1、文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.第一部分设计要求种类：地对空导弹弹身总长： 11m弹身直径：一级 0.5m，二级 0.65m翼展：一级 3m，二级 1.9m发射弹重： 2.3t最大速度： 3Ma作战高度： 3-25km作战目标：目标飞行速度小于420m/s作战半径： 12-30km第二部分总体设计2.1 弹道设计与过载计算2.1.1制导方式由有翼导弹飞行动力学 （以下简称参考资料一）可知，在选择导引方法时，需要从导弹的飞行性能、作战空域、技术实施、制导精度、制导设备、战术使用等方面的要求进行综合考虑。基本原则：弹道需用法向过载要小， 变化要均匀， 特别是在与
2、目标相遇区， 需用法向过载应趋近于 0.作战空域尽可能大。目标机动对导弹弹道的影响尽可能小。抗干扰能力强。技术实施要简单可行。综合以上各点原则可以选择三点法制导方式，满足各方面的战术要求而且技术实施简单，抗干扰能力强。2.1.2最大法向过载估算由导弹现代结构设计 （以下简称参考资料二）可知，选择典型弹道为最大射高（ 25km），最小射距（ 12km） 。假设目标水平等速直线飞行（无机动） ，由参考资料一可知，最大法向过载计算公式如下：由导弹转弯速率计算公式可知：根据三点制导法的导引规律文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.考虑到过载最大情况下进行计算，则取且有根据
3、几何关系可知由此可得：即导弹的需用过载由两部分组成： 一是理想情况下导弹为实现预定的导引规律飞行所用的法向过载； 另一是由于初始误差、 仪器误差、运动学干扰、起伏干扰、气动力和燃气动力干扰的影响， 导致导弹偏离理想弹道并绕其摆动。为了消除这些影响以减小脱靶量， 导弹必须支付额外的法向过载， 通常称之为附加法向过载Vn一般取 23，所以yr2.1.3最大轴向过载估算m设助推末点速度达到超声速时舵面最小可操纵速度，即1.4Ma=476；I级s工作时间 t=4s，推进剂所占质量百分比为 。平均推力：由 nxFxfG,由于轴向阻力相对于推力较小，为简化模型可以忽略,则与法向过载相类似，得2.2 质量分
4、配1.I级与 II 级质量分配由航空航天概论（以下简称参考资料三）可知固体推进剂25003000/I:m sS液体推进剂IS2500 : 5000m/ s设 I 级为固体火箭发动机，推进剂为双击药，比冲由通常助推器壳体质量约为燃料质量的1.2倍，因此 I 级助推器约占总质量的比例为 0.192*2.2=0.4224。于是得I级质量为m2300 0.4224971.52kgII 级质量为m1328.48kg注意：级间段固随I级抛掉，因此 I级质量包括级间段。2. 质量分布假设（a）I 级质量重要分布于助推器上， 忽略级间段及尾部稳定翼面质量，且设质量在助推器上沿轴向均匀分布。（b）II 级各舱段
5、质量估计如下舱段仪器舱战斗部受力式贮箱尾段发动机舱质量（kg）93.48185400215435文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.2.3 舱段划分1. 坐标系建立：（oxyz）以导弹头锥顶点为坐标原点，ox 轴与纵轴重合由弹头指向尾部；oy轴位于纵向对称面内且与ox 轴垂直，向上为正； oz 轴垂直于 ox轴与 oy 轴，方向由右手法则确定。2. 舱段划分参考相近型号导弹（ SA2）各舱段长度分配如下表所示舱段比例长度（m）X 坐标总长（m） 质量（kg）（m）II 级仪器舱0.121.3201.327.5993.48战斗部舱0.080.881.322.201
6、85贮箱0.22.252.204.45400尾段（舵机0.121.34.455.75215舱）发动机舱0.171.845.757.59435I 级级间段0.060.667.598.253.41971.52助推器0.252.758.25112.4 气动外形设计2.4.1II级弹翼气动设计1.布局形式正常式，十字形，保证导弹具有较高的机动性。2.翼面面积（由机动性确定）由于十字形弹翼在不滚转的情况下，升力系数与一字形弹翼相同，固此认为等效面积 S来进行气动设计，而真实弹翼面积为2S。P（a）翼载的确定0由导弹总体设计原理（以下简称参考资料四） 选择翼载应从以下三方面负责考虑弹翼面积对阻力和质量的影
7、响通常弹翼面积越小，即翼载越大，则弹翼质量越小。但是，当翼载增大到一定程度后， 弹翼结构设计将发生困难， 如再增大翼载， 弹翼的结构质量就不能再随之减小了。 对于射程远的导弹， 就其战术性能而言， 弹翼结构质量的影响不是主要的， 而阻力影响是主要的， 因此，这里将最大升阻比作为翼载选择的一个参考因素。翼载与导弹机动性的关系其中，导弹最大攻角max的取值将受导弹非线性力矩特性的限制，在缺乏可靠数据的情况下，对于有翼导弹一般可取max1520o:o，这里取o:o，这里取omax15取空气密度30.194kg /m文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.则2CvLmax2
8、P0926kg/m2n(1)gydes翼载受弹翼结构承载能力和工艺水平的限制在初步计算阶段，可以根据类似导弹的统计值来选定P0地空导弹2P0500: 650kg/ m空空导弹2P0250 : 650kg / m反坦克导弹2P0250 : 300kg/ m综合考虑以上三方面因素，取2P0650kg /m（b）弹翼面积 S（3）弹翼几何参数展弦比：根梢比：由空气动力学（以下简称参考资料五）可知：梯形弹翼的根梢比一般为 36，超音速宜选择大的根梢比，在这里，我们小组取5。翼根弦长为b0Sl22.042 511.251 52.72翼稍弦长为b1Sl22.04211.25 150.544平均气动弦长4
9、S42.025b111.233ma223 l131.2515后掠角：由参考资料二可知，跨声速导弹一般常用的后掠角范围在o:o，超声速导弹的后掠角一般大于50o。3050这里取前缘后掠角070o，则计算可得o，则计算可得oo1/245，136则由上述各种参数可以确定弹翼几何外形如下：（4）翼型选取菱形翼，翼型相对厚度翼型几何形状如下图所示：（5）升力系数，阻力系数与压力中心升力系数 Cl;文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.将上述数据代入下表中，可得：故C阻力系数D：阻力主要由摩擦阻力和波阻组成，即波阻系数为：由参考教材五可知： 用牛顿理论计算高超平板时， 在以最
10、大升阻比飞行的条件下，其波阻是摩擦的1倍。即摩擦阻力系数为：因此总的阻力系数为：压力中心前缘直线方程展向坐标：弦向坐标：所以，压心为（ 0.568,1.632） 单位：m。2.4.2II级尾舵气动设计（1）布置形式：十字形（2）翼面面积由网络数据可知，舵面面积约为0.1倍弹翼面积。即（3）弹翼几何参数展弦比：由全动式正常布局舵面可知，取2。展长则为 l=0.639。根梢比：由空气动力学（以下简称参考资料五）可知：梯形弹翼的根梢比一般为 36，超音速宜选择大的根梢比，在这里，我们小组取3。翼根弦长为0bSl210.4789翼稍弦长为b1Sl120.15964 S平均气动弦长b120.3458a3
11、 l1后掠角： 这里取前缘后掠角040o，则计算可得o，则计算可得o1/219o，19。则由上述各种参数可以确定弹翼几何外形如下：（4）翼型选取菱形翼，翼型相对厚度翼型几何形状如下图所示：（5）升力系数，阻力系数与压力中心C升力系数l;文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.将上述数据代入下表中，可得：故C阻力系数D：阻力主要由摩擦阻力和波阻组成，即波阻系数为：由参考教材五可知： 用牛顿理论计算高超平板时， 在以最大升阻比飞行的条件下，其波阻是摩擦的1倍。即摩擦阻力系数为：因此总的阻力系数为：压力中心前缘直线方程展向坐标：弦向坐标：所以，压心为（ 0.377,0.3
12、35） 单位：m。2.4.3I 级弹翼气动设计（1）布置形式：十字形（3）翼面面积取=1.5，=4，又已知展长为3，则可知：（2）弹翼几何参数翼根弦长为0bSl212.67翼稍弦长为b1Sl120.67平均气动弦长ba4 S11.96231l后掠角： 这里取前缘后掠角058o，则计算可得o，则计算可得o1/239o，10。则由上述各种参数可以确定弹翼几何外形如下：（4）翼型选取菱形翼，翼型相对厚度翼型几何形状如下图所示：（5）升力系数，阻力系数与压力中心C升力系数;l将上述数据代入下表中，可得：故C阻力系数：D阻力主要由摩擦阻力和波阻组成，即文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑
13、.欢迎下载支持.波阻系数为：由参考教材五可知： 用牛顿理论计算高超平板时， 在以最大升阻比飞行的条件下，其波阻是摩擦的1倍。即摩擦阻力系数为：因此总的阻力系数为：压力中心前缘直线方程展向坐标：弦向坐标：所以，压心为（ 0.795,1.576） 单位：m。第三部分部分设计3.1 空气动力设计经三点法导引弹道过载计算，法向过载为nydes5.82，则空气动力为取安全系数f1.5 ，则有 升力按照弹翼面积的大小分配，则可得下表:I 级弹翼II （1）弹翼II （2）弹翼升力大小 Q/N127930.8462584.876258.473.2 I级结构设计3.2.1翼面升力3.2.2结构元件布置单用单梁
14、式，翼梁于75%弦长处，辅助梁于20%弦长处，等百分线放置。翼肋沿顺气流方向布置， 翼肋的间距影响屏格蒙皮的变形，普通翼肋的间距约为250-300mm,我们小组按照 250mm 等间距布置。假设翼面上的气动载荷按面积比分配到每个翼肋，则可以求得每个翼肋上的受力如下表：1 号肋2号肋3 号肋4号肋5号肋6 号肋载荷Q/N34857.2829693.5624461.2219228.8713999.735690.18根据刚度分配，翼肋加到辅助梁和主梁上的集中力分别为：由百分线布置相似性可以确定翼粱在翼肋处梁高及各翼肋受力如下表：1号肋2 号肋3 号肋4号肋5 号肋6 号肋高度主梁42.7236.32
15、29.9223.6217.1210.72H/mm辅助梁32.0427.2422.4417.6412.848.04受力 R/N主梁24515.0120883.3817203.5013574.549845.964001.88辅助梁10342.278810.187257.725654.334153.771688.30将主梁看作是支撑在弹身上的固支悬臂梁，对其进行受力分析如下图：将辅助梁看作是支撑在弹身上的两边简支梁，对其进行受力分析如下图：3.2.3设计蒙皮厚度已知：则可以确定刚心距离主梁的位置：蒙皮材料选择 LY12，查找资料确定以下参数：文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎
16、下载支持.刚心距离根部前缘点的距离为压心距离根部前缘点的距离为压心与刚心的距离为翼根剖面的扭矩为对单梁式弹翼， 蒙皮只受剪切， 不受拉压， 蒙皮的厚度由剪切失稳条件确定其中，b为矩形蒙皮的短边，即桁条间距，我们小组取136mm；为周缘蒙皮所围面积的 2 倍；K 为受剪支持系数，我们小组取4.的确定可以近似看做为两梁之间所围成的矩形面积，即：由上面的剪切失稳条件导出蒙皮厚度需满足的条件条件为引入安全系数 f=1.2 则最终蒙皮厚度为3.2.4强度计算与校核校核蒙皮厚度由于第三部分中蒙皮厚度的设计过程便按照强度校核要求计算而得，所以，所计算出的蒙皮必定满足强度校核条件，即蒙皮厚度符合要求。 在此不
17、再重新校核。校核翼粱强度（主梁及辅助梁）翼粱剖面形状选择工字梁，材料选择LY12，假设弯矩全部由上下凸缘受拉压承受，剪力主要由腹板承受，取安全系数为f=1.5 。（1）主梁的强度校核最大弯矩的剪力均在翼根处（H=42.72mm）由最大弯矩确定和b：即我们小组选取， =10mm，则 b=31mm。由最大剪力确定腹板厚度t 的大小：代入数据得考虑到稳定性：代入数据得我们小组选取主梁除高度外，其他参数均沿翼展方向不发生变化。（2）辅助梁的强度校核最大剪力出现在根部 （H=32.04mm）处，最大弯矩出现在 3号肋（H=17.64mm）处。由最大弯矩确定和b：即我们小组选取， =8mm，则 b=70m
18、m。由最大剪力确定腹板厚度t 的大小：代入数据得考虑到稳定性：代入数据得我们小组选取辅助梁除高度外，其他参数均沿翼展方向不发生变化。校核耳片强度（主接头耳片及辅助接头耳片）文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.耳片材料选择 4310钢，其极限应力为930bMPa，选择安全系数为f=1.5 。（1）主接头耳片的强度校核主接头耳片如上图所示，取其大小与主梁凸缘大小相同，则有耳片承受的最大拉力为拉伸破坏校核：其中，Kt的数值由下表查的：（4310钢对应下表中的曲线1）由此表可知：代入数据，求得耳片拉伸破坏下的最大承载能力为符合设计要求。剪切-挤压破坏校核：其中，KSC的
19、数值由下表查的：由此表可知：代入数据，求得耳片剪切 -挤压破坏下的最大承载能力为符合设计要求。（2）辅助接头耳片的强度校核取辅助梁接头耳片高度b与辅助梁凸缘高度相等， 其他参数按照主接头耳片比例选取。则有耳片承受的最大剪力为耳片的最大允许载荷为其中，无因次系数Kcr取决于平均截面面积与挤压面积之比Aav/dh。其中，由下面两张图表可以确定代入数据，求得符合设计要求。3.3 II级结构设计3.3.1翼面升力3.3.2结构元件布置单用单梁式，翼梁于60%弦长处，辅助梁于20%弦长处，等百分线放置。翼肋沿顺气流方向布置， 翼肋的间距影响屏格蒙皮的变形，普通翼肋的间距约为250-300mm,我们小组按
20、照 250mm 等间距布置前两个，最后两个间距为125mm。假设翼面上的气动载荷按面积比分配到每个翼肋，则可以求得每个翼肋上的受力如下表：1号肋2号肋3号肋4 号肋载荷Q/N35042.921689.954313.321539.6根据刚度分配，翼肋加到辅助梁和主梁上的集中力分别为：由百分线布置相似性可以确定翼粱在翼肋处梁高及各翼肋受力如下表：1号肋2号肋3 号肋4号肋高度 H/mm主梁87.0459.1931.3317.41辅助梁43.5229.5915.678.71受力 R/N主梁31149.2419281.043834.281368.61辅助梁3893.662408.91479.04170
21、.99将主梁看作是支撑在弹身上的固支悬臂梁，对其进行受力分析如下图：文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.将主梁看作是支撑在弹身上的两边简支梁，对其进行受力分析如下图：3.3.3设计蒙皮厚度已知：则可以确定刚心距离主梁的位置：蒙皮材料选择 LY12，查找资料确定以下参数：刚心距离根部前缘点的距离为压心距离根部前缘点的距离为压心与刚心的距离为翼根剖面的扭矩为对单梁式弹翼， 蒙皮只受剪切， 不受拉压， 蒙皮的厚度由剪切失稳条件确定其中，b为矩形蒙皮的短边，即桁条间距，我们小组取136mm；为周缘蒙皮所围面积的 2 倍；K 为受剪支持系数，我们小组取4.的确定可以近似看
22、做为两梁之间所围成的矩形面积，即：由上面的剪切失稳条件导出蒙皮厚度需满足的条件条件为引入安全系数 f=1.2 则最终蒙皮厚度为3.3.4强度计算与校核校核蒙皮厚度由于第三部分中蒙皮厚度的设计过程便按照强度校核要求计算而得，所以，所计算出的蒙皮必定满足强度校核条件，即蒙皮厚度符合要求。 在此不再重新校核。校核翼粱强度（主梁及辅助梁）翼粱剖面形状选择工字梁，材料选择LY12，假设弯矩全部由上下凸缘受拉压承受，剪力主要由腹板承受，取安全系数为f=1.5 。（1）主梁的强度校核最大弯矩的剪力均在翼根处（H=87.04mm）由最大弯矩确定和b：即我们小组选取， =10mm，则 b=35mm。由最大剪力确
23、定腹板厚度t 的大小：代入数据得考虑到稳定性：代入数据得我们小组选取主梁除高度外，其他参数均沿翼展方向不发生变化。（2）辅助梁的强度校核最大剪力出现在根部 （H=43.52mm）处，最大弯矩出现在 2号肋（H=29.59mm）处。由最大弯矩确定和b：即我们小组选取， =5mm，则 b=12mm。由最大剪力确定腹板厚度t 的大小：代入数据得文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.考虑到稳定性：代入数据得我们小组选取辅助梁除高度外，其他参数均沿翼展方向不发生变化。校核耳片强度（主接头耳片及辅助接头耳片）耳片材料选择 4310钢，其极限应力为930bMPa，选择安全系数为
24、f=1.5 。（1）主接头耳片的强度校核主接头耳片如上图所示，取其大小与主梁凸缘大小相同，则有耳片承受的最大拉力为拉伸破坏校核：其中，Kt的数值由下表查的：（4310钢对应下表中的曲线1）由此表可知：代入数据，求得耳片拉伸破坏下的最大承载能力为符合设计要求。剪切-挤压破坏校核：其中，KSC的数值由下表查的：由此表可知：代入数据，求得耳片剪切 -挤压破坏下的最大承载能力为符合设计要求。（2）辅助接头耳片的强度校核取辅助梁接头耳片高度b与辅助梁凸缘高度相等， 其他参数按照主接头耳片比例选取。则有耳片承受的最大剪力为耳片的最大允许载荷为其中，无因次系数Kcr取决于平均截面面积与挤压面积之比Aav/d
25、h。其中，由下面两张图表可以确定代入数据，求得符合设计要求。3.3 级间段设计舱段设计方式采用多次反复计算的方法，最终根据所期望的的强度校核的剩余强度系数，确定蒙皮厚度以及型材的剖面面积。为使得舱段之间结构的协调，发动机舱采用桁梁式结构， 舵机舱采用硬壳式结构， 燃料箱采用受力式贮箱， 战斗部采用硬壳式结构，头部的仪器舱采用硬壳式结构。文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.（1）结构形式：梁式结构（2）结构元件：蒙皮，加强型材（3）材料及参数：（a）蒙皮 MB8：b245.25MPa.E=412020MPa皮（b）型材 LD-10：382.59MPa,E70632
26、MPab型=273700*(1-0.1904)=221.59KN发动机推力 F=221.59kN取安全系数为 1.2设计载荷 N=取加速器工作时研究，每根型材由N 引起的轴向力为由于偏心弯矩 M 所引起的轴力 P=M/H=27435NPmax=-93912.5Na-a 剖面：Dmax=500+50*650-500）/660=511.36NDcp=Dmax-t=508.36mmF=Dcp*3.1416*t=4797mm2.J=0.4Dcp3*t=1.57*108mm4.b-b 剖面：型材剖面形状（4）参数：蒙皮厚度： 3mm 型材面积： 130mm2 安全系数： 1.2Dmax=500+250*（650-500）/660=556.82mmDcp=Dmax-t=553.82mmF 蒙=2Dt5219.6mmcp=-89.1MPa蒙皮受压稳定性校核：型材将壳体分成四块简支单向受压的圆弧形曲钣，每块钣弧长文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.D575b451.6mm. 式中 D 取平均直径为当量径 .D=575mm。44型材剖面失稳临界应力：各剖面的剩余强度系数：
