单击此处编辑母版标题样式,,单击此处编辑母版文本样式,,第二级,,第三级,,第四级,,第五级,,,*,设计要求：,1、对地攻击；,,2、巡航高度：50~150；,,3、巡航速度：0.7Ma；,,4、有效射程：1000km；,,5、其他数据：,,起飞重量1.1T、翼展2.5m、,,弹体直径0.5m、弹长6.25m,,,第一局部 弹翼主要参数及外形几何参数确实定,,1.1翼面沿弹身的布置形式：,,由设计要求可知，该导弹为远程巡航导弹一字型弹翼与十字型和叉型弹翼相比质量更轻，而且阻力更小，因此选用一字型弹翼1.2弹翼沿弹身纵轴的布置：,正常式布局稳定性更好，适合远程飞行，故弹翼沿弹身采用正常式布局1.3翼载P,0,的选择：,翼载的限制有：,,1、机动性限制；,,2、工艺水平限制；,,3、航程限制；,,1.3翼载P,0,的选择：,1、机动性限制：,,此时取,计算得,,1.3翼载P,0,的选择：,2、工艺水平限制；,,由于工艺水平的限制，一般有,,1.3翼载P,0,的选择：,3、航程限制；,,对于远航程的巡航导弹，航程是主要的战术指标为得到较大的航程需要巡航时到达最大升阻比，即L/D最大，此时往往翼载P0也较大。
综合考虑，取翼载P0为590kg/㎡,,1.4弹翼面积S确实定：,由P,0,=m/s可得：,,,,S=m/P,0,=1100/590=1.864㎡,,1.5弹翼几何参数确定：,1、展弦比,λ,,由λ=l^2/S得,,λ=2.5*2.5/1.864=3.35,,2、根梢比η,,一般的机翼当根梢比在2.2,—,2.5之间时可产生接近诱导阻力最小的椭圆分布，于是考虑取η=2.23、后掠角χ,,由经验曲线，取前缘后掠角χ,0,=18°,,,1.5弹翼几何参数确定：,弹翼几何形状：,,1.6翼型分析,,翼型选择对称的NACA0012翼型由薄翼型理论可知,,升力系数与阻力系数在Re=10000000时曲线如下所示：,,第二局部 弹翼气动特性分析,,2.1弹翼升力系数：,1、零升迎角,,由于采用对称翼型因此零升迎角,α,0,=02、升力线斜率,,低展弦比、亚音速、后掠机翼升力线斜率计算公式为,根据要求，需对展弦比进行修正,,2.1弹翼升力系数：,参照相关资料,代入参数计算得到：,,由上述参数计算可得巡航时的攻角约为2.64°，与真实情况相符2.2弹翼的阻力系数：,,阻力系数分为零升阻力系数C,D0,与诱导阻力系数C,Di,。
1、零升阻力系数,,对于薄翼型来说，低速时的零升阻力就是摩擦阻力，可以用平板摩擦来进行估算，此时有,,2.2弹翼的阻力系数：,代入数据并积分可得：,于是,,2.2弹翼的阻力系数：,2、诱导阻力系数,,无论是否有后掠，因尾涡引起的诱导阻力系数均可表示为,可查得,因此,综上，有,,2.3升阻比曲线：,升阻比为,可以求得最大升阻比时的攻角为4°，最大升阻比约为21.92.4压力中心与气动载荷：,因翼型为对称的NACA0012翼型，因此沿弦向的压力中心在0.25弦长处为了求压力中心的展向位置，采用涡格法，先求得气动载荷沿展向的分布，再通过积分求得压力中心2.4压力中心与气动载荷：,气动载荷的展向分布，单位为N/m,,2.4压力中心与气动载荷：,对载荷分布进行积分可得压力中心的展向位置是Yp=0.543836 m于是压力中心的坐标为〔0.3721,0.5438〕第三局部 弹翼构造设计与传力分析,,3.1设计载荷,,由前面设计可知，设计法向过载n,ydes,=4.8，假设法向力完全由弹翼提供，于是所需的升力L=51744N由,可得，,α=12.66°；将攻角带入涡格法计算得气动载荷的展向分布为,取平安系数为1.5，得设计载荷为,,3.2结构元件布置,,采用单梁式弹翼，翼梁沿等百分线放置，位于弦长的1/2处；辅助梁沿等百分线放置，位于弦长1/10处；后墙沿等百分线放置在弦长的7/10处。
翼肋间距为250mm，因此除根肋外一共四个肋，分别编号1、2、3、4号肋在辅助梁与翼梁之间沿等百分线放置两根桁条3.2结构元件布置,弹翼结构图,,3.3传力分析,1、蒙皮受力分析：,气动力,蒙皮,骨架,,3.3传力分析,2、桁条受力分析,蒙皮、铆钉,桁条,翼肋,,3.3传力分析,3、翼肋受力分析,蒙皮、桁条,翼肋,翼梁、辅助梁、蒙皮,,3.3传力分析,4、辅助梁受力分析,翼肋、蒙皮,辅助梁,翼梁、弹身,,3.3传力分析,5、翼梁受力分析,辅助梁、翼肋、蒙皮,翼梁,弹身,,3.4各元件上力的分布,1、翼肋上的力,,计算模型,,ΔP取两相邻翼肋间气动载荷的1/23.4各元件上力的分布,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,,由,得,,3.4各元件上力的分布,各翼肋受力图,,3.4各元件上力的分布,2、辅助梁上的力,,辅助梁简化为两端支持在弹身和翼梁上的铰支的简支梁，主要受力为翼肋上R1的支反力剪力图,弯矩图,,3.4各元件上力的分布,3、翼梁上的力,,翼梁简化为支持在弹身上的固支悬臂梁，主要受力为，翼肋上R2的支反力和辅助梁传递的集中力剪力图,弯矩图,,3.4各元件上力的分布,4、蒙皮受扭,,蒙皮提供支反力矩是翼肋平衡，自身受扭。
扭矩沿展向分布为,,3.5元件尺寸确实定,1、蒙皮厚度确定,,由剪切失稳条件,得,带入相关数值得,,3.5元件尺寸确实定,2、辅助梁尺寸确定,,取工字型梁，选用LY12铝合金，所要确定的就是凸缘面积和腹板厚度将梁分成四段考虑，分别求出四段的临界凸缘面积和腹板厚度，然后取合理值3.5元件尺寸确实定,凸缘面积：,,弯曲正应力的强度条件,,,,,,,,,,,取,η=1.5，σ,b,=432MPa,得各段所需的凸缘面积为,,3.5元件尺寸确实定,,考虑加工方便取凸缘厚度统一为3.5mm，并取凸缘宽度的展向分布如下,,3.5元件尺寸确实定,腹板厚度：,,腹板厚度由剪切强度条件和剪切稳定性进行估算，即,取K=5，E=70610MPa带入最大剪力处可得t>=1.12mm因此可取t=2mm3.5元件尺寸确实定,3、翼梁尺寸确定,,取工字型梁，选用LY12铝合金，所要确定的就是凸缘面积和腹板厚度将梁分成四段考虑，分别求出四段的临界凸缘面积和腹板厚度，然后取合理值3.5元件尺寸确实定,凸缘面积：,,弯曲正应力的强度条件,取,η=1.5，σ,b,=432MPa,得各段所需的凸缘面积为,,,,,,,,,,,,3.5元件尺寸确实定,,考虑加工方便取凸缘厚度统一为8mm，并取凸缘宽度的展向分布如下,,3.5元件尺寸确实定,腹板厚度：,,腹板厚度由剪切强度条件和剪切稳定性进行估算，即,取K=5，E=70610MPa带入最大剪力处可得t>=1.99mm。