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1、目录1•导弹外形几何参数31.1弹身设计31・2弹翼设计31.2.1弹翼平面设计情况41.2.2弹翼剖面设计情况51.3总体布局62.气动特性分析62.1升力系数计算62・1・1弹翼升力系数计算62.1.2弹身升力系数计算72.2阻力系数计算72.2.1零升阻力系数82.2.2诱导阻力系数82.3压力中心的确定93.构造设计和结构分析io3.1弹翼构造设计和结构分析103.1.1翼肋个数及位置的确定103.1.2翼肋的载荷计算113.1.3主梁与辅助梁的受力分析123.1.4翼根剖面刚心的确定143.1.5蒙皮的设计及分析143.2弹身构造设计和结构分析153.2.1弹身轴力
2、计算153.2.2弹身剪力弯矩计算162.强度校核184.1弹翼的计算184.1.1主梁的计算184.1.2主接头耳片的校核214.1.3辅助梁的计算234・1・4辅助梁耳片的校核254・2弹身的校核274.2.1梁的校核274.2.2弹翼与弹身连接处的强度校核294.2.3蒙皮的校核305附图311.导弹外形几何参数通过杳阅各种资料，我们按照给定导弹参数初步确定我们组要设计的导弹为空对地导弹，以此为依据來进行了设计计算。1-1弹身设计弹头采用锥形，因为锥形冇利于减小阻力。头部的怏细比2越大，头部激波强度越弱，阻力系数越小。但是，长细比增加，会引起容积减少，不利于头部设备安放
3、。超音速时人=3〜5,我们取人=5。弹身如下图:1.2弹翼设计弹翼选择单梁式蒙皮骨架结构，由翼梁、辅助梁、翼肋、桁条和薄蒙皮组成。材料沿四周分部，具有强度刚度高、重量轻等特点。导弹上广泛采用大根梢比（〃=3~6）的梯形弹翼。由于承载是有利的，故可使弹翼减小。因此，-•般选取较小的根梢比。但为了保证一定的刚度，并有利于部位安排，一般并不采用三角翼，而采用小根梢比的梯形弹翼。所以，我们选用小根梢比的梯形弹翼。翼面图：弹翼整体情况如下:1.2.1弹翼平面设计情况(1)翼载人的估算：p二0"2S/(l-A)g其中：v=680m/.y,/7=.225kg/g=9.8m/52,nya=
4、l,“=0,C；%=0.36:.Pq®9500kg/m2(2)弹翼面积S的确定：（3）展弦比2的确定:目前导弹多采用人根稍比的梯形弹翼，即〃=3〜6。因为承载是有利的，故可使弹翼质量减少。因此，一般都选取较小的〃值。但为了保证弹翼翼尖有一定的结构刚度，并有利于部位安排，一般并不采丿IJ三角弹翼，而采用小尖梢比的梯形弹翼。所以我们采用77=4的直角梯形弹翼。（4）后掠角的确定:右=34。通过计算得到：*力］=27°4Z1=19°、2后掠角的作用：一、提高临界马赫数；二、是降低阻力系数的峰值。翼梢弦长勺=^=79.2mm,-X277••理根弦长仏=爲+1=316.8呦,平均气动弦
5、氏Q=243.91/727721.2.2弹翼剖面设计情况翼型选择NACA0006翼型。翼型图如下:压力及速度分部如下图:1.3总体布局翼面沿弹身布置形式：正常式布局优点：（1）由于弹翼位于舵面之前，不存在因舵面偏转对弹翼引起的下洗，纵向和横向稳定性鮫好。（2）舵而差动可同吋用作副翼，不必在弹翼上安置副翼，操纵机构和弹翼结（3）气动形式：总体如图:构比较简单。舵面偏转角与导弹攻角方向相反，可以增大可用攻角。X型旋转弹翼简化为X型弹翼1.气动特性分析2.1升力系数计算2.1.1弹翼升力系数计算由资料得：C、•为全弹升力系数，通常由弹身、翼身段、和舵身段三部分升力系数组成。对于空对
6、地导弹，所要求的机动性不大，弹翼面积主要由保证发射情况下的升力要求来定，也可由最小耗汕量或临界Mo来确定。为了保证升力的要求，可有：当Mg<1时，=0.8；Ma>时，Cvmax=0.3〜0.4。乂因为，大部分弹身升力由头部产牛一，在很宽的亚声速及超声速范围内，弹身头部的升力系数可取0.03-0.04之间。所以弹翼的最大升力系数町以简单估算为0.36左右。由公式得：,157.3-SCM其中：Do=0.2,/=0.9・•・Kaa=1.5&•・•A=4.1,Ma=2,S艸=0.196,S=0.2772・・・CX，=0.04资料指出：在初步佔算总体参数时，一般地对空或者空对地的导
7、弹取%严8°~12°,我们取9°,可得最大升力系数为0・36,符合要求。2.1.2弹身升力系数计算在小攻角下，弹身屮段考虑气流粘性的影响而产住的升力可以忽略不计，单独弹身提供的升力可以看做是弹头升力和弹尾升力组成的，在小攻角的情况下，弹身升力系数可以写成：%=(c胪+cyit)cosa^(cyin+cyit)a(1)头部升力：弹头的升力线斜率取决于头部的长细比人，圆柱段的长细比人，以及Mg。对于锥形头部,此时人=5,入=11,Ma=2,可查表得到c爲=0.048,y=1^2S<6Z=4894^»2r加(
