飞行器结构设计(打印版)

写在前面：纯手动输入，错误在所难免；肯请大家积极指正，以便及时修改，感激不尽。秦小琰教材：导弹、航天器结构分析与设计第一次课(教材1页-6页)1结构:构造中的受力部分。结构设计:将抽象的工作原理转化为技术图样的过程。2弹上结构:操纵结构,分离结构。3导弹的使用环境包括运载,贮存,操作,飞行环节(按从出厂到击毁目标各个时期所处的状态)；自然环境,力学环境(按对弹体影响的机理不同)。4结构重量最轻的前提条件是具有足够的强度,刚度与寿命。5六大准则是:最小质量准则,气动力准则,使用维护准则,可靠性准则,结构的工艺性准则,最小成本准则。第二次课(教材6页-16页)1钨,铅,镁.钛合金,铍合金,合金钢(选择)表面形成氧化膜:铝合金；高低温性能都好:钛合金；有毒:铍合金；燃气舱用:钨合金。2按材料性质分,材料分为金属,非金属,复合材料。3按材料功能（或在弹体构造中的作用）分,材料分为结构材料和功能材料。4强度极限/相对密度:比强度5零件:设计的最小单元,不可再分割。6部件结构设计步骤:调查研究——方案设计——技术设计——强度校核——绘制零件图,编制技术文件——试验第三次课(教材17-页-23页)1按对结构影响的性质不同分，外载荷分为静载荷,动载荷。2属于内力有:轴向力N,剪力Q,弯矩M,扭矩Mk。3发射角为30度，45度，60度过载系数，计算给出规律。在弹体坐标系下，由受力平衡和力矩方程得12coscos0RaRbGRalGlfRaFa两坐标轴方向过载为：00()/()/xynPFamgnRaRbmg可得02010/cos/cos/xynPmgfGlmglnGmg可知，从0至90度，随增大，xn变大，yn变小。4波动系数K：反映当舵面偏角发生变化时，导弹的过载系数变化的程度。第四次课（教材23页-35页）1地空导弹典型弹道上所选的特征点有：最大推力点，导弹进入控制飞行的初始点，机动飞行段的速压点，机动飞行的终点。2压心：作用在物体上空气动力合力的作用点。3刚心：一个剖面上，所有作用力的合力，只产生纯弯曲的作用点。4设计载荷：使用载荷乘以安全系数。limdesPPf5安全系数的最初来源是所选材料的强度极限与比例极限之比/bp。第五次课（教材35页-39页）1给出单梁式翼面上空气动力载荷传到弹身的传力路线：空气动力——蒙皮——翼肋与桁条——辅助梁与翼梁——弹身。2静不定结构：静力平衡方程无法获得全部未知力的结构。3传力分析时，分离元件后按载荷，支撑，平衡原理三步进行。4在单梁和翼面结构中举例4对相互垂直关系。(教材38页图2.18)翼梁垂直于弹身轴线；前缘肋垂直于辅助梁；中肋垂直于翼梁；尾肋垂直于翼梁。5画出单梁翼面中翼肋受力图：（教材39页图2.22）第六次课（教材37页—46页）1举两例集中力转化为分散力：1）加强肋；2）加强框。2列举两条设计经验：1)在薄壁结构中，凡有集中载荷作用之处，都应采用能分散集中载荷的中间元件。2)结构设计中，应使梁凸缘面积适应内力变化规律。3单梁翼面中辅助梁受M2由来（画图）要点：一定要画出是由作用在前缘肋上的M分解的两个力矩，分别作用在中肋上的M1和作用在辅助梁上的M2。4画出加强肋受力平衡图。（教材40页图2.24）第七次课（教材46页—51页）画出硬壳式舱段加强框，蒙皮受力平衡图，给出剪流表达式，注明各标量含义。（教材47页图2.35，图2.36）剪流表达式：sinqQRQ——径向集中载荷；——连接框的支反剪流与对称轴的夹角；R——连接框外径；q——连接框的支反剪流。第八次课（教材52页—61页）1梁式翼面结构中，翼梁一般沿翼面最大厚度线布置或沿翼弦的等百分比线布置，翼肋按顺气流方向排列或沿垂直于翼梁弹性轴方向布置。2玻璃钢蜂窝夹层结构中，弹翼主体上蜂窝纵向沿展向排列，翼前后缘蜂窝纵向沿翼弦方向排列。3展弦比：展向长/弦向长。4翼面的相对厚度：翼面最厚位置厚度/弦长长度。第九次课（教材62页—70页）1普通肋开减轻孔是因为腹板剩余强度一般较大，减轻孔边缘翻边是为提高腹板的抗弯能力。2铆缝设计与计算主要是确定铆钉的直径，间距，边距与排距。第十次课（教材70页—76页）1第一强度理论是最大拉应力准则；第二强度理论是最大伸长线应变准则；第三强度理论是最大剪应力准则；第四强度理论是最大形变能准则。2夹层结构夹芯参数为格子形状，边长，箔厚与变密度格子。第十一次课（教材76页—84页）1在多榫式接头中，齿中部厚度小于齿厚，是为了减少齿的精加工面，齿外端厚度比齿根略小，装配时外端起导向作用。（教材77页图3.44）2霹雳—7导弹弹翼与弦身连接接头是插入式。3反坦克导弹折叠弹翼标注，工作原理。（教材81页图3.51）标注:如图所示；工作原理：折叠时，向下压按钮，弹簧被压缩，锁紧件向下移动而退锁，外翼部分就可绕转轴折叠。展开时，当外翼反向折转，一直碰到平面A，此时弹簧推动锁紧件上升以便锁住外翼。锁紧件下部为圆筒，侧壁上有一长孔，它是锁紧件相对转轴的运动空间，翼根部分的正面也有一孔，它是按钮转轴上下运动的空间。4横向折叠式方案标注，工作原理。（教材82页图3.53）标注:如图所示；工作原理：由人工折叠和自动展开的。折叠时，将锁紧件的手柄向后退，弹簧被压缩，锁紧件从弹身支座孔中完全退出，便可把翼面转动到折叠状态，一旦维持折叠状态的约束被解除，翼面在扭簧作用下自动展开到要求位置，此时，小弹簧推动锁紧件进入弹身支座孔内，翼面的展开位置就被固定。第十二次课（教材84页—89页）1铰链力矩：舵面上空气动力的合力对转轴的力矩。2陀螺副翼标注，工作原理，用公式说明陀螺力矩。(教材85页图3.59)标注:如图所示；工作原理：它由上下板、风轮和转轴等组成。风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接一体。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，易熔材料15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。当导弹受干扰而滚动时，因陀螺转子迎面气流驱动作高速旋转，由二自由度陀螺的特性，它产生陀螺力矩，使两个陀螺副翼反向偏转，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。陀螺力矩公式：J——风轮转速——副翼转速3操纵面与弹身快速连接接头，标注，工作原理。（教材87页图3.65）标注:入图所示；工作原理：接头连接时，把舵面上的导销按图示A方向对准接头的槽口压入。顶块被弹簧力压在接头的斜面上，舵面得以连接可靠。拆卸时，用专用搬手按B方向拧动螺钉，使顶块离开接头的斜面，就可沿A的反向卸下舵面。第十三次课（教材90页—95页）1硬壳式舱段蒙皮失稳临界应力表达式：/crPKERPKER系数；弹性模量；厚度；半径2允许蒙皮失稳的是：梁式舱段（硬壳式舱段，梁式舱段，桁梁式舱段）3失稳临界应力与之s比值从小到大排列：硬壳，非硬壳，波纹板结构舱段。第十四次课（教材95页—100页）1弹身舱段传力路线最短的措施中，相邻舱段纵向元件对应安排，使之具有连续性，相邻舱段尽可能采用相同或相近的结构形式。2旋转锁标注，工作原理。（教材99页图4.18）标注：如图所示；工作原理：平时弹簧顶紧顶柱2使锁3长臂紧压在舱口内侧的卡套上，舱盖关闭。当欲打开舱盖时，用起子压顶柱使弹簧收缩，由于起子卡在锁的开槽内，当按舱盖上的标志向旋转时，带动锁的长臂丛卡套中脱出，从而舱盖得到了解锁。第十五次课（教材100-107页）（三道题中粗实线表示配合面，均需在图中标出哪个配合面影响什么偏差，因版面原因，仅以第2题为例）1径向单排螺钉连接标注，标注说明控制舱段连接偏差的配合面。（教材103页图4.26）标注及配合面：如图所示；两相邻舱段的连接框分别加工成圆柱的内外表面，利用它们的配合面进行套接，然后沿圆周用径向螺钉连接固定。横向配合面影响错移偏差，竖向配合面影响弯折偏差，螺栓影响扭转偏差。2游动锥形螺母连接标注，工作原理，标注说明控制偏差的配合面。（教材103页图4.27）标注及配合面：如图所示；工作原理；（游动锥形螺母由本体、锥形销、盖子和销钉组成。）当拧紧螺钉时，锥形销向上移动，直到锥形销与本体的锥形配合紧密接触为止。利用锥面能消除径向连接的螺钉与孔之间的间隙，连接牢固可靠。横向配合面影响错移偏差，竖向配合面影响弯折偏差，螺母影响扭转偏差。3螺纹连接标注，标注说明控制偏差的配合面。（教材105页图4.32）配合面配合面，影响弯折偏差配合面，影响错移偏差（需在图中标出哪个配合面影响什么偏差，如第2题）横向配合面影响错移偏差，竖向配合面影响弯折偏差，螺母影响扭转偏差。第十六次课（教材107-112页）1弹体舱段剖面正应力与剪应力计算公式，并给出各变量含义。a)正应力的计算：MNiijMNYJF——舱段剖面上的正应力；M——由弯矩M产生的正应力；N——由轴向力N产生的正应力；M——作用在舱段剖面上的弯矩；N——作用在舱段剖面上的轴向力；iJ——减缩剖面的惯性矩；iY——第i个元件到减缩剖面中性轴的距离；jF——减缩剖面的面积。b)剪应力计算：KQMqqqq——剪应力；Qq——剪力Q引起的剪流，iQiQSqI，iI——缩减剖面的惯性矩；iS——弹身缩减面积对Z轴的静矩；KMq——由扭矩KM引起的剪流，KKMMq，——弹体封闭剖面面积的两倍。2加强框剖面正应力与剪应力计算公式，并给出各变量含义。a)框剖面正应力：()bcrMNYJF——框剖面的正应力；M——框剖面的弯矩；N——框剖面的轴向力；J——减缩剖面的惯性矩；Y——到减缩剖面中性轴的距离；F——减缩剖面的面积。b)框剖面剪应力：()bcrreQhre——框剖面腹板厚度；h——框剖面腹板高度；b——框剖面腹板剪切强度极限；cr——框剖面腹板剪切失稳临界应力。第十七次课（教材113—119页）1导弹在飞行过程中贮箱受力有发动机推力，空气动力，质量力，箱内增压压力。2过载小箱+引射器取液装置标注，工作原理，应用对象。（教材117页图5.7）标注：如图所示；工作原理：在正常情况下，燃料由吸液口进入过载小箱，再通过漏斗与小箱内壁之间的狭窄通道进入漏斗，最后通过漏斗输给燃料导管。根据流体运动原理，燃料通过狭窄通道时，流速加大，静压减少，此时流体中夹杂的气泡在浮力作用下，浮向小箱顶部，被静压更低的引射器吸出。通过这个过程排除流入发动机的燃料中夹杂的气体。当导弹作机动飞行时，过载小箱的吸液口可能出现暂时外露的情况，这时由于漏斗还浸没在过载小箱的燃料中，仍能保持不间断地向发动机供应燃料。应用对象：此供应装置，因贮箱内的管路安排比较复杂，燃料的剩余量也较多，不适用于机动性大过载持续时间长的导弹，多用于主要为平飞状态，机动性较小的飞航式导弹上。3旋转取液器工作原理，应用对象。（教材114页图5.2）工作原理：(两点)（1）在过载作用下取液器的甩动方向与燃料的运动方向一致，因此取液器口始终埋在燃料中，能保证不间断地向发动机供应燃料。（2）取液器口旁安装了四个小翼，用以阻止燃料流动时产生漩涡和因漩涡而夹入气泡。应用对象：旋转式供液装置的管路安排简单，转动灵活，可用于过载方向变化大，大过载持续时间长，机动性要求高的导弹上。第十八次课（教材119—125页）1选择贮箱箱低形状需要考虑结构重量，弹体的长度，弹体的刚度，弹体内部空间的利用与生产工艺水平等。2为使用维护方便，贮箱设置各种舱口，包括各活门的加注口，排泄口，增压口与排压口。3贮箱容积与外形尺寸确定。贮箱容积的确定：fagVVVVfV——燃料组元所占的容积；aV——贮箱内附件所占容积；gV——贮箱内气枕容积。燃料组元的容积fV：ffVm(1.02~1.05)femmtfm——燃料组元的总充灌量；em——燃料组元的秒消耗量；——燃料组元的密度；t——发动机工作时间。贮箱内附件所占容积aV：(1~3)%afVV贮箱内气枕容积gV：在规定的最高使用温度maxT