与舵面铆成一体；另一端为转轴，与操纵机构的摇臂相连。图6.7.3全动式舵面副翼的可能构造形式◆单梁式铆接副翼,由管状梁、翼肋、蒙皮和配重组成。夹层结构副翼,由管梁、蒙皮、塑料后缘、松孔填料等组成，若要增加刚度亦可安排翼肋。玻璃钢副翼,内有金属梁和翼肋。(a)单梁式铆接副翼(b)夹层结构副翼(c)玻璃钢副翼图6.7.4副翼的可能构造形式副翼的可能构造形式◆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转轴14弹簧15易熔材料图6.7.5陀螺副翼它位于安定面的翼尖后缘。它由上下板、风轮（陀螺转子）和转轴等组成。当导弹受干扰而滚动时，因陀螺转子被迎面气流驱动作高速旋转，由二自由度陀螺的进动特性，产生陀螺力矩，使两个陀螺副翼反向偏转，进而形成操纵导弹的滚动力矩，力图使导弹恢复其原来位置，保证导弹具有横向稳定性。6.7.3操纵面转轴的安排形式对于一对水平舵面的转轴，常见的安排形式有斜交的和同轴的两种（图.6.9.6）◆对斜交的转轴，可布置在舵面的最大厚度处，转轴承弯承扭能力大；缺点是操纵协调较困难，舵面效率低，偏转时舵与弹身间有较大间隙，气动性变坏。对同轴的转轴，其优缺点与上相反，它比前者应用较广。(a)两转轴斜交的(b)两转轴共轴（图.6.9.6）对于两对舵面的转轴，有三种安排形式（图6.9.7）：四个转轴共面，但一对为曲轴；两对轴在两个平行平面内；四个轴共平面，但有两个半轴，两半轴的对应舵面可同向或反向偏转。◆图6.7.7两对舵面转轴的安排(a)带曲轴的(b)不在同一平面的(c)带半轴的操纵接头有两种安排：◆操纵接头被直接装在轴上（如操纵摇臂），或单独设置（图6.7.8）。后者即所谓双支点式，一个支点是舵面的转轴，另一个支点是操纵接头。图6.7.8操纵接头与转轴分离6.7.4操纵面与弹身或弹翼的连接图6.7.9:舵面接头与转轴是通过锥形螺栓连接固定的，转轴上装有摇臂，舵机操纵摇臂偏转舵面。图6.7.10舵面接头与转轴通过键槽配合、用斜螺钉固定的。图6.7.9锥形螺栓连接舵面与转轴组装：1斜螺钉螺帽2舵面3转轴舵面转轴图6.7.10键槽式连接舵面与转轴组装：1斜螺钉螺帽2舵面3转轴舵面转轴图6.7.11是一种快速连接接头1舵面2接头3导销4弹身支座5转轴6滚珠轴承7螺钉8顶块9螺钉10钢球11弹簧图6.7.11快速连接接头1接头座2接头耳环3纵墙4转轴5滚珠轴承图6.7.12副翼与弹翼、弹身的连接图6.7.12所示为副翼与弹翼、弹身的连接情况图6.7.13所示为副翼与弹翼、弹身的连接示意图。图6.7.13副翼与弹翼图弹身连接示意1.弹翼2.转轴3.副翼4.操纵接头5.摇臂7转轴8弹翼接头6.7.5操纵面转轴位置的选择转轴与操纵面压力中心的相对位置，有三种情况（图6.7.14）：（1）转轴在压力中心前（位置Ⅰ）（2）转轴在压力中心上（位置Ⅱ）（3）转轴在压力中心后（位置Ⅲ）(a)仅有一个压力中心(b)一个压力中心变化范围图6.7.14转轴位置的选择实际上，舵面压力中心位置是随导弹飞行速度变化而变化的。一般把转轴位置放在压力中心后限位置（点）前3～5﹪处。为避免出现过补偿情况，在亚音速时将舵锁住，在超音速时再打开锁紧装置进行操纵。§6.8折叠弹翼6.8.1概述(1)折叠式翼面的功用、组成与分类折叠翼面的优点是：缩小了导弹的横向尺寸，便于箱（筒）式贮装、运输和发射；节省了导弹的贮运空间，增加了贮运装置的贮运能力，提高了武器系统的作战能力。折叠翼面一般由可折翼面、折叠机构和能源等部分组成。按不同的方式，折叠翼可以有不同的分类。按折叠翼弦向分离面位置分为全翼折叠和部分折叠两种。（2）设计要求除了翼面设计的基本要求外，还有以下特殊要求：1）翼面在折叠状态时，必须满足规定的空间尺寸要求；不能与相邻结构发生干涉或碰撞现象；2）机构简单、安装使用方便、安全，工作可靠；3）展开运动应满足展开时间、展开角度、展开同时性等运动要求；4）展开到位时，翼面应定位准确，锁定可靠，展开运动不对弹身产生过大的干扰、冲击与振动；5）由于折叠机构的影响，翼面上容易出现突出物，应注意整翼的气动外形设计。(3)设计的初始条件除翼面设计应该具有的初始条件外，还应具备以下初始条件：1）必须明确对翼面折叠程度，折叠与展开状态的空间尺寸，折叠、展开方向等要求；2）明确折叠翼所在弹身的结构特点和设备布置等情况；3）确定展开到位时间、展开角度、展开同时性等参数的数值范围；4）折叠翼质量特性的限制指标；5）如果是箱式或筒式发射，应明确发射箱、发射筒对折叠翼的要求。6.8.2纵向折叠翼面与机构图6.8.1所示是一种卡块弹性轴式折叠翼的结构简图1弹身某舱段后底2支座3弹翼4大扭簧5转轴6卡块7卡块轴8小扭簧图6.8.1卡块弹性轴式折叠翼这是一种潜入弹身内的折叠翼，弹翼共四片，成“X”形布置，向后折叠，故在弹身上开有四条纵向槽。图6.8.2所示是一种弹簧珠式折叠弹翼的结构原理图弹翼正处于伸展位置。依靠弹珠（5），在弹簧（6）的作用下，顶住弹翼（1）的斜面，从而使弹翼（1）处于竖立位置。这种机构工作可靠，结构简单，但展开力较小，只适用于小型战术导弹。1舵2舵轴3螺钉4舵机5钢球6弹簧7舵机轴承图6.8.2弹珠式潜叠舵面图6.8.3是火箭弹尾翼的折叠和展开状态图，它的展开力是燃气压力1翼面2转轴3衬套活塞4密封圈5基础环6弹簧胀圈7螺钉8密封圈9喷管10释放螺钉11弹身图6.8.3燃气压力式折叠翼这种机构构造复杂，但展开力比扭簧力大图6.8.4是外翼潜入翼根内的一种方案，也称为可伸缩弹翼1翼根部分2套筒3弹簧4芯杆5撑杆6外翼7副翼图6.8.4可伸缩弹翼折叠时，从翼根分离面上的槽口，伸入一拨杆顶压芯杆（4）的帽，使弹簧（3）被压缩，撑杆（5）逆时针转动，外翼（6）绕前缘的转轴转动而潜入翼根内。这种结构形式不占用弹身空间，机构较简单，但减少弹翼的展长是有限的。6.8.3横向折叠翼面与机构横向折叠翼面是在翼面的根部或中部，沿气流方向设置一弦向分离面，使外翼部分可绕分离面上的转轴折叠或展开。图6.8.5所示为一种内弹簧式折叠翼的结构简图。1弹簧座Ⅰ2弹翼底座3弹翼本体4右旋弹簧5弹簧座Ⅱ6右旋弹簧7转轴8弹簧座Ⅲ9拨锁锁钉10锁键11弹簧12固定螺钉图6.8.5内弹簧式折叠翼面这种折叠翼的结构特点是：1）所有零件均隐藏于流线型的弹簧舱体内，不影响弹翼气动外形，有利于高速飞行。2）结构简单，使用灵活、方便、可靠。3）弹翼折叠后没有约束装置，适宜于筒（箱）发射。4）安装弹簧的壳体，突起于弹翼底座与翼面本体两个部分之上，加工有一定困难。图6.8.7是另一种折叠翼方案它是人工折叠、自动展开的。这种机构工作可靠，但气动外形较差。1卷曲翼2支座3锁紧件4弹簧座5扭簧6小弹簧7转轴8螺灯图6.8.7折叠卷曲翼图6.8.8所示为弹簧楔形块式折叠翼面结构简图此种翼面含4片弧形翼（1），它被轴（3）铰连于弹身的筒状弹翼支座（4）的凸耳座上。采用扭转弹簧（2）作为提供展开力的元件。锁紧装置是在一薄片弹簧上焊以楔形锁紧块（7），再用铆钉（6）铆接于弹簧支座（4）的筒状壳体上。1弹翼2扭转弹簧3轴4弹翼支座5弹身6铆钉7楔形块图6.8.8弹簧楔形块式折叠翼面6.8.4扭力元件的计算扭力元件提供的扭转力矩应该大于折叠翼展开过程中气动力形成的阻力矩和零件之间摩擦力矩之和，并有：0()TfaMMMM式中——展开过程中的扭转力矩（N·m）——所需的扭力元件的扭转力矩（N·m）——展开过程中零件之间的摩擦力矩（N·m）——展开过程中的气动力形成的阻力矩（N·m）0MTMfMaM（6.8-1）对于扭力元件，由机械设计可得:式中——扭转弹簧的刚度系数（N·m/rad）——扭转的初始角（rad）式中——外翼绕转轴的转动惯量（kg·m2）——t时刻外翼的张开角度（rad）而外翼展开时的运动方程为:202ddMJt0()TMkk0202d()()dfaJkMMtJ将以上两代入式（6.8-1）得:（1）必须进行折叠翼的运动学和展开动力学分析（2）折叠翼的结构动力分析1）结构的模态分析。它包括固有频率、主振型及模态阻尼的计算。分析中应特别注意折叠翼面及转轴处边界条件的模拟，机构中各铰链及其阻尼的模拟；2）结构动态响应分析。它包括翼面垂直方向的动响应和折叠到位时，锁定部分的冲击响应分析；3）由于折叠翼结构刚度问题比较突出，故刚度分析、颤振、发散分析应当引起足够的注意。4）折叠翼展开到位时，对锁定部分结构的冲击响应往往很大，必须注意分析和解决好这一问题。解决这一问题的主要措施是：a.正确确定展开到位时间在满足总体设计要求的前提下，不能太短；b.正确确定能源提供的展开力大小及其变化规律，以尽量减小展开过程的加速度；c.增大锁定处活动翼面与锁定部位碰撞的接触面，并在此接触面上采取减振措施。（3）折叠翼的展开试验、动响应试验§6.9栅格翼6.9.1概述栅格翼是一种在有限翼展上由很多翼元组成的升力系统。图6.9.1所示为栅格翼结构形式，翼元就是镶嵌在边框内的一组栅格壁。栅格翼具有很好的气动优越性，重量轻刚度好。(a)矩形栅格翼(b)蜂窝状栅格翼图6.9.1栅格翼6.9.2栅格翼的剖面形状栅格翼具有某种程度的流线型剖面。表6.9.1为栅格翼可能的剖面形状。表6.9.1栅格翼可能的剖面形状6.9.3栅格翼的典型绕流图1jlMM21kpkpMMM2kpMM32kpkpMMM3kpMM3kpMM(a)(f)(c)(d)(e)(b)图6.9.3两剖面形成的亚音速和超音速典型绕流图6.9.4栅格翼的某些特点（1）栅格翼可以在相当大的攻角和马赫数范围内正常使用（2）栅格翼能在体积比较小的情况得到较大的翼总面积（3）栅格翼的压力中心无论是相对于攻角还是相对于马赫数都具有很大的稳定性（4）栅格翼结构元件布置合理，最大刚度面与最大气动载荷作用面重合（5）便于折叠，可以贴着飞行器壳体折叠。见图6.9.4。（6）栅格翼主要不足，是其气动特性在亚音速时比单面翼要低。图6.9.4栅格翼的折叠状态6.9.5栅格翼的几何参数栅格翼是镶嵌在边框内的一组薄的栅格壁组成，这些栅格壁在框架内可以任意布局，但最基本的是图6.9.5所示的两种形式。第一种叫框架式栅格翼，第二种叫蜂窝式栅格翼。(a)框架式(b)蜂窝式图6.9.5两种型式栅格翼简图栅格翼的主要几何参数是：翼弦b－翼剖面内彼此相距最远的两点之间的距离翼展L－栅格翼两侧壁之间的距离高度H－沿栅格翼轴线度量的上端和下端格壁之间的距离翼的轴线是通过上端和下端格壁翼展和翼弦中点并贯穿各升力面相应点的直线。栅格翼的几何中心是H/2;L/2;b/2坐标的点。与栅格翼的基本几何参数有关的还有。翼的间矩t——两相邻栅格相应点之间的距离。翼的相对间距是在栅格翼的设计中，侧向间距以表示，与此相对应的相对侧向间距表示为翼的轴线与未扰动气流速度矢量的法线所成的角以表示，而格壁的安装角－翼弦与翼轴的法线所成的角以表示见图6.9.6。btt/tbttZZ/Zt（6.9-1）（6.9-2）栅格翼的几何攻角定义为格壁的弦与未扰动气流速度矢量在翼对称面内的投影所夹的角，那么攻角可用和表示：00（6.9.3）框架式和蜂窝式栅格翼的外形有明显的区别，但在同样的尺寸和同样的相对间距的情况下，它们的气动特性实际上是没有区别的。大量的试验结果证明，几乎在全部攻角范围（包括临界状态）内都是适用的。