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滑翔机设计说明书火箭助推滑翔机理论方案设计作品名称火箭助推滑翔机学校名称杭州电子科技大学学生姓名朱国成、徐匡、项冰峰、江卫指导教师王云联系电话180********浙江省大学生力学竞赛组委会二零一二年六月目录1 设计背景 (3)2 设计任务 (4)2.1 外观 (4)2.2 飞行时间 (4)3 飞行原理 (5)3.1 升力 (5)3.2 阻力 (6)4 设计方案 (9)4.1 机身设计 (9)4.2 机翼设计 (9)4.2.1 机翼形状 (9)4.2.2 展弦比 (9)4.2.3 上反角 (10)4.3 尾翼设计 (11)5 尺寸计算 (12)5.1机身尺寸 (13)5.2机翼尺寸 (13)5.3尾翼尺寸 (13)5.4位置尺寸 (14)6 载荷分析 (15)7 过程论述 (16)8 设计体会和收获 (18)9 参考文献 (20)1 设计背景为了多方面培养大学生的创新思维和实践动手能力，激发大学生学习力学与相关专业知识的热情，活跃校园学术氛围，培养团队协作精神，促进浙江省高校大学生相互交流与学习，经研究决定举行浙江省首届大学生力学竞赛。
我队积极响应省与学校的号召，组队参加该模型飞机设计制作竞赛。
2 设计任务2.1 外观外观要求尽量对称、光洁，比例适宜给人以完美的视觉感官。
2.2飞行时间使飞行时间尽量长有较长的滑翔时间。
3 飞行原理3.1 升力不论什么机翼，其提高升力的实质都是增大机翼上下表面的总压力差。
影响升力大小的因素除了机翼本身的尺寸大小之外一个主要的参数就是升力系数，根据风洞和相关试验表明，机翼的升力满足下列关系式：l SC V L 221ρ=其中：N L 升力，=空气密度=ρkg/2m飞机与气流的相对速度=V ,m机翼面积=S ,2m机翼升力系数=l C升力系数是一个比较关键的参数，影响它的因素有：（1）翼型不同的翼型可以使得流过机翼上下表面气流的状态不同，比如速度之类的参数，进而得机翼上下表面具有不同的压力而呈现出压力差，最后体现为整个机翼的升力。
一、教学目标1. 知识目标：- 了解滑翔机的基本原理和结构。
- 掌握滑翔机的设计流程和制作方法。
- 熟悉滑翔机的飞行原理和操作技巧。
2. 技能目标：- 能够独立设计并制作简易滑翔机。
- 能够进行滑翔机的调试和优化。
- 能够安全地进行滑翔机的飞行实验。
3. 情感目标：- 培养学生对航空科学的兴趣和热爱。
- 增强学生的动手实践能力和创新精神。
- 培养学生的团队合作意识和解决问题的能力。
二、教学内容1. 滑翔机基础知识- 滑翔机的定义和分类- 滑翔机的飞行原理- 滑翔机的结构组成2. 滑翔机设计- 设计流程和方法- 材料选择和加工- 结构设计和优化3. 滑翔机制作- 制作步骤和技巧- 工具和设备的使用- 安全注意事项4. 滑翔机飞行实验- 飞行前的准备- 飞行技巧和注意事项- 数据收集和分析三、教学过程1. 导入新课- 通过图片、视频等形式展示滑翔机的飞行过程，激发学生的兴趣。
2. 知识讲解- 教师详细讲解滑翔机的基本原理、结构组成和设计流程。
3. 实践操作- 学生分组进行滑翔机的制作，教师巡回指导。
- 每组学生完成一个简易滑翔机的制作。
4. 调试与优化- 学生对制作的滑翔机进行调试，找出存在的问题并进行优化。
5. 飞行实验- 在安全区域内进行滑翔机的飞行实验，记录飞行数据。
- 分析实验结果，总结经验教训。
6. 总结与反思- 教师和学生共同总结本次教学活动中的收获和不足。
- 学生撰写实验报告，分享自己的心得体会。
四、教学评价1. 过程评价- 观察学生在制作过程中的参与度、合作能力和创新能力。
2. 成果评价- 评估学生制作的滑翔机的性能和飞行效果。
3. 反思评价- 通过实验报告和课堂讨论，了解学生对知识的掌握程度和情感体验。
五、教学资源1. 教学课件- 涵盖滑翔机基础知识、设计流程、制作方法和飞行技巧等内容。
2. 实验器材- 制作滑翔机所需的材料、工具和设备。
3. 安全措施- 制定安全操作规程，确保学生的人身安全。
初中物理滑翔技术教案一、教学目标1. 让学生了解滑翔机的原理，掌握滑翔机的基本构造和飞行原理。
2. 通过对滑翔机的制作和实验，培养学生的动手能力和实际操作能力。
3. 培养学生对物理学科的兴趣，提高学生分析问题、解决问题的能力。
二、教学内容1. 滑翔机的原理和构造2. 滑翔机的飞行原理3. 滑翔机的制作和实验三、教学重点与难点1. 教学重点：滑翔机的原理、构造和飞行原理。
2. 教学难点：滑翔机的制作和实验。
四、教学方法1. 采用问题驱动法，引导学生主动探究滑翔机的原理和构造。
2. 使用多媒体教学，展示滑翔机的飞行原理和制作过程。
3. 实践操作，让学生亲身体验滑翔机的制作和飞行。
五、教学过程1. 导入新课通过展示滑翔机的图片，引导学生思考滑翔机的原理和构造，激发学生的学习兴趣。
2. 讲解滑翔机的原理和构造讲解滑翔机的工作原理，介绍滑翔机的构造，包括机翼、机身、尾翼等部分。
3. 讲解滑翔机的飞行原理讲解滑翔机是如何利用气流产生升力，实现飞行的。
4. 滑翔机的制作和实验让学生分组制作滑翔机，并进行实验，观察滑翔机的飞行情况。
在实验过程中，引导学生分析滑翔机的飞行原理，探讨如何改进滑翔机的性能。
5. 总结与反思让学生总结滑翔机的原理、构造和飞行原理，反思自己在制作和实验过程中的收获和不足。
六、教学评价1. 学生对滑翔机的原理、构造和飞行原理的理解程度。
2. 学生在制作和实验过程中的动手能力和实际操作能力。
3. 学生对物理学科的兴趣和积极性。
七、教学拓展1. 介绍其他飞行器的工作原理和构造，如飞机、直升机等。
2. 探讨滑翔机在实际应用中的价值和前景。
3. 组织学生参加滑翔机比赛，提高学生的实践能力和团队协作能力。
251理论研究0 引言 火箭助推模型滑翔机是一种用火箭发动机作为动力的模型飞机，体积较小、制作简单，很容易普及。
设计并制作火箭助推的滑翔机，利用飞行试验检验滑翔机在火箭助推和空气动力等载荷作用下的飞行性能和载重能力。
1 机翼的制作1.1 选材与拼接 材料选用 3毫米厚轻木片，重量要轻、纹路要直。
机翼由2块完全相同的轻木拼接而成，中部长度为55毫米，一侧机翼长度为230毫米。
选横纹轻木，越轻越好。
这样拼接的机翼重量小、强度大、不易变形。
1.2 翼形的选择 翼形共分为以下几种：（1）矩形翼（2）和缓的锥形翼（3）尖锐的锥形翼（4）制作难度高，最有效率的翼面应力分布，翼端至翼根同时失速，这也是天上最优美的翼面形式。
本设计采用和缓的锥形翼作为机翼的形状。
1.3 尺寸计算 根据翼弦比计算展弦比，根据雷诺数的观点，机翼越宽、速度越快越好，但还要考虑阻力的影响，短而宽的机翼诱导阻力会吃掉大部分的马力，因此飞机要有适合的展弦比，展弦比 A 就是翼展 L 除以平均翼弦 b(A=L/b)，L 与 b 单位都是公分，如果不是矩形翼，则把右边上下乘以 L，得 A=L2/ S，S 是主翼面积，单位是平方公分，一般适合的展弦比在 5~7 左右。
滑翔机没有动力，采取高展弦比以降低阻力是唯一的方法。
故设计出机翼如图1。
火箭助推滑翔机刘誉然,江 洁（丽水学院 工学院,浙江 丽水 323000）摘 要：设计火箭助推滑翔机中的主要问题是确保所设计的滑翔机既能像火箭一样爬升，又能像滑翔机一样下滑。
为实现这点，笔者采用了一些方法，设计制作了滑翔机模型，通过试飞后对原有模型做了一些调整与改善，使飞行时间加长。
关键词:滑翔机;火箭助推;制作DOI:10.16640/ki.37-1222/t.2017.01.216图1 机翼 对机翼的断面形状的打磨用锉或粗砂纸板将阴影部全部磨掉，然后用砂纸板把机翼的全部棱角磨圆滑，使之成为平凸翼型。
注意后缘不宜过薄，后缘过薄会造成高速弹射时后缘抖动造成模型不能正常飞行。
从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分
资料显示，飞机翼型有矩形机翼、椭圆形机翼、梯形机翼、后掠机翼、三角形机翼等翼型。
由于材料大小和厚度限制，经过查找资料和理论计算，以及多次试验数据，经小组成员决定，采用矩形机翼外加梯形上翘副翼的
5 最终方案
逸云二号方案：
6 载荷分析
弯曲变形最大受最大的弯曲应力。
所以受力分析得知机翼前缘处最可能断裂，此结果与我们的试验结果相一致。
7了解与制作过程
将材料用502胶组合成投掷滑翔机，在机首加上材料，
将重心调整于适当位置后，经过不断的手掷试飞，观察滑翔机的飞翔姿态，飞翔时间，降落过程，从中查找其模型的缺点，优点。
再把缺点拿出来讨论。
分析造成缺点的原因，查找资料找出解决方法。
经过一次一次不断地试验，我们组通过对展弦比，重心，压心位置的改变，尝试了不同机型的飞机，不断完善飞机的飞翔效果，提高滑翔时间，制作出最终的模型。
随后我们开始了火箭的制作。
根据制作说明提示的步骤，以及向学长。
第七章助推和火箭/滑翔机*第一节概述一、助推/滑翔机和火箭/滑翔机助推和火箭/滑翔机是将航天模型与航空模型结合在一起的一种模型，也叫做航空航天模型(Aerospace model)。
它是将模型火箭与滑翔机有机地结合在一起，利用模型火箭发动机作动力助推爬升，靠滑翔机利用空气动力进行滑翔着陆的体育器具。
根据《FAI 运动规则，4d部分，航天模型》的规定，分为助推/滑翔机(B/G)和火箭/滑翔机(R/G)两种。
助推/滑翔机的模型火箭部分完全作为助推单元，当模型火箭发动机工作结束时，火箭便与滑翔机自动分离，采用降落伞(伞面积不小于400厘米2)或飘带(尺寸不小于25×300毫米)下降回收；滑翔机则靠机翼利用空气动力产生的升力去克服重力，从而平稳地滑翔着陆。
助推/滑翔机必须与发射架垂线呈30︒的倒锥体内（倒锥半角为30︒），以垂直或近乎垂直的自由弹道形式升空。
火箭/滑翔机利用单级模型火箭升空，靠克服重力的气动升力面进行滑翔飞行，然后稳定地返回地面。
与助推/滑翔机一样，火箭/滑翔机也必须采取垂直的或接近垂直的弹道起飞，并稳定地进行气动滑翔回收，其间不允许有任何零部件分离或抛弃发动机壳体。
显然，火箭/滑翔机的设计、制作比助推/滑翔机的难度要大一些。
助推/滑翔机的滑翔部分可以利用无线电控制其在发射区附近飞行，不过，通常采用D型以下发动机的助推/滑翔机，不可能采用无线电控制。
采用E型及其以上发动机的火箭/滑翔机，根据《FAI 运动规则，4d部分，航天模型》规定，必须进行无线电遥控操纵。
本章将重点介绍助推/滑翔机。
二、助推和火箭/滑翔机发展概况经过多年的研究和发展，现已制作成功多种形状和大小的助推/滑翔机，机翼从翼展为15厘米的软木片发展到超过1米的大型机翼，助推的模型火箭发动机总冲从0.625牛·秒(1/2A型)发展到80牛·秒(F型)。
因此，助推/滑翔机的性能也有了很大的变化，小模型的动力助推高度只有10米左右，而大型模型的动力助推高度则超过200米，同时，留空时间也由几秒延长到数分钟。
浙江省第三届大学生力学竞赛理论方案设计火箭助推滑翔机理论方案设计作品名称鲨鱼号学校名称绍兴文理学院学生姓名余平康、徐明俊、曹炼壹指导教师谢志堃、陈子栋联系电话浙江省大学生力学竞赛组委会二零一四年十月目录摘要⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯1一、滑翔机产生升力的原理⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯2二、滑翔机设计方案⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯32.1 机翼的设计⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯32.2 翼尖的设计⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯42.3 水平尾翼的设计⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯62.4 垂直尾翼的设计⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯62.5 机身的设计⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯72.6 滑翔机重心的设计⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯82.7 试飞和调整⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯8三、滑翔机载荷分析⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯93.1 助推阶段⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯93.2 滑行阶段⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯93.3 滑翔阶段⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯10四、滑翔机飞行性能估算⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯114.1 飞行高度估算⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯114.2 滑翔机滑行时间估算⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯14五、滑翔机制作实验心得⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯15 参考文献⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯⋯16摘要本文介绍的是火箭助推模型滑翔机“鲨鱼号”，该设计旨在增加大学生对空气动力学的了解，达到培养大学生实践动手能力和团队协作精神，促进学生全面发展的目的。
2005年第26卷第2期华 北 工 学 院 学 报V ol.26 N o.2 2005 (总第100期)JOURNAL OF NORTH CHINA INSTITUTE OF TECHNOLOGY(Sum No.100)文章编号:1006-5431(2005)02-0103-04滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真王军波,张军挪,高 敏(军械工程学院弹药工程系,河北石家庄050003)摘 要: 稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提.本文结合某滑翔增程弹的结构参数和数学模型,对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化仿真.通过仿真验证,得出了有控滑翔增程弹稳定储备量的最佳设计范围,对于气动力设计、控制系统的设计及总体结构设计具有重要价值.关键词: 仿真;稳定储备量;滑翔增程弹中图分类号: T J417 文献标识码:AStudy and Optimum Design on the StabilizationStorage of Gliding Range-assisted ProjectileWANG Jun-bo,ZHAN G Jun-nuo,GAO M in(Dept.o f A mmunitio n Eng ineering,O r dnance Eng ineering College,Shijiazhuang050003,China) Abstract:T he stabilizatio n storage of pro jectile is the precondition of its stabilization flig ht.Based on the config ur ation parameter and m athematical m odel o f some g liding range-assisted pr ojectile,the stabi-lizatio n storag e of gliding range-assisted projectile w ith contro l is simulated and optim ized.We can ob-tain the optim um stabilizatio n storag e of g liding range-assisted projectile by simulatio n.The results are meaningful to the desig n for the g liding pr ojectile regarding the aer ody namics and the control system, and they are significant to the w hole design o f gliding range-assisted projectile.Key words:sim ulation;stabilization sto rage;g liding rang e-assisted pro jectile稳定飞行是指弹丸在飞行中,受到外界扰动作用后,其攻角能够逐渐减小或保持在一个小角度范围内.稳定飞行是对弹丸的基本要求,如果不能保证稳定飞行,攻角将很快增大,此时不但达不到预定射程,而且会使落点的散布增大.对于尾翼稳定弹来说,具备一定的稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提,普通无控尾翼稳定弹的稳定储备量通常要求在10%～30%,才能使弹丸稳定飞行.但对于有控滑翔增程弹,为了提高炮弹的滑翔效果,增大射程,炮弹的稳定储备量不宜太大,因为稳定储备量太大,控制操纵性较低,阻力系数较大,不利于滑翔增程.同时,稳定储备量也不能太小,稳定储备量太小,稳定性变差,控制较难实现.因此,对于滑翔增程弹的稳定储备量需要进行优化设计,既能保证弹丸稳定飞行,又能使滑翔效果最佳.本文就是针对这个问题对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化设计.1 有控滑翔增程弹的基本原理滑翔增程是利用火箭发动机与鸭舵控制滑翔两种增程技术来实现炮弹增程目的的,其基本思想是:在普通炮弹后部装上火箭助推发动机,在弹丸与引信之间设置惯性制导滑翔增程装置或通过微型化设计将其控制模块直接置于引信当中.通过合理的优化设计,使炮弹在以一定的初速发射后,在弹道的升弧X收稿日期:2005-05-25 基金项目:国防科技预研项目资助 作者简介:王军波(1964-),男,副教授,博士.主要从事制导弹药控制系统与弹道的设计与仿真、弹药质量与可靠性研究.段从某一最佳时刻发动机开始点火工作,使炮弹获得一个加速推力,从而提高飞行高度及飞行时间使炮弹射程增加.在弹丸飞行至弹道顶点附近时,惯性制导滑翔增程装置的阻力环突然弹出;在弹道降弧段,当弹丸纵轴与惯性陀螺转子轴夹角增大到一定角度时,惯性陀螺传感器便产生一个惯性定位指令,并以一种适当方式驱动鸭舵升力面,使弹丸产生向上的升力,且使该升力与炮弹自身的重力平衡.滑翔控制系统实际上是通过控制弹丸飞行姿态角来实现的,控制系统利用实际飞行姿态角与理想飞行姿态角的误差信号来控制舵偏角,产生控制力矩改变弹丸的飞行姿态,使弹丸以一定的舵偏角沿平直弹道滑翔飞行,从而增加了弹丸的射程.2 滑翔增程弹运动方程的建立弹丸在空中飞行时的受力是比较复杂的,而且影响因素也比较多,如果考虑各方面的影响因素,所建立的弹道方程比较复杂,研究起来也比较困难.为了研究问题的方便,可以考虑在理想情况下的数学模型,即对研究对象可以做以下假设:1)假设弹丸飞行轨迹是在纵向平面内,不考虑风的影响;2)不考虑弹丸自转、滚转;3)认为弹丸是对称的,无质量偏心;4)不考虑各方面扰动因素.在以上假设的情况下,弹丸受力分析变得相对简单,经过受力分析得到弹丸的运动方程[1]d v xd t =F p m cos U a -R x m v x v -R y m v y v ,d v y d t =F p m sin U a -R x m v y v +R y m v x v -g ,d U a a /d t =M z /A -M z d /A -M y /A ,d U a /d t =U a a ,d x /d t =v x ,d y /d t =v y ,d P /d t =-Q g v y ,d m /d t =-F p /U eff ,其中v =v 2x +v 2y ,R x =12Q v 2S M C x ,R y =12Q v 2S M C y ,M z =12Q v 2S M lm z ,M G =12Q v 2S M lm G ,M z d =12Q S M l 2k z d U a a ,式中 v 为弹丸的飞行速度;v x 为弹丸飞行的水平速度分量;v y 为纵向速度分量;U eff =总冲量装药量(N *S/kg)(表示有效排气速度);R x 为空气阻力;C x 为阻力系数;Q 为空气密度;S M 为弹丸最大横截面积;R y 为弹丸升力;C y 为升力系数;M z 为弹丸的静力矩;m z 为静力矩系数;l 为全弹长度;m G 为舵偏角引起的控制力矩系数;x 为对应时刻质点的横坐标;y 为对应时刻质点的纵坐标;m 为弹丸质量;k z d 为阻尼力矩系数;A 为弹丸的赤道转动惯量;t 为弹丸飞行时间;F p 为发动机工作时弹丸所受的推力;Ua 为摆动角.其中,C x ,C y ,m z 是马赫数和攻角的函数,在小攻角的情况下C y =C ′yD ,m z =m ′z D ,式中 C ′y 为升力系数的导数;m ′z 为静力矩系数的导数.所以,R x ,R y ,M z 可以表示为R x =12Q v 2S M C x ,(1)R y =12Q v 2S M C ′y D ,(2)(3)104华北工学院学报2005年第2期 当压心与质心之间的距离h *为已知时,可导出m ′z 与C ′y 和C x 的关系.将空气动力合力在压心分解成速度平行的阻力R x 和与速度垂直的升力R y ,在求出R x 和R y 对质心的力矩,当压心在质心之后时,则二力矩之和为静稳定力矩[2]M z =h *R y cos D +h *R x sin D .(4)将式(1)～(3)代入式(4),并考虑D 比较小,令co s D ≈1,sin D ≈D ,整理后得m ′z =(h */l )(C ′y +C x ),将上式代入式(3)可得M z =12Q v 2S M l D (C ′y +C x )h */l ,(5)式中 h */l 表示稳定储备量.在进行静力矩的计算时,可以用式(5)代替式(3).通过仿真验证,采用两种不同的计算方法,在其它条件相同的情况下,仿真出来的弹道曲线基本是重合的,仿真结果基本是一致的.本文的仿真计算结果和静力矩的计算表达式均采用式(5)进行计算,在不同稳定储备量的情况下,可以直接修改h */l 的数值即可进行仿真计算.3 滑翔弹丸稳定储备量的优化设计与仿真3.1 弹丸结构参数的设定本文以国外某大口径炮射滑翔增程弹为例进行稳定储备量优化设计与仿真计算.假设该弹的某些结构参数如表1所示.表1 弹体结构及仿真条件Tab .1 Projectile s tructure and sim ulation con dition 弹重/k g飞行弹长/mm 弹丸初速/(m/s )发动机装药量/k g 推力/N 总冲/N ・S 弹径/m m 60150090014500035000152 仿真所适用的气动力数据为有关负责气动力计算的单位提供.3.2 仿真方案及结果稳定储备量是指弹丸压心到质心的距离与弹长的比值,它是保证弹丸稳定飞行的前提,对于普通炮弹,必须具有一定的稳定储备量才能使弹丸稳定飞行;对于无控弹,一般要求弹丸的稳定储备量在10%～20%;对于有滑翔控制的远程弹,其稳定储备量不应过大,稳定储备量太大,鸭舵需要产生很大的力矩才能改变弹丸的飞行姿态角,鸭舵产生的平衡攻角越小,鸭舵的效率会降低,滑翔效果变差,射程越近.反之,稳定储备量越小,舵面效率越高,射程越远,但飞行稳定性又会受到影响.因此,对超远程的滑翔增程弹药,需要对稳定储备量进行优化设计与仿真,为该类弹药的总体结构设计奠定基础.为使仿真结果具有可比性,仿真方案为:弹丸结构参数如表1;滑翔控制系统的控制模型[3]采用比例导引、闭环控制;滑翔控制参数包括最佳射角、发动机工作时间、滑翔启动时间,以经过优化设计确定的参数为基准.在上述条件不变的情况下,对弹丸的稳定储备量取不同数值,仿真验证稳定储备量对滑翔增程弹的射程、落地速度和滑翔飞行时间的影响.表2列出了在舵偏角范围一定时的仿真结果.表2 控制参数、舵偏角范围相同,不同稳定储备量的仿真结果Tab .2 Res ults of differ ent stab ilization s tor ages w ith the s am e control param eter and drift an gle 稳定储备量/%舵偏角范围/(°)弹丸射程/k m 落地速度/(m ・s -1)飞行时间/s 100～599180.242080～5137.5137.556870～5147.9130.263050～5159.3117.074740～5166.8102.6855105(总第100期)滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真(王军波等)3.3 仿真结果分析由表2的数据可以看出有控弹在不同稳定储备量下弹丸射程、落地速度及飞行时间的大小.稳定储备量越大,弹丸的舵面效率越低,射程越小;反之,稳定储备量越小,舵面效率越高,射程越远.由于弹丸加滑翔控制的目的就是尽可能地提高其射程,所以滑翔增程弹在设计时稳定储备量不能太大.但是,弹丸的稳定储备量也不能太小,稳定储备量越小,对控制系统的要求越高,攻角越容易波动,舵偏角一图1 稳定储备量在不同情况下的几种仿真结果Fig .1 Simulation res ults in different s tabilization storages个很小的变化就会引起攻角很大的变化,这对于弹丸的飞行稳定性是不利的,必须保证舵偏角在一个很小的范围内变化才能使攻角不发散,这就使控制系统实现起来比较困难.图1为稳定储备量在不同情况下的几种仿真结果.图1中画出了稳定储备量为2%(舵偏角0°～2°),5%(舵偏角在0°～5°),7%(舵偏角0°～7°)的三种情况.由图形可以看出:稳定储备量在5%(舵偏角在0°～5°)和稳定储备量在7%时(舵偏角0°～7°)两种情况下的弹道曲线基本是重合的.稳定储备量为2%时,由于攻角波动较大而使弹道曲线有波动,其弹道曲线为图1中波动较大、射程较近的曲线,在控制参数相同的情况下,其弹道滑翔效果较差.要想提高其稳定性,使滑翔效果提高,必须提高对控制系统的要求,这会使炮弹的造价很高,因此稳定储备量不应太小.从仿真结果可以看出,稳定储备量在3%～7%,在控制比较合理的情况下,其仿真结果基本一致.因此,对于有控滑翔增程弹,其稳定储备量应控制在3%～7%之间较好.4 结 论通过对有控滑翔弹稳定储备量的优化与仿真,可以得到以下结论:有控滑翔增程弹的稳定储备量不能像普通炮弹那么大,稳定储备量太大,舵面效率较低,滑翔效果较差,射程较近;同时,稳定储备量也不能带太小,如果太小,弹丸的飞行稳定性较差,对控制系统要求较高,会使炮弹的造价昂贵.有控滑翔增程弹滑翔段的稳定储备量控制在3%～7%之间较好,这个结论对于气动力设计和控制系统的设计具有一定的参考价值,对于实现超远程滑翔增程弹的总体结构设计具有非常重要的意义.参考文献:[1] 宋丕极.枪炮与火箭外弹道学[M ].北京:兵器工业出版社,1993.[2] 钱杏芳,张鸿端,林瑞雄.导弹飞行力学[M ].北京:北京工业学院出版社,1987.[3] 丁松滨,王中原,王争论.尾翼滑翔增程炮弹最大距离研究[J].弹箭与制导学报,2000(4):57-60.D ing So ng bin ,W ang Z hongy uan ,Wa ng Zhenglun .T he ma ximal rang e resear ch o f the empennag e g liding r ang e -as-sisted pr ojectile[J].T he G uiding of Bomb and Rocket T ransactio n,2000(4):57-60.106华北工学院学报2005年第2期。
机械专业应用型人才培养力学教学研究摘要：根据机械类专业的特点，按照应用型人才的具体要求培养学生的工程应用能力，创新能力和科研能力。
在力学教学中引入数学计算软件和有限元软件；充分利用多媒体技术，精选工程实例组织教学内容；以各类竞赛以及开放性实验为平台，课堂教学与课外实践相结合。
关键词：机械类；应用型人才；力学教学中图分类号：g642.0 文献标志码：a 文章编号：1674-9324（2013）25-0058-02一、引言力学课程是机械类学科的一门重要的专业基础课，具有较强的理论性和实践性，其不但决定以后学生对各门专业课程的学习，更重要的是对学生综合能力的培养有着深远的影响。
高素质的应用型人才不仅要有一定的工程应用能力，还要有较强的创新能力以及科学研究能力[1]。
为满足新时期下我国经济社会发展对机械专业应用型人才的具体要求，力学教学应做出积极有效的探索。
二、结合工程实例组织教学，培养学生的工程应用能力力学课是机械专业学生最早接触到的与工程实际紧密结合的基础课，而学生普遍缺少实践经验[2]。
在教学中，充分利用多媒体手段，精选一些与机械类专业相关的工程实例、图片和资料，将所分析的问题与机械工程背景对应，尽量做到课堂上讲的例题来自于工程实际。
如在讲弯曲变形的强度和刚度计算时，先让学生看一个钻床的图片，从这个实物图引出要解决的问题即钻床横梁的强度和刚度计算，接着引导学生根据实物图画力学简图以及载荷分布，此过程即将工程实际力学模型化。
对于一个复杂的工程问题，确定合理的力学模型是至关重要的，然后用相关的力学理论进行求解。
这样不仅训练了学生的力学建模能力，也使学生真正意识到力学在解决实际工程问题中的重要作用，同时也提高了学生知识的综合应用能力和工程应用能力。
三、课程教学与课外实践相结合，培养学生的创新能力为了引导高校教师在教学中注重培养大学生的创新设计意识和综合设计能力等，近年来，教育部主办了多项学科竞赛，与机械专业相关的有“机械设计创新大赛”、“工程测量大赛”、“力学竞赛”等。
目录第一部分方案设计摘要 (1)第二部分一、结构布局图 (2)1.1滑翔机实物图 (2)1.2滑翔机俯视图 (3)1.3滑翔机正视图 (4)1.4滑翔机侧视图 (5)二、设计参数 (6)三、计算简图 (7)3.1机翼 (8)3.2垂直尾翼 (9)3.3水平尾翼 (10)3.4机身 (11)四、载荷分析 (12)4.1发动机推力载荷 (12)4.2空气动力载荷 (13)4.2.1滑翔时载荷 (13)4.2.2盘旋时载荷 (14)4.2.3滑翔机在大气紊流中受到的突风载荷 (14)4.2.3.1水平突风载荷 (15)4.2.3.2垂直突风载荷 (15)4.2.3.3斜突风载荷 (17)五、飞行性能分析 (18)5.1滑翔机脱离高度预估 (18)5.2对飞行速度预估 (19)5.3滞空时间预估 (19)5.4升力系数与阻力系数预估 (19)5.5升阻比与滑降比预估 (20)5.6飞行改出预估 (20)5.7盘旋半径估算 (20)5.8飞行性能总结 (20)第一部分：方案设计摘要本方案采用组委会提供的标准套材，以空气动力学、结构力学、等相关知识作理论指导，结合多次反复的制作及飞行试验的经验总结，从结构布局图、计算简图、载荷分析和飞行性能估算四方面出发，对滑翔机机身、机翼翼型和尾翼的大小及形状及安装位置进行设计，对该滑翔机载重后各部件间的结构强度和滑翔时整体的受力情况进行简要分析和计算，对火箭助推、载重飞机滑翔和盘旋以及顺逆风飞行状态下对载重滑翔机所受载荷进行分析。
对载重飞机脱离高度、飞行速度、滞空时间、升力系数和阻力系数、升阻比和滑降比、飞行改出以及盘旋半径七方面飞行性能进行预估，最终解决脱离高度、滑翔平衡、下滑盘旋等问题。
关键词：空气动力学、结构力学、载重飞机脱离高度、飞行速度、滞空时间、升力系数、阻力系数、升阻比、滑降比。
第二部分：一、结构布局图1.1滑翔机实物图图（2-1-1）滑翔机实物图从图（2-1-1）可知，我们设计的滑翔机机翼外形是矩形翼加上梯形上反角机翼。
专利名称：一种水火箭助推滑翔机发射架
专利类型：实用新型专利
发明人：熊智慧,尹亚庆,赵先锋,刘艳杰,苏大军,童兰申请号：CN202020690851.4
申请日：20200429
公开号：CN212187798U
公开日：
20201222
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型公开了一种水火箭助推滑翔机发射架，其特征在于：包括推车和发射支架，所述发射支架安装在所述推车上后，所述发射支架与水平面之间的夹角能够调节；所述发射支架包括支架板和四根支杆，四根所述支杆垂直连接在所述支架板上，四根所述支杆构成水火箭的发射导轨，在四根所述支杆上设置有用于增强所述支杆稳定性的弧型固定片，所述支架板用于安装水火箭；支架板通过调节装置与推车相互连接；调节装置能够调节发射支架与水平面之间的夹角；本实用新型具有发射稳定，能够防止水火箭脱落以及便于移动的优点；同时能够在定角度发射时，实现快速调节的目的。
申请人：成都师范学院
地址：610000 四川省成都市温江区海科路东段99号
国籍：CN
代理机构：成都嘉企源知识产权代理有限公司
代理人：何朝友
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第七章助推和火箭/滑翔机*第一节概述一、助推/滑翔机和火箭/滑翔机助推和火箭/滑翔机是将航天模型与航空模型结合在一起的一种模型，也叫做航空航天模型(Aerospace model)。
它是将模型火箭与滑翔机有机地结合在一起，利用模型火箭发动机作动力助推爬升，靠滑翔机利用空气动力进行滑翔着陆的体育器具。
根据《FAI 运动规则，4d部分，航天模型》的规定，分为助推/滑翔机(B/G)和火箭/滑翔机(R/G)两种。
助推/滑翔机的模型火箭部分完全作为助推单元，当模型火箭发动机工作结束时，火箭便与滑翔机自动分离，采用降落伞(伞面积不小于400厘米2)或飘带(尺寸不小于25×300毫米)下降回收；滑翔机则靠机翼利用空气动力产生的升力去克服重力，从而平稳地滑翔着陆。
助推/滑翔机必须与发射架垂线呈30︒的倒锥体内（倒锥半角为30︒），以垂直或近乎垂直的自由弹道形式升空。
火箭/滑翔机利用单级模型火箭升空，靠克服重力的气动升力面进行滑翔飞行，然后稳定地返回地面。
与助推/滑翔机一样，火箭/滑翔机也必须采取垂直的或接近垂直的弹道起飞，并稳定地进行气动滑翔回收，其间不允许有任何零部件分离或抛弃发动机壳体。
显然，火箭/滑翔机的设计、制作比助推/滑翔机的难度要大一些。
助推/滑翔机的滑翔部分可以利用无线电控制其在发射区附近飞行，不过，通常采用D型以下发动机的助推/滑翔机，不可能采用无线电控制。
采用E型及其以上发动机的火箭/滑翔机，根据《FAI 运动规则，4d部分，航天模型》规定，必须进行无线电遥控操纵。
本章将重点介绍助推/滑翔机。
二、助推和火箭/滑翔机发展概况经过多年的研究和发展，现已制作成功多种形状和大小的助推/滑翔机，机翼从翼展为15厘米的软木片发展到超过1米的大型机翼，助推的模型火箭发动机总冲从0.625牛·秒(1/2A型)发展到80牛·秒(F型)。
因此，助推/滑翔机的性能也有了很大的变化，小模型的动力助推高度只有10米左右，而大型模型的动力助推高度则超过200米，同时，留空时间也由几秒延长到数分钟。
校的号召, 组队参加该模型飞机设计制作竞赛。
2 设计任务
利用指定的材料, 设计并制作火箭助推的滑翔机, 利用飞行试验检验滑翔机在火箭推力( 或者牵引力) 和空气动力等载荷作用下的飞行性能。
a. 飞行过程中有明显的火箭和滑翔机的分离过程;
b. 分离后滑翔机有明显的滑翔姿态并滑翔着陆;
c. 分离后火箭飘带展开正常并完整飘落着陆;
d. 使飞行时间尽量长有较长的滑翔时间。
3 飞行原理
1、飞行升力:
由机翼产生, 尾翼一般产生负升力, 飞机其它部分产生的升力很小, 一般不考虑。
从上图我们能够看到: 空气流到机翼前缘, 分成上、下两股气流, 分别沿机翼
上、下表面流过, 在机翼后缘重新汇合向后流去。
机翼上表面比较凸出, 流管较细, 说明流速加快, 压力降低。
而机翼下表面, 气流受阻挡作用, 流管变粗, 流速减慢, 压力增大。
这里我们就引用到了上述两个定理。
于是机翼上、下表面出现了压力差, 垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。
这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力, 从而翱翔在蓝天上了。
机翼的升力满足下列关系式:
l
SC
V
L2
2
1
ρ
=
其中: N
L升力，
=
空气密度
=
ρkg/2
m
飞机与气流的相对速度
=
V,m/s
机翼面积
=
S,2
m
2、飞行阻力:。
