飞行器设计报告.doc

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1、飞行器结构课程设计目录一、 飞行器结构设计题目导弹的总体设计导弹总体参数的给定：一 弹身的设计1.几何参数的确定2. 弹身舱段尺寸布置3. 导弹质量分布4. 质心位置的确定（精确计算）2.2 质点的变化2.3 弹身的外形设计2.4 升力的计算3. 弹翼的设计3.1 翼载P0的确定3.2 主尾翼的几何外形3.3 主尾翼的布置4. 翼型的设计二、 导弹的结构分析 飞行器结构设计题目地空导弹设计要求弹身总长：5.8m弹身直径：0.35m主翼展：0.95m， 尾翼翼展1.2m发射弹重：600Kg最大速度：2.5Ma目标高度：10Km射程：30Km发射推力：1.5105N导弹总体设计导弹总体参数的给定：

2、1 地空导弹目标：亚音速和超音速飞机制导体制：比例导引法动力装置：固体火箭发动机（位于导弹尾部第四舱，单级助推）发射方案：路基倾斜发射（三联装定角倾斜发射）（以上方案参考SA-6）2.外形设计：翼面沿弹身周向的配置形式及其特点：“X”-“X”型布局翼面沿弹身纵向的配置形式及其特点：正常式布局（如果静定度太大，可在前面加以固定小前翼或可调节的小前翼）一 弹身的设计1.几何参数的确定由课程设计题目知道：弹身总长是5.8米，弹身直径是0.35米。参考战术导弹总体设计原理（哈尔滨工业大学出版社）韩品尧编著P135P137通过“弹身外形参数设计”知道：(1)弹身头部长细比 : n=LnD 在超音速飞行条

3、件下，通常取n=35。经过多次检验n=3最为合适。此时：弹身头部长度Ln=30.35=1.05m;(2)弹身尾部长细比 : TS=LTSD 依现有导弹统计，有翼导弹通常是TS=23。经过多次检验TS=2最为合适。此时：弹身尾部长度LTS=20.35=0.7m;(3)弹身尾部收缩比 : TS=DTSD 依现有导弹统计，有翼导弹通常是TS=0.41。经过多次检验TS=0.5最为合适。此时：弹身尾部直径DTS=0.50.35=0.175m。2. 弹身舱段尺寸布置参考有翼导弹结构设计图册（宇航出版社）王俊生等编著通过“萨姆六”地空导弹等比例模型，将设计的导弹分成四个舱段:雷达导引头舱，战斗部舱，仪器舱

4、，动力装置舱。第一舱: 雷达导引头舱（按等比例模型计算）长度L1=1.05m ；第二舱: 战斗部舱（按等比例模型计算）长度L2=0.67m ；第三舱: 仪器舱（按等比例模型计算）长度L3=1.28m ；第四舱: 动力装置舱（按等比例模型计算）长度L4=2.80m 。3. 导弹质量分布3.1弹体质量分布（粗略计算）引入假设： （1）弹翼质量融合到弹身上（2）不计弹上机构等的质量（3）各舱段弹身质量之比等于壳体表面积之比（4）各舱段总质量在舱段内均匀分布（5）第四舱段分两部分来计算：圆柱段和收缩段。收缩段只有壳体，没有其他组件。各舱段质量=各舱段弹身壳体质量+各舱段内仪器组件质量参考战术导弹总体设

5、计原理（哈尔滨工业大学出版社）韩品尧编著P247由建立起的质量模型可计算第一舱（雷达导引头舱）质量:头锥质量 7.723kg + =22.824kg制导雷达质量 15.101kg质心到头锥顶点距离为：0.7m第二舱（战斗部舱）质量:舱段弹身质量 9.722kg+ =125.494kg战斗部质量115.772kg质心到头锥顶点距离为：1.385m第三舱（仪器舱）质量:舱段弹身质量 18.573kg +引信质量 6.040kg +控制设备质量 17.617kg =57.330kg +电气设备质量 7.550kg +动力附件质量 7.550kg质心到头锥顶点距离为：2.36m第四舱（动力装置舱）质量

6、:舱段弹身质量 圆柱段 30.470kg + 收缩段 7.678kg固体燃料棒质量 254.431kg =394.352kg +发动机及其组件质量 101.773kg其中圆柱段质心到头锥顶点距离：4.05m收缩段质心到头锥顶点距离：5.51m附：固体燃料棒质量的计算方法：将其余的各个部分质量分别确定后，最后剩余质量由发动机及其组件与固体燃料棒质量组成，由于=发动机及其组件质量固体燃料棒质量=0.20.4，取=0.4较为合适，由此可分别计算出固体燃料棒质量，发动机及其组件质量。注：参考有翼导弹系统分析与设计北航出版社P943.2导弹质心的确定（粗略计算）通过对头锥顶点取矩可得：质心位置 x=3.

7、22m xL=55.54. 质心位置的确定（精确计算）引入以下假设：忽略弹身上各种机构、部件、操纵面质量的影响（小质量）各舱段弹身质量之比等于各舱段弹身表面积之比收缩段内是空的，设有仪器设备、器件其余舱段质量是均匀分布的计算原理和参考书籍与粗略计算时相同。弹翼质量的确定：参考战斗导弹总体设计原理（P92）由3.5.2弹体结构质量比估算一节可知地空导弹： qw=915Kg/m2取 qw=10Kg/m2由弹翼部分计算结果知，一个主弹翼与一个尾翼的面积分别为：S主=0.18482m2 S尾=0.16932m2得主翼与尾翼总得质量分别为：m主=7.393Kg m尾=6.773Kg 建立质量计算模型：第

8、一舱（雷达导引头舱）质量:头锥质量 6.248kg + =21.349kg制导雷达质量 15.101kg第二舱（战斗部舱）质量:舱段弹身质量 7.865kg+ =123.637kg战斗部质量115.772kg第三舱（仪器舱）质量:舱段弹身质量 15.025kg +引信质量 6.040kg +控制设备质量 17.617kg =53.782kg +电气设备质量 7.550kg +动力附件质量 7.550kg第四舱（动力装置舱）质量:舱段弹身质量 圆柱段 24.651kg + 收缩段 6.211kg固体燃料棒质量 254.431kg =387.066kg +发动机及其组件质量 101.773kg对头

9、锥顶点取矩可得：质心位置 x1=3.23m x1L=55.7当燃料燃尽后，对头锥顶点取矩得到：质心位置 x2=3.23m x2L=45.35.弹身升力计算 参考导弹空气动力学（国防工业出版社）苗瑞生等编著P367P368解得头锥纵向截面半角=9.462CyB=Cyn+Cyc+Cyt头部升力系数Cyn=257.3（cos）2圆柱段弹身升力系数Cyc=0收缩段升力系数Cyt=-0.21-(DTSD)2257.3代入数据解得CyB=0.02872=12时，L弹身=12v2SCyB=3834.9N。二弹翼的设计1. 过载的计算ny=cos+v2gr当=0时承受过载最大，取r=10000m,此时ny=1

10、+(2.5320.53)29.8104=7.5取安全系数K=1.2 n=nyK=92.升力的分配由战术导弹总体设计原理p100,nyaYG得：Y=nyaG=6009.89=522920NY=Yb+YwYw=Y-Yb=519085N此处，弹翼的升力需要分配到主翼和尾翼上；根据工程经验，取主翼尾翼升力比为1.2:1，即 Y主：Yw尾=1.2:1因此得 Y主=26773.7N，Y尾=24545.45455N3.主翼翼载P0的确定（1）首先选取P0=600Kg/m2根据选定的法向过载算出升力，然后将升力按比例分配，得到主翼的升力Y=26773.7N主翼的等效面积为 S=YnyP0=26773.7960

11、09.8=0.505027815m2一个主弹翼的等效面积为 S主=0.50502781522=0.178872494m2展弦比 =l2S=2.522746734此时的弹翼参数如图所示以下公式均来源于导弹空气动力学 k=+Dl(-1)=5105263158k=(1-Dl)1-(D/l)(-1)(+1)=2.045470325tan0.5=tan0-2kk-1k+1=0.293889508ktan0.5=0.601142267k(Ma2-1)=4.686761298=(1+Dl)2=1.872576177W=(1+0.41Dl)2=1.324922161由经验公式图标得 Cywk=0.01385

12、Cyw=0.028329764此时，主翼升力为 L=Cyw2qS=14065.665251N校正后升力为 Y=L=26339.00485N此时的翼载 P0=590.26Kg/m2翼载 =600-590.26600100%=1.62%（2）再将P0=590.26Kg/m2代入计算，同理可得此时的P0=580.68Kg/m2 L=26339.00588N 此时的误差为翼载 =590.26-580.68590.26100%=1.62% (3)再将P0=580.68Kg/m2代入计算，可得此时的P0=577.41Kg/m2 升力L=26624.2657N 误差为翼载 =580.68-577.41580

13、.68100%=0.56%所以，我们选取 P0=580.68Kg/m2此时的弹翼参数为4. 尾翼翼载P0的确定尾翼翼载P0的确定与主翼翼载的P0确定过程大致相同，公式与经验图表均在导弹飞行力学中。同样根据选定的法向过载算出升力，然后将升力按比例分配，得到主翼的升力Y=24545.45455N(1) 翼载 P0=550Kg/m2时， 面积S=0.325222606 m2.b0=0.433630141 m2b1=0.108407535 m2b=b0-tan=0.433630141-0.542037676翼载误差 =2.54% （2） 翼载 p0=535.98Kg/m2 时， 面积S=0.33185

14、9802 m2.b0=0.442479736 m2 b1=0.110619934 m2b=b0-tan-1=0.442479736-0.553099翼载误差 =1.367%（3） 翼载 p0=528.655Kg/m2 时，面积S=0.338632353 m2b0=0.451509804 m2b1=0.112877451 m2b=b0-tan-1=0.451509804-0.564387255翼载误差 =0.743%最终我们可以取翼载 p0=528.655Kg/m2 .尾翼升力L2=22616.09328 4.弹翼位置的确定（参考部分地空导弹图片）尾翼位置：尾翼的后缘根部与单身尾部收缩段前段重合

15、如图所示：主翼位置：通过压心位置确定由弹翼部分计算得： L主/L尾=1.2/1主翼总得面积 S主=0.73928m2尾翼总得面积 S尾=0.67728m2主翼总升力 L主=26624.266N尾翼总升力 L尾=22616.093N主翼根部弦长 bm1=0.45054m尾翼根部弦长 bm2=0.35274m尾翼位置距离弹头 4.92363m参考战术导弹总体设计原理（P152 Xp-Xg0.02LB）所以 XpLB57.5认为导弹焦点是弹翼和弹身（初步设计时可只考虑弹身头部，不考虑弹身圆柱段和尾部）由攻角产生的升力合力的作用点，因总升力对导弹理论顶点的力矩应等于各分力力矩之和。因此可得：xfw=L

16、xf-Lbxfb-LrKrbxfrLwKwb其中L、Lb、Lr、Lw分别为由攻角所产生的导弹总升力、弹身、单独舵面和单独弹翼的升力对攻角的偏导数，xf、xfb、xfr、xfw分别为L、Lb、Lr和Lw的作用点（压力中心）；Krb、Kwb为舵面和弹翼的干扰因子。此处默认将尾翼放于第四舱，翼根与发动机收缩段起始处相齐。将Xp代入上式可得主翼的位置：求得主翼位置： x1=1.98553 x1-bm2=1.760261.72x1XpLB=34.23所以，主翼布置在第三舱段三.翼型的设计和阻力的求解1.翼型的设计导弹为超音速，所以此处选双弧形翼型。双弧形翼型由上下两弧构成。它沿翼弦方向在较长距离内是处于

17、顺压区（px0）,因此，可以延缓气流的分离和转换，这对改善气动加热状况是有利的。它适用于任何结构形式。不过其工艺性较差。目前超声速导弹弹翼翼型的相对厚度c通常在2%5%范围内，此处取4%。翼型的部分几何参数： 以翼型头部为坐标原点xy000.10.0072073760.20.0128073690.30.0168042960.40.0192012270.50.020.60.0192012270.70.0168042960.80.0128073690.90.00720737610主翼：尾翼：2.阻力系数的计算2.1主翼阻力系数的计算小攻角下的阻力系数可以看成是型阻cxp、波阻cxw和诱导阻力cxi

18、的叠加。型阻系数的计算尾翼的几何弦长为 l=SL=0.39雷诺数 Re=l=8.3106由经验公式图表 P422 当Ma=0时 2cf=0.0061 再由表 7-46 Ma=2.5 的情况下，校正系数为0.68，校正后的平板摩擦阻力系数为 2cf=0.680.0061=0。004148 型阻系数 cxp=2cfc=0.00458354波阻系数的计算对于菱形翼：ktanc=0.972973k(Ma2-1)=4.535847585由P446经验公式图表得 cxwkc2=0.95cxw=1.9796061810.0420.95=0.003008再由菱形与双弧形的转化关系（P449）， 对于双弧形弹翼

19、K=43 =0.87 cxw=cxwrh1+K-1=0.0030081+0.87(43-1)=0.00389(3)诱导阻力系数在攻角很小和不考虑舵偏角的情况下，对于“”型布局弹翼，诱导阻力系数为(cxi)=2(cn)sin2+-KWKWsin2 (P461 7-10-34)导弹巡航状态下的攻角为6000=3834.912+2266.09328+26624.2657112 =1.36由 P406（公式7-4-10）A=cyw-57.3cywsincos(sin)2 代入数据得A=0.020202813由 P406（公式7-5-25）(cn)=57.3(cywsinefcosef）+sinef2s

20、gnef由 P414（公式7-5-24）(ef)=KW2代入数据得 (ef)=1.124234(cn)=57.3(cywsinefcosef）+Asinef2sgnef=0.03116(cxi)=2(cn)sin2+-KWKWsin2=0.0014783对于任意小攻角状态下的诱导阻力A=cyw-57.3cywsincos(sin)2=0.027714486-0.79402sin2(sin)2在不计舵偏角（即=0时），对于“”型布局(ef)=1.3249221622=0.936861444(cn)=57.3(cywsinefcosef）+Asinef2sgnef(cn)=0.79402sin1.

21、873722889+A(sin0.937)2(cxi)=2(cn)sin2+-KWKWsin2=2.8267(cn)sin2在最大攻角，即=12时，计算得诱导阻力系数为：(cxi)=0.132.2尾翼阻力系数的计算在小攻角下，对于尾翼阻力系数，同样可以看成是型阻cxp、波阻cxw和诱导阻力cxi的叠加。型阻系数的计算尾翼的几何弦长为 l=SL=0.2822雷诺数 Re=l=6106同主翼型阻系数计算过程相同，可得尾翼型阻系数cxp=2cfc=0.0052819激波阻力：对于菱形翼：ktanc=1.030295992k(Ma2-1)=8.365606383cxwkc2=0.6cxw=3.6510

22、499510.0420.6=0.003505对于双弧形，由菱形翼与双弧翼之间的转化关系可得：cxw=cxwrh1+K-1=0.045711诱导阻力系数的计算在不考虑下洗，不考虑舵偏角的情况下：由 P416（公式7-5-36） (ef)=KW2KW=1+0.410.351.22=1.25346684=1+0.351.22=1.668402778对于巡航状态下代入数据得 (ef)=1.2054A=cyw-57.3cywsincos(sin)2=0.021183642由 P408（公式7-4-22）cn=57.3(cywsinefcosef）+Asinef2sgnef代入数据得cn=0.035030

23、43再由P462页可知，对于“”布局，在攻角比较小，和舵偏角为零时，有cxi=(cxi)由 P459（公式7-10-25）(cxi)=cxi=cn(sin+-WWsin)将=1.36代入(cxi)=cxi=0.0011067对于任意小攻角状态下的诱导阻力：ef=KW2=0.886334902A=cyw-57.3cywsincos(sin)2=0.02906-0.83257sin2(sin)2cn=57.3(cywsinefcosef)+Asinef2sgnefcn=0,。83257sin1.77267+A(sin0.8863355)2(cxi)=cxi=cnsin+-WWsin=1.331cn

24、sin在最大攻角，即=12时，计算得诱导阻力系数为：(cxi)=.0857862.3弹身阻力的计算导弹的阻力系数通常给成两项之和的形式 ：Cx=Cx0+Cxi其中：Cx0零升阻力系数Cxi诱导阻力系数弹身零攻角下的阻力系数：CxoB=Cxf+Cxn+Cxt+Cxb其中：Cxf全弹身摩擦阻力系数Cxn弹头部压差阻力系数Cxt弹尾部压差阻力系数Cxb弹底部压差阻力系数圆锥形弹身的摩擦阻力系数： Cxfcon=2cffl.Kcon2sinc当Ma=2.5 时，可查表 n=1.0644855850.35圆锥长径比=3.041387385Kcon=1.125我们假设气流在头锥顶点立即转为湍流. 雷诺数R

25、CB=V.LB=122984939.9由此可查表得： 2cf=0.00425则2cffl2cf=0.7 所以2cffl=2.97510-3则 Cxfcon=2cffl.kcon2sinc=0.010179143通过查表，弹头部压差阻力系数 Cxn=0.09 尾部阻力系数 Cxt=0.00125底部阻力系数 Cxb按弹身中段截面计算的旋成体的底部阻力系数：Cxb=-Cpbn=1.Kn.SbSB-Cpbn=1=1.43Ma2=0.2288SbSB=14=t则 t=0.5 t=4.0314331-t2tt2=0.248050118查表：Kn=0.58125Cxb=-Cpbn=1.Kn.SbSB=0.

26、0332475故弹身的总的零升阻力：CxoB=Cxf+Cxn+Cxt+Cxb=0.134676643弹身的诱导阻力系数：在小攻角下， CxiB=(57.3C+2S)57.32由图： 圆锥形头部 ，Ma=2.5 , n=3.041387385Ma2-1n=0.753369287 , S=-0.067考虑修正， 弹身的总的法向力系数为:CB=57.3CBasincos+4SsD2Cxcsin2sgn其中：Cxc对弹身长度平均的圆柱阻力系数Ss弹身平面投影面积，a1-0.45(1-0.06Ma2)(1-0.12) 可得a0.997238694查表得：Masin=0.410996641 ,Cxc=0.

27、8我们假设： CyB=CyBmax ,则57.3CBasincos+4SsD2Cxcsin2sgnCyBmax 所以可得: cyB0.146735287由式子 CxiB=(57.3C+2S)57.32 =2.5210-3 故弹身总的阻力系数 ： Cx=Cx0+Cxi =0.134676643+2.5210-32动压头 q=12v2=115654.39 pa特征面积S=r2=0.096211275 m2F弹身=Cx.q.S=1498.581527+28.040685932 3.升阻比的计算巡航状态下的升阻比(=1.36)主翼阻力系数：CD主=0.00458354+0.00389+0.001478

28、3=0.0099518尾翼阻力系数：CD尾=0.0052819+0.0045711+0.0011067=0.010997弹翼阻力：DW=CD主S主+CD尾S尾q=9367.5N弹身阻力：DB=1498.5+28.0411.362=1550N升阻比 LD=6009.89367.5+1550=0.54(2)最大攻角下的升阻比(=12)主翼阻力系数：CD主=0.00458354+0.00389+0.13=0.13847尾翼阻力系数：CD尾=0.0052819+0.0045711+0.085786=0.09564弹翼阻力：DW=CD主S主+CD尾S尾q=19331N升阻比 LD=26624.657+2

29、2616.1+3834.919331+5536.34=2.29结构设计四.弹翼结构设计弹翼采用单梁式的结构形式，在弹翼中布置有主梁、辅助梁、肋、桁条，外面包裹蒙皮主翼尾翼1.主翼刚心、压心位置，主梁、辅助梁参数的确定导弹广泛地采用大根梢比（=36）的梯形弹翼，从气动观点看，这种弹翼在气动性能上和三角翼差别不大。（北航飞机结构设计P142）弹翼外载q的计算一个主弹翼的升力为 L=26624.265724=9413.1N一个主弹翼的面积为 S=0.0184823821m2沿翼展方向的空气动力分布载荷qb为 qb=L24C(Z)S=31707.28-50064.13Z (0Z0.475)由（哈尔滨工

30、程大学出版社高等空气动力学P123），对超声速薄翼型线性化近似理论，随迎角的变化，它的升力作用点始终在翼弦中点处；即压心在50%弦长处。弹翼结构质量qw约占空气动力的815，此时，我们取qw=0.1qb,质量力qw的作用点xm，也就是剖面的质心，一般位于距前缘4050弦长处，我们取50c（飞机结构设计P44）分布力q为 ： q=qb-qw=2856.54-45057.68z刚心的求解（1） 主翼刚心的求解、内力主梁布置在50气动弦长处，辅助梁布置在30气动弦长处，主梁高度为0.04 cz, 辅助梁高度为0.0336czH=0.04cz=0.0249-0.0393z (0z0.475)h=0.0

31、336cz=0.0209-0.033z (0z0.475)刚心的确定，导弹现代结构设计P196R1E1J1=R2E2J2 R1+R2=Q R1H13=R2H23R1=H13H13+H23Q R2=H23H13+H23Qx0=H23H13+H23B=12.55cz所以，主翼刚心线位于42.557处。运用材料力学里的切面法，主翼剖面内力的表达式为剪力 Qz=z0.475qdz=22528.86z3-28536.53z+8471.77 (0z0.475)弯矩 Mz=z0.475Q(z)dzMz=-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+1609.66 (0z0.475)扭矩 Mt

32、z=z0.475(qye-qwd)dzMtz=-1098.87z3+2087.85z2-1322.3z+274.78 (0z0.475)主辅梁内力的求解主梁 R2=H23H13+H23Q辅助梁 R1=H13H13+H23Q解得 R1=0.3721Q(z) R2=0.6279Q(z)主梁剪力 R2=14144.97z2-17916.95z+5319.09 (0z0.475) 辅助梁剪力 R1=8382.99z2-10618.44z+3152.35 (0z0.475)主翼辅助梁的内力计算主梁传给辅助梁一个集中力Q1Q1=0.721M(0)0.475=1261N任一剖面剪力 Q=R1-Q1=8382

33、.99z2-10618.44z+1891.35弯矩 M(z)=z0.475Q(z)dz=-2794.33z3+5309.22z2-1891.35z令 Qz=0， 解得 z1= 0.2144m z2=1.052m(舍去)所以，弯矩最大在z1= 0.2144m处，此时最大弯矩为 M(z)max=188.99 Nm腹板厚度的确定（主翼主辅梁均采用LY12）由实用飞机机构应力分析及尺寸设计可知矩形截面最大剪应力为fs=vbh的1.5倍，所以：t1.5QH主梁腹板厚度的计算Q=R2=14144.97z2-17916.95z+5319.09 H=0.029-0.0393zt1.5QH=1.53456014

34、144.97z2-17916.95z+5319.09249-393z代入数据得，z=0处，Q=5319.09N t0.927mm辅助梁腹板厚度的确定 Q= R1=8382.99z2-10618.44z+3152.35h=0.209-0.033zt1.5QH=1.524560838.99z2-10618.44z+1891.35209-330z同样代入z=0，可得辅助梁腹板厚度 t0.33mm凸缘厚度的确定设梁的凸缘宽度为3H,厚度为t，梁的高度为H，则由P=MH =P3Htb联立可得 tP3Ht=M3H2b主翼主梁凸缘宽度的计算Mz=-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+

35、1609.66 H=0.029-0.0393z代入数据得 t112.96-7509.63z3+14268.26z2-8471.77z+1609.66 (0.029-0.0393z )2当z=0时，计算可得 t2mm主翼辅助梁凸缘宽度的计算M(z)=-2794.33z3+5309.22z2-1891.35zh=0.209-0.033z代入数据可得 t112.96-2794.33z3+5309.22z2-1891.35z(0.209-0.033z)2由于凸缘的作用主要是承弯，代入弯矩最大处，即z=0.2144m，解得t0.763m2.尾翼刚心、压心位置，主梁、辅助梁参数的确定弹翼外载的计算一个尾翼

36、的升力为 L=22616.0932824=7996N一个尾翼的面积为 S=0.169316m2沿翼展方向的空气动力载荷qb为 qb=L24C(Z)S=21322.69-26653.36z (0Z0.6)对于尾翼，与主翼相同，压心取在50%处，弹翼结构质量qw约占空气动力的815，此时，我们取qw=0.1qb,质量力qw的作用点xm同样取50弦长处。（飞机结构设计P44）分布力q为 q=qb-qw=19190.42-23988.02z尾翼刚心的求解、内力以及腹板和凸缘厚度的计算尾翼主辅梁的布置与尾翼相同，主梁布置在50气动弦长处，辅助梁布置在30气动弦长处，主梁高度为0.04 cz, 辅助梁高度

37、为0.0336czH=0.04cz=0.01806-0.022575z (0z0.6)h=0.0336cz=0.01517-0.01896z (0z0.6)尾翼刚心的确定，导弹现代结构设计P196R1E1J1=R2E2J2 R1+R2=Q R1H13=R2H23R1=H13H13+H23Q R2=H23H13+H23Qx0=H23H13+H23B=12.557cz所以，尾翼刚心线位于42.557弦长处。运用材料力学里的切面法，尾翼主梁的内力表达式为剪力 Qz=z0.6qdz=1194.01z2-19190.42z+7196.4 (0z0.6)弯矩 Mz=z0.6Q(z)dzMz=-3998z3

38、+9595.21z2-7196.4z+1727.13 (0z0.6)扭矩 Mtz=z0.6(qye-qwd)dzMtz=-335.89z3+806.14z2-644.91z+169.21 (0z0.6)主辅梁内力的求解主梁 R2=H23H13+H23Q辅助梁 R1=H13H13+H23Q解得 R1=0.3721Q(z) R2=0.6279Q(z)主梁剪力 R2=7530.56z2-12048.89z+4518.33 (0z0.6) 辅助梁剪力 R1=4462.97z2-7140.76z+2677.8 (0z0.6)尾翼辅助梁的内力计算主梁会传给辅助梁一个集中力Q1Q1=0.3721M(0)0.475=1071.1N任一剖面剪力 Q=R1-Q1=4462.97z2-7140.76z+1606.68弯矩 M(z)=z0.6Qzdz=-1487.66z3+3570.38z2-1606.68z令 Qz=0， 解得 z1= 0.27m z2=1.329m(舍去)所以，弯矩最大在z1= 0.2144m处，此时最大弯矩为 M(z)max=202.8 Nm腹板厚度的确定尾翼主梁选用TA6，b=686MPa,辅助梁还是选用LY12主梁腹板厚度的计算剪力 Q=7530.56z2-12048.89z+4518.33高度 H=0.04cz=0.01806-0.022575z 腹板厚度为 t1.