最終飛行器彈翼

1、導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)總體設(shè)計 小組成員： 朱園琳 2012 田瑞 2012025120 楊沛 2012025129 倪蜂琪 2012103116 劉智侃 2012111111 崔鵬 20121131外形幾何參數(shù)的設(shè)定1. 翼面沿彈身周向的配置形式 根據(jù)要求攻擊的是地面固定目標(biāo)，且射程為1000km,我們選擇的是平面形布局（“一”字形），因為與其他多翼面的布局相比，其具有翼面積小，翼面結(jié)構(gòu)質(zhì)量小，阻力小和便于懸掛等優(yōu)點，側(cè)向過載小，雖然相比與“十”字形與“X”形其響應(yīng)速度慢，但由于是用來攻擊地面固定目標(biāo)，可以選用。2 翼面沿彈身縱向的配置形式 根據(jù)設(shè)計要求我們確定的是正常式布局。3 升力面選擇的是梯形翼面展

2、弦比 的確定（1）展弦比對升力特性的影響 展弦比對翼面升力特性的影響如圖4.15所示，由圖可見，增大展弦比，令使翼面升力曲線斜率增加。在低速時（如MA0.6）這種影響越明顯，而在高速時，展弦比對升力影響就比較小，且隨MA數(shù)的增加，越來越不明顯，這是由于小展弦比“翼端效應(yīng)”作用所引起的。（2）展弦比 對阻力特性的影響 對一定根弦長度，展弦比增加會使翼展增加，這往往會受到使用上的限制，而對一定的翼展，展弦比增加會使平均幾何弦長減小，從而使摩擦阻力有所增加，同樣 增加，也會使波阻增加，特別在低速時更為明顯，如圖4.16（3）展弦比綜合影響 由上述影響可以看出，隨著 增加，升力性能有所提高，阻力系數(shù)（

3、主要是零升阻力）也有所增加，且展弦比提高，意味著翼展的加大，這在實際使用中，特別是受發(fā)射裝置的約束，翼展是受到限制的，因此存在著一個性能折衷，展弦比的取值通常為：正常時或鴨式 1.2無尾式 0.6旋轉(zhuǎn)彈翼式 24遠程有翼式 接近升阻比Kmax飛行亞音速飛行器 46亞音速反坦克彈 2后掠角 的確定 翼面后掠角主要對阻力特性有影響。采用后掠翼主要作用有兩個，一是提高彈翼的臨界MA數(shù)，以延緩激波的出現(xiàn)，使阻力系數(shù)隨MA數(shù)提高而變化平緩，二是降低阻力系數(shù)的峰值，兩者的合成影響如圖4.18所示。為此，大多數(shù)低超音速導(dǎo)彈，均采用大后掠角彈翼，速度在提高后，延緩激波出現(xiàn)已對降低波阻有很大的實際意義，故高速導(dǎo)

4、彈通常不需要采用大后掠角彈翼尖稍比 的確定 在其他幾何參數(shù)不變的情況下，翼面尖稍比對空氣動力特性影響較小，亦即增加，對氣動特性會有好處，但影響不大，對彈翼質(zhì)量的影響卻較大， 增加可使質(zhì)量降低，故一般選較大的 值。由于 的變化范圍很大，最大的是三角翼（ = ），最小的是矩形翼（ =1 ），在超音速飛行時，三角翼的升阻比要較梯形翼稍高些，但為了保證彈翼翼尖有一定的結(jié)構(gòu)剛度，并有利于部位安排，一般不采用三角彈翼，而采用大尖稍比的梯形彈翼，通常采用接近于三角形的大尖稍比（ =35）的彈翼 ，所以 取3.4. 翼型的選擇根據(jù)經(jīng)驗，相對厚度在12%-18%，最大厚度位置在25%-40%處時最大升力系數(shù)最大

5、，在我們對比了NACA2412，NACA4412和NACA23012三種翼型，曲線如圖，5. 根據(jù)彈翼面積計算公式 q為動壓頭其中 ，我們計算 即 ，我們在式中認為A為常數(shù).maxkWaym nSKqc12OOKAC012xywcCA0XCooC24.78,2.08WKSm計算得 取為201 . 01A206. 翼載的計算206125/,mgpN ms7. 主要幾何參數(shù) 我們?nèi)〗獬鲆砀议L翼梢弦長平均幾何弦長平均氣動弦長20.53,0,3.0083lxs20( )1.248 ,1sbml0.832 ,sbml2410.90133(1)sbml.416. 012)(1mlsb前緣后掠角=后緣前緣

6、角=10arctan18.41 ,bobxl8. 氣動參數(shù)計算升力線斜率其中 M*為臨界馬赫數(shù)Re14680112.5714680000vl43830.50.557.3111 cos () () ()2cosaywecMxMxx3,3)30*(100.91/(10)M赫數(shù)忽略后掠效應(yīng)的臨界馬*0M25 . 0*0*0*)(1)1 (xCOSMMM帶入式中得出由PROFILI繪制極曲線圖可知，NACA23012極曲線圖零升迎角為-1.5度，最大升阻比對應(yīng)7.5度迎角，臨界迎角設(shè)為20度當(dāng) 時，7.50()0.3802aywywcc0.0422aywc 巡航攻角18. 4qscnmywk式中2.5

7、80.455(lgRe)fc t 是翼剖面相對厚度的影響系數(shù) 查圖可知（全紊流）tfxmcc 29710Re102 1.284 0.002830.00726xmc20.540.38cos0.0229,0.8(1)4ywxiywcxcc0.0302xxmxicccmax0.380212.59,0.0302K 誘導(dǎo)阻力最大升阻比dwAAdAxxbx10. 壓力中心計算0tanxzA0tan126lxA式中 根據(jù)有限翼展線性化理論計算 ，實驗修正后查圖可知 ，其中 表示攻角為20度時，彈翼壓力中心移動量，由查圖確定，表示攻角為0-5度時的 值， 為平均氣動弦長， 為平均氣動弦長到頂點距離。計算得52

8、05()()15dAdAdAxxx20()dAx5()dAxAb0.1733 0.9013(0.233 0.0053 ) 0.3833 0.0048dwxdAxdAxAxdAx 對于給定的 和彈翼 常量，在的范圍內(nèi)，與迎角成線性關(guān)系。 故可忽略。得出壓力中心坐標(biāo)為： MadAx5208. 03833. 0zxdw這是我們最終確定的彈翼三維彈翼數(shù)值模擬氣動特性我們采用的是FLUENT模擬三維彈翼的氣動特性，網(wǎng)格由 ICEM CFD 生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。網(wǎng)格示意圖如下：整個流場的網(wǎng)格 彈翼表面網(wǎng)格三維彈翼數(shù)值模擬氣動特性將上面的網(wǎng)格導(dǎo)入到FLUENT中計算，彈翼的翼根處采用壁面邊界條件，整個彈翼也采用壁面邊界條件，外部流場采用壓力遠場邊界條件。由于計算