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第一部分：设计要求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。第二部分：设计过程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：=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：SVCLL221又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：mgL故有翼面积：221VCmgSL带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9.8kg/m³，空气密度=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s，计算得：22284.0238*225.1*75.0*218.9*220021mVCmgSL2.1.4翼面几何特征确定（展弦比、根梢比与后掠角）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Sl其中：l为翼展。在确定弹翼的根梢比时，我们参考了哈尔滨工程大学飞行器设计专,08届飞行器总体设计课程设计教材（以后简称参考教材1），根据参考教材1第142页关于导弹翼面根梢比的介绍：导弹弹翼根梢比一般取值3-6，这里我们考虑巡航导弹的长航时特性，将翼尖刚度作为主要的考虑点，减少根梢比有利于提升翼尖刚度，我们的根梢比取值：3得到根梢比后，根据参考教材1第140页公式，即可计算的翼根弦长和翼尖弦长：mlS63.0)12()(bb00：翼根弦长mlS21.0)12()(bb11：翼尖弦长mlS38.0])1(1[)(34bb2aa：平均气动弦长在确定机翼后掠角时，根据参考教材1第142页内容，对于近声速的导弹来说，增大后掠角可以增加临界马赫数，减少波阻，延缓激波的出现，同时参考文献1指出，后掠角一般不大于45°，这里我们考虑飞行器机翼的几何特性，将后掠角前缘取值为12°，取值12°能使机翼前后缘对称。图2.1.2即为机翼的平面几何形状示意图：图2.1.2机翼的平面几何形状示意图2.1.5翼型的确定由于导弹为亚声速巡航导弹，我们选取弹翼的翼型为圆头尖尾的双弧线翼型，根据参考教材1第145页内容，弹翼厚度一般在8-10%范围内，最大厚度位于25-50%处，我们选取弹翼厚度为9%，最大厚度位于40%处，为增加升力，我们去导弹弹翼翼型弯度为2%。我们选取NACA四位数字翼族来确定我们的翼型，根据前面确定的弯度、厚度和最大厚度位置，我们选用的翼型为NACA2409翼型，图2.1.3即为NACA2409翼型形状：图2.1.3NACA2409翼型最后我们的弹翼三维形状如图2.1.4所示：图2.1.4弹翼三维形状2.2空气动力特性计算2.2.1翼型空气动力特性计算根据上一节得到的结果，我们的翼型采用NACA四位低速层流翼型：NACA2409，接下来对该翼型进行空气动力特性计算。在计算翼型空气动力特性时我们选用Profili2.15a软件，该软件能准确的计算出翼型在各种雷诺数下的升阻力特性，且结果较为准确，图2.2.1为该软件的界面。图2.2.1Profili2.15a软件的界面接下来我们进行飞行条件下的雷诺数计算，根据雷诺数计算公式：LVRe根据导弹的飞行条件，这里取空气密度=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s，特征长度L=0.63m，空气粘性系数=1.79e-5Pa.s。由此计算得雷诺数：703.1579.163.0*238*225.1ReeeLV由此我们可利用Profili软件计算得在雷诺数为1.03e07时，其升力阻力特性，表2.2.1为NACA2409在雷诺数为1.03e07时的升力与阻力系数值。NACA2409-Re=10000000攻角-2024681012Cl0.00860.2350.45790.67580.89691.11221.3231.5206Cd0.0050.00480.00510.00580.00670.00820.00980.0123Cm-0.052-0.052-0.052-0.052-0.052-0.051-0.049-0.046表2.2.1NACA2409升力系数与阻力系数值（雷诺数1.03e07）图2.2.2NACA2409升阻力特性曲线图2.2.2为NACA2409升阻力特性曲线图，由升阻比曲线可以看出，当攻角为5°时，翼型的升阻比最大，因此5°攻角是巡航导弹的最佳的巡航攻角，再查看升力系数曲线图，当攻角为5°时，翼型升力系数为0.75,符合最初的升力系数选取。2.2.2导弹过载校核由于我们选取的升力系数是在巡航状态下取得的，故需要进行机动状态下得过载校核，在机动时，导弹攻角发生变化，从而引起升力变化，产生过载，因此需要找出导弹的最大升力即可校核过载。根据空气动力学知识可知，飞行器的失速攻角为20°左右，我们选取20°攻角时所产生的过载为最大可用过载。根据表2.2.1中的数据可计算出机翼的升力线斜率：/1088.0alC20°攻角时翼型的升力系数：176.220*1088.020lC由此可算得最大可用过载：9.2212maxmaxmgSVCln故导弹在机动时的最大可用过载为2.9。2.2.3三维机翼空气动力特性计算在进行三维机翼空气动力特性计算时，我们采用树脂模拟的方式，使用有限元软件FLUENT，该软件能给出最用在物体上的升力和阻力大小，并能给出相应的压力中心。FLUENT软件采用有限容积法进行计算，其中基本的控制方程为：不可压缩Nervier-Stocks流体的控制方程：0)(2ubpuuutuvF边界条件和初始条件分别为：TFuuuuvpl)(21)()(2质量守恒方程：iiiixwxvt动量守恒方程：)(,,,ijjiijijjiiijijivvpxvwbtv能量守恒方程：jjiijiijxEwvbvtE,机翼的三维模型如上节图所示，我们采用对称建模方式建模，将该模型导入Gambit软件进行网格划分，网格示意图如下图所示，模型网格在机翼附近进行了适当的加密；图2.2.3网格划分示意图将网格数据导入FLUENT进行计算，采用速度入口边界条件设计，出口采用压力出口，对称面采用对称边界条件，机翼表面采用壁面边界条件，迭代时采用二阶迎风格式。图2.2.4为对称面上的压力分布图，图2.2.5为上表面的压力分布图，图2.2.6为下表面的压力图，上表面主要产生负的吸力，下表面主要产生正的压力，之后得出总得升力和阻力大小。图2.2.4对称面上的压力分布图图2.2.5上表面的压力分布图图2.2.6下表面的压力图以下是FLUENT软件输出的结果：总升力：13040N；总阻力：1070N。故升力系数：9.042.0*238*225.1*21130402122SVLCL阻力系数：07.042.0*238*225.1*2110702122SVFCDD升阻比：54.12107013040/DDLFLCFLUENT软件输出的压力中心坐标：(0.425,0.245)，图2.2.7中的“+”处即为压力中心位置。图2.2.7压力中心位置示意图2.3弹翼结构设计与传力分析2.3.1总体结构形式确定由于所设计弹翼为巡航导弹的主弹翼，因此选择弹翼结构形式为蒙皮骨架式结构，采用单梁式弹翼，设有一道辅梁。2.3.2翼肋数目确定根据我哈尔滨工程大学飞行器设计专业08届飞行器结构设计课程设计教材（以后简称参考教材2），每个翼肋间距为250-300mm，这里我们取间距为250mm，由翼展向总长为1000mm可知，一共需要布置5个翼肋，其中有一个加强肋。图2.3.1为翼肋分布示意图。图2.3.1翼肋分布示意图2.3.3主辅梁位置确定根据参考教材2，选取主梁位置要考虑两个因素，即弹翼的厚度限制和梁的强度限制，因此我们将主梁放置在距前缘30%弦长处，辅梁放置在距前缘60%位置处，其示意图如图2.3.2所示。图2.3.2主辅梁位置示意图根据翼型厚度，我们计算出在加强肋处，主梁高度为63mm，辅梁高度为45mmm，主辅梁采用等强度设计，即梁高度随着展向位置增加而高度降低。等强度设计示意图如图2.3.3所示：图2.3.3等强度设计示意图图2.3.4翼肋与主辅梁位置的示意图2.3.4主辅梁载荷分配计算根据参考教材2第196页，主辅梁上的载荷分配与两梁的弯曲刚度大致成正比，即：222111JERJER又有：QRR21由梁的铺面惯性矩与梁的高度的平方成正比，且与凸缘剖面面积成正比，假定凸缘剖面面积与梁高成比例，在材料相同的情况下，可求出：QHHHR3231311QHHHR3231322主梁高度63mm，辅梁高度45mm，将上述参数带入刚度分配公式计算得：QR73.01QR27.02即主梁承载：73%，辅梁承载：27%。2.3.5刚心位置计算根据参考教材2第196页公式6.3.10有，结构刚心位置计算公式：BHHHx3231320带入计算有：00%38lx2.3.6翼肋载荷分配计算我们将载荷分配到每个翼肋上，根据参考教材2有，翼肋分配的载荷与其截面面积成比例，翼肋的面积与其弦长二次方成正比例。我们根据此原则进行载荷分配，得到了表2.3.1：翼肋弦长/m—0.630.530.420.320.21分配比例0.41820.29070.18560.10550.044载荷值/N5453359424201376292表2.3.1各翼肋载荷分配2.3.7梁承载计算在进行载荷计算时，根据参考教材2和前面得到的计算结果，我们进行了如下假设和说明：1、每个翼肋上的载荷按73:27的比例分配到主梁和辅梁上；2、将辅助梁简化成简支梁；3、辅梁外侧点作用于主梁上；4、将主梁看成悬臂梁。由此我们进行了计算，首先计算得辅梁两端支反力为1472N和847.5N，以下各图是计算结果，左边为理论计算结果，右边为有限元模拟结果：图2.3.5主梁剪力计算结果（理论值6241，模拟值6242）图2.3.6主梁弯矩计算结果（理论值3140，模拟值3061）图2.3.7辅梁剪力计算结果（理论值-848，模拟值-847）图2.3.8辅梁弯矩计算结果（理论值331，模拟值329）2.4弹翼强度校核及气动弹性计算2.4.1主梁强度校核主辅梁材料均采用硬铝材料2A12（LY12），该材料的具体参数来自于参考教材2第159页，密度2.78g/cm³，强度432MPa，弹性模量70610MPa，泊松比0.36，抗剪强度245Mpa，伸长率6%。主梁采用变截面设计，翼根高度为63mm，翼尖高度为21mm，其具体结构形式如图2.4.1所示：图2.4.1主梁结构