《导弹总体结构设计网络课程》
来自 喷气推进
 
2008-8-30 13:52:45
1楼
不错,顶一个,我沙发??
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2楼
还行吧
——————个人想法
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3楼
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1-1  导弹武器系统
    导弹是现代战争中的重要武器,是国防现代化的标志,随着战争需要的变化和科学技术的进步而不断发展。从20世纪40年代到现在,各国发展的导弹种类繁多。如果按气动外形和飞行弹道特征,可把导弹分成有翼导弹和弹道导弹两大类。本节就有翼导弹、弹道导弹和导弹武器系统进行简要介绍。
    一、有翼导弹
    有翼导弹是一种以火箭发动机、吸气式发动机或组合发动机为动力;机动飞行(包括平衡重力)所需的法向力主要由升力部件的空气动力提供;装有战斗部系统和制导系统的无人驾驶飞行器。有翼导弹均在大气层内飞行,其弹体外形通常由弹身、弹翼、舵面及安定面等组成。
    有翼导弹按其发射平台和攻击目标的位置不同,可分为地地导弹、地(舰)空导弹、空空导弹和空地导弹等。


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图1.1 某型战术弹道导弹
       图1.2 战斧巡航导弹
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图1.3 AIM9-10空空导弹
       图1.4 AGM-88空地导弹
    有翼导弹的特点归纳如下:
    (1)制导精度高
    有翼导弹多数用于攻击点目标,很多有翼导弹主要用于攻击活动点目标。目标体积小(如飞机、坦克、舰船等),难于直接命中。这就要求导弹的制导精度必须很高,脱靶距离很小。
    (2)机动能力强
    有翼导弹主要用于攻击活动点目标,目标本身具有一定的机动能力,有的具有很高的机动性能。这就要求有翼导弹能够提供较大的法向机动过载,并具有良好的动态响应特性。在充分发挥导弹高速度、大攻角潜力的条件下,有翼导弹的空气动力翼面和翼身组合体能够提供较大的法向过载。
    (3)系统组成及结构复杂
    采用了精确的制导技术,导弹的结构和系统组成都比较复杂。有翼导弹既有导引设备,又有控制设备及探测跟踪设备,弹上一般都具有三个通道的控制系统;而且有翼导弹大都是体积小,内部设备多,结构复杂。
    二、弹道导弹
    弹道导弹是进攻性导弹武器的一种,它除了有动力飞行并进行制导的主动段弹道外,全部沿着只受地球引力和空气动力作用的近似椭圆弹道飞行。弹道导弹的弹道包括主动段(动力飞行段)、自由飞行段和再入段。
    弹道导弹的外形特点是不带弹翼,有的只有稳定尾翼,有的甚至连尾翼也没有。这是典型的弹道导弹的概念。随着导弹技术的发展,为了提高突防能力,有的弹道导弹在飞行过程中,实现轨道平面的改变,还有的弹道导弹弹头在再入段可以实现无动力或动力机动飞行。
按照作战任务,弹道导弹可分为战略弹道导弹和战术弹道导弹。战略弹道导弹通常载核弹头,主要用于打击敌方重要战略目标,它包括远程弹道导弹和潜地导弹等;战术弹道导弹一般指近程地地弹道导弹,通常载常规弹头亦载核弹头,用于打击敌方战役战术纵深内的目标和部分战略目标。
    80年代以后发展的第四代战略弹道导弹的主要技术特点是:
    (1)机动发射,以多瞄准点方案为依据进行部署,提高生存能力。
    (2)子弹头个数多,当量大,提高摧毁力。
    (3)潜地导弹增大射程。
    (4)命中精度高,其CEP值达到0.1~0.2km。
    第四代弹道导弹的典型型号有:美国的Mx,三叉戟(Trident)。前苏联的SS-24,SS-25,SS-N-20,SS-N-23等。
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图1.5 我国某型弹道导弹
    图1.6 美国三叉戟弹道导弹
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图1.7 俄罗斯白杨(ss-27)弹道导弹
    图1.8 美国mx弹道导弹
    三、导弹武器系统
    (一)导弹武器系统的组成
    导弹武器系统由导弹、火控系统和技术保障设备三大部分组成。大多数导弹武器系统用于探测和跟踪目标的雷达站和其它光电通信联络设备以及导弹发射装置,均安装在地面制导站、同一战舰或载机上,而且往往和其它武器系统共用,因此也可以认为,导弹武器系统是由发射平台、导弹和技术保障设备组成。
    (二)导弹武器系统各组成部分的任务
    导弹是武器系统的核心,直接体现了导弹系统的性能和威力,是攻击各种目标的武器。它由弹体、推进系统、制导系统、引战系统和电气系统组成。
     火控系统是导弹系统的重要组成部分,火控系统完成对目标信息的获取和显示、数据处理,发射平台参数测量和处理,计算装定射击诸元,射前检查,战术决策和实施导弹发射任务。该系统主要由目标探测和显示系统、数据处理计算系统、发射平台参数测量处理系统、射前检查设备、发射装置、发射控制系统等构成。
  目标探测和显示系统用于测定和显示目标距离、目标方位、目标速度、目标航向等参数。发射平台参数测量系统用于对导弹载体运动参数,如载体速度、载体航向、载体姿态(滚动角,俯仰角)的测量。数据处理计算系统包括射击指挥仪、解算射击诸元。
+500  科创币    生化魔神rdx   2008-08-30    转帖有功
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4楼
技术保障设备用于完成导弹起吊、运输、贮存、维护、检测、供电和技术准备,以保障导弹处于完好的技术状态和战斗待发状态。技术保障设备主要有:测试设备、吊车、运输车、装填车、技术阵地及仓库拖车、电源车、燃料加注车、清洗车、气源车、通信指挥车和其它配套工具。技术保障设备取决于导弹的用途、使用条件和构造特点。导弹武器系统图见1.9~1.12,其系统组成见图1.13。
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图1.9 BGM-109导弹武器系统
    图1.10 我国某型导弹武器系统
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图1.11 pac-3导弹武器系统
    图1.12 s-300导弹武器系统
    
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图1.13 导弹武器系统的组成    导弹武器系统总体,习惯上叫做"大总体",以表示与其他总体的区别。本书中讲授的导弹总体设计,指的是导弹总体,而不是整个武器系统。由图1.1可见,它仅是大总体中的一部分。同样,所谓导弹的研制过程,指的是导弹,而不是整个武器系统。
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5楼
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1-2  导弹的研制过程

  
    导弹武器系统的研制工作是一项复杂的系统工程,涉及到许多技术领域和部门,从设计方案的提出到成批生产和投入使用,要经过一个很长的过程。因此,遵循科学的研制程序,是组织型号研制工作的基本要求,也是搞好武器系统总体设计与试验工作必须遵循的客观规律。
    导弹武器系统研制目的是实现使用方提出的战术技术指标要求,为此,研制前就要组织总设计师系统和行政指挥系统,建立责任制,制定研制程序和阶段计划,建立质量可靠性管理系统、标准化管理系统、经济管理系统,各司其职,密切配合,确保研制质量和合理使用研制经费。
    为了能清楚地说明导弹设计这一复杂的技术过程,可把它分为若干阶段。研制阶段的划分,各国不一,但完成的技术工作内容大体上是一致的。一般来说,导弹武器系统的研制过程,大致划分为以下几个阶段:可行性论证、方案论证、初样阶段、试样阶段、设计定型、生产定型。其中,方案论证、初样阶段、试样阶段又统称为工程研制阶段。另外,在上述研制过程的首尾,还分别有战术技术指标要求的拟定和武器系统试用两个阶段,这两个阶段的工作都是以使用方为主,但研制方都有一些相应的工作,可视为研制过程的前提和继续。
    一、可行性论证阶段
    可行性论证是对使用方提出的战术技术要求作综合分析,论证技术上、经济上和研制周期上的可行性,它一般包括:作战使命、有效射程、导弹质量和轮廊尺寸、飞行速度、作战空域、命中概率(或命中精度),发射条件等,除此以外,有关制导方式、动力装置类型、战斗部型式和质量,导弹几何尺寸、可靠性指标、使用环境、研制周期和费用等,则应根据前述的技术要求,经论证协商后决定。
    可行性论证阶段的主要任务是,根据使用方提出的战术技术要求,充分考虑预先研究成果、国家现有的技术与工业水平、经济条件、资源条件和继承性等因素,逐条分析战术技术要求在技术上、经济上和周期上实现的可能性,提出武器系统总体方案设想、可供选择的主要技术途径、可能达到的指标及必须进行的支撑性预研工作,研制周期、经费估算的建议。
    该阶段结束的主要标志是,完成《导弹系统研制总要求》和《研制任务书》草稿。
    二、方案阶段
    方案阶段自批准和下达型号战术技术指标要求开始,是对武器系统进行全面论证、模样研制和方案性试验阶段,是型号研制的决策阶段。
    该阶段的主要任务是,根据批准的型号战术技术指标要求,对型号研制做出全面的规划和部署,通过对多种方案和技术途径的论证比较,优选出性能好、使用方便、成本低、研制周期短的总体方案和分系统技术指标,并提出对分系统的初步技术要求;统筹规划大型试验项目及其保障条件,制定飞行试验的批次状态和分系统对接试验的技术状态和要求;制定型号质量与可靠性工作大纲、标准化大纲,及其他技术管理保障措施;确定研制程序和研制周期;概算研制经费。
    总体方案阶段结束的标志是涉及总体方案的技术关键基本解决,技术方案得到验证,总体和分系统的主要性能参数已初步选定,保障条件已基本落实,完成并上报《武器系统研制方案报告》,提出型号初样技术状态。
    三、初样阶段
    武器系统总体方案确定之后,各分系统即进入按总体提出的研制任务书开展技术设计、研制初(步)样(机)的阶段。
    初样阶段的主要任务是,用工程样机(初样)对设计、工艺方案进行实态验证,进一步协调技术参数和安装尺寸,完善设计方案,为飞行试验样机(试样)研制提供较准确的技术依据。
    初样阶段结束的标志是完成初样实物,确定试样技术状态,总体向分系统提出试样设计任务书,提出飞行试验方案,上报初样研制报告。
    四、试样阶段
    试样阶段是通过飞行试验检查样机的研制工作,全面检验武器系统性能的阶段。
    该阶段主要任务是,在修改初样设计和生产的基础上研制试样,进行飞行试验,全面鉴定武器系统的设计和制造工艺。主要工作是进行总体和分系统试样设计,进行模样弹、自控弹、自导弹等试样试制,完成各种状态试样的地面试验和飞行试验。地面试验一般有系统仿真和模拟试验,弹上系统地面联试、全弹强迫振动试验、火控系统联试和精度试验、武器系统对接试验及全弹环境试验等。
    飞行试验包括:模样弹、自控弹、自导弹、战斗弹等阶段的飞行试验。模样弹主要考核导弹的稳定性、弹道特性、射入散布、发动机性能、弹体部分结构及两级间的分离特性等;自控弹主要考核导弹自动驾驶仪的飞行控制特性,通过飞行试验协调技术参数,完善设计方案;自导弹主要考核大回路闭合后的导弹工作性能。
    试样阶段结束的标志是完成研制性飞行试验,并达到飞行试验大纲的要求,编写飞行试验结果分析报告,提出型号设计定型技术状态,提出定型申请报告。
    五、设计定型阶段
    定型阶段是使用方对型号的设计实施鉴定和验收,全面检验武器系统战术技术指标和维护使用性能的阶段。
    该阶段的主要任务是,完成型号定型的地面试验和靶场飞行试验,根据飞行试验和各种鉴定性结果,全面检验导弹的性能指标,按照原批准的任务书评定武器系统的战术技术性能。研制单位的主要工作是参与地面试验和飞行试验、试验结果分析、整理定型设计技术资料,提出型号定型申请报告。
    定型阶段完成的标志是,分别按定型试验大纲要求完成飞行试验,提出型号设计定型报告以及型号研制总结报告。
    六、生产定型阶段
    通过设计定型之后,武器系统即可转入批量生产并装备部队阶段。生产阶段的初期,应先经过小批量的试生产,完善稳定生产工艺,解决工程研制阶段遗留的技术问题,待产品的生产质量稳定之后,通过生产(工艺)定型,才能转入大批量生产。
    该阶段的主要任务是对产品的批量生产条件进行全面考核,以确认其符合批量生产的标准,稳定质量、提高可靠性。
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6楼
1-3 导弹总体设计


    导弹总体设计是一门系统工程科学。它是应用物理、数学、喷气推进技术、空气动力学、飞行力学、结构力学、材料学、控制理论、电子学、优化理论以及其它应用学科和基础学科处理和解决导弹总体设计问题的一门综合性科学。
    总体设计是一个从已知条件出发创造新产品的过程,是将战术技术要求转化为武器的最重要的步骤。总体设计在导弹武器系统所有设计、研制工作中占最重要的地位并起决定性作用。
    一、导弹总体设计的主要依据
    总体设计依据主要包括:
    (1)战术技术指标;
    (2)完成研制的时间节点和定型时间;
    (3)研制经费额度。
    二、导弹总体设计的特点和设计思想
    在导弹总体设计过程中,应遵循先进性、综合性、高可靠性、经济性等原则。
    (一)技术先进性
    导弹总体设计是一个探索性、开拓性的创造过程。一枚先进的导弹武器,取决于新技术的采用和系统的合理综合。因此,导弹总体战术技术性能必须是先进的。但是新技术的应用并非越多越好、越新越好。在满足系统战术技术性能要求的前提下,总体设计既要大胆采用新技术,又要充分考虑武器系统的继承性和标准化程度。一个成功的总体设计在于把在一定时间内可以掌握的新技术与经过实践证明有效的成熟技术巧妙地结合起来,形成性能先进、生产中可行、使用可靠、费用合理的武器。
    为了在研制中能有效可靠地使用先进技术,应不断地向新的技术领域探索,在中、长期发展战略研究的指导下,及时安排新的预先研究课题,作为新产品设计的贮备。
    (二)综合性
    导弹武器系统是一个庞大而复杂的工程系统,综合应用多项专业技术领域的成果,各组成部分之间相互配合,形成了整个系统的综合性能。在总体设计中必须充分考虑各个专业技术之间和各个分系统之间的交叉耦合影响,妥善处理这些问题。
    在总体设计中往往出现一些相互矛盾的要求,但当某一环节影响到整个武器系统的作战性能时,就需要通过精心设计、进行某些折衷和取舍,使作战使用性能最好。例如陆基机动导弹,为了满足机动性要求,对导弹的尺寸、质量要进行限制,这就影响了导弹的射程和威力,但提高了生存能力;防空导弹武器系统为了扩大有效作战空域,要求相应增加装备数量、单元质量,这就减小了机动性和隐蔽性,从而降低了生存能力。这些矛盾需要采用新技术和综合协调在总体设计中妥善解决。
    (三)高可靠性
    导弹是一次性使用的高度自动化武器,系统的构成复杂,所处的环境严酷,包含数千、数万以至十万个元器件、焊点、接点,其中任何一个失效都有可能造成整个系统失效,导致战斗失利。因此,可靠性工程对导弹的研制具有十分重要的意义,为实现高可靠度,必须在设计、生产、试验各个环节采取措施。
    导弹设计好坏对导弹的可靠性至关重要。一旦设计确定以后导弹的固有可靠性也就随之确定了。因此,在总体设计一开始就要把可靠性作为一项设计指标进行分配,总体和分系统都要进行可靠性设计。
    与可靠相关联的还有系统的可维修性,总体设计中从一开始就要建立合理的维修体制,对各个系统提出维修检测要求。
    (四)经济性
    总体设计要根据武器系统可能装备的数量适时考虑其可生产性,设计要便于投入批量生产,降低成本。衡量武器系统经济性的综合指标是其全寿命期内的效费比。武器系统的全寿命费用包括其研制费、批生产费以及在部队服役期内直至退役的维护修理费。
    以上多方面的综合考虑要贯穿于总体设计和试验的始终。随着研制队伍经验的积累以及研制中计算机的广泛应用,有条件从研制工作一开始即全面考虑上述诸因素同时展开各方面的设计工作,它有利于从全局出发进行总体设计,适时协调各部分研制工作,减少返工,提高质量,缩短周期。
    三、导弹总体设计的基本内容
    导弹总体设计的内容概括起来有三个方面:选择和确定总体方案及性能参数;对分系统提出设计要求并进行技术协调;提出地面及飞行试验要求,参加试验,进行结果分析。总体设计的基本内容如下:
    (一)指标论证
    1.配合使用部门进行运用分析,对武器进行作战效能分析,就指标的合理性及指标之间匹配性提出分析意见。
    2.进行技术可行性分析。
    (二)方案设计
    在型号研制的方案阶段,总体设计主要进行总体方案设计。
    1.选择和确定主要方案。
    2.选择总体设计参数。
    3.参数计算和分配。
    4.提出对各分系统初样设计要求。
    5.进行局部方案原理性试验和模型装配。
    (三)初步设计
    在型号研制初样阶段,进行总体初步设计,为分系统试样设计提供依据。
    1.初样总体试验。
    2.提出对各分系统试样设计要求。
    3.总装模样弹。
    (四)试样试验
    1.对接与协调试验。
    2.地面试车。
    3.飞行试验。
    (五)设计定型
    在定型阶段总体设计主要进行总体设计定型。包括定型鉴定试验、技术指标评定、设计文件定型等。
    四、导弹总体设计输出的主要文件
    总体设计输出文件主要包括总体设计文件、工厂生产文件、靶场使用文件和定型文件。
    总体设计文件分为五类:
    (1)武器系统性能和状态类。
    (2)结构协调类。
    (3)设计计算类。
    (4)试验规划类。
    (5)分系统设计依据类。
    工厂生产文件是产品在工厂制造、总装、测试和出厂的依据,主要文件有:产品配套表;产品(含零、部、组件及总装)图纸及技术条件;工厂测试细则(含控制、遥测、外测安全、动力装置、尾段)等。
    靶场使用文件是在靶场进行全弹合练和飞行试验所必需的使用文件,其中包括任务协调、产品交接、转运、装配、测试、加注、瞄准、发射、飞行遥外测及落点勘察等诸过程使用的各类文件资料、完整的全套使用文件名详见《靶场使用文件资料配套表》。
    总体定型文件主要包括定型申请报告、导弹定型报告(含战标评定)、导弹质量分析报告和导弹标准化报告。
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7楼
版权归西北工业大学所有

2-1 战术技术要求的内容


    导弹武器系统战术技术指标要求是指导弹完成特定的战术任务而必须保证的战术性能、技术性能和使用维护条件的总和。由于内容很多,不可能全部列出来,而且对每一种导弹,其项目可增可减。但主要包括下列几个方面。
    一、战术要求
    1.目标特征
  通常,设计一种导弹要能对付几种目标,应给出典型目标的特性。例如对于目标是飞机时,就要说明:飞机名称、类型;飞行性能;防护设备、装甲厚度与布置;外形及其几何尺寸;要害部位的分布与尺寸;反射电磁波、幅射红外线的能力;防御武器及其性能;各种干扰措施等。
    2.发射条件
    对于防空导弹,应说明发射点的环境条件、作战单位发射点的布置、发射点数、发射方式、发射速度等。对于空射导弹,应说明载机的性能、悬挂和发射导弹的方式、瞄准方式和发射条件。对于水上或水下发射的导弹,应说明运载舰艇、潜艇的主要数据、发射方式及环境条件等。
    3.导弹的性能
  导弹的性能实质上指的是导弹的作战能力,主要包括飞行性能、制导精度、威力、突防能力和生存能力、可靠性、使用性能、经济性能等。
    4.导弹系统的杀伤概率
    导弹系统的杀伤概率(毁伤概率)是导弹武器系统最重要的、最能代表性能优劣的主要战术指标。
    5.制导系统的主要特征
    发现目标的距离,制导精度,抗干扰能力等。
    6.对单个目标和群体目标的作战能力,发射导弹的准备工作时间,二次发射的可能性等。
    二、技术要求
    (1)导弹的外廓尺寸及起飞质量限制。
    (2)制导控制系统的类型、质量和尺寸。
    (3)动力装置的类型、燃料类型、质量与尺寸。
    (4)材料的要求、限制及来源。
    (5)作战环境条件:高度、温度、湿度条件等。
    (6)弹体各舱段的气密性、防湿性要求。
    (7)成批生产的规模、生产条件、设备。
    (8)导弹的研制周期及成本。
    三、使用维护要求
    (1)部件互换能力。
    (2)在技术站进行装配的快速性及自动检测设备工作状态的要求。
    (3)装配、检验、加油、安装战斗部的安全条件。
    (4)战时维修的简便性。
    (5)导弹的贮存条件及时间。
    (6)导弹定期检查的工作内容。接近设备的开敞性、可达性。
    (7)导弹包装、运输方式及条件等。
    (8)导弹的使用期限、超期服役和定期检查的期限。



2-2  目标特性分析
    一、目标的分类
    所谓目标是需要毁伤或夺取的对象,它包括敌人任何直接或间接用于军事行动的部队、军事技术装备和设施、工厂、城市等。从不同观点出发,对目标分类有不同方法。
      
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  按目标的军事性质,可分为非军事目标和军事目标,后者又可分为战略目标和战术目标;
      
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  按目标所在的位置,可分为空中目标、地(水)面目标和地(水)下目标;
      
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  按目标防御能力,可分为硬目标和软目标;
      
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  按目标编成,可分为单个目标和集群目标;
      
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  按目标的运动情况,可分为运动目标和固定目标;
      
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  按目标面积大小,可分为点目标、线目标和面目标(外形尺寸较大,且长宽比较接近--通常不超过三比一的目标);
      
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  按目标辐射特性,可分为热辐射目标、光辐射目标与电磁波辐射目标。
    二、典型目标特性分析
    所谓典型目标,即在同类目标中,根据目标的辐射特性、运动特性、几何形状、结构强度、动力装置类型、制导系统、抗爆能力、火力配备、可靠性、可维修性、有效性和生存能力等特性,并考虑到技术发展,综合而成的具有代表性的目标。
    1. 空中目标
    防空导弹所攻击的目标包括各种作战飞机、武装直升机、战术导弹和无人驾驶飞行器等。
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图2.1 美国f15战斗机
图2.2 阿帕奇战斗机
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图2.3 AGM-86C巡航导弹
图2.4 武装无人机    2. 水面目标
    反舰导弹攻击的目标,海面为各种作战舰艇和运输船只,水下为潜艇。水面舰艇一般可分为快艇、驱逐舰、护卫舰、巡洋舰、航空母舰等。根据作战任务的需要和火力配备的要求,可以用各种舰船组成编队。
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图2.5 巡洋舰
图2.6 驱逐舰    3. 地面目标
    弹道导弹和空地导弹攻击的目标是地面各种目标。地面目标的一部分是专为军事对抗而构筑的,这些目标在设计和修建时就考虑了防爆能力和对抗措施。另一部分是民用建筑和设施,在战时由于所处的地理位置与作用,成为重要的军事目标。这些目标在设计和修建时,一般没有考虑防爆能力和对抗措施。
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图2.7 交通枢纽
图2.8 机场    通过对目标特性进行分析,可以制定如下要求:
    (1)依据对目标的毁伤要求,确定战斗部的类型、质量、引战配合要求。通过作战效能分析,确定摧毁一个目标所需导弹数量,提出一个战斗火力单元的组成,即武器系统配套要求。
    (2)根据目标特性,确定导弹制导体制和攻击目标的方式,确定对目标的命中精度。
    (3)依据目标攻防特性,确定导弹的有效射程、载体安全撤离措施,提出导弹突防性能,如导弹飞行速度、飞行高度、隐身特性、机动能力等突防要求,以及抗干扰措施。
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8楼
2-3 导弹性能
    主要包括飞行性能、制导精度、威力、突防和生存能力、可靠性、使用性能、经济性能。
    一、导弹的飞行性能
    导弹的飞行性能主要指其射程、速度、高度和过载。
    1. 射程
    射程是保证一定命中概率的条件下,导弹发射点至命中点或落点之间的距离。远程导弹以导弹发射点至命中点的地面路程计算。
    2. 速度
    速度特性即导弹的速度随时间变化曲线及速度特征量(最大速度、平均速度、加速度和速度比等)。
    速度特性是导弹总体设计依据之一。按导弹类型不同可由战术技术要求规定,也可由射程、目标特性、导引方法、突防能力等确定。确定速度特性后,导弹的飞行速度范围、飞行时间、射程、高度等参数均可确定,由此导出推进剂质量后,就能进行导弹的外形设计、质量估算,确定导弹起飞质量和发动机推力特性等主要设计参数。
    3. 高度
    飞行高度是指飞行中的导弹与当地水平面之间的距离。导弹的飞行高度,随导弹类型而异。近程导弹常以发射点的水平面或过发射点的平面作为起点平面测量飞行高度,远程导弹大多以距当地水平面的高度作为飞行高度(真实高度)。防空导弹的飞行高度,一般是指最大作战高度,即在此高度内导弹具有一定毁伤概率。
    4. 导弹的机动性
    所谓导弹的机动性是指导弹能迅速地改变飞行速度大小和方向的能力。导弹攻击活动目标,特别是空中机动目标时,必须具备良好的机动性能,机动性能是评价导弹飞行性能的重要指标之一。
    二、制导精度
    制导精度是表征导弹制导系统性能的一个综合指标,反映系统制导导弹到目标周围时脱靶量的大小。
    导弹制导精度的高低可以用单发导弹在无故障飞行条件下命中目标的概率来表示。制导精度的另一种衡量指标是,在一定的射击条件下,导弹的弹着点偏离目标中心的散布状态的统计特征量--概率偏差或圆概率偏差。
    概率偏差可分为纵向概率偏差和横向概率偏差,用符号PE表示。
    圆概率偏差一般用符号CEP表示。它是指以落点的散布中心为中心,该圆范围内所包含的弹着点占全部落点的50﹪,则该圆的半径就是圆概率偏差。
    三、威力
    威力是表示导弹对目标破坏、毁伤能力的一个重要指标。导弹的威力表现为导弹命中目标并在战斗部可靠爆炸之后,毁伤目标的程度和概率。或者说导弹在目标区爆炸之后,使目标失去战斗力的程度和概率。
    各种导弹的威力指标:
      
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  反坦克及反舰导弹:穿甲厚度
      
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  反飞机导弹:有效杀伤半径
      
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  常规弹道式导弹:TNT当量(简称当量)
    四、突防能力和生存能力
    突防能力是指在突防过程中,导弹在飞越敌方防御设施群体之后仍能保持其初级功能(不坠毁)的能力。突防能力的量度指标是突防概率。
    生存能力是指导弹在遭受到敌方火力攻击之后,能保存自己不被摧毁并且仍具有作战效能的能力。生存能力的量度指标是生存概率。
    导弹武器系统的突防能力和生存能力与其隐蔽性、机动性、光电对抗能力、火力对抗能力、易损性和多弹头技术等有关。
    1.隐蔽性
    隐蔽性即不可探测性,它表示已方的武器装备被他方探测系统发现的难易程度。隐蔽性的量度指标是不可探测概率(即未被发现的概率)。
    2.机动性
    飞行器的机动性是指其迅速改变飞行速度、方向和大小的能力。导弹无论按预定规律飞行,还是受到攻击时的规避运动,都要求进行机动飞行(甚至是猛烈的机动飞行)。因此,机动性一直是飞行器的一个重要的性能指标,也是影响飞行器的突防能力和生存能力的一个重要因素。
    3.光电对抗能力
    光电对抗是指敌对双方为降低、阻碍或破坏对方光电设备的有效性和保护已方光电设备的有效性而采取的一系列措施。
    光电对抗通过干扰使对方光电设备丧失有效性。它同火力对抗一样,能够使对方的武器系统丧失完成预期作战任务的能力。因此,光电对抗的这种作用称为软杀伤,而火力对抗的破坏作用称为硬杀伤。
    4.火力对抗能力
    火力对抗是指敌对双方直接用已方火力压制或破坏对方火力。火力对抗是通过双方相互射击而实现的。武器系统的突防能力和生存能力是以火力对抗为前提和背景的。
    5.易损性
    易损性是指双方武器被对方火力命中后,武器本身被毁伤的程度,也就是武器本身丧失预期功能的程度。易损性的量度指标是抗毁伤的概率。
    减小易损性可采取装甲保护、建立防护工事、设置冗余设备、采用分布式的指挥控制通信系统、发射阵地加固、阵地分散配置和伪装等措施。
    6.多弹头技术
    多弹头可分成两类:即面目标多弹头,其特征是全部子弹头共同攻击一个面目标,这种多弹头的弹头无制导,子弹头也无制导,因此也不机动;另一类是多目标多弹头(分导式多弹头),其特征是各个子弹头均有自己的攻击目标。这种多弹头有两类:一类是母弹头有制导,子弹头无制导不机动;另一类是母弹头及子弹头均有制导,也可以机动,这是正在发展的方案。    
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     以上各项突防技术实际都在采用,并且在不断发展完善。海湾战争美国利用有源干扰技术曾使伊拉克无线通信失效,取得了巨大的效果。
    五、可靠性
    可靠性是指按设计要求正确完成任务的概率。它主要取决于导弹系统设计、生产时所采取技术措施的可靠程度及可维修性,同时还取决于操作使用人员在导弹系统的贮存、运输、转载、技术准备、发射准备、发射实施等过程中的检查测试的仔细程度、操作人员的心理素质、技术水平和操作技能的熟练程度等。
    六、使用性能
    导弹的使用性能是指保证导弹作战使用时操作简便、准备时间短、安全可靠等。其大致内容包括:运输维护性能和操作使用性能等。
    1.运输维护性能:主要是指导弹系统及零部件应具有优良的运输维护性能。
    2.操作使用性能:操作使用性能好,主要应当使导弹的发射准备时间短。这又与发动机类型、战斗准备时间及系统反应时间、发射方式等有关。
    七、经济性能
    经济性要求包括生产经济性要求和使用经济性要求。
    导弹的生产经济性要求包括:设计结构的简单、可靠和工艺性好坏,导弹各部件的标准化程度高低,材料的国产化程度和规格化程度,以及是否符合组合化、系列化要求等。使用经济性要求包括:要使成本低、设备简化和人员减少等。
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9楼
2-4 战斗部系统分析
    战斗部的类型很多,但其组成部分基本上是相同的。从广义来说,战斗部系统是由战斗部、引信和安全引爆装置组成;就狭义来说,战斗部系统是由壳体、装填物和引爆装置等组成。
    一、战斗部质量与全弹质量的关系
    战斗部是导弹直接用于摧毁目标的部件,因此它是导弹最主要的有效载荷,它的质量在很大程度上决定了全弹的质量。根据导弹的质量方程(§3-2),导弹的总质量可以表示成如下形式:
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    式中
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--导弹起飞质量;
        
89_10_1318111043.gif

--战斗部质量;
        
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--控制系统质量;
        
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--动力系统相对质量系数;
        
89_10_1142899685.gif

--弹体结构相对质量系数。
    由上式知,在一定战术性能要求下,战斗部质量
89_10_1318111043.gif

决定了导弹的总质量
89_10_1075272931.gif

,而且战斗部越重,致使导弹越重。所以在保证摧毁目标的前提下,应使战斗部尽可能轻些,这样有利于减小导弹质量,提高导弹的战术性能。
    二、战斗部威力半径与制导精度、命中概率的关系
    大多数战斗部可用威力半径
89_10_1017494855.gif

来描述。当目标确定之后,命中概率
89_10_1382721874.gif

是战斗部威力半径
89_10_1017494855.gif

、导引准确度σ或圆概率偏差CEP的函数。
    已知单发导弹命中概率的表达式为
89_10_1141923577.gif

    由上式可导出由
89_10_1382721874.gif

和σ所要求的战斗部威力半径
89_10_1017494855.gif

的大小:
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    以对付地面目标的导弹为例,假设在制导系统无系统误差的情况下,位于战斗部威力半径
89_10_1017494855.gif

内的目标都能可靠命中,则威力半径
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与圆概率偏差CEP之间必须满足以下条件
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         三、战斗部的主要性能参数
    对付空中目标的反飞机导弹(防空导弹、空空导弹),其战斗部大多数是采用杀伤式战斗部(破片式、连续杆式);对付装甲目标的导弹(如反坦克导弹、反舰导弹),主要采用聚能(破甲)战斗部、穿甲(半穿甲)战斗部;对付地面目标的导弹(战术弹道导弹、空地导弹)常采用爆破战斗部、侵彻战斗部等。
    1. 破片式杀伤战斗部
    破片式杀伤战斗部的主要性能参数包括:N--有效杀伤破片总数;
89_10_1177751741.gif

--单个破片质量;
89_10_1076949835.gif

--破片飞散角;
89_10_1359933510.gif

--破片飞散方向角;
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--破片飞散初速。
    (1)破片初速:战斗部爆炸时,破片获得能量后达到的最大飞行速度。其计算公式为
89_10_1254388721.gif

    式中
89_10_1366953978.gif

--破片初速(m/s);
        
89_10_1179879155.gif

--炸药爆热(J/kg);
        
89_10_1142248946.gif

--质量比,
89_10_1391093876.gif


        
89_10_1213805160.gif

--装药质量(kg);
        
89_10_1156002056.gif

--形成破片的壳体质量(kg)。
    (2)破片飞散角及其破片密度分布:破片的飞散角是指战斗部爆炸后,在战斗部轴线所在的平面内,90%有效破片所占的角度。
    战斗部在静止条件下爆炸时,大约有80%~90%的破片沿其侧向飞散,而有5%~10%的破片向前后方向飞散。战斗部在动态条件下爆炸时,由于导弹速度与破片速度的叠加关系,因而使侧面破片飞散锥发生了向前倾斜(如图2.9)。
    (3)破片静态飞散方向角:破片飞散方向与战斗部轴线正向(即弹轴方向)所成的夹角,记为
89_10_1359933510.gif



其中,
[见本回贴最顶上]

[见本回帖第二行]
--破片群的飞散范围角。
[见本回帖第三图]
图2.9 战斗部破片的飞散    (4)单枚破片质量:是破片式杀伤战斗部一枚破片炸前的设计质量,它是由破片的速度和目标的易损特性决定的。
    (5)杀伤破片总数:指战斗部在威力半径处对目标有杀伤作用的有效破片的总和。
89_10_1313681015.gif

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10楼
杀伤破片总数根据威力半径、破片飞散角和设计的破片密度确定,即
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    式中N--杀伤破片总数(块);
        
89_10_1337395430.gif

--战斗部威力半径(m);
        --要求的 内的平均破片密度(块/
89_10_1172070292.gif

)。
    表2.1示出破片式杀伤战斗部的主要性能参数。      
表 2.1破片杀伤战斗部主要总体指标
战斗部类型
战斗部质量(kg)
破片质量(g)
破片初速(km/s)
破片飞散角(°)
地空导弹战斗部
>100
>11
9~20
2~3
3~3.6
1.8~2.5
10~40
空空弹战斗部
>11
2~3
1.8~2.3
10~22
超低空地空弹
1.5~3.0
2~2.5
1.3~1.8
9~14
     2.爆破战斗部
    爆破战斗部的主要性能参数包括:冲击波波阵面超压
89_10_1008697371.gif

和比冲量
89_10_1083745047.gif


    (1)冲击波波阵面超压:冲击波波阵面上超过当地周围未被扰动的介质大气压力的数值。即
89_10_1235629930.gif

    式中
89_10_1382058621.gif

--未扰动气体压力;
        
89_10_1061907762.gif

--最大压力。
    爆破战斗部爆炸之后,冲击波通过某点时压力随时间的变化情况如图2.10所示。
89_10_1168391117.gif

图2.10 冲击波经过某点时压力与时间的关系曲线    
    (2)比冲量:冲击波比冲量 为超压在正压区作用时间内的积分。即
    冲击波超压与比冲量对目标的毁伤效果如表2.2所示。
表2.2 与 对目标的毁伤效果
89_10_1363725313.gif

    3.聚能破甲战斗部
    聚能破甲战斗部是利用聚能装药爆炸后的聚能效应所产生的金属射流杀伤目标的。这种高速的金属射流具有极大的洞穿能力,可穿透目标的装甲(侵彻效应),并在穿透装甲后,杀伤目标内部的乘员和设备、引爆弹药和引燃油料等(后效作用)。
89_10_1222827900.gif

聚能流的形成    聚能破甲战斗部的威力常以破甲深度、破甲率和后效作用来评定。
    (1)破甲威力及其确定
    在衡量破甲战斗部的威力时,常常采用在静止试验条件下测得的破甲深度--"静破甲深度"这一概念。确定静破甲深度时需要考虑到下列因素:
    1)坦克主装甲(前装甲)的厚度与倾角;
    2)导弹着靶瞬间的姿态与引信瞬发度,以及导弹和甲板表面之间的相对运动等因素对破甲效应的影响;
    3)结构和工艺因素对破甲效应的影响;
    4)战斗部的聚能射流穿透装甲之后,还应具备足够破坏目标的后效作用。
89_10_1056651797.gif

图2.11 导弹着靶情况图    (2)战斗部直径与质量的估算
    战斗部的直径主要取决于两个因素:1)保证导弹头部具有良好的气动力外形;2)保证战斗部有足够大的威力。
    四、战斗部的引战配合特性
    引战配合是所有导弹都必须考虑的问题,尤其对于地空和空空导弹,引战配合问题更显得突出。
    1.战斗部的有效启爆区
    战斗部动态杀伤区穿过(或说覆盖)目标要害部位,是破片杀伤目标的必要条件。如图2.6所示,战斗部启爆提前或迟后,动态杀伤区都不会穿过目标要害部位。因此,必须正确地选择战斗部的启爆位置和时刻。
    显然,在目标周围空间存在这样一个区域:战斗部只有在这个区域内启爆时,其动态杀伤区才会穿过目标要害部位,破片才有可能杀伤目标。我们称这个区域为战斗部的有效启爆区。
    2.引信的实际引爆区
    任何引信的引爆都是有条件的。显然,在目标周围空间存在这样一个区域,导弹只有位于这个区域内时,其引信才能正常引爆战斗部,我们称这个区域为引信的实际引爆区。
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图2.12 战斗部有效启爆区    3.引战配合特性:引信与战斗部的配合
         防空导弹大多数采用定向战斗部,这就使引战配合问题变得很复杂。这种战斗部爆炸后,远处的目标固然不可能被杀伤,近处的目标也未必一定能被破片击中。只有当目标的要害部位恰好处于战斗部的动态杀伤区内时,目标才有可能被杀伤。如图2.13所示。
    为了使战斗部动态杀伤区恰好穿过目标的要害部位,必须正确地选择引信的引爆位置或时刻。这就涉及到引信与战斗部配合特性(简称引战配合特性)问题。所谓引战配合特性,是指引信的实际引爆区与战斗部的有效启爆区之间配合(或协调)的程度。只有当引信的实际引爆位置落入战斗部的有效启爆区内时,战斗部的动态杀伤区才会穿过目标的要害部位。
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图2.13 引战配合    引战配合特性应主要满足下列要求:
    (1)引信的实际引爆距离不得大于战斗部的有效杀伤半径。否则杀伤效果为零。
    (2)引信的实际引爆区与战斗部的有效启爆区之间应力求协调。
    (3)引信的实际引爆区的中心应力求接近战斗部的最佳启爆位置,以便获得尽可能大的杀伤效果。
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11楼
LS想干吗~~~全套的质料~~???terrorist!!!!!!
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12楼
注意:系统有点问题,有些图片插入不进去。下面凡是没有插入成功的图片,一律在本提示上面的那些图片中,依次填入。

2-5 多级导弹的级数分析
    一般来说,中程以上的弹道导弹和大型运载导弹均采用多级,它与单级相比有以下优点:
    (1)多级导弹(火箭)在每级工作结束后可以抛掉不需要的质量,因而在导弹的飞行过程中,能够获得良好的加速性能,逐步达到预定的飞行速度。
    (2)多级导弹(火箭)各级发动机是独立工作的,可以按照每一级的飞行条件设计发动机,使发动机处于最佳工作状态,也就提高了导弹的飞行性能。
    (3)多级导弹(火箭)可以灵活地选择每一级推力的大小和工作时间,以适应飞行弹道的要求、弹道测量要求以及导弹对飞行过载的要求。
    为了阐述的方便,先定义几个名词术语。
    (1)级(或子火箭)--起飞时整个火箭称为第一级火箭,第一级发动机工作完毕以后,抛去无用部分壳体,剩余部分称为第二级,依此类推。
    (2)子级--第n级火箭除去负载或上面级以后称为火箭的第n子级。例如第一级火箭除去第二级(第二级火箭是第一级火箭的负载),即称为第一子级。第n级火箭除去第n+1级火箭即为第n子级。级(或子火箭)和子级的关系如图2.14所示。
    (3)子级结构质量系数
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--某子级除去推进剂后剩余质量与该子级总质量之比。
    (4)火箭级间质量比
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--i+1上面级(即载荷)质量与i级火箭质量之比。
    (5)有效载荷--指导弹最后一级所运载的弹头等。
    (6)火箭载荷比
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--导弹有效载荷质量与总质量之比值
89_10_1301792522.gif


89_10_1116494716.bmp

图2.14 子火箭(级)和子级的关系示意图    由于弹道导弹的射程主要取决于导弹所获得的速度,因此选择导弹的级数及进行粗略分析时,导弹的全射程 L与弹道主动飞行段终点速度
89_10_1005831618.gif

的关系,可用下式近似地表示
        
89_10_1367254319.gif

             (2.1)     而速度
89_10_1005831618.gif

又可以近似地表示成
        
89_10_1132462840.gif

                             (2.2)     式中,
89_10_1336757206.gif

是由于重力、空气阻力和底部压力造成的发动机推力下降而引起的总速度损失,在对弹道导弹作初步分析时,可粗略地取
89_10_1070467477.gif

。于是上式又可以简写成
        
89_10_1204381965.gif

                             (2.3)      或者写成
        
89_10_1006670070.gif

                               (2.4)     式中
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--第
89_10_1061206967.gif

级燃料相对质量系数;
          
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--第
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级发动机真空比冲;
        
89_10_1403532993.gif

--第
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级导弹的总质量;
        
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--第
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级导弹的熄火质量;
        
89_10_1011237754.gif

--级数。
    为讨论问题方便,作如下简化假设:
    (1)各级的真空比冲相等,即
89_10_1238908651.gif


    (2)子级结构质量系数相等,即
89_10_1188413842.gif


    (3)火箭级间质量比相等,即
89_10_1085809890.gif


    则(2.4)式简化成
        
89_10_1274886985.gif

                                (2.5)     或者
        
89_10_1400241758.gif

                             (2.6)     用式(2.6)在不同
89_10_1166539015.gif


89_10_1176612948.gif


89_10_1011237754.gif

条件下,作出导弹(火箭)所获得的理想速度
89_10_1005831618.gif


89_10_1063772379.gif

的关系如图2.15、图2.16所示。
89_10_1288339754.gif

图2.15 级数和结构质量系数对
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和理想速度的影响
1-
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=0.1,
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;2-
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=0.06
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图2.16 级数和比冲对
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和理想速度的影响
1-
89_10_1176612948.gif

=0.1,
89_10_1021073918.gif

;2-
89_10_1251460397.gif

     从图2.15可见,降低结构质量系数
89_10_1176612948.gif

以及增加级数
89_10_1011237754.gif

,使火箭运载性能提高。
    从图2.16可见,提高火箭比冲以及增加级数
89_10_1011237754.gif

也可以使火箭获得较高的飞行速度。尤其在小的有效载荷时,导弹速度提高的幅度更大。
     在总体设计时,当选择了推进剂以后,可根据射程要求利用式(2.1)~(2.4)通过计算确定射程L与 之间的关系图。多级弹道导弹的射程与
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的关系如图2.17所示。
89_10_1188951952.gif

    图2.17 多级弹道导弹的射程与
89_10_1063772379.gif

的关系
    分析以上各图可以得到一些有意义的结论。
    (1)射程在1000~1500km以内的导弹采用一级和多级,其
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几乎相等,但多级导弹结构复杂,可靠性低。因此以选择单级型式为宜。
    (2)射程在1000~4000km范围内,当有效载荷在500~1000kg范围内,一级液体燃料导弹与二级固体燃料导弹有相同的总质量。
    (3)射程在4000~10000km范围内,当有效载荷在500~1000kg范围内,二级液体燃料导弹与三级固体导弹有大致相同的总质量。
    (4)当有效载荷质量增加和要求的射程(或最大速度)增大时,多级导弹优点突出,但级数超过三级以上其增益的效果则会降低。
    (5)从射程
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开始到
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=8000~10000km范围内,增加一级比原来的总质量要减少约10%~15%,效果明显。
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89_10_1387777612.gif

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13楼
2-6 推进系统分析
    一、推进系统的组成及分类
    导弹的推进系统主要由发动机、发动机架、推进剂(或燃料)和推进剂输送系统所组成。其中发动机是核心部分,而推进剂与发动机紧密相关。
    由于发动机是推进系统的核心,导弹推进系统的分类实际是按发动机来分类的。导弹上使用的发动机都是喷气发动机。喷气发动机一般可分为火箭发动机、空气喷气发动机和组合发动机。导弹上所用喷气发动机的大致分类见图2.13。
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涡喷发动机
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图2.13 推进系统的分类    二、导弹对发动机的要求
    导弹总体设计部门根据导弹的作战任务、战术技术指标和总体设计方案,对发动机提出具体的设计要求。主要有以下几项:
    (1)发动机的性能指标
    对火箭发动机,应规定其推力、总冲、比冲等;对空气喷气发动机,应规定其推力和推力系数、耗油率、工作时间、发动机的工作范围、有攻角飞行时发动机的特性等。
    (2)发动机质量和体积
    导弹总体部门通常对推进系统提出尺寸限度和总质量要求。发动机进行总体设计时,再对其各部件分配尺寸和质量指标。
    (3)发动机在导弹上的配置要求
    这一点对空气喷气发动机尤为重要。发动机本体一般作为一个舱段,配置于导弹尾部;进气道也是发动机的一个部件,但一般单独安装并用整流罩使其"流线化",对进气道的位置和安装应有明确的要求;属于配置要求的还有发动机油箱、燃油输送系统、发动机外连接件及电缆敷设的要求等。
    (4)生产价格
    导弹是一次使用而又批量生产的产品,要求生产价格尽可能低。
    (5)使用环境要求
    包括发动机使用的环境温度范围、外场装配和检测要求、运输要求和贮存要求等。
    (6)隐身要求
    导弹总体设计对发动机提出排气特征和散射特性的要求,要求改进进气道和喷管的设计及进气道在弹体上的布置形式,并要求采取措施减少红外辐射和噪声。固体推进剂要采用无烟或少烟的配方等。
    (7)其他特殊要求
    根据导弹的作战使命和总体设计特点,可以对推进系统提出一些特殊要求。
    三、发动机的主要性能参数
    表示发动机性能的一些指标称之为性能参数。它们主要有推力、总冲、比冲、推重比等。
    1.总冲
89_10_1407036970.gif

(单位:
89_10_1042235435.gif

)
    发动机推力对工作时间的积分称为总冲,即
89_10_1100063568.gif


    2.推力
89_10_1220312546.gif

(单位:N)
    发动机推力是将导弹送入预定弹道所必需的作用力。推力的通用公式为:
        
89_10_1403983505.gif

                        (2.7)    式中
89_10_1247618537.gif

--每秒推进剂的消耗量;
    
89_10_1368918708.gif

--喷管出口处燃气流速度;
    
89_10_1333991567.gif

--喷管出口截面积;
    
89_10_1220312546.gif

--压力,下标 和 分别表示出口气流和自由流的状态;
    
89_10_1368906193.gif

--每秒进入发动机的空气质量;
    
89_10_1082743911.gif

--导弹的飞行速度。
    3.比冲(单位:Nos /kg)
    火箭发动机比冲是指消耗1kg推进剂所产生的冲量,也称推进剂比冲。发动机在整个工作阶段的平均比冲可用下式计算
89_10_1229022431.gif

                                    式中
89_10_1174422963.gif

--推进剂质量。
89_10_1313630958.gif

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14楼
而将每秒消耗1kg推进剂所产生的推力,即推力与推进剂质量流量之比称为发动机的比推力,即
89_10_1178002025.gif

                                    式中
89_10_1181118061.gif

--推进剂或燃料的质量流量,单位kg/s。
        4.单位燃料消耗率(单位:
89_10_1001777016.gif


89_10_1155964513.gif


    单位时间燃料消耗量与发动机推力之比值,即
89_10_1194570830.gif

                                    由上式可见,单位燃料消耗率与燃料比冲互为倒数。它表示为产生1N推力,单位时间内需消耗多少质量的燃料,它是发动机工作过程经济性的一个标志。
    5.推重比
    发动机的推力与发动机在当地所受重力之比称为发动机的推重比。它反映了动力装置的质量特性,对导弹的飞行性能和承载有效载荷的能力都有直接影响。
    6.单位迎面推力(单位:
89_10_1269968904.gif


    单位迎面推力是指发动机推力与发动机最大横截面积(或发动机最大迎风面积)之比,它反映了发动机的阻力特性。对吸气式发动机来说,发动机的最大迎风面积基本反映了发动机阻力特性,要减小这个阻力,发动机必须具有较大的单位迎面推力。
   四、发动机的速度、高度特性
    发动机的推力(推力系数)和推进剂的消耗率(比冲)与导弹飞行速度和飞行高度的关系,称为发动机的速度和高度特性。以吸气式发动机为例,燃烧的氧化剂取自大气,因而其推力     和燃油消耗率 与导弹的飞行速度和飞行高度有关,各类发动机都有一个比较合适的工作空域。
    1.涡轮喷气发动机
    涡轮喷气发动机的推力、燃油消耗量
89_10_1075610815.gif

及它们的速度、高度特性取决于压气机的增压比
89_10_1130685823.gif

和涡轮前燃气温度
89_10_1335280530.gif

,而这两个参数受到发动机结构质量和材料的限制,因此涡轮喷气发动机只适宜于低空亚声速范围和高空不太大的超声速范围。在初步方案设计时,涡轮喷气发动机的速度、高度特性按如下方法估算。
    (1)涡轮喷气发动机推力的速度、高度特性
    推力的速度特性系数
89_10_1358018837.gif


89_10_1062145532.gif

                                    式中
89_10_1021311687.gif

--发动机在某一高度某一速度时的推力 ;
89_10_1331025701.gif

                                    
89_10_1227420613.gif

--发动机在某一高度上速度为零时的推力。
    方案设计时按图2.21中的曲线估算。
    推力的高度特性系数
89_10_1409890209.gif


89_10_1327609323.gif

                                
    式中
89_10_1117733623.gif

--某一高度上速度为零时发动机的推力;
    
89_10_1275425096.gif

--海平面发动机的推力。
89_10_1132124956.gif

图2.14 涡轮喷气发动机推力的速度特性曲线    (2)涡轮喷气发动机燃油消耗率的速度和高度特性
    燃油消耗率的速度特性系数
89_10_1114117018.gif

:    
89_10_1246429687.gif

                                式中
89_10_1284185038.gif

--发动机工作在某一高度某一速度的耗油率;
    
89_10_1087424223.gif

--发动机在某一高度上速度为零时的耗油率。
    燃油消耗率的高度特性系数
89_10_1290667395.gif

由下式近似表示:
    当
89_10_1242975767.gif

km时,
89_10_1240885895.gif

    当
89_10_1109198936.gif

km时,
89_10_1331864152.gif

    2. 冲压发动机
    (1)冲压发动机的速度特性
    冲压发动机的速度特性是研究飞行高度不变和加热规律一定,如等余气系数
89_10_1248331846.gif

,等加热比
89_10_1337745828.gif

,等燃烧室出口温度
89_10_1235892728.gif

时,发动机推力系数
89_10_1327409096.gif


89_10_1198425204.gif


89_10_1151884883.gif

为推力,
89_10_1300916528.gif

为动压,
89_10_1161971331.gif

为发动机横截面积)和比冲
89_10_1234215825.gif

随飞行马赫数Ma的变化规律。如图2.22所示。其中(a)为推力系数随Ma的变化关系,(b)为比冲随Ma的变化关系。
    (2)冲压发动机的高度特性
    冲压发动机的高度特性是研究飞行马赫数和加热规律一定(等余气系数 、等加热比 或等燃烧室出口温度 )时,发动机推力系数 和比冲 随高度H的变化规律。如图2.15所示。其中(c)为推力系数随H的变化关系,(d)为比冲随H的变化关系。
89_10_1285586629.gif

89_10_1342713966.gif

(a)
(b)
89_10_1335318072.gif

89_10_1291630989.gif

(c)
(d)
    图2.15 冲压发动机的速度、高度特性    涡轮喷气发动机和冲压发动机在速度和高度的使用范围,可见图2.16。
89_10_1315971114.gif

    3. 火箭发动机
    导弹飞行速度对火箭发动机的工作无影响。但它的推力随飞行高度会发生变化,称其为火箭发动机的高度特性。见图2.17。
89_10_1194695972.gif

图2.17 火箭发动机的高度特性曲线    五、发动机的选择
         在选择发动机时,应根据不同的性能参数,作出各种性能曲线来进行比较。
89_10_1322053017.gif

89_10_1101565272.gif

(a)
(b)
89_10_1025191090.gif

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(c)
(d)
    图2.18 各类发动机的性能曲线
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89_10_1220562830.gif

图2.19 各类发动机的使用范围示意图
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15楼
2-7 制导系统分析
    一、制导系统的功能和组成
    1. 制导系统的基本功能
    将导弹导向并准确地命中目标是制导系统的中心任务。为了完成这个任务,制导系统必须具备下列基本功能:
    (1)导弹在飞向目标的过程中,不断地测量导弹和目标的相对位置,确定导弹的实际运动相对于理想运动的偏差,并根据所测得的运动偏差形成适当的操纵指令,此即"导引"功能。
    (2)按照导引系统所提供的操纵指令,产生一定的控制力,控制导弹改变运动状态,消除偏差的影响,使其尽量与理论弹道相符,以使导弹准确地命中目标,此即"控制"功能。
    2.制导系统的基本组成
    导弹制导系统的基本组成如图2.27所示,包括导引系统和姿态控制系统两部分。
    导引系统一般由测量装置、导引计算机(装置)组成,其功能是测量相对理论弹道或目标运动的偏差,按照预定的导引规律,由导引计算机形成控制指令。该控制指令通过导弹控制系统控制导弹的运动。
    导弹姿态控制系统又称自动驾驶仪,一般由姿态敏感元件、控制计算机和伺服机构组成。其主要功能是保证导弹在导引指令作用下沿着要求的弹道稳定地飞向目标。
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图2.27 导弹制导系统组成示意图    二、制导系统的分类
    导弹可选用的制导系统类型很多,按制导系统的特点和工作原理,可分为自主制导、遥控制导、自动寻的制导和复合制导系统。如图2.27所示。
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图2.28 制导系统的分类    1.自主式制导系统
    不需要从目标或制导站提取信息,完全由弹上制导设备产生导引信号,使导弹沿预定弹道飞向目标的制导。
    自主式制导系统根据控制信号形成的方法不同,可分为惯性制导、程序制导、天文导航、多普勒导航、地图匹配制导系统等几大类。
    (1)惯性制导系统
    所谓惯性制导系统是指利用弹上的惯性元件,测量导弹相对于惯性空间的运动参数(如加速度等),并在给定运动的初始条件下,在完全自主的基础上,由制导计算机算出导弹的速度、距离、位置及姿态等参数形成控制信号,以导引导弹按预定弹道飞行。
    按加速度计的安装基准可分为平台式惯性制导和捷联式惯性制导。
    平台式惯性制导系统设备复杂,价格昂贵,只有精度要求较高的远程飞行器才采用。
    捷联惯性制导常用于弹道导弹、空地导弹及巡航导弹的制导。
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图2.29 平台式惯性制导系统方框图
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图2.30 捷联式惯性制导原理方框图    惯性制导系统有独特的优点,由于它不依赖外界的任何信息,不受外界的干扰,也不向外界发射任何能量,所以有较强的抗干扰能力和良好的隐蔽性。
    (2)程序制导系统
    又称"方案制导系统"。这是利用预先给定的弹道程序,控制导弹飞向目标的制导。
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图2.31 程序制导系统方框图    程序制导的优点是设备简单,制导与外界没有关系,抗干扰性好,但导引误差随飞行时间的增加而增加。常用于弹道导弹的主动段、有翼导弹的初始段和中段制导以及无人驾驶侦察机和靶机的全程制导。
    (3)天文导航系统
    天文导航系统是根据导弹、地球、星体三者之间的运动关系来确定导弹的运动参量,将导弹引向目标的一种自主制导系统。
    (4)地图匹配制导系统
    所谓地图匹配制导系统,就是利用弹上计算机预存的地形图与导弹飞行到预定位置时弹上传感器测出的地形图进行相关比较,确定出导弹所在位置与预定位置的纵向和横向偏差,形成制导指令,将导弹导向目标。
    目前,采用地图匹配制导系统的导弹命中精度可达几十米以内,而采用景像匹配制导系统其精度更高,制导误差一般只有几米左右。
    2.遥控制导系统
    遥控制导常用于攻击活动目标。在地(舰)空导弹和空空导弹上应用最多。它可分为指令制导、波束制导、TVM制导等。
    (1)指令制导
    是由弹外制导站发送指令,控制导弹飞向目标的制导。
    (2)波束制导
    是由弹外制导站发射波束照射目标,弹上导引装置控制导弹沿波束中心线飞向目标的制导。
    (3)TVM制导
    TVM制导是通过导弹跟踪目标,获得目标信息,实现制导。    
    TVM制导具有寻的制导精度高的特点,而这个精度不随武器系统作用距离增加而降低。与半主动寻的制导系统一样,需要对目标进行照射,"导引头"是通过接收目标反射的照射信号而实现对目标的跟踪测量。
    3.寻的制导系统
    寻的制导是由弹上设备形成控制指令实现制导。按目标信息源所处的位置,可分为:
    (1)主动寻的制导
     是由弹上导引装置向目标发射能量(无线电波或激光等),并接收目标反射回来的能量,形成导引信号,控制导弹飞向目标的制导。常用作复合制导中的末制导。
    (2)半主动寻的制导
    是由弹外制导站向目标发射能量(无线电波或激光等),并接收目标反射回来的能量,形成导引信号,控制导弹飞向目标的制导。
    (3)被动寻的制导
    是由弹上导引装置接受目标辐射的能量(无线电波和红外线等),形成导引信号,控制导弹飞向目标的制导。
     4.复合制导
    复合制导是由几种制导系统依次或协同参与工作来实现对导弹的制导。复合制导系统设计的首要问题是复合方式的选择问题。选择复合方式考虑的主要因素,是武器系统的战术技术指标要求、目标及环境特性、各种制导方式的特点及相应的技术基础。
    复合制导设计中一个重要问题是不同制导方式的转换问题,它包括两个方面:一是不同制导段弹道的衔接,二是不同制导段转换时目标的交班。交班,是指从一种制导方式转到另一种制导方式。因此,在复合制导系统中,交班问题是两种制导方式转换的限制条件。
    三、导弹对制导系统的要求
    导弹制导系统方案论证和技术设计的主要依据是导弹武器系统的战术技术指标。对制导系统设计有影响的战术技术指标有:
    (1)目标特性:飞行的高度范围、飞行速度、可能具有的机动和防御能力、目标的几何尺寸和目标群的分布情况等;
    (2)发射环境:地基(固定式、车载式和便携式)、海基和空基发射;
    (3)导弹特性:种类、用途、射程、作战空域和飞行时间;
    (4)杀伤概率要求;
    (5)武器系统工作环境:温度、湿度、压力的变化范围,冲击、振动、运输条件和气象条件等;
    (6)使用特性:武器系统进入战斗的准备时间、设备的互换性、检测设备的快速性和维护的简便性等;
    (7)质量、体积要求;
    (8)成本要求;
    (9)可靠性设计要求。
    上述战术技术指标直接影响着制导系统方案的确定。制导系统的根本任务就是在上述条件下尽可能保证高的制导精度,由此提出制导系统设计的基本要求为:
    (1)满足制导精度要求:制导系统要通过正确选择制导方式和导引规律,设计具有优良响应特性的制导回路,设计合理的补偿规律,提高各分系统仪表设备的精度,加强抗干扰措施等,满足制导精度的要求。
    (2)战术使用上灵活,对目标的探测范围大,跟踪性能好,对目标及目标群分辨能力强。
    (3)尽可能减少设备的体积和质量。
    (4)成本低。
    (5)可靠性高,可检测性和维修性好。
    四、发动机推力矢量控制方案
     (一)推力矢量控制的概念
    推力矢量控制是一种通过主推力相对于弹轴的偏转产生改变导弹方向所需操纵力及力矩的技术。显然这种方法不依靠空气动力,所以即使在低速、高空状态下仍可产生很大的控制力。但在飞向目标的整个飞行过程中发动机必须一直工作。
    所谓推力矢量控制一般是指推力大小和方向均受控制。推力矢量控制装置应满足以下基本要求。
    (1)应有足够大的致偏能力
    (2)作动力矩要小
    (3)动态特性要好
    (4)轴向推力损失应小
    (5)工作可靠,质量小,结构紧凑,维护使用方便,易于制造,成本低廉。
    (二)推力矢量控制的类型和特点
    关于推力矢量控制的类型、方案及优缺点详见表2.3。
表2.3 火箭发动机推力矢量控制方案及其特性
类型
控制方案
原理
优点
缺点
二次喷射
液体二次喷射
利用向喷管内喷射气体或液体来改变燃气流的方向
不需要特殊的活动联接及相应的密封结构
需要增加气体或液体供应调节系统
气体二次喷射
机械致偏装置
摆帽
装在发动机喷管出口端部的一种环形物或套筒
质量轻,烧蚀不严重
效率低
燃气舵
1.燃气舵操纵俯仰运动.
2.燃气舵操纵滚转运动
3.燃气舵操纵偏航运动

结构简单;作动功率小,转动速率高
推力损失大,为0.5~2%,故使用受限制;烧蚀严重
扰流片

作动功率小,转动速率高
类似燃气舵,用于全尺寸发动机的研制时间长

发动机整体摆动
1.摆动发动机操纵俯仰运动
2.摆动发动机操纵滚转运动
3.摆动发动机操纵偏航运动



球窝喷管

无推力损失;推力矢量角与喷管运动方向呈直线性
滑动密封连接零件受热严重
柔性喷管

无滑动受热零件和平衡环;气体密封可靠
复杂的组合安装
弯管形喷管
1.弯管形喷管操纵俯仰运动
2.弯管形喷管操纵滚转运动
3.弯管形喷管操纵偏航运动


      
(三)推力矢量控制装置的类型选择
    推力矢量控制装置种类很多,如何正确选择,需要导弹总体、控制系统和发动机三方面的设计者密切配合,共同协商确定。选择前应对各种推力矢量控制装置性能特点有所了解,这些性能是致偏能力(即提供的最大推力向量偏角)、频率响应、伺服机构的功率及尺寸、轴向推力损失、喷管效率和可靠性等。
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16楼
2-8 导弹的发射方式分析
    导弹的发射方式是指导弹脱离发射平台的方法与形式。根据发射基点、姿态、装弹量、可动性、动力和有无导轨、容器等进行分类,如图2.31所示。
89_10_1099975968.gif

图2.31 发射方式的分类    一、发射装置的战术技术要求
    发射方式与导弹系统的总体方案关系密切。在导弹(武器)系统初步设计时,必须考虑导弹的发射方式,并对发射装置提出要求。归纳起来,主要有以下几个方面。
    (1)可动性 主要标志是行进速度、越野能力和运载车辆数目等。
    (2)初始瞄准要求 包括高低、方位瞄准角及其角速度的工作范围、允许偏差和发射禁区等。
    (3)离轨速度、导弹下沉量及其安全性 导弹的离轨速度一般应大于20m/s,以提高导弹的稳定性、抗初始干扰的能力和导弹下沉的安全性。
    (4)联装数、发射速度和反应时间 战术导弹系统常采用多联装发射装置。发射速度应高,反应时间应短。
    (5)转换时间 是机动发射装置由行军状态转为战斗状态的展开时间和由战斗状态转为行军状态的撤收时间。
    (6)其它 如稳定性、质量和尺寸、环境条件、燃气流的防护、可靠性、维修性、安全性、隐蔽性和成本等方面的要求。
    二、陆(海)基发射方式
    1. 垂直发射
    垂直发射的优点如下。
    (1)发射装置不需跟踪目标,因而结构简单,工作可靠,成本低;可缩短反应时间,提高发射速度。
    (2)在弹道的初始段,攻角α≈0,升力Y≈0,因此气动力矩的平衡问题易于解决。
    (3)爬高迅速,有利于减小助推器的质量,也有利于冲压发动机的工作(高度和速度的工作范围减小),从而可减小导弹的起飞质量。
    (4)助推段的推重比
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可小些,且无弹道下沉问题。
    (5)占用空间和发动机燃气流的影响区小,隐蔽性好,载弹量大,并有利于再装填和提高发射速率。
    垂直发射方式的缺点是:当导弹攻击低空目标时,导弹需在2~3s内完成转向,需用过载大;需采用初制导、推力矢量控制和解决大攻角情况下气动特性、气动耦合问题;因存在奇异点(俯仰角
89_10_1221789221.gif

=90度)而使实时计算复杂化等。
    2. 倾斜发射
    这种发射方式实时地改变发射方向。发射装置导轨的高低角、方位角随雷达波束同步跟踪目标,使导弹迅速、准确地进入雷达波束内顺利启控,需用过载小,引入距离短,近界小。续航段推重比可小于1。一般来说,垂直发射的优点,就是倾斜发射的缺点。
    三、空基发射方式
    机载导弹通常在发射(直升机悬停发射除外)时已具有较大的速度,其发射方式主要有两种。
    (1)自力定向发射 导弹在自身发动机推力的作用下,沿导轨定向向前发射。
    (2)投放 导弹依靠自身重力脱离载机一定距离后,其发动机才点火工作。
    这两种主要方案相比,定向发射可使导弹迅速进入导引弹道,初始误差和最小允许发射距离小。但在导弹发动机发生故障时,将危及载机的安全。导弹发动机的燃气流(废气)将影响载机的流场和载机发动机的工作。
    投放的优点是能避免导弹发动机燃气流对载机的影响,载机较安全,但引入导引弹道的时间较长。
这两种发射方案,定向发射适用于空空导弹;投放则适用于中、远程空地导弹。    
    四、海基发射方式
    海基发射与陆基发射基本相同,但舰上发射还有一些特殊问题,在初步设计时应予以充分考虑。
    (1)受舰艇空间的限制,应尽量减小导弹及其发射装置的尺寸,导弹宜采用小展弦比和折叠弹翼等。
    (2)导弹发动机应尽量采用便于使用维护的固体火箭发动机或固冲发动机,不宜采用使用维护复杂的液体火箭发动机。
    (3)舰载导弹环境恶劣,海水有较强的腐蚀性。因此,舰载导弹宜用筒式或箱式发射。
    (4)保证载体(舰艇)的安全:应妥善地解决导弹发动机燃气流的排导问题,不允许发动机的燃气流进入弹库,发动机发生意外点火等情况时,应有相应的安全措施。
    (5)载体的颠簸、摇摆对初始瞄准的影响:对初始瞄准要求较高时,导弹初制导可应用红外位标器(宽视场)、电视摄像机将导弹引入雷达波束、发射装置采用稳定平台或采用速率陀螺反馈的天线稳定系统以保持射向稳定。
    综上所述,舰载导弹特别是舰空导弹,宜采用短轨或零长、自动垂直装填、燃气排导通畅的箱式或筒式、自力垂直或定角发射。
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17楼
◆ 第三章 导弹主要设计参数的选择

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3-1 概 述
    在第二章中讨论了导弹战术技术要求的有关问题。战术技术要求一经确定,不但明确了对导弹飞行性能等的要求,而且也有了进行导弹总体设计的依据。
     一、导弹的主要设计参数
    在导弹总体设计中,所谓主要参数,是指与导弹飞行性能关系最为密切的参数,其中最主要的一般可归纳为导弹的质量
89_10_1193194267.gif

,发动机推力
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和导弹的参考面积
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对有翼导弹来讲,参考面积一般指弹翼面积,对弹道导弹而言,参考面积为导弹的最大横截面积。 导弹的质量
89_10_1060931655.gif

、推力
89_10_1254213522.gif

及弹翼面积
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(或导弹的最大横截面积)这些参数与导弹的飞行性能关系极为密切,并在很大程度上决定了导弹的飞行性能。因此,对导弹总体设计来说,当战术技术要求确定之后,就应该首先确定上述主要参数。但是,主要参数除与战术技术要求有关外,尚与气动参数等有关,同时主要参数彼些之间相互影响,密切相关,所以,确定主要参数的过程是一项反复逐次近似的过程。
    二、导弹的典型弹道 所谓典型弹道,是指代表设计情况的弹道,按它进行设计,则可以满足在导弹杀伤区(或攻击区)内所有弹道的要求。因此,典型弹道意味着某种设计指标的最严重情况。
    1.地空导弹的典型弹道
    一般来讲,地空导弹的典型弹道有三条,如图3.1所示。即
    高近弹道(01)最大高度,最小斜射程;
    高远弹道(02)最大高度,最大斜射程;
    低远弹道(03)最小高度,最大斜射程。

89_10_1225555997.gif



89_10_1289941572.gif


图3.1 地空导弹的典型弹道
图3.2 空空导弹尾部攻击弹道
    2.空空导弹的典型弹道
    (1)考虑燃料消耗量的严重情况
    这时,导弹应取最低作战高度(一般可取高度为3km)、最大射击距离
89_10_1022900991.gif

、尾追攻击、目标以最大速度
89_10_1254376206.gif

直线飞行的状态作为考虑燃料消耗的设计情况。如图3.2所示。
    (2)弹翼面积
    1)当导弹只具有在目标尾部攻的设计情况击能力时,应选取最大作战高度
89_10_1311002976.gif

、最小射击距离
89_10_1095270628.gif

、最大攻击角
89_10_1357831124.gif

和目标以最大内机动飞行作为考虑弹翼面积的主要设计情况,如图所示,图中
89_10_1394084770.gif

为目标最小转弯半径。
    2)当导弹具有迎面攻击和离轴发射能力时,应该选取最大作战高度
89_10_1311002976.gif

、最小射击距离
89_10_1095270628.gif

、最大离轴角
89_10_1272284031.gif

、导弹与目标迎击时的情况作为考虑弹翼面积的主要设计情况,如图3.4所示。
    以上讨论了地空导弹和空空导弹的典型弹道,至于弹道导弹和巡航导弹,在一般情况下,对应于射程最大的弹道是其最严重的情况。


89_10_1219036097.gif



89_10_1200777874.gif


图3.3 空空导弹尾部攻击机动目标的弹道
图3.4空空导弹迎面攻击弹道    三、主要设计参数选择的一般准则
    前已提及,主要参数是与导弹飞行性能密切相关的参数,在选择确定主要参数时,必须保证满足战术飞行性能,但是,满足导弹飞行性能的参数并不是唯一的一组主要参数,而是有很多组参数,但究竟选择哪一组为主要参数好呢?这些参数如何搭配最有利呢?这里就有一个评价准则问题,在优化设计中是选择目标函数的问题。 在选择主要参数时,通常认为在满足导弹作战性能前提下,把导弹的最低成本作为评价准则是比较合理的。因为随着导弹武器性能的日益先进,成本急剧地增加,成本已成为导弹研制与竞争的突出矛盾,很多导弹武器系统方案失败或被否定,就是因为成本太昂贵。在没有足够成本资料时,通常以导弹的最小发射质量为评价准则,因为导弹的发射质量不仅在一定程度上反映导弹的成本(对大型火箭更是如此),同时,它也是衡量导弹武器系统优劣的一个重要指标。
89_10_1392445410.gif

89_10_1284235095.gif

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18楼
3-2 导弹质量方程式的建立
    质量方程是表征导弹发射质量、有效载荷、结构特性、主要设计参数和燃料相对质量系数之间关系的数学表达式。
    由于导弹上所采用的发动机有液体火箭发动机、固体火箭发动机和空气喷气发动机等,而动力装置的类型决定了其结构质量和燃料的质量,因此,下面分别就两级有翼导弹和多级固体火箭发动机的弹道导弹建立其质量方程。
    一、装有液体火箭发动机的二级有翼导弹质量方程式的建立
    通常二级有翼导弹由两级——第一级(助推级)和第二级(主级)组成,因此,其发射质量
89_10_1389817427.gif

可表示为下列形式:
        
89_10_1010599530.gif

89_10_1137305836.gif

        (3.1)    式中 
89_10_1384098436.gif

导弹第一级的质量;
        
89_10_1008734913.gif

导弹第二级的质量。
     1.导弹第二级质量方程式的建立
    导弹第二级(主级)的质量通常由导弹的有效载荷
89_10_1017357199.gif

(包括战斗部的质量
89_10_1079390104.gif

和制导系统的质量
89_10_1145377497.gif

)、弹体结构质量
89_10_1052935079.gif

和动力装置质量
89_10_1042535776.gif

等几部分组成。故可用下式表示:
89_10_1389091603.gif

(3.2)    式中,弹体结构质量
89_10_1052935079.gif

是由弹身质量
89_10_1150796147.gif

、弹翼质量
89_10_1175837068.gif

、舵面质量
89_10_1182206797.gif

和操纵机构的质量
89_10_1126856477.gif

等组成。
    动力装置质量
89_10_1042535776.gif

是由燃料质量
89_10_1301930178.gif

、推力室质量
89_10_1009761078.gif

和燃料输送系统质量
89_10_1116394603.gif

等组成。可用下式表示,
89_10_1046177409.gif

    将(3.2)式的左右两边各除以
89_10_1008734913.gif

,则得相对量的表达式:
89_10_1217747134.gif

(3.3)    式中
89_10_1156389996.gif

——燃料相对质量系数;
       
89_10_1125617570.gif

——考虑计算误差等因素后所必需的燃料贮备系数,一般由经验决定。
      
89_10_1276200977.gif

——推力室相对质量系数,它与发动机的类型、性能、材料及工作条件等有关。
      
89_10_1126994133.gif

——燃料输送系统相对质量系数,它与输送系统类型、流量和燃料比冲等有关。
       
89_10_1028995408.gif

——弹身相对质量系数,与导弹的过载、弹身结构型式等有关的参数。
      
89_10_1002427755.gif

——弹翼相对质量系数。
      
89_10_1098749576.gif

——尾翼相对质量系数。
      
89_10_1083494763.gif

——操纵系统相对质量系数。
    将以上各项代入(3.3)式,整理即得:

89_10_1131461703.gif

3.4
    或

89_10_1330149706.gif

3.5    式中
89_10_1272897227.gif

     
89_10_1228209008.gif


     
89_10_1245941634.gif

    2.第一级质量方程式的建立
    第一级通常采用固体火箭发动机,其质量
89_10_1327096241.gif

一般可以表达为:

89_10_1068214921.gif

3.6    式中
89_10_1086998740.gif

助推级推进剂质量;
  
89_10_1359620655.gif

助推级结构质量。
     或

89_10_1236743694.gif

3.7    其中系数1.2是考虑助推级上分离机构及稳定设备(如安定面)等附件的质量;
89_10_1189502577.gif

为发动机的结构质量系数(助推器结构质量与推进剂质量之比),这个参数表示助推级的质量指标,即

89_10_1210889351.gif

    3.全弹发射质量方程式的建立
    由(3.1)式

89_10_1254651519.gif

    
将上式两边均除以发射质量
89_10_1097535699.gif

可得:

89_10_1316396597.gif

3.8    令
89_10_1125742713.gif


    式中,
89_10_1328285090.gif

为助推级推进剂的相对质量系数。
    将
89_10_1152948590.gif

代入(3.8)式则有

89_10_1333566084.gif

    所以

89_10_1382584217.gif

3.9    将第二级质量方程(3.5)式代入,得:
89_10_1362674120.gif

3.10    由质量方程(3.4)、(3.7>)和(3.10)式可以看出,在确定了各项相对质量系数之后,即可求出导弹第二级质量
89_10_1031360593.gif

、助推级质量
89_10_1330712845.gif

和导弹的发射质量
89_10_1097210329.gif

89_10_1100451508.gif

89_10_1200590161.gif

89_10_1135729047.gif

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19楼
三、多级固体火箭发动机的导弹质量方程式的建立
    设导弹的级数为n,则多级导弹的总质量可以表示成各部分质量之和,即
89_10_1194132833.gif

3.11     式中
89_10_1087674507.gif

——导弹的总质量(起飞质量);
        
89_10_1394835622.gif

——有效载荷的质量;
        
89_10_1294884682.gif

——第
89_10_1029896431.gif

级导弹弹体的结构质量(含伺服机构等);
        
89_10_1049381045.gif

——第
89_10_1029896431.gif

级导弹推进剂质量;
        
89_10_1144063506.gif

——级数。
    第
89_10_1029896431.gif

级(子火箭)导弹的总质量则可由下式确定:

89_10_1180079382.gif

3.12    式中
89_10_1061557365.gif

——指第i+1级导弹的总质量,对于最后一级即为有效载荷
89_10_1394835622.gif


    大多数固体导弹制导系统的仪器通常都装在末级火箭的专门仪器舱内,其质量
89_10_1045013588.gif

由导弹类型、制导精度和仪器技术的发展水平所决定,与导弹的设计参数无关。可用下式表示

89_10_1108147743.gif

3.13    式中
89_10_1140396844.gif

——战斗部质量;
        
89_10_1112327487.gif

——末级仪器舱的总质量。
    导弹其余各级控制仪、伺服机构等的质量可计算在导弹尾段的级间段内。第
89_10_1029896431.gif

级导弹结构质量
89_10_1294884682.gif

是由
89_10_1029896431.gif

子级发动机的结构质量
89_10_1308299908.gif

和导弹尾段含级间段等的质量
89_10_1364476166.gif

组成。可用下式表示

89_10_1125267173.gif

3.14    综上所述,第
89_10_1029896431.gif

级导弹的总质量
89_10_1218347816.gif

可写成下式      (3.15)      

89_10_1324380659.gif

3.15    固体火箭发动机的结构质量
89_10_1308299908.gif

通常以推进剂质量和发动机结构质量系数
89_10_1179891669.gif

来表示

89_10_1393496603.gif

3.16    固体火箭尾段和级间段等的质量
89_10_1364476166.gif

可近似地认为与该级子火箭的总质量成正比,即
89_10_1408288391.gif

3.17    例如,火箭第一级和上面各级的
89_10_1153011161.gif

值可分别取为
89_10_1359608141.gif


    第
89_10_1395561446.gif

级固体火箭推进剂质量
89_10_1104894050.gif

与战术技术性能确定的推进剂质量
89_10_1016406120.gif

的关系一般通过修正系数
89_10_1257642413.gif

来考虑,可表示为下面的形式

89_10_1276175948.gif

3.18    将(3.18)式代入(3.16)式,则可得

89_10_1034564229.gif

3.19    将(3.16)、(3.17)和(3.18)式代入到第
89_10_1395561446.gif

级导弹的总质量表达式(3.15)式后,则有

89_10_1023526701.gif

3.20    引入导弹推进剂的相对质量系数
89_10_1104731365.gif

,则(3.20)变成

89_10_1030709854.gif

    经变换、整理后可得到下式

89_10_1387927782.gif

3.21    或者写成

89_10_1208286396.gif

3.22    引入固体导弹级间质量比
89_10_1073445858.gif

,则上式可改写成

89_10_1131774558.gif

3.23    考虑到
89_10_1050294582.gif


    于是通过上式,就可以得到具有
89_10_1337783370.gif

级固体导弹的总质量公式

89_10_1169504881.gif

3.24
    从上式可以看出,当有效载荷的质量给定时,导弹的总质量将由四个系数
89_10_1171169270.gif

确定。
89_10_1065636995.gif

89_10_1403770763.gif

89_10_1269843761.gif

89_10_1104568681.gif

89_10_1039582424.gif

89_10_1212378541.gif

89_10_1326182704.gif

89_10_1077062462.gif

89_10_1086172802.gif

89_10_1160769967.gif

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20楼
3-3 导弹燃料质量的一般表达式
    计算燃料质量时,可以从研究导弹的运动开始。为便于分析问题起见,假设导弹作变质量的质点运动,并研究其在纵向平面内的运动。   
    导弹沿飞行方向的纵向运动方程式为(图3.7):

89_10_1187337620.gif

3.25    一般导弹在飞行中,攻角较小,故可近似地认为
89_10_1211978086.gif

上式可写成:
89_10_1379730979.gif

    积分求解上述微分方程式可得:

89_10_1077300232.gif

3.26式中
89_10_1013690538.gif

分别为第
89_10_1275600295.gif

子级发动机工作开始时
89_10_1369068878.gif

图3.7 导弹在铅垂面的运动     所对应的时间和速度;
89_10_1068440176.gif

分别为第
89_10_1275600295.gif

子级发动机工作结束时对应的时间和速度。
    对于火箭发动机,其推力可用下式表示。
89_10_1242312515.gif

    式中
89_10_1046853176.gif

——发动机的比冲;
        
89_10_1135666476.gif

——发动机的燃料秒流量(或燃料秒消耗量)。
    对火箭发动机来说,如在全弹道上比冲取其平均值,即
89_10_1046853176.gif

=常数,则
89_10_1406849257.gif

(3.27)    于是,(3.27)式可以改写为:

89_10_1374174673.gif

3.28    下面分析(3.28)式中各项的物理意义。
    式中第一项表示用于增加导弹速度所消耗的燃料量;第二项表示导弹在飞行过程中克服阻力所消耗的燃料量;第三项表示导弹用于克服重力在速度方向的分量所消耗的燃料量。
    在工程上通常采用数值积分法和解析法来求解燃料相对质量系数
89_10_1061131882.gif

。利用数值积分法求解导弹运动微分方程,可以得到足够精确的结果,同时便于利用最优化方法选择主要参数。
89_10_1275888122.gif

89_10_1098737062.gif

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21楼
3-4 导弹相对量运动微分方程式的建立
    一、有翼导弹相对量运动微分方程式的建立
    在导弹初步设计阶段通常只研究导弹在垂直平面(或水平面)内的质心运动。由导弹飞行动力学可知,导弹在垂直平面内的运动方程如下:

89_10_1231687956.gif


(3.40)     式中
89_10_1381670681.gif

——分别为导弹的空气阻力系数,升力系数;
        
89_10_1064473174.gif

——这里指导弹的弹翼面积;
        
89_10_1005919218.gif

——导弹的斜射程;
        
89_10_1075660872.gif

——空气密度;
        
89_10_1315545631.gif

——导弹所消耗的燃料质量。
    显然,如果导弹第二级质量
89_10_1263649231.gif

、发动机推力P及弹翼面积S和空气动力系数皆已知,方程(3.40)式可用积分的办法解出导弹某一时刻的燃料质量
89_10_1315820944.gif

。但是,在导弹设计之初,这是难以实现的。为此,就需要引一些相对量参数。令
89_10_1050181954.gif

(3.41)     参数
89_10_1126881505.gif

表示导弹在某一瞬时t所消耗的燃料相对质量系数。
    根据比冲
89_10_1228158951.gif

定义:

89_10_1061081825.gif

     由(3.41)式可得:
89_10_1398727539.gif

     所以

89_10_1110412814.gif

     又
89_10_1098962318.gif

89_10_1254050837.gif

89_10_1339610444.gif

89_10_1355841365.gif

     其中
89_10_1222052020.gif

——推重比,它与导弹战术飞行性能有关。
      
89_10_1061782620.gif

——翼载,表示每平方米翼面上的载荷(又称翼载荷),它与导弹的机动性密切相关。
     考虑到导弹一般在弹道主动段上的攻角较小,因此,近似取
89_10_1116307003.gif


     将以上各相对参数
89_10_1337770856.gif


89_10_1328322633.gif


89_10_1086560743.gif

等代入到(3.40)式中,于是可得到如下相对量运动微分方程组。

89_10_1177326258.gif


(3.42)     式中,弹道倾角
89_10_1145903094.gif

对于不同的导引规律,有不同的关系式。
    例:当导弹在垂直平面作直线飞行时,其弹道倾角
89_10_1353701437.gif

为:
89_10_1145903094.gif

=常数,
    即
89_10_1356079135.gif

    于是,相对量运动微分方程(3.42)式可以简化为如下形式:

89_10_1074972590.gif


(3.43)
89_10_1315570660.gif

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22楼
二、导弹相对量运动微分方程式的建立
    为了使问题简单明了,建立铅垂平面内的导弹运动微分方程如下:
89_10_1000425482.gif

(3.56)     式中
89_10_1085534578.gif

——程序俯仰角;
    
89_10_1078288854.gif

——法向控制力。
     在主动段实际飞行过程中,导弹的攻角
89_10_1179115789.gif

很小,因而所需控制力
89_10_1398627426.gif

也不大,故在初步设计时可以作以下简化:    
89_10_1150758605.gif


89_10_1242224915.gif


89_10_1338446623.gif

不予考虑。
    于是上述方程可进一步简化成下面形式:
89_10_1363537600.gif

(3.57)     与有翼导弹相同,引入一些相对量参数代入运动微分方程组,并假设
89_10_1144701730.gif

(对固体火箭相差很小),可以整理成下列方程组:
89_10_1017720111.gif

(3.65)     式中
89_10_1394460196.gif

        
89_10_1138632342.gif

——导弹横截面载荷系数,显然
89_10_1138632342.gif

能反映导弹的存速能力;
        
89_10_1365865242.gif

——导弹的最大截面面积;
        
89_10_1129309260.gif

——地面推力;
        
89_10_1172420690.gif

——喷管出口截面压力;
        
89_10_1072519807.gif

——当地大气压力;
        
89_10_1402456772.gif

——海平面大气压力;
        
89_10_1350310088.gif

——喷管出口截面积。
    式中参量
89_10_1298313574.gif


89_10_1390831077.gif

(或
89_10_1268454685.gif

),
89_10_1138632342.gif

(或
89_10_1144689216.gif

),
89_10_1176537863.gif

(或
89_10_1309851669.gif

)均直接与导弹的飞行特性有关,是总体设计中应重点分析选择的主要参数,当这些参数确定之后,导弹的弹道特性即可确定。
    利用数值方法解上述运动方程时,自变量
89_10_1354214519.gif

是推进剂相对质量系数,将导弹主动飞行段终点速度
89_10_1365089361.gif

(或最大射程
89_10_1134440084.gif

)作为积分终止条件,则对应的
89_10_1257542300.gif

即是要求的推进剂相对质量系数,再根据
89_10_1257542300.gif

的定义可直接决定导弹的推进剂质量
89_10_1177826826.gif

89_10_1316521739.gif

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23楼
3-5 导弹的主要设计参数
    多级弹道导弹总体主要参数是指那些对飞行特性有直接影响的参数,如
89_10_1368255455.gif

等。
    带有助推级的有翼导弹,其主要设计参数有主级推重比
89_10_1139958847.gif

(或
89_10_1340098498.gif

),比冲
89_10_1312930163.gif

,燃料相对质量系数
89_10_1241261322.gif

,翼载
89_10_1265451276.gif

和助推级工作结束时的速度
89_10_1409727524.gif

和时间
89_10_1341913057.gif

等。
    二、有翼导弹主要参数的选择
    1.导弹速度方案和推重比的选择与确定
    (1)导弹典型的速度变化规律
89_10_1248018991.gif

(a)单级地空导弹典型的
89_10_1207535544.gif


89_10_1171006585.gif

(b)两级地空导弹典型的
89_10_1207535544.gif


89_10_1273197568.gif

(c)两级地地巡航导弹典型的
89_10_1207535544.gif


89_10_1226219249.gif

(d)空空导弹典型的
89_10_1207535544.gif


图3.10 导弹常见的
89_10_1207535544.gif

规律图
     为了保证导弹的战术技术要求,导弹必须满足飞行高度
89_10_1310352237.gif

、斜射程
89_10_1152485565.gif

和平均速度
89_10_1058841783.gif

的要求。亦即要求
89_10_1207535544.gif

图所包含的面积与导弹的斜射程相等。
    显然,符合上述条件的
89_10_1207535544.gif

规律是很多的,每一条
89_10_1207535544.gif

曲线都对应一定的推力
89_10_1379355553.gif

变化规律。然而,由于实际上发动机系统无法保证此条件,故
89_10_1207535544.gif

规律是不能任意选择的。     对于不同用途的导弹,通常具有以下形式的
89_10_1207535544.gif

规律,如图3.10所示。
    图3.10
89_10_1182019084.gif

为单级地空导弹典型的
89_10_1207535544.gif

图。其中
89_10_1096797361.gif

为单推力、被动段拦截(远界);
89_10_1255139573.gif

为双推力、被动段拦截。
    图3.10
89_10_1054624496.gif

为两级地空导弹典型的
89_10_1207535544.gif

图。其中
89_10_1329411368.gif

用于主级发动机全程工作的地空导弹;
89_10_1211640203.gif

主要用于两级推力发动机工作,可采用被动段攻击目标的地空导弹。
    图3.10
89_10_1157090791.gif

为两级地地巡航导弹典型的
89_10_1207535544.gif

图。其中
89_10_1093493611.gif

为助推级加单推力主发动机、主动段攻击;
89_10_1356354448.gif

为助推级加双推力续航发动机、主动段攻击。
    图3.10
89_10_1271570722.gif

为空空导弹典型的
89_10_1207535544.gif

图。其中
89_10_1298876713.gif

为单推力、被动段拦截;
89_10_1215144180.gif

为两级推力、被动段拦截。图中,
89_10_1385249743.gif

为导弹发射时的瞬时速度,即发射导弹时载机的速度;
89_10_1159856430.gif

为导弹被动段的飞行末速,其他符号同上。
89_10_1048730306.gif

89_10_1107171635.gif

89_10_1137906518.gif

89_10_1250208977.gif

89_10_1345892574.gif

89_10_1406498860.gif

89_10_1073908883.gif

89_10_1386113223.gif

89_10_1335605899.gif

89_10_1253262442.gif

89_10_1331113300.gif

89_10_1122526562.gif

89_10_1142023691.gif

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24楼
2)地空导弹推重比的确定
    以导弹第二级为例,研究
89_10_1346856168.gif

变化规律及其所对应的推力变化规律。设已给出的
89_10_1346856168.gif

规律按线性变化,求推重比
89_10_1002540383.gif

的变化规律。
    研究推力变化规律的问题,仍是研究导弹的运动学问题。把导弹视为一个变质量的质点,其纵向动力学方程为
89_10_1309651442.gif

     即
89_10_1024840693.gif

     引入以下关系式
89_10_1241549148.gif

     则
89_10_1303231655.gif

     化简整理可得
89_10_1305396613.gif

(3.79) 根据式(3.79)求得的
89_10_1304307877.gif

规律如图3.12所示。

89_10_1179228417.gif


图3.12
89_10_1304307877.gif

随时间变化规律    图3.12
89_10_1092104535.gif

表示当导弹的平均弹道倾角很小时(低弹道)的推力规律
89_10_1304307877.gif

;图3.12
89_10_1311528572.gif

     表示当平均弹道倾角
89_10_1396036986.gif

较大(高弹道)时的
89_10_1304307877.gif

规律。
    若发动机能够任意调节,才能得到上述的
89_10_1304307877.gif

变化规律。但是,这样会给发动机设计带来很大的困难。为此,对于战术导弹,通常使推力保持一常值,即将
89_10_1304307877.gif

规律在
89_10_1162521955.gif


89_10_1217346679.gif

范围内取平均值
89_10_1317773159.gif

,其关系式为
    令
89_10_1288602552.gif

(3.81)     式中
89_10_1203718712.gif

为根据式(3.79)求出的
89_10_1222702758.gif

图的面积,符合式(3.81)条件,就可保证发动机提供相等的总冲量值。
    根据式(3.79)和式(3.81)所确定的平均推重比
89_10_1004567684.gif

,利用数值积分法由导弹运动微分方程可以求出相应的速度变化规律
89_10_1005230936.gif

曲线。此时的
89_10_1005230936.gif

曲线如图3.13所示。图中曲线①为等推力情况,曲线②为变推力情况。

89_10_1172796116.gif


图3.10
89_10_1222702758.gif

规律和相应的
89_10_1005230936.gif

规律    值得注意的是:在高弹道情况下求出的
89_10_1005230936.gif

曲线,与按线性变化的
89_10_1005230936.gif

曲线相比,出现了前者的航程比后者要小的现象,如图3.10
89_10_1311528572.gif

所示,即不能满足导弹射程的要求。在一般情况下,通常根据经验将求得的平均推重比
89_10_1317773159.gif

适当地增大一些,例如
    当
89_10_1207172632.gif

时,
89_10_1266001901.gif

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25楼
(3)导弹作等速平飞时的推重比的确定。
    因为此时
89_10_1060055660.gif

,所以
89_10_1299690136.gif

;又因
89_10_1143625509.gif

,所以
89_10_1143888307.gif

;而且
89_10_1089238782.gif


89_10_1225756224.gif

。将以上条件代入式(3.79),可得
89_10_1209249990.gif

(3.82)     式中
89_10_1146441204.gif

        
89_10_1085584635.gif

--导弹的零升阻力系数;
        
89_10_1263148663.gif

--导弹的诱导阻力系数,在一般情况下,
89_10_1107484490.gif


    另外,当导弹作等速平飞时,有以下关系
89_10_1356429533.gif

     将以上关系代入式(3.82),则得导弹作等速平飞时的推重比为
89_10_1138795026.gif

(3.83)     2. 导弹翼载的确定
    当选择
89_10_1347794733.gif

值时,在满足其他条件下,应尽可能取得大些。但是,
89_10_1347794733.gif

值常受到以下条件限制。
    (1)导弹机动性的限制 导弹的机动性通常由导弹可以提供的法向过载来表示,由可用过载定义

89_10_1197198812.gif

    因为
89_10_1133539061.gif

;同时,令
89_10_1210589010.gif

,则
89_10_1375688892.gif

     为使导弹在攻击目标的过程中按预定的导引规律飞行,必须保证导弹的可用过载大于需用过载,即导弹必须满足下述条件
89_10_1117258083.gif

     所以
89_10_1159518547.gif

(3.84)     (2)弹翼结构承载特性和工艺水平的限制
    
89_10_1197524182.gif

值愈大,在一定弹翼面积下,导弹重力愈大,因此,导弹在作机动飞行的过程中,弹翼承受的载荷就愈大,这就要求导弹有足够的结构强度和刚度。而高速导弹一般要求采用气动性能好的薄翼,这样,就给提高结构强度、刚度以及在工艺上造成较大的困难。所以,实际上在目前技术条件下,对允许使用的翼载值有所限制。据统计资料表明:
    地空导弹
89_10_1104931593.gif

    空空导弹
89_10_1360083680.gif

     反坦克导弹
89_10_1101402587.gif
89_10_1235579873.gif

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26楼
3. 助推器主要参数的选择
    助推器的主要参数是助推级末速
89_10_1069991938.gif

、工作时间
89_10_1088475416.gif

和燃料相对质量系数
89_10_1072069295.gif

(或
89_10_1378980127.gif

)。
    (1)助推级末速
89_10_1069991938.gif

的选择与确定。
    1)
89_10_1069991938.gif

对导弹发射质量的影响
    前已指出,导弹的发射质量
89_10_1088437873.gif

一般由助推级和主级两部分质量组成。即

89_10_1138457143.gif

     在前面分析第二级质量时可知:当导弹其他战术载荷等已确定时,
89_10_1125154545.gif

主要取决于
89_10_1001476675.gif

值,而
89_10_1001476675.gif

值又与
89_10_1069991938.gif

有关。同理,助推级质量亦是如此。即

89_10_1113090853.gif

     给以不同的
89_10_1069991938.gif

值,可求出对应的
89_10_1317397733.gif

曲线,如图3.16所示。
89_10_1132350212.gif


图3.16 导弹质量与速度
89_10_1069991938.gif

的关系
    因此,当
89_10_1069991938.gif

值改变时,
89_10_1094294520.gif


89_10_1125154545.gif

的变化趋势正好相反,故从理论上来讲,导弹的发射质量
89_10_1088437873.gif

会因
89_10_1069991938.gif

的不同而发生变化。其间有一个极值
89_10_1107459462.gif

存在,其对应的最优值为
89_10_1263999629.gif


    计算表明:
89_10_1263999629.gif

89_10_1368893679.gif
89_10_1125855340.gif

89_10_1129121547.gif

89_10_1379643380.gif

89_10_1033588121.gif

89_10_1147392284.gif

89_10_1174860960.gif

89_10_1277001886.gif

89_10_1395173506.gif

89_10_1268029202.gif

89_10_1355666167.gif

89_10_1214293214.gif

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27楼
2)对助推级最小末速
89_10_1134890595.gif

的限制。
    a. 保证导弹启控时,舵面正常工作
    气动面控制的导弹最终是依靠舵面偏转来完成操纵飞行的。为了保证导弹在攻击目标的过程中舵面正常工作,导弹应尽可能避开气动特性不稳定的跨声速段操纵飞行,或是以亚声速飞行,或是以超声速飞行。
    对于防空导弹,通常是以超声速开始操纵。由空气动力学可知:当导弹飞行马赫数
89_10_1281018945.gif

时,才能满足上述要求,即在此情况下,必须保证
89_10_1134890595.gif

为:
89_10_1134890595.gif

89_10_1246567344.gif

(3.85)     即
89_10_1134890595.gif

≥476m/s。
    b. 当
89_10_1197987207.gif

时,飞航导弹的要求
    对于飞行马赫数
89_10_1197987207.gif

的飞航导弹,在助推器工作结束分离脱落后,为了使导弹正常地沿预定弹道飞行,不致坠落,必须保证导弹的推力法向分量与升力之和大于重力的法向分量,即
89_10_1210075927.gif

    通常攻角
89_10_1326170190.gif

较小,所以令
89_10_1338897134.gif

(这对求
89_10_1387014245.gif

值来讲是偏于安全的),故
89_10_1320150858.gif

    所以
89_10_1048004483.gif

    通常,飞航导弹助推器的重力
89_10_1286787993.gif

,所以可近似认为:
89_10_1268629884.gif

,故
89_10_1256428536.gif

    所以
89_10_1099012375.gif

(3.86)     (2)助推器燃料相对质量系数
89_10_1028845238.gif

计算。
    助推器燃料相对质量系数
89_10_1028845238.gif

的计算与导弹燃料质量的一般表达式相似。由式(3.39)知

89_10_1313643472.gif

(3.87)     令
89_10_1210088442.gif

89_10_1167352438.gif

89_10_1013440254.gif

式中
89_10_1171432068.gif


89_10_1317159964.gif


89_10_1279429641.gif

分别为增加导弹的速度,克服阻力和平衡重力切向分量的燃料消耗量。因此,有
89_10_1158554953.gif

同样,上式两边均除以导弹的发射质量
89_10_1124528835.gif

,则可变成相对质量系数的形式
89_10_1151121516.gif

为了求得燃料相对质量系数
89_10_1028845238.gif

,则必须分别求解上述各部分的积分之值。
    为积分式(3.87)作如下假设:
    a. 当助推器燃料质量流量不变时,认为推力值基本不变。
    b. 导弹在助推段作等加速直线运动,其速度规律
89_10_1331701468.gif

曲线接近于直线,即有
89_10_1262635580.gif

     c. 因为助推段速度变化很大(地空导弹尤其如此),阻力系数变化很复杂。同时,助推段的阻力远远小于推力,可取
89_10_1057965788.gif

为此阶段的平均值
89_10_1168003176.gif

,或取
89_10_1366290725.gif


    d. 由于助推段导弹的飞行高度范围变化不大,因此,空气密度可取该段的平均值,一般取发射点高度的空气密度。
89_10_1267979145.gif

89_10_1208111197.gif

89_10_1147229599.gif

89_10_1177451400.gif

89_10_1081905459.gif

89_10_1379655894.gif

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28楼
根据上述假设条件,计算式(3.87)中的各分量。
    1)用于增加导弹速度的燃料量。
    由
89_10_1364964219.gif

    当燃料秒消耗量
89_10_1082355970.gif

时,有

89_10_1231587843.gif

     所以

89_10_1011951063.gif


(3.88)     上式两边均除以导弹总质量
89_10_1207735771.gif

,化成相对量的形式为
89_10_1090315003.gif

(3.91)     2)用于平衡导弹重力切向分量的燃料量。
89_10_1099588028.gif

     化为相对量的形式得
89_10_1104405996.gif

(3.92)     3)用于克服阻力的燃料量。
89_10_1059317322.gif

    所以
89_10_1238433112.gif

(3.93)     将式(3.91),式(3.92)和式(3.93)三式相加并整理,则得助推级燃料相对质量系数
89_10_1072507292.gif

的表达式为
89_10_1151209116.gif

(3.94)     当求得了助推器燃料相对质量系数
89_10_1072507292.gif

和导弹的起飞质量
89_10_1103830343.gif

之后,就可得出助推器的推力
89_10_1393821972.gif


89_10_1037029527.gif

     (3)助推器工作时间
89_10_1147717653.gif

的选择与确定
    导弹在助推段飞行过程中,由于气动力特性变化大,速度小,舵面效能低等原因,一般导弹在助推段不进行控制。另外,考虑到固体助推器燃烧室受热等因素,因此,希望尽量缩短这段过程,使助推器工作时间
89_10_1147717653.gif

尽量小些。但这主要受到导弹设备最大允许过载的限制。
    以下讨论在给定助推段末速
89_10_1281844882.gif

和最大轴向过载
89_10_1261634444.gif

条件下,确定助推器最小工
89_10_1051358289.gif

作时间。
    根据导弹纵向运动方程
89_10_1370432926.gif

     令
89_10_1390117768.gif

      式中
89_10_1299627565.gif

--平均轴向过载。
    所以
89_10_1117583452.gif

    故 
89_10_1130911078.gif

(3.95)     下面不加推导给出平均轴向过载与最大轴向过载
89_10_1347018852.gif

之间的关系。
89_10_1240710697.gif

(3.100)     式(3.100)即为平均轴向过载与最大轴向过载之间的关系。
    将式(3.100)代入式(3.95),得
89_10_1282320422.gif

(3.101)     应用式(3.101)进行计算,尚需考虑固体火箭发动机在点火的短时间内,会产生压力急升现象,如图3.12所示。此时,推力比预定的最大推力
要大些。为此,允许的最大轴向过载应适当地小些,以避免短时间内出现超负荷。通常取
89_10_1377540994.gif


    故
89_10_1396024472.gif

(3.102)

89_10_1379618351.gif


图3.17 发动机点火时的压力急升现象     【例】假设某导弹
89_10_1276463775.gif

,试求助推器工作时间
89_10_1147717653.gif


    【解】由式(3.65)
89_10_1165512850.gif
89_10_1265701560.gif

89_10_1288790265.gif

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29楼
3-6 有翼导弹各部分相对质量系数的确定
    由第二级质量方程

89_10_1072419693.gif

    知道,前面仅讨论了
89_10_1032737155.gif

的算法,下面讨论其它值的确定,其中介绍的多半是统计经验公式,使用范围是有局限性的。
    一、动力装置的相对质量系数
89_10_1083507277.gif

    动力装置的结构质量是由燃料质量
89_10_1382709359.gif

、发动机壳体质量
89_10_1004692826.gif

和燃料输送系统质量
89_10_1057315050.gif

等组成,即
89_10_1225218113.gif


    1.发动机壳体的相对质量系数
    (1)液体火箭发动机
    液体火箭发动机壳体由头部、喷管及筒壳三部分组成,而这三部分的质量均与燃料秒流量
89_10_1067301384.gif

成正比,即
89_10_1198863201.gif

式中,系数A取决于材料、工艺、强度和设计水平等方面因素。可由统计数据给出,通常取为A=2s左右。将上式变成相对量形式,有
89_10_1334179280.gif

又因为
89_10_1391757128.gif

所以
89_10_1407837879.gif


89_10_1129534516.gif

式中,
89_10_1184159013.gif

为发动机工作时间。
    (2)固体火箭发动机
    由于固体火箭发动机燃烧室相当于一个燃料贮箱,其质量
89_10_1365277075.gif

与燃料质量
89_10_1212566254.gif

有密切关系。故通常用结构质量系数
89_10_1296473986.gif

来表达这两个质量之间的关系:
89_10_1363312345.gif

    
89_10_1296473986.gif

的统计值一般为
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=0.6~0.7。比较先进的固体火箭发动机,
89_10_1296473986.gif

值可接近0.5。因此,在确定
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值的时候,应考虑到新材料、新工艺的发展。
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30楼
2.燃料输送系统的相对质量系数
    液体燃料发动机的输送系统,通常可分为两类,即挤压式和泵压式。下面分别予以讨论。
    (1)泵压式
    泵压式一般包括燃料贮箱、涡轮泵、增压贮箱用的气瓶、辅助燃料、导管及附件等部分。这些部分的质量可以按下述经验统计公式确定。
    燃料贮箱
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    涡轮泵
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    气瓶(包括冷气)
89_10_1016956745.gif

    管道及附件
89_10_1240773268.gif


    辅助燃料
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    综合上述,即得燃料输送系统的相对质量系数为
89_10_1390518222.gif

     (2)挤压式
    它一般包括燃料贮箱、空气蓄压器(气瓶)、管路及附件和压缩冷气等部分。如果采用固体燃料作为蓄压器,则不含气瓶和冷气,代之以火药及火药贮箱。
    对带有空气蓄压器的挤压式输送系统,其相对质量系数可按下面统计公式确定。
    燃料贮箱
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    冷气
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     气瓶
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    导管及附件
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    将上述各部分相加,则得挤压式输入系统的相对质量系数
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     由上看出,在挤压式燃料输送系统中,气瓶和燃料贮箱的质量比泵压式系统的质量大得多。这是因为采用了高压贮箱(通常压力大于
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Pa)所造成的。
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31楼
二、弹体结构部分的相对质量系数
    弹体结构通常由弹身壳体、翼面(含舵面)和操纵机构组成。即

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     对于地空导弹和空空导弹来说,一般其弹体结构部分的相对质量系数
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飞航导弹
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(对于航程大的飞航导弹,
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值靠近下限);反坦克导弹
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。在第一次近似计算时,可按下列方法估算。
    1.翼面结构质量
    (1)弹翼和舵面的相对质量系数
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    式中
89_10_1169680080.gif


89_10_1408113192.gif

     (2)助推器上安定面的相对质量系数
    当导弹采用串联式助推器时,其助推器上安定面的相对质量系数,可用下列经验数据近似计算
89_10_1326132647.gif

     式中
89_10_1405284982.gif

——安定面的质量;
        
89_10_1133188663.gif

——不包括安定面的助推器总质量。
    2.弹身的相对质量系数
    采用液体火箭发动机的导弹,一般采用受力式贮箱,此时燃料贮箱为弹身一部分。因此,弹身的结构质量由两部分组成
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     式中
89_10_1056977166.gif

——除去燃料贮箱以外的弹身的相对质量系数;
        
89_10_1002577925.gif

——燃料贮箱的相对质量系数,其值可根据不同燃料输送系统的类型决定。
    
89_10_1243263594.gif

可依下式估算
89_10_1278666275.gif

     式中
89_10_1004868025.gif

——弹身的长细比(不含油箱);
        
89_10_1294258972.gif

——弹身的最大使用过载。

89_10_1179541272.gif

    
89_10_1329674167.gif

——为弹身内部载荷的质量,它包括战斗部、弹上制导装置和动力装置(不计燃料和燃料箱的质量)等。
     3.操纵机构的相对质量系数
    操纵机构的质量在弹体结构质量中所占的比重很小,可用下列统计数据进行粗略估算:
    地空导弹
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    空空导弹 >
89_10_1293608233.gif


    飞航导弹
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    式中
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为操纵机构的工作时间(s)。
    至此,导弹各部分的相对质量系数均可求得。将这些相对质量系数代入到质量方程(3.4)、(3.7)、(3.10)式中,便可具体求出导弹的助推器质量
89_10_1295497878.gif

,主级质量
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和导弹的总质量
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32楼
◆ 第四章 导弹外型的设计

西北工业大学


4-1 概 述
    导弹按不同的气动外形,可分成无翼式和有翼式两种。无翼式导弹没有弹翼,只有尾翼(稳定尾翼或舵面),有的甚至连稳定尾翼也没有,如弹道导弹大多采用这种布局;有翼导弹通常在稠密大气层内机动飞行,所以弹上需要设置提供法向力的弹翼和空气动力操纵面(舵面)等。
    对于有翼导弹来说,外形设计的任务包括正确选择导弹的气动布局,即正确选择弹体各部件的相互位置;而后从导弹具有良好的气动力特性、机动性、稳定性和操纵性出发,并考虑导弹制导系统及弹体结构特性等因素,定出弹体各部件的外形参数和几何尺寸。
    对于弹道导弹来说,由于攻击的是固定目标,飞行弹道固定,所以,在外形设计上不必考虑设置产生高升力的机动部件--翼面,另外由于其全弹道的绝大部分处于稠密大气层以外的高空,因此空气动力翼面效率极低,无法实现弹道控制和保证稳定飞行,所以通常也不采用带有气动力舵面的外形设计,而为了再入飞行段的飞行稳定设置了稳定裙或稳定尾翼。如图4.1所示。
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图4.1 弹道导弹的基本外形    导弹外形设计的任务就是在选定了推进系统、战斗部等弹上主要设备,初步确定导弹总体主要参数之后,进一步探讨导弹应具有什么样的外形,才能满足导弹的战术技术指标。
    外形设计的基本要求:
    (1)满足导弹战术技术指标和弹上各分系统的工作要求;
    (2)充分利用最佳翼身干扰、翼面间干扰以及外挂物与翼身的干扰,设计出最大升阻比的外形布局,并保证在使用攻角和速度范围内,压力中心的变化尽可能小;
    (3)在作战空域内,满足导弹机动性、稳定性与操纵性的要求;
    (4)应使总体结构布局合理,减小弹体上的脉动压力及滚动力矩;
    (5)通常要保证在最大使用攻角范围内,空气动力特性特别是力矩特性尽可能处于线性范围,减小非线性对系统带来的不利影响;
    (6)外形设计应满足隐身要求,使雷达散射面积最小;
    (7)便于发射、运输、贮存与实战使用。
    (8)对于高超声速导弹,尤其是弹道导弹,外形设计要保证弹体所受的气动阻力最小及气动加热最低。
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33楼
4-2-1 翼面在弹身周侧的布置型式
    所谓气动布局是指导弹各主要部件的气动外形及其相对位置的设计与安排。具体来说就是研究两个问题:一是选择气动翼面(包括弹翼、舵面等)的数目及其在弹身周向的布置方案;另一个是确定气动翼面(如弹翼与舵面之间)沿弹身纵向的布置方案。
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图4.2平面布置方案
图4.3 空间布置方案    弹翼的布置型式,根据其在弹身周侧的配置有两种不同方案:一种是平面布置方案(亦称飞机式方案,面对称布置方案),这一方案的特点是导弹只有一对弹翼,对称地配置在弹身两侧的同一平面内,如图4.2所示;另一种是空间布置方案(亦称轴对称布置方案),这种方案包括的各种型式,如图4.3所示。
    一、 面对称翼面布置的特点
    面对称布置方案具有阻力小、质量轻、倾斜稳定性好等特点;其次,这种布局的导弹,其升力方向(亦即导弹对称面)始终对着目标,所以战斗部可采用定向爆炸结构,使质量大为减轻;第三,这种弹翼布置在载机上悬挂方便。但面对称布置的导弹侧向机动性差。这种布置在转弯时可采用下述办法:
    1.平面转弯
    导弹转弯时不滚转,转弯所需的向心力由侧滑角
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产生,同时推力在Z有一分量。
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图4.4平面转弯
图4.5 倾斜转弯    2.倾斜转弯(协调转弯)
    导弹转弯前先作滚转动作,即通过副翼,产生一个滚转力矩,导弹滚转一个
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角之后,使升力Y偏转的同时产生侧向力Z,至于升力的大小,则可以由攻角
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来调整。这种转弯是通过副翼和升降舵同时协调动作来实现的,故称之为协调转弯。
    

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图4.6 发动机的两种布置方案    为了发挥平面布置型式的有点,克服其缺点。国外在导弹的气动布局和气动外形研究设计中结合倾斜转弯技术(BTT)做了大量的工作。它们研究和发展的思路是由普通轴对称布局和外形发展到圆柱形的单一平面系统,继而又对先进的融合系统和吸气式系统(采用冲压发动机)进行了大量的研究和实验。如图4.7所示。
    采用冲压发动机的导弹,气动外形设计与进气道设计结合,可充分发挥BTT导弹与冲压发动机的优势。国外对吸气式系统(采用冲压发动机)进行了大量的气动、推进系统一体化设计的研究工作,如图4.8。
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图4.7 有翼导弹外形的发展
图4.8 气动、推进系统一体化外形    二、轴对称翼面布置的特点
    常用的轴对称翼面布置型式有“+”字型布置方案(+-+型)、“×”字型布置方案(×-=×型)和混合型布置方案(+-×型),它们均为气动轴对称型式,其主要特点为:
    (1)无论在哪个方向均能产生同样大小的升力,即各个方向都能产生最大的机动过载,所以在攻击活动目标的导弹上得到广泛应用。
    (2)升力的大小和作用点与导弹绕纵轴的旋转无关,即导弹无论如何旋转,升力的大小和作用点均不变。
    (3)在任何方向产生升力都具有快速响应的特性,大大简化了控制与制导系统的设计。
    (4)在大攻角情况下,将引起大的滚动干扰,这就要求滚动通道控制系统快速性好。
    (5)由于翼面数目多,必然质量大,阻力大,升阻比小,为了达到相同的速度特性,需要多消耗一部分能量;另外,导弹上的四个翼面基本上是雷达的四个反射器,这就增加了敌方雷达对导弹的探测面和可探测性。
    从便于载机悬挂或从地面发射架上发射来看,“×”型要比“+”型方便些。
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34楼
4-2-2 翼面沿弹身纵轴的布置型式
    按照弹翼与舵面沿弹身纵轴相对位置的不同,气动布局基本上可以分成五种型式:正常式、鸭式、无尾式、旋转弹翼式和无翼式。
    一、鸭式的特点
    (1)舵面安置在弹身头部,纵向操纵力臂长,舵的效率高,故舵面面积可小些,所需的舵机功率也可小些。
    (2)升阻比较正常式稍大。
    (3)易于进行部位安排。
    (4)舵面偏转角与导弹攻角方向相同,可以使用的最大攻角受到限制。
    (5)具有较大的斜吹力矩,横向稳定性不好。一般来讲,舵面不宜用来作差动副翼,需要有单独副翼来进行滚动控制。
[size=2][b][b][/size][/b][/b]
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鸭式气动布局图    二、正常式的特点
    (1)由于弹翼位于舵面之前,不存在因舵面偏转对弹翼引起的下洗,纵向和横向稳定性较好。
    (2)舵面差动可同时用作副翼,不必在弹翼上安置副翼,操纵机构和弹翼结构比较简单。
    (3)舵面偏转角与导弹攻角方向相反,可以增大可用攻角。
    (4)升阻比稍低于鸭式。
    (5)舵面位于弹翼洗流区,舵的操纵效率比鸭式低,舵面面积比鸭式大。
    (6)由于舵面产生控制力的方向始终与弹体攻角产生的升力方向相反,因此导弹的响应特性较慢。
    (7)气动布局在某些情况下部位安排较困难。
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正常式气动布局图     三、无尾式的特点
    (1)升阻比高。无尾式布局减少了翼面数量,从而减小了导弹的零升阻力,使升阻比提高,弹翼结构性能也较好。
    (2)操纵效率高。由于翼弦加长,可使舵面至导弹质心的力臂长些,因而操纵力矩也可大些。
    (3)具有最大的极限攻角。
    (4)常采用反安定面。这样既保证了需要的静稳定性,又可增大舵面至导弹质心之间的距离和便于弹翼与弹身承力构件的布置。
    (5)舵面常与弹翼后缘有一定间距,这样做的目的是使铰链力矩随攻角和舵偏角的变化更趋近于线性变化,便于自动驾驶仪的工作。
[size=2][b][b][/size][/b][/b]
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无尾式气动布局图   四、旋转弹翼式的特点
    (1)动态特性好,系统响应快,过渡过程振荡小。下图显示了旋转弹翼式控制、鸭式控制和正常式控制的响应特性,从中看出旋转弹翼式的响应特性是最快的。
    (2)便于部位安排。
    (3)弹身的攻角可保持较小的值
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。这个条件最适于整体式冲压发动机的工作;也便于采用自动寻的制导导弹的部位安排。
    (4)因为弹身攻角小,斜吹力矩
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也要小些,可利用弹翼的差动作副翼。
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 不同气动布局响应特性的比较    (5)过载波动可以减小,因为对于旋转弹翼,因其第一项较小,故因弹身波动而引起的过载波动只通过
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来影响。
    (6)弹翼面积大,故铰链力矩很大,舵机的质量、体积和消耗的能量都比较大。
    (7)迎风阻力大,且空气动力存在明显的非线性,给控制系统设计带来高的要求。
    (8)当弹翼偏转时,弹身与弹翼间有间隙,这会使升力稍为降低。
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旋转弹翼式气动布局图
    五、无翼式布局
    (1)具有大的机动过载和舵面效率
    无翼式布局导弹的最大使用攻角可由通常的10~15度提高到30度;最大使用舵偏角可由20度增加到30度。这样,有利于解决高低空过载要求的矛盾。
    (2)具有需要的过载特性
    在导弹拦截目标的过程中,其大部分弹道的需用过载较小,利用导弹在小攻角飞行时有较小升力的特点,可以限制可用过载;同时当导弹接近目标需要作大机动时,无翼式布局通过增大使用攻角以获得所需要的机动过载。
    (3)大大改善了非线性气动力特性    无翼式布局由于取消了弹翼和相应减小了舵面,从而大大改善了非对称气动力特性。
    (4)具有较高的舵面效率和需要的纵向静稳定性
    这种布局舵面前无弹翼干扰,故舵面效率较高。由于在攻角增加时,弹身升力呈非线性增加,故当攻角增加时,静稳定性相应减小,使机动过载大幅度增大。因而这种布局也能较好地解决高低空机动过载的矛盾。
    (5)具有较轻的质量和较小的气动阻力
    由于减少了主翼面,导弹的结构质量大大降低,零升阻力也相应减小。
    (6)结构简单,操作方便,使用性能好
    由于外形简单,使结构设计、生产工艺、操作使用都较方便,外加导弹展向尺寸小,给发射系统带来方便。
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 无翼式气动布局
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35楼
4-2-3 气动布局的横滚稳定性分析
    导弹以攻角
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、侧滑角
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89_10_1356354448.gif

)飞行时,因气流不对称产生的相对于纵轴的滚动力矩称为斜吹力矩。有时会因为气动布局不当而使斜吹力矩达到很大数值,其方向可能是正号也可能是负号,力矩的数值可能超过偏转横滚控制面所能提供的滚动控制力矩,因此,在选择气动布局时就应采取措施减小斜吹力矩,使导弹获得较好的横滚稳定性。
    产生斜吹力矩的原因,归纳起来有下列五个方面:
    1.翼尖影响 当侧滑角
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不等于零时,翼尖的马赫锥也将倾斜过来。这样一来,使得导弹受到一个正的滚动力Mx①。
    2.翼根影响 其原因同上,由图4.11可知,它使导弹受到一个负的滚动力矩Mx② 。
    3.左右两翼后掠效应不同 可知,当
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数相当大时(如
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),后掠角能提高弹翼升力系数对攻角的导数
89_10_1215144180.gif

,此时,得到正的滚动力矩Mx③。当
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数不太大时(如
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),后掠角的增加只能降低
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之值,即Mx③为负值。
    4.弹翼处于弹身的阴影区内,则升力要相应地减小 如图4.11所示的情况下,产生负的滚动力矩Mx
以上四个因素中,第一项是主要的,因力臂长,第三项次之,第二、四项影响较小,因力臂很小。

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图4.10 斜吹力矩
图4.11     后掠角对升力的影响    5.前翼洗流影响的不对称
    这种影响所引起的
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在鸭式气动布局上比较严重。下面我们对鸭式和正常式两种型式进行分析比较。
    首先讨论正常式,见图4.12。弹翼后部的下洗分布如曲线所示,当侧滑角
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还不太大时,产生一个正的斜吹力矩
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89_10_1353914178.gif

角逐渐增大后,情况就逐渐变化,见图4.13,会产生一负的斜吹力矩。

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图4.12 正常式导弹当
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角不大时的下洗分布
图4.13正常式导弹当
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角较大时的下洗分布    由上可知,正常式导弹因此而产生的斜吹力矩
89_10_1364538737.gif

是随
89_10_1353914178.gif

的变化而变化的,其变化曲线如图4.14所示。
    对于鸭式气动布局,这种情况比较严重。由图4.16可以看出,即使当
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较小时,由于前舵面小,左右弹翼作用的下洗流方向不同,因而,产生较大的滚动力矩。
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越大,这种情况也越严重,
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的极性不会改变,其
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的曲线关系如图4.16所示。


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图4.14正常式导弹
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角的变化曲线
图4.15鸭式导弹当
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时的下洗分布

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图4.16 鸭式导弹
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的变化曲线    因为“+-+”型或“X-X”型鸭式布局在定态飞行时的滚动力矩等于零,故这种气动布局还经常被采用。但当
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不是平衡状态时,则仍会产生滚动力矩,故这种型式的导弹通常有绕纵轴的振荡运动,从而增大了控制误差。所以从横滚稳定性来说,在所有气动布局中,鸭式是最不利的。由于横滚稳定性不佳,滚动力矩较大,而鸭式的舵面面积较小,因此,鸭式导弹不能用舵面差动来起副翼作用。图4.16给出了“X-X”型布置,鸭式舵作副翼偏转5度时的风洞试验结果,可以看出,在小攻角情况下,副翼完全失去控制能力。所以鸭式导弹通常在弹翼上配置副翼,这样将带来操纵系统及结构上的复杂化,这是鸭式导弹的主要缺点之一。
    在分析了正常式和鸭式布局斜吹力矩产生的原因之后,我们可以联想到无尾式和旋转弹翼式。无尾式的滚动力矩与正常式相近似,但由于其舵面紧靠近弹翼后缘,故下洗影响更为微弱。旋转弹翼式与鸭式横滚特性类似,但由于旋转弹翼面积大,而尾翼面积小,且其攻角
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较小,故其洗流不对称的影响远远没有鸭式严重,所以通常旋转弹翼也可作为差动舵来起副翼作用。
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36楼
4-2-4 气动布局的机动性分析
    为了使导弹具有良好的机动性,可以从提高导弹的飞行速度、增大弹翼面积、采用良好的弹翼形状和增大导弹可以使用的攻角等方面来考虑。而增加导弹攻角是提高机动性比较简便的方法。但是,增大攻角受到下列二个因素的限制:第一是俯仰力矩性能的非线性;第二是滚动力矩性能的非线性。其中俯仰力矩性能的非线性与气动布局有密切关系。下面我们着重研究第一个原因。     俯仰力矩系数
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随攻角
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的变化曲线如图4.17所示。

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图4.17 俯仰力矩系数
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的变化曲线    由图可知,在攻角
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后,
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曲线的线性关系遭到破坏。在
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变号时,静稳定性即完全消失,而自动驾驶仪都是按一定的
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值设计的,
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值改变将导致自动驾驶仪特性变坏。所以导弹在飞行过程中不能使用非线性段的
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曲线,亦即不能在
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的条件下飞行。因此,我们把攻角
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成为导弹的极限攻角。要提高
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,应先研究产生非线性的原因。

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图4.18 弹翼位置示意图    由空气动力学课程知道,弹身升力随攻角的变化是非线性的,弹身的力矩特性也是非线性的。当攻角增加时,弹身升力占全弹升力的比例愈来愈增加。此时尽管弹翼上的升力变化还是线性的,但整个导弹的总升力与攻角的关系已不再是线性的了。而且由于弹身头部的升力是整个弹身升力的主要部分,所以随着攻角的增加,压力中心向前移动,导致导弹静稳定性降低。
    从以上观点出发,则
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的线性关系和
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之值与下列参数有关:
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     式中
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——弹翼面积;
    
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——弹身最大横截面积;
    
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——弹翼根弦前缘到弹身头部顶点长度(图4.19);
    
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——弹翼平均气动弦长。
    这些参数对
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影响的实验数据见图4.20。

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图4.19 弹身、弹翼参数对极限攻角的影响    根据上述原因的分析,可得出提高
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的办法有:
    (1)增加静稳定性
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,即气动中心后移,这样可得到较高的
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(图4.20)。
    (2)减小
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    如图4.21所示三种气动布局中,对于无尾式气动布局,
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均最小,故最有利于提高
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,对于鸭式气动布局,
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最大,故最不利。正常式介于两者之间。

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图4.20 气动中心对极限攻角的影响
图4.21 三种气动布局的极限攻角比较    因需用过载较大,因而要求增加弹翼面积,则因弹翼面积增加可以导致极限攻角
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的增加,最后可使可用过载增加更快些(图4.22)。

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图4.22 弹翼面积对极限攻角的影响
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37楼
4-2-5 气动布局的升阻比分析
        所谓升阻比,就是导弹在某一飞行状态下,升力与阻力的比值,即
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    当攻角不大时,
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    式中
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为诱导阻力系数;
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为诱导系数。
    显然,对导弹来说,总是希望在升力满足机动性要求的前提下,导弹的阻力最小,也就是说,导弹应具有最大升阻比
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。即当零升阻力
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等于诱导阻力
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时,导弹的升阻比
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为最大。此时
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    相应于
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的攻角
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为:


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    我们以正常式和鸭式为例来讨论不同气动布局对
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的影响。从这两种气动布局来看,在导弹平衡状态,由于鸭式舵面偏转角与弹翼攻角同向,而正常式则相反,所以鸭式的总升力较正常式的大,如图4.26所示。而总的阻力则与舵面偏转角的方向关系不大,所以鸭式的升阻比比正常式的大。另外,导弹的静稳定性愈大,则要求舵面平衡偏转角愈大,即阻力增大,所以随静稳定值的增大,升阻比的损失愈显著。
    升阻比的大小与翼面数目及其在弹身周向的布置方案也有较大的关系。对于轴对称的气动外形,提高升阻比的潜力不大,效果也有限;而对于面对称布置方案,提高升阻比的潜力比较大,效果也比较显著。面对称外形的导弹一般只在对称面内进行转弯机动,因而便于在该方向上采取相应的增升措施,较之轴对称外形更容易获得较高的升阻比。
    在导弹总体设计时,除合理选取气动布局和弹翼参数之外,还可以采取如下增升措施:
    (1)采用非旋成体剖面的弹身,如:椭圆形剖面,当其长短轴之比为2:1时,理论上其升力为旋成体的2倍;
    (2)采用前缘弯曲的弹翼;
    (3)采用翼-身融合体,改善横向流的绕流特性,提高翼身组合体的非线性升力。
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图4.23 正常式和鸭式气动布局
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38楼
4-2-6 气动布局的部位安排方便性分析
    由于发动机类型及数量对气动布局有重要影响,不同类型的发动机有不同的布局特点和要求,使得弹身内部设备及舵机舱的安排困难,往往不得不采用这种或那种气动布局,现在就这方面的问题分别加以说明。
     1.对火箭发动机
    当导弹采用液体火箭发动机时,鸭式的部位安排无甚困难,如图4.24所示。当采用正常式时,舵机舱常受发动机喷管的制约。随着舵机尺寸的小型化,若弹身直径较大,舵机安排比较容易;若弹身直径较小时,舵机的安排就比较困难。
    当发动机为固体火箭发动机时,采用鸭式对保证静稳定度及承力构件的布置问题都较容易解决,如图4.25所示。其中
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型式较简单,但质心位置移动较大,而
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型式将固体火箭发动机移至质心附近,但由于采用了斜喷管,使推力的轴向分量降低了。
    若改为正常式,则舵面恰好位于固体火箭发动机喷流的影响区,无法工作,见图4.26。如将喷管位置与舵面位置错过45°,则因喷流所经之处气流受到干扰,舵面的气动性能要受到影响,操纵性及稳定性也将受到影响,故这种形式实际上很少用。
    为了避免这种缺点,可将固体火箭发动机移至质心附近,采用延长尾喷管,使其由弹身内部通至尾部排出喷流,如图4.27所示。但这样一来,舵面的操纵机构将做得较复杂,特别是当舵面需差动时;另一方面是弹身容积利用很不好。
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图4.24 采用液体火箭发动机时舵机的布置方案
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图4.25 鸭式导弹舵机的布置方案
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图4.26 正常式导弹舵机的布置方案图
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4.27 采用长喷管时,舵机的布置方案    2.对吸气式发动机
    以火箭发动机为动力的导弹,不存在进气道的布局问题。而采用吸气式发动机的导弹,在外形布局上有两种情况,一是一个或二个发动机外挂在弹身上,发动机(带进气道)成为弹体外形的一部分;二是发动机在弹身内,作为发动机重要部件的进气道外露在弹身表面,成为弹身外形的一部分。随着“整体式”技术的发展,导弹与吸气式发动机更多的是采用一体化布局,有关发动机进气道布置方案将在后面讲述。
    3.起飞段的操纵问题
    如图4.28所示,从起飞段操纵这一点来看,鸭式要方便得多,纵向操纵可由前舵来担任,滚动操纵可由弹翼上的副翼来担任。在正常式上,因联合质心位置很靠近舵面,故舵面已不能用以纵向操纵,而必须在助推器的安定面上安装舵面,并要这种舵面同时起副翼作用,那是很困难的事。所以,在这种情况下,一般在起飞段上导弹不操纵其俯仰运动,只操纵其滚动运动。
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图4.28 两种气动布局的重心位置    4.滚动运动的操纵
    如图4.29所示,由于鸭式气动布局中前舵的下洗作用影响很大,故此种型式中一般不宜采用差动舵面来操纵滚动运动,而在弹翼上安装副翼,如导弹弹身尾部装有固体火箭发动机,则副翼操纵机构的安装就较困难。
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图4.29 鸭式导弹的横滚操纵
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图4.30 正常式导弹的横滚运动    对正常式,无论利用差动舵面或副翼,问题的解决并无困难(图4.30)。
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39楼
4-2-7 有翼导弹助推器和多级弹道导弹的布置方案分析
    有翼导弹助推器在弹上的布置通常有并联、串联和整体式三种型式,如图4.31所示。多级弹道导弹的连接方式有串联、并联和串并联混合式三种方案。下面从可靠性、准确度、工艺性、使用性能以及气动性能等方面作一些分析比较。
    一、串联式
    串联式导弹各级依次同轴配置,纵向连接呈宝塔形。这种型式的助推器安装在弹身后方,并与弹体在一条轴线上。因而对接机构简单,分离可靠,并且由于推力偏心的减小,弹道的散布也能减小。同时,从气动阻力、装配、运输、发射及安装调整等工艺方面来看,串联式也较并联式有利。如从空中载机上发射,由于串联式高度小,也便于悬挂。但是这种型式也有它的缺点。必须分别设计和研制每一级,增加了研制成本和周期;第二级以后各级发动机均需处于高空点火状态,复杂且可靠性较低;导弹长细比大,弯曲刚度差,横向载荷大;导弹长度大,增加了发射设备和勤务操作的困难。
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图4.31 助推器的安排型式
    二、并联式
    并联式是把一个或多个(两个或四个)助推器与弹身并联安装。它的优点是长度短;发射时各发动机在地面同时点火,可靠性高;各部分能做成可拆卸的,因此运输比较方便。对于有翼导弹来说,助推器的质心比较靠近导弹本身的质心,因而不需要像串联式那样大的安定面,甚至有时根本不要安定面。同时,由于它的结构比较紧凑,给使用上带来了一些方便。     但并联式还存在着一些严重的缺点。导弹径向直径大,发射设备比较复杂且费用高;由于级间连接机构较复杂、装配麻烦,因此总体结构功效低,起飞质量加大;推力偏心干扰大,要求加大控制力矩;级间分离干扰大,降低了分离的可靠性;迎风面积大,气动阻力加大。
    采用混合式结构方案,则具有串联、并联式的优缺点。一般弹道导弹均采用串联式,这种结构功效高,而且作战使用方便。为了提高运载能力,运载火箭往往第一、二级采用并联型式,上面级采用串联型式。有翼导弹串、并联型式均有采用。
    三、整体式
    早期的以冲压发动机为动力的导弹使用串联式或并联式外装助推器。这会引起导弹外形尺寸、质量和气动阻力可观的增加,并造成总体布局上的困难;在助推段结束后被抛掉的笨重助推器外壳,有可能干扰导弹的姿态、危害发射阵地等。对助推器和冲压发动机进行“整体化”设计而形成的组合发动机,大大提高了容积利用率,有利于使用冲压发动机的导弹的小型化。
    助推器和冲压发动机的整体式布局方案是将助推器与冲压发动机共用同一燃烧室,把助推器的固体推进剂放置在冲压发动机的共用燃烧室中,组合发动机本体直接成为弹体的后半段。由于工作压力不同,助推器和冲压发动机有各自的喷管,嵌套安装。助推级向主级工作的转换过程大约在300ms内迅速、准确、可靠地依次完成。这种整体式布局方案由于系统复杂,多用于小型或中型的空空和地空导弹。
    助推器和冲压发动机的另一种整体式布局方案是将固体助推器连同其壳体“塞进”冲压发动机的共用燃烧室中。这种方案用在发射质量大和发动机工作时间长的地地导弹和空地导弹上。使用塞入式固体推进剂助推器有如下优点:可以在专门的试验台上,对助推器和冲压发动机分开单独进行研制;可使用质量较小的带有气膜冷却的燃烧室,发动机工作时间能得到最大程度的延长;不同射程带有不同固体推进剂助推器的不同用途导弹,都可以使用同一种冲压发动机,如ASM-MSS双用途导弹。
    在选用助推器安排型式的同时,还需考虑技术掌握的程度和使用上的经验。
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40楼
4-2-8 发动机进气道布置方案分析
    随着吸气式推进系统的发展,导弹与动力装置的一体化布局是当前有翼导弹研制的重要方向,此时,进气道不仅是动力装置的一个部件,同时也是导弹弹体的组成部分。
    进气道(或发动机)的布局型式对全弹的气动特性和发动机的工作都有很大影响。一方面进气道外置增加了导弹的阻力,对弹身、翼面产生纵横向气动干扰,另一方面发动机对进气道的流态较为敏感,发动机的内部参数和性能指标随着进气道实际进入发动机的空气流量而变化。
    一、常用进气道类型
    1.亚声速进气道
    亚声速远程导弹所用的推进装置主要是涡喷、涡扇发动机,其进气系统通常采用“S”形进气道,进气道在导弹上大多采用腹部布局,其外形通常有如下三种:
    (1)外露式
    为保证进气道的流量和避开弹体附面层的影响,要求进气口离开弹体表面一定距离,进气道与弹体之间有较大空隙,如图4.32所示。这种类型的进气道通常是直接安装在弹上并对其外露部分进行适当的整流。这种进气道设计方便,但增大了弹体的结构高度,同时对弹体气动干扰较大。
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图4.32 外露亚声速进气道示意图
    (2)半嵌入式
    半嵌入式进气道内型设计必须与导弹外形设计相配合。因进气口部分地或全部地浸没在弹体附面层内,附面层的流动状态直接影响着进气道内流特性的品质,所以增大了进气道内形设计难度,但降低了弹体结构高度,对导弹气动干扰小。
    (3)嵌入式
     嵌入式进气道的进气口就在弹体表面上,如图4.33所示,这种进气道气动干扰小,稳定性好。

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图4.33 嵌入式进气道
    2.超声速进气道
    超声速进气道按在设计工作状态下,超声速滞止到亚声速过程相对于进气道进口截面进行分类,可分为3种:若超声速气流在进口截面之外滞止为亚声速,称为外压式进气道;若滞止过程在进气道以内进行,称为内压式进气道;若滞止过程跨于进口截面内外,则称为混合式进气道。这3种类型的进气道示于图4.34
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图4.34 3种进气道类型    超声速进气道还可按压缩表面的几何形状分类。根据进气道压缩表面的几何形状,超声速进气道还可分为平面式和空间式两类,常称为二元和轴对称式。如图4.35所示。
 
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图4.35 典型的超声速进气道
(a)平面式;(b)轴对称式
    按进气道在导弹弹体上的布局位置分类,超声速进气道通常分为如下三种类型。
    (1)单进气道 单进气道布局有下列几种形式:布置在弹身尾部上方的单进气道;布置在弹身尾部下方的单进气道(腹部进气道);布置在弹身前下方的颏下进气道;布置在弹身头部的中心锥式进气道(头部进气道)等,各种形式的优缺点各不相同,主要表现在进气条件、外部气动性能和生产的难易程度等方面,需根据所设计导弹的特点加以选择。
    (2)双进气道 双进气道布局多采用弹身两侧和弹身两下侧布置形式。从发动机进气条件来说,后者好一些;从减少外形阻力来说,前者好一些。
    (3)四管(个)进气道     整体式火箭固冲补燃发动机多采用四管进气道形式,进气道剖面形状有圆形和长方形两种。四管进气道可采用十字形布局和Χ形布局两种形式,为减小阻力系数,在进气道上安装小展弦比的弹翼。
    进气道在导弹弹体上的布局如图4.36所示。

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图4.36 不同进气方案的进气道
    二、进气道的气动外形设计
    1.进气道剖面
    进气道剖面形状,基本上是由内型所定,通常多见圆形、方形(或长方形)、腰子形、半圆形。
    2.进气道底部收缩形状
    进气道的前段由内型决定,后段则进行整流,其整流形状主要有以下几种
    (1)单面收缩形
    收缩段的横剖面在一个方向(XOY平面内)逐渐缩小,最后在弹体表面上形成一条线(见图4.37)。这种形状设计和生产都比较简单,但是有尾橇涡存在,同时收缩母线设计得不当,易造成底部死水区,使阻力增加。
    
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图4.37 进气道底部单面收缩示意图
    (2)双面收缩
    在XOY和XOZ两个平面内均有收缩,最后形成一点,见图4.38。这种设计不仅是为了改善进气道底部流态,而且是为了充分利用底部使其产生一定的气动力,以满足弹体气动特性要求,如腹部进气道采用这种形式可以产生侧力,提高静稳定度。
    (3)流线型收缩
    这是一种古典型式,其收缩段为半流线体,主要从减少阻力的目的出发,其外形设计、生产都比较复杂,但可避免尾橇涡和底部死水区的发生。
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图4.38 进气道底部双面收缩示意图
    三、弹用进气道的发展
    导弹是一次性使用的作战武器,弹用进气道的设计有些不同于飞机进气道的特点,例如,弹用进气道一般不采用结构复杂的几何可调压缩面,冲压发动机进气道出口流场畸变的设计要求不如装有涡喷或涡扇发动机的飞机进气道那样严格。早期使用的超声速战术导弹,两台冲压发动机并联外挂于弹体两侧,这种布局使导弹武器系统的体积和阻力增大。然而,在导弹总体设计与冲压发动机设计之间虽需协调,但相互依赖程度相对较小,设计较为简单,进气道设计仅作为冲压发动机的一个单独部件来进行,通常注重研究进气道本身的设计技术和性能,只考虑它的气动性能能否满足发动机的设计性能要求。
    当今导弹为了减少体积和质量,增大速度和射程,采用了弹体与进气道一体化设计技术。这样,就要求在进气道设计中考虑到对弹体和弹翼的干扰和它们对进气道进口流场的影响。整体式冲压发动机导弹进气道的设计必须重视利用导弹前弹身或翼面流场的作用,为进气道进气提供预压缩;另外,从隐身技术要求,提出背置和“Z”形进气道方案;研究减少雷达的反射面积和将雷达波经其通道后不再反射。
    四、进气道类型和布局的选择
    可供整体式冲压发动机选用的进气道类型一般有轴对称和二元进气道,有时也选用如图4.42所示的类型。进气道类型的选择主要取决于各类进气道的速度特性和攻角、侧滑特性,而布局位置主要取决于导弹总体布局要求、装载方式、转弯控制方式等。
    英美两国于50年代分别研制成功的“海标枪”、“黄铜骑士”导弹,采用的都是轴对称单锥进气道,它配置在导弹头部或在外挂式冲压发动机的头部,这样进气道与弹体之间的气动干扰很小,进气道的气动设计比较简单。这种头部进气的轴对称单锥进气道在攻角
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的条件下气动性能较好,但
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时,性能迅速恶化。
    如果弹身头部需要安放雷达或红外导引装置,就难以采用头部进气道。对于射程较小的小型空空或空地导弹,要求在制导转接处和末制导控制期间,以大攻角飞行以获得需要的机动性,在这种情况下,可选择尽可能靠前的两个位于45度腹侧(弹身两下侧布置形式)的二元进气道,这样可使进气道少受弹体的影响,导弹可借助发动机气动力获得较大攻角,实现高的机动性。这样布置的二元进气道本身也具有较好的攻角特性。当导弹所要求的攻角和侧滑角较小时,可选择2个或4个旁置的轴对称进气道。
    研究表明,颏下进气道(布置在弹身前下方)和两侧进气道具有良好的正攻角特性,随着攻角的增大,流量系数和临界总压恢复系数不仅不减少,反而有所增加。与轴对称进气道相比,二元进气道具有较好的攻角特性。目前以先进的整体式冲压发动机为动力的导弹,不少选用二元进气道,例如,法国的ASMP空地导弹就选用位于弹体两侧的二元进气道。
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41楼
图4.46 翼剖面形状
    常用的超声速翼型有:
    (a)菱形
    (b)六边形
    (c)双弧形
    (d)钝后缘形
    常用的亚声速翼型有:
    (e)不对称双弧翼型
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    (f)对称双弧翼型
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    (g)层流翼型
    超声速翼型的特点是外形简单,具有尖前缘,利于减弱前缘激波。在超声速的四种翼型中,菱形波阻最小,但结构工艺与刚度要差些,尤其后缘的刚度更差;六角形是从结构强度和刚度出发对菱形剖面的改进,但其波阻稍大于菱形;双弧形从阻力观点与质量角度看,均与六角形相近,但加工比较复杂;钝后缘形用于强度、刚度有特殊要求的小弹翼上。如少数导弹,特别是整体结构的导弹,有的采用带有适当钝后缘的翼型,用以降低阻力损失。
    亚声速翼型的特点是具有一定的流线型,前缘圆滑,利于产生前缘吸力和减小阻力。在亚声速的三种翼型中,不对称双弧翼型,其最大厚度约25﹪~40﹪弦长处,气动特性较好,结构布局比较容易实现;对称双弧翼型,最大厚度位于40﹪~50﹪翼弦处,该翼型有较高的临界
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数,阻力较小,最大升力系数值也不太大;层流翼型,最大厚度位于50﹪~60﹪翼弦处,目的是使气流层流化。但在翼型很薄时,最大厚度位置即使后移,也很难实现翼型层流化。该翼型只有在升力系数较小时,才能使阻力系数较小。
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图4.47 常见的弹翼平面形状
(a) 平直翼;(b) 梯形翼;(c) 后掠翼;(d) 三角翼;
(e) 切尖三角翼;(f) 拱形翼;(g) S形翼。    飞行速度大小是选择弹翼外形的主要依据。由前面讨论可知,低速飞行的导弹宜采用大展弦比无后掠的弹翼,其升力大而阻力小;跨声速飞行宜采用后掠翼,后掠角可以延缓临界
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数的出现,改善导弹的跨声速特性,降低波阻,一般常用的后掠角范围在
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之间;超声速导弹大多采用三角形或切尖三角形的弹翼,与矩形翼相比,其根弦长,相对厚度小,波阻小,升阻比大。从结构观点而言,三角翼的内部容积较大,在翼内布置管、线等比较容易;另外,由于根部绝对厚度大,从而使作用在翼梁缘条和弹翼蒙皮上的法向应力减小,可减小弯矩和受力件的横截面积。切尖三角翼、拱形翼、S形翼都由三角翼变形而来。切尖三角翼主要是为了改善三角翼的工艺性而设计。拱形翼和S形翼纯粹是为了改善导弹的空气动力特性而设计的,但在工艺方面带来一些不利的影响,所以对一次性使用的导弹一般不用。综上所述可知,弹翼的升力和阻力特性是主要参数,要在阻力最小的情况下获得最大的升力。实现这个要求通常是有矛盾的。因此,必须寻找一个最优的或折衷的弹翼平面形状参数。
    在确定弹翼平面形状及其几何参数
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还必须考虑到其他的因素,例如:为使弹翼结构不致遮挡战斗部爆炸产物的飞散效果,有时需要将弹翼根部前缘部分削去一块;在翼身连接接头位置受到严格限制的情况下,为了改善接头的受力状态,减小扭矩,有时迫使改变弹翼的平面形状。如图4.66所示,如果翼身接头位置已定为
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(不能采用
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)点,调整余地不大,这种情况下,最好采用平直弹翼。

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图4.48 翼剖面形状

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图4.49 主接头位置受限制时对弹翼平面形状的影响    当弹翼翼梢需要固定外挂物如冲压发动机时,则要求翼梢有较大的弦长和结构高度。在这种情况下,应选取较小的
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和较大的
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值,如图4.67所示。在翼梢固定冲压发动机时,图中(b)方案的
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比较合理。从连接的强度、刚度考虑,图4.50(b)方案比(a)方案好。

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图4.50 翼梢固定发动机时两种方案的比较
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42楼
4-3-2 弹身外形及其几何参数的选择
    弹身的功用是装载有效载荷、各种设备及推进装置等,并将弹体各部分连接在一起,因此必须具有一定的容积。弹身是一个阻力部件,随着飞行速度的提高,弹身日趋细长化。弹身对升力和力矩的作用也不可忽视。通常,弹身由头部、中部和尾部组成,故弹身外形设计,就是指头部、中部和尾部的外形选择和几何参数确定。
    一、弹身外形的选择
    1.头部外形
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[/size][/b][/b][/b]
[size=2][b][b][b]
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[/size][/b][/b][/b]
图4.51 有翼导弹的几种头部外形示意图
图4.52 弹道导弹常用的头部外形
    有翼导弹的头部外形通常有:圆锥形、抛物线形、尖拱形、半球形和球头截锥形等数种,其外形如图4.51所示。
    弹道导弹常用的头部外形有单锥形、组合锥形、曲线母线形和锥-柱-裙形等,如图4.52所示。
    选择头部外形,要综合考虑空气动力性能(主要是阻力)、容积、结构、有效载荷及制导系统要求。对弹道导弹来说,战斗部的类型和威力大小决定了头部形状,而对有翼导弹来说,制导系统往往成了决定因素。各种头部外形性能,具有不同的特点。
    从空气动力性能看,当头部长度与弹身直径比一定时,在不同
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数时,锥形头部阻力最小,抛物线头部次之,而半球形头部阻力最大。
    从容积和结构要求看,半球形、球头截锥形和曲线母线头部较好,抛物线形和尖拱形头部一般,而锥形头部较差。
    从制导系统要求看,半球形与球头截锥形头部比较适合红外导引头或电视导引头工作要求,抛物线头部与尖拱形头部较适用于雷达导引头工作要求。有些导弹头部的抛物线方程直接由雷达波要求导出。
    为此,头部外形要根据具体要求,综合确定。
    2.尾部外形
    尾部形状通常有平直圆柱形、锥台形和抛物线形三种,为满足特殊需要,也有倒锥形尾部等,其外形如图4.53所示。
    尾部外形选择主要考虑内部设备的安排和阻力特性,在满足设备安排的前提下,尽可能选用阻力小,加工简单的尾部外形,如锥台形尾部。

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图4.53 几种尾部外形示意图
    3.中段外形
    弹身中段常采用圆柱形,其优点是阻力小,容积大,且制造方便。但有的有翼导弹弹身中段采用台锥形和非圆截面,以提高升阻比和减小弹身压心的变化量。
    弹身直径越大阻力越大,所以设计时要尽量减小弹身直径。必要时可增加腹鳍和局部鼓包以缩小弹体的最大直径。
    二、弹身几何参数确定
    弹身几何参数有(图4.54):
    弹身长细比(长径比)
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为弹身长度,
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为弹身直径;
    头部长细比 
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为头部长度;
    尾部长细比 
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      为尾部长度;
    尾部收缩比 
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为尾部直径。

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图4.54 弹身的几何参数    1.头部长细比
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的确定
    头部长细比
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对头部波阻影响较大,由图4.55头部阻力系数(波阻系数)曲线可见:
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越大,阻力系数越小,当
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后,这种减小就不明显了;

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图4.55 几种头部外形波阻系数    弹道导弹的头部阻力系数
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的大小在很大程度上取决于头部钝度或头部锥角
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以及头部长细比
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。随着头部钝度或头部锥角的增加,加剧了弹体对迎面绕流的扰动,使绕流在头部区域加速、升温、增压,空气粘性亦被改变,因而引起阻力的急剧增长。
    对弹道导弹来说,头部装置战斗部,其
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选择与战斗部的类型、威力大小和几何尺寸等密切相关。当战斗部容积
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一定时,
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增大则头部半顶角
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减小,因而头部波阻减小。但
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太大则由于战斗部变得更加细长,将导致其爆炸效果变坏、威力下降,所以二者必须兼顾。
头部气动特性还与头部母线方程类型及头部半顶角
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有密切的关系。在头部外形母线的选择上,主要依据尽量增加静稳定度和减小气动载荷的原则。对近程导弹多采用曲线母线;对中远程导弹,考虑到弹头再入大气层时要求阻力小,更侧重于减小弹头尖端的气动加热。因此采用的最佳方案是小钝头锥形。一般取端头半径与弹头底部直径之比不超过0.1,而锥体的半锥角
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。对于运载火箭,由于受卫星尺寸的要求,其头部整流罩通常为大钝锥,半锥角取
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    为了保证弹道导弹头部在分离后再入的稳定性,必须将头部设计成静稳定的。头部的稳定部件通常采用稳定裙,稳定裙外形可以是头部母线的延续,也可以在头部后段接一段截锥体。保证飞行稳定的头部静稳定度通常在15%~30%之间选取。
    2.尾部长细比
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和收缩比
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的确定
    尾部
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的确定,也是在设备安置允许的条件下,按阻力最小的要求来确定。
    随着
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的增加,尾部收缩越小,气流分离和膨胀波强度越弱,尾部阻力就越小。同样
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的增加,其尾部阻力也相应减小,其阻力系数随马赫数的变化曲线,见图4.56所示。
    但随着
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的增加,底部阻力也增加。
    底部压力与收缩系数的变化曲线见图4.57。由图可见,当
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增加时, 都随着增加,因而阻力系数也相应增加。
    由此可见,当采用收缩尾部时,增加了一部分尾部阻力,但减少了一部分底阻,同时尾部收缩又引来了产生负升力和负力矩,所以,如何采用收缩尾部参数,要综合考虑各方面因素。实际上,往往是根据结构上安排要求,一般取尾部收缩角8度为宜。依现有导弹统计,有翼导弹通常是
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图4.56 锥形与抛物线尾部阻力系数
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图4.57 底部压力与收缩系数的曲线
    3.弹身长细比
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的确定
    弹身阻力
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变化曲线见图4.58。弹身
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越大,其波阻系数
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越小,而摩擦阻力系数
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越大,故从合成阻力角度看,一定有一个最优
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,此时对应的阻力最小。
    实际上,当
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增加时,对弹身的强度、刚度、质量和使用性能都是不利的。因此,确定
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时,气动阻力只是一个方面,更要考虑弹身内各种设备的安排及某些结构的需要。在实际应用中可取:
    地空导弹 
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    空空导弹 
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    飞航导弹 
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    反坦克导弹
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  。

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图4.58 弹身阻力随
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变化曲线
    4.弹身直径
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的确定
    弹身直径
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一般是从保证弹身的最小容积
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来考虑。也可根据以下几个主要因素之一来确定:战斗部直径;导引头直径;发动机直径;气动性能要求;系列化和标准化要求。从中选取要求最大的一个因素,作为弹身直径。
    如要保证最小容积
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,则先按下列方法来计算

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    式中
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--各部分相对质量系数,可由质量分析来确定;
    
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--各部分密度,可由统计资料来确定;
    
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--起飞质量,由导弹主要参数选择来确定。
    然后按下面的半经验公式,来确定弹身直径
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    对于尖头
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    对于钝头
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2008-08-31 00:05:20
43楼
嗯,对论坛系统的测试到此结束。图片自动转贴功能很方便,节省了大量时间。但是BUG也不少,看看上面的帖子,乱七八糟。

之后的内容上西北工大的网站去看吧,不再转了。对爱好者来说实用性比较小。
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44楼
反舰导弹
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45楼
空地导弹
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46楼
反坦克导弹
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47楼
空空导弹
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48楼
地空导弹
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49楼
巡航导弹
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