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2023/11/19第一局部：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：计算弹翼的各外形几何参数；计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；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。第二局部：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正确的升力系数，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：spx?v=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：又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：故有翼面积：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：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，那么可根据展弦比计算公式计算出展弦比：其中：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：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：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翼型确实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：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：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正确的巡航攻角，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：20°攻角时翼型的升力系数：由此可算得最大可用过载：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，其中根本的控制方程为：不可压缩Nervier-Stocks流体的控制方程：边界条件和初始条件分别为：质量守恒方程：动量守恒方程：能量守恒方程：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，网格示意图如下列图所示，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，机翼外表采用壁面边界条件，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为上外表的压力分布图，图2.2.6为下外表的压力图，上外表主要产生负的吸力，下外表主要产生正的压力，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上外表的压力分布图图2.2.6下外表的压力图以下是FLUENT软件输出的结果：总升力：13040N；总阻力：1070N。故升力系数：阻力系数：升阻比：FLUENT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：又有：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：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：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：带入计算有：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。我们根据此原那么进行载荷分配，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主梁结构示意图图2.3.5和图2.3.6为主梁的剪力图和弯矩图，剪力和弯矩都在随着梁的展向位置而变化，梁的高度也在变化，因此需要对梁各个截面进行校核，我们选取了5个截面，进行了校核。表2.4.1为主梁上从A1到A5截面的最大剪应力和最大正应力的计算表。其中，剪应力计算公式：弯曲正应力计算公式：位置面积/㎡剪应力/MPaI/㎡㎡弯曲正应力/MPa平安系数A17.91E-047.8645E-8171.12.5A24.86E-0412.8422E-8188.42.3A32.66E-0413.619.1E-8155.82.8A41.34E-0413.832.9E-8115.13.8A58.99E-059.430.57E-8//表2.4.1主梁的剪应力与弯曲正应力校核表从上表可以看出，主梁的各个截面均平安，能满足使用要求。2.4.2辅梁强度校核辅梁材料也是采用硬铝材料2A12〔LY12〕，辅梁也采用变截面设计，翼根高度为45mm，翼尖高度为21mm，其具体结构形式如图2.4.2所示：图2.4.2辅梁结构示意图表2.4.2为辅梁上从A1到A5截面的最大剪应力和最大正应力的计算表。位置面积/㎡剪应力/MPaI/㎡㎡弯曲正应力/MPa平安系数A14.05E-042.81.10E-07//A22.67E-044.32.23E-0724.117.9A31.69E-041.09.12E-0854.47.9A41.10E-04-4.32.89E-0882.75.2A58.99E-05-9.45.70E-09//表2.4.2辅梁的剪应力与弯曲正应力校核表2.4.3有限元计算强度校核上述选取的5个截面并不能代表所有的危险的截面，因此我们需要进行有限元计算校核，图2.4.3为主梁的校核示意图，分别是载荷施加、变形图和应力图；图2.4.4为辅梁的校核示意图，分别是载荷施加、变形图和应力图。图2.4.3主梁的校核示意图图2.4.4辅梁的校核示意图从有限元校核图中可以看出，其应力分布趋势和使用理论计算过程的一致，在有限元计算过程中的应力依然在平安范围内，两者起到了互相验证的作用。2.4.4耳片受力分析与结构设计图2.4.5为空气动力传力分析，空气动力最后传递到主辅梁上的接头上，图2.4.7为最后接头的耳片受力情况。图2.4.5空气动力传力分析图2.4.6空气动力分配图2.4.7耳片最后的受力情况我们在设计耳片时选用2A12硬铝材料，其材料特性已在前面章节中提到，在选取耳片几何尺寸时，我们采用几何连续性设计，即主接头耳片的宽度与主梁的凸缘宽度一致，辅接头的宽度与辅梁的高度一致，这样就只剩下耳片的厚度需要确定了。耳片设计时有以下几点假设：1、螺孔直径占宽度40%；2、耳片高度与梁一致；3、不考虑挤压破坏；4、不考虑应力集中；5、平安系数取5。图2.4.8耳片破坏形式图2.4.8为耳片的破坏形式，因此我们只需要进行拉伸强度校核和剪切强度校核，我们首先计算满足强度要求的耳片最小截面面积，再根据面积得到耳片的厚度。首先对主接头进行强度计算，得出满足要求的最小面积：拉压强度：A≥50487/432E6=1.17E-04㎡剪切强度：A≥3370/300E6=1.12E-05㎡我们选取1.17E-04㎡为主梁耳片的最小截面。再对辅接头进行强度计算，得出满足要求的最小面积：拉压强度：A≥2123/432E6=4.91E-06㎡剪切强度：A≥718/300E6=2.39E-06㎡我们选取4.91E-06㎡㎡为辅梁耳片的最小截面。接下来进行耳片厚度计算，对耳片进行强度校核时，有以下公式：D为耳片中螺孔直径，根据假设，D=60%W，K为抗拉承载系数系数，这里根据材料性质及W/D的值，取K为0.8，接下来进行厚度计算主接头耳片厚度：故我们取主接头耳片厚度为0.02m。辅接头耳片厚度：辅接头耳片厚度明显偏薄，我们进行一下较正，取厚度为0.01m。图2.4.9主接头耳片形状图2.4.9辅接头耳片形状2.4.5蒙皮设计与稳定性分析在对蒙皮进行稳定性校核时，我们主要分析主辅梁之间蒙皮的失稳情况，蒙皮的边界条件取四周简支条件，蒙皮满足变形连续条件，取蒙皮应变与梁应变一致，平安系数取5。蒙皮有两种失稳情况，第一种情况是受压应力失稳，另一种情况是剪切失稳情况，根据参考教材2，这里我们剪切失稳的主要来源是扭矩，首先我们计算剪切失稳情况，蒙皮的厚度应满足：故有：我们取蒙皮宽度为0.17m，蒙皮长度为0.25m，2>a/b>1，故取稳定性计算系数K值为4。扭矩为升力对刚心的力矩，其值为1040NM，平安系数取5，带入计算有：我们再计算受压失稳情况，蒙皮中最大压应力位于翼根部，应力值为190MPa。受压稳定性计算公式：由此得满足要求的蒙皮厚度：综合以上计算，我们选择蒙皮厚度为3.4mm。接下来我们再使用有限元进行失稳模拟，用来验证计算结果，图2.4.10为结构的第一阶失稳模态图，图2.4.11为结构的第四阶失稳模态图，两阶模态的失稳频率均大于1，蒙皮是平安的。图2.4.10结构的第一阶失稳模态图图2.4.11第四阶失稳模态图2.4.6气动弹性分析气动弹性为飞行器结构与空气的相互耦合过程，是一种弹翼结构在均匀气流中由于受到气动力、弹性力和惯性力耦合作用而发生的振幅不衰减的自激振动。临界速度计算公式：带入数据可计算得：接下来我们利用ANSYS软件中的非线性分析来模拟结构的力的发散问题，ANSYS采用大变形模拟，屡次加载和迭代来分析力的发散问题，尽管这种不分析不能考虑空气动力的变化，但是这种分析能够考虑结构的变形和载荷加载的互相耦合，可以简单的模拟出受力后的力学参数的响应趋势。图2.4.12为结构的有限元模型图。图2.4.12有限元模型图2.4.13为计算过程中的迭代收敛曲线图，图2.4.14为结构的变形图，图2.4.15为结构的弯矩图，图2.4.16为结构的剪力图，图2.4.17为弹翼结构的米塞斯应