1、2022-3-1918氣動部件的選形與設(shè)計 導(dǎo)彈幾何參數(shù)的選擇，應(yīng)在滿足飛行穩(wěn)定性和機動性的條件下，力求使導(dǎo)彈性能達到所取優(yōu)化判據(jù)的極值（例如發(fā)射質(zhì)量最小、射程最遠等）。有時除了這些條件外，還要注意補充要求，例如對導(dǎo)彈外廓尺寸、結(jié)構(gòu)布局提出的限制等。 導(dǎo)彈的組成一般有：彈體結(jié)構(gòu)部件、動力裝置、推進劑和運載物等。所以發(fā)射質(zhì)量的一般表達式為導(dǎo)彈的發(fā)射質(zhì)量；動力裝置的質(zhì)量；推進劑的質(zhì)量；運載物（有效載荷與控制儀器等）；彈體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量；2022-3-1928氣動部件的選形與設(shè)計 導(dǎo)彈的組成一般有：彈體結(jié)構(gòu)部件、動力裝置、推進劑和運載物等。所以發(fā)射質(zhì)量的一般表達式為導(dǎo)彈的發(fā)射質(zhì)量；動力裝置的相對質(zhì)量；推

2、進劑的相對質(zhì)量；彈體結(jié)構(gòu)的相對質(zhì)量；2022-3-1938氣動部件的選形與設(shè)計 導(dǎo)彈的組成一般有：彈體結(jié)構(gòu)部件、動力裝置、推進劑和運載物等。所以發(fā)射質(zhì)量的一般表達式為彈體結(jié)構(gòu)的相對質(zhì)量；彈身殼體的質(zhì)量； 彈身的相對質(zhì)量彈翼的質(zhì)量； 彈翼的相對質(zhì)量；舵翼的質(zhì)量； 舵翼的相對質(zhì)量；舵?zhèn)鲃友b置的質(zhì)量； 舵機的相對質(zhì)量；2022-3-1948氣動部件的選形與設(shè)計 以具有固體火箭發(fā)動機和有效載荷的導(dǎo)彈為例來說明導(dǎo)彈幾何參數(shù)與質(zhì)量的關(guān)系。固體火箭發(fā)動機的質(zhì)量大致與推進劑的質(zhì)量成正比，可表示為 而彈身殼體的質(zhì)量大致與其內(nèi)部安置的部件的質(zhì)量（此例中包括運載物與舵?zhèn)鲃友b置）成正比，可表示為2022-3-1958

3、.1彈翼幾何參數(shù)的選擇 導(dǎo)彈的彈翼一般采用梯形翼，由3個無量綱參數(shù)確定2個外露翼片組合在一起的彈翼的展弦比；外露翼的根梢比后掠角彈翼相對厚度彈翼形狀和尺寸對 的影響是通過 和 體現(xiàn)出來的。2022-3-1968.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.1彈翼幾何參數(shù)對其相對質(zhì)量的影響 在彈翼面積不變的情況下，翼面相對質(zhì)量隨展弦比和后掠角增大而增大，隨根梢比和翼面相對厚度增大而減小。2022-3-1978.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.2彈翼幾何參數(shù)對燃料相對質(zhì)量的影響1.彈翼幾何參數(shù)與波阻的關(guān)系 彈翼幾何參數(shù)對導(dǎo)彈所需推進劑質(zhì)量的影響將通過導(dǎo)彈的空氣動力特性來體現(xiàn)。顯然，導(dǎo)彈沿著預(yù)定彈道以給定的速度特性運動

4、所需燃料的質(zhì)量很大程度上取決于迎面阻力。臨界馬赫數(shù) 它取決于翼型的形狀、相對厚度，最大厚度線后掠角和展弦比。提高臨界馬赫數(shù)主要途徑是采用小厚度的后掠翼。2022-3-1988.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.2彈翼幾何參數(shù)對燃料相對質(zhì)量的影響2.彈翼幾何參數(shù)與誘阻的關(guān)系 在亞聲速和跨聲速下，后掠角的增大導(dǎo)致翼面誘導(dǎo)阻力增大。在大的超聲速下，后掠角的影響不明顯。參數(shù)根梢比和翼面相對厚度對誘導(dǎo)阻力幾乎沒有影響。3.彈翼平面形狀與彈翼面積的關(guān)系 對于給定飛行速度的范圍，合理選擇參數(shù)展弦比和后掠角，可以減小彈翼面積。2022-3-1998.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.3選擇彈翼基本方案的建議 根據(jù)上述減小

5、發(fā)射質(zhì)量的分析，關(guān)于選擇彈翼基本方案的幾何參數(shù)可提供如下建議： 在亞聲速飛行情況下，優(yōu)化彈翼空氣動力特性的主要方法是增大展弦比，因為它能減小 和 ，同時對 實際上沒有影響。對 的限制因素是彈翼相對質(zhì)量 的大小和導(dǎo)彈展向尺寸的限界。 在中等亞聲速下，不宜采用后掠翼。但如果需要跨聲速飛行 ，采用后掠翼可能成為必需的。 參數(shù) 和 的選擇，首先從 的值可接受的條件出發(fā)，并保證彈翼對于彎曲和扭轉(zhuǎn)有足夠的剛度。但是 值過大是不適當(dāng)?shù)?，因為這將導(dǎo)致 明顯增長和降低 。2022-3-19108.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.3選擇彈翼基本方案的建議 在跨聲速 范圍內(nèi)，適宜采用大后掠角 中等展弦比、中等展弦比 中

6、等相對厚度 和亞聲 和亞聲速速翼型的彈翼。這樣組合的幾何參數(shù)可保證的 值最小和 的值可以接受。 在大的超聲速下，應(yīng)采用小展弦比的薄彈翼 。這樣可使 。這樣可使 大為降低，有時還能使 有所減小，同時使彈翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量和展向尺寸減小，并增加彈翼的剛度。為選擇基本方案，根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，建議采用以下關(guān)系式 2022-3-19118.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.4需要考慮的其它因素1.導(dǎo)彈的縱向靜穩(wěn)定性2022-3-19128.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.4需要考慮的其它因素2.副翼效率2022-3-19138.1彈翼幾何參數(shù)的選擇8.1.4需要考慮的其它因素3.結(jié)構(gòu)布局的影響 從載機下的懸掛、運載-發(fā)射容器

7、中的安放等條件出發(fā)，有時對導(dǎo)彈橫向尺寸輪廓有所限制。 某些情況下需要限制根弦長度，使彈翼不妨礙有效載荷子彈藥的自由飛散。 改變彈翼后掠角，可在不改變平均氣動弦的位置，即不改變穩(wěn)定度的條件下，獲得彈翼-彈身對接點的最有利位置。 翼型的選擇應(yīng)與預(yù)期的彈翼結(jié)構(gòu)承力方案相配合。2022-3-19148.2舵面與旋轉(zhuǎn)彈翼幾何參數(shù)的選擇 在選擇舵面形狀時應(yīng)遵循彈翼形狀選擇時的同樣要求，除此之外，還應(yīng)考慮一些補充要求。1. 鉸鏈力矩 鉸鏈力矩取決于舵面轉(zhuǎn)軸與壓心之間的距離。如果壓心位置在導(dǎo)彈所有飛行狀態(tài)下保持不變，則把轉(zhuǎn)軸放在與壓心重合的位置，可消除鉸鏈力矩至零值。實際上舵面壓心在馬赫數(shù)、攻角和舵偏角變化時

8、，將移動某一值。 舵面形狀的選擇應(yīng)使壓心移動值最小。為實現(xiàn)這個要求有2條途徑： 減小舵面的平均氣動弦長，為此應(yīng)增大舵面的展弦比； 選擇合理的平面形，應(yīng)增大舵面的根梢比和后掠角。2022-3-19158.2舵面與旋轉(zhuǎn)彈翼幾何參數(shù)的選擇1. 鉸鏈力矩 舵面的展弦比一般比彈翼大一些。舵面形狀一般接近于三角形。而對于跨聲速導(dǎo)彈，壓心移動一般比較劇烈，大都采用大后掠角和大展弦比的舵面。這時舵軸必須做成傾斜的，使其通過舵面壓心附近，同時將舵軸放在最大厚度的位置上。2022-3-19168.2舵面與旋轉(zhuǎn)彈翼幾何參數(shù)的選擇2. 同一組舵面完成幾種功能 如果縱向控制機構(gòu)還用于橫向控制，則應(yīng)增大其展弦比，使其對于

9、ox軸的力臂更大些。 減小鉸鏈力矩對于旋轉(zhuǎn)彈翼尤其重要。但有時選擇旋轉(zhuǎn)彈翼形狀時關(guān)鍵因素是結(jié)構(gòu)布局的限制，例如彈翼展長的限制，則在某些情況下，為了獲得計算所需要的彈翼面積，不得不減小翼展，增大弦長，雖然這樣會增大鉸鏈力矩。2022-3-19178.2舵面與旋轉(zhuǎn)彈翼幾何參數(shù)的選擇2. 同一組舵面完成幾種功能 旋轉(zhuǎn)彈翼的形狀選擇，應(yīng)使轉(zhuǎn)軸通過根弦的中點，同時將轉(zhuǎn)軸安置得稍前于彈翼的壓心（在超聲速下，約在平均氣動弦的42%到45%處）。在彈翼面積和展長不變的情況下，通過合理選擇后掠角來實現(xiàn)。2022-3-19188.3彈身幾何參數(shù)的選擇導(dǎo)彈的彈身一般為旋成體，由頭部、圓柱部和尾部組成。 在選擇彈身幾

10、何參數(shù)時，應(yīng)力求達到所取導(dǎo)彈優(yōu)化判據(jù)的極限值（如最小發(fā)射質(zhì)量等）。此外還必須考慮外廓尺寸的限制，有效載荷、彈載儀器和動力裝置的排布條件等。2022-3-19198.3彈身幾何參數(shù)的選擇8.3.1彈身長徑比對殼體相對質(zhì)量的影響 彈身的結(jié)構(gòu)質(zhì)量隨 的增大而急劇增大。如考慮到 的增大導(dǎo)致彈身彎曲變形增大和發(fā)生不容許的振動等情況，還需要使結(jié)構(gòu)質(zhì)量加大。彈身的其它參數(shù)實際上對 沒有影響。2022-3-19208.3彈身幾何參數(shù)的選擇8.3.2彈身長徑比對燃料相對質(zhì)量的影響 在某些情況下是根據(jù)彈身結(jié)構(gòu)排布條件來選擇彈身長徑比，例如：如果預(yù)先知道導(dǎo)引頭、有效載荷的橫向尺寸或固體火箭發(fā)動機的直徑，則彈身直徑以

11、及長徑比就已確定了。 根據(jù)統(tǒng)計，大多數(shù)導(dǎo)彈的長徑比在12到18范圍內(nèi)，少數(shù)情況下達到20到22。 根據(jù)彈身質(zhì)量和長徑比的關(guān)系得知，按起飛重量最小的準(zhǔn)則確定彈身的最優(yōu)長徑比要比彈身阻力最小準(zhǔn)則確定的長徑比小得多。2022-3-19218.3彈身幾何參數(shù)的選擇8.3.3頭部長徑比與母線形狀的選擇2022-3-19228.3彈身幾何參數(shù)的選擇8.3.3頭部長徑比與母線形狀的選擇 當(dāng) 時，尖頭和鈍頭的阻力差不多，頭部軸向力的值接近于零。所以亞聲速導(dǎo)彈的彈頭部形狀的選擇出自于另一些理由。 一般比較常用長徑比 的鈍頭形，以保證比同樣長度的尖頭形有更大的有效體積。隨著向 趨近，應(yīng)增大 的值和減小彈頭部鈍化半

12、徑。在超聲速范圍內(nèi)，尖頭部具有優(yōu)勢。 應(yīng)當(dāng)考慮到，當(dāng) 時，彈頭部阻力是總阻力的最重要的成分，有時占到導(dǎo)彈總阻的50%，甚至更大。為了降低阻力需要增大 ，但這樣做可能使彈身前艙難以排布，并增大了它的總長度，所以對于 存在一個合理的的極限值（約為3.5到4）。2022-3-19238.3彈身幾何參數(shù)的選擇8.3.3頭部長徑比與母線形狀的選擇 自尋的的導(dǎo)彈為安置無線電和電視導(dǎo)引頭的整流罩對彈頭部形狀有特殊要求。在這種情況下，為了減小信號通過整流罩的畸變和提高導(dǎo)向目標(biāo)的精度，不得不承受氣動特性的某些惡化。2022-3-19248.3彈身幾何參數(shù)的選擇8.3.4尾部幾何參數(shù)的選擇 在形成初步的基礎(chǔ)性的空

13、氣動力布局方案時，彈尾收縮比 的的選擇主要取決于導(dǎo)彈部件的排布情況。尾部截面直徑對安置發(fā)動機的噴管組件應(yīng)充分夠用，而在某些情況下還需在噴管周圍安置無線電控制和瞄準(zhǔn)用的天線、舵?zhèn)鲃訖C構(gòu)等。 尾部長徑比的選擇應(yīng)使彈尾部母線的局部傾角不超過12到15度，因為角度過大可能發(fā)生氣流分離。2022-3-19258.4導(dǎo)彈的穩(wěn)定與平衡 由飛行動力學(xué)得知，無自動駕駛儀的導(dǎo)彈穩(wěn)定飛行的基本條件是它具有靜穩(wěn)定性。 導(dǎo)彈是否具有靜穩(wěn)定性，取決于質(zhì)心與對攻角的焦點的相對位置。如果焦點在質(zhì)心后面，導(dǎo)彈是靜穩(wěn)定的。質(zhì)心與焦點的距離與彈身長度之比稱為靜穩(wěn)定度。8.4.1靜穩(wěn)定性的作用2022-3-19268.4導(dǎo)彈的穩(wěn)定與

14、平衡8.4.2對導(dǎo)彈靜穩(wěn)定度的要求正常式 0.03-0.06無尾式 0.06-0.08“鴨”式 0.08-0.12旋轉(zhuǎn)彈翼式 0.16-0.202022-3-19278.4導(dǎo)彈的穩(wěn)定與平衡8.4.3對導(dǎo)彈縱向平衡的要求平衡比 的符號取決于導(dǎo)彈的布局正常式和無尾式“鴨”式旋轉(zhuǎn)彈翼式 的絕對值應(yīng)處于一定的范圍內(nèi)，其最小值取決于導(dǎo)彈可用舵偏角下的最大平衡攻角。最大值取決于控制精度的要求。2022-3-19288.4導(dǎo)彈的穩(wěn)定與平衡8.4.4最大舵偏角的確定1. 正常式和無尾式2. “鴨”式和旋轉(zhuǎn)彈翼式2022-3-19298.4導(dǎo)彈的穩(wěn)定與平衡8.4.5飛航式導(dǎo)彈垂直尾翼面積的選擇2022-3-19

15、308.4導(dǎo)彈的穩(wěn)定與平衡8.4.6副翼尺寸的選擇2022-3-19318.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法 在高超聲速飛行時，導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的空氣動力加熱成為重要的問題。 長時間穩(wěn)定飛行的導(dǎo)彈側(cè)表面氣動加熱程度可用下圖來判斷。圖中給出了平板平衡溫度與馬赫數(shù)和飛行高度的關(guān)系。迎風(fēng)表面（彈翼的前緣、彈身的頭部）的氣動加熱還要更強烈一些。2022-3-19328.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法 在短時飛行時，結(jié)構(gòu)表面的溫度一般達不到平衡溫度，但仍可能很高。 為了防熱，需要采用隔熱裝置、冷卻系統(tǒng)、耐熱材料等，這樣不可避免地增大結(jié)構(gòu)質(zhì)量。因此，利用空氣動力學(xué)方法克服氣動加熱有重大意義，即選擇氣動外形，最大限度

16、地減少由附面層向蒙皮表面?zhèn)鬟f的熱流。2022-3-19338.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法 在空氣流繞過剛體表面時，傳熱系數(shù)與當(dāng)?shù)啬ψ柘禂?shù)成正比。層流附面層的摩阻系數(shù)比湍流附面層小好幾倍，所以保持層流附面層可顯著減少結(jié)構(gòu)的氣動加熱。 為了保持層流附面層需要把表面做得光滑無凸起和凹坑。采用平滑過渡和倒圓的方法，以避免彈翼和彈身表面有折點。在導(dǎo)彈部件銜接處應(yīng)做成型面，以保證無分離繞流。 采用外凸形輪廓的彈身和彈翼是使層流附面層穩(wěn)定的一種有效方法，這時表面順著氣流產(chǎn)生負的壓力梯度。實驗數(shù)據(jù)證明，例如，圓拱形彈頭部與圓錐形彈頭部相比，層流段可增長。透鏡形和菱形翼相比也有類似的結(jié)果。1. 層流附面層法

17、2022-3-19348.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法1. 層流附面層法2022-3-19358.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法 在彈頭部和翼前緣倒圓的方法可顯著降低傳熱系數(shù)，尤其是在迎風(fēng)臨界點附近。在這種情況下，在彈頂部和翼前緣處發(fā)生脫體激波，波后形成亞聲速區(qū)。速度的下降導(dǎo)致摩擦力的減小，同時在頭部區(qū)域的傳熱系數(shù)也減小。 計算表明，彈頭部不大的倒圓（ ）對頭部軸向力幾乎沒有影響。當(dāng) 再增大時，阻力將急劇增加。所以在每一種具體情況下，倒圓半徑的選擇應(yīng)通過降低氣動加熱和增大迎風(fēng)阻力之間尋求合理的折衷來確定。2. 彈頭部和翼前緣倒圓法2022-3-19368.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法2.

18、彈頭部和翼前緣倒圓法2022-3-19378.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法 增大翼前緣后掠角可顯著降低彈翼前緣附近區(qū)域的氣動加熱。后掠角還給出了一個間接效應(yīng)，使前緣變得順流一些，在無損于飛行器空氣動力特性的情況下，附帶地降低了傳熱系數(shù)。3. 前緣后掠法2022-3-19388.5減少氣動加熱的空氣動力學(xué)方法3. 前緣后掠法2022-3-19398.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.1靜穩(wěn)定性與舵面效率的變化 在飛行中彈身、彈翼和尾翼的變化引起空氣動力載荷的重新分布，因而靜穩(wěn)定度發(fā)生變化。 當(dāng)攻角大于零時，彈身頭部和尾部向下彎曲。由于彈身彎曲，水平尾翼的攻角增大，在尾翼上產(chǎn)生與導(dǎo)彈一般攻

19、角成正比的附加升力。這意味著彈性對攻角的焦點相對于剛性導(dǎo)彈的焦點向后移動，即靜穩(wěn)定度增大。2022-3-19408.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.1靜穩(wěn)定性與舵面效率的變化 在飛行中彈身、彈翼和尾翼的變化引起空氣動力載荷的重新分布，因而靜穩(wěn)定度發(fā)生變化。 彈性變形也對舵面效率有影響。例如，當(dāng)舵面向下偏斜（舵偏角大于零）時，彈尾部向上彎曲，使舵面升力減小。 穩(wěn)定度的增大和效率的下降將導(dǎo)致正常式導(dǎo)彈的機動性明顯變壞。2022-3-19418.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.1靜穩(wěn)定性與舵面效率的變化 在飛行中彈身、彈翼和尾翼的變化引起空氣動力載荷的重新分布，因而靜穩(wěn)定度發(fā)生變化。

20、 彈翼彎矩大大后移。在平衡狀態(tài)下，使彈身頭部和尾部向上彎曲，其大小與攻角成正比。結(jié)果使靜穩(wěn)定度減小，舵面效率增大，導(dǎo)彈的機動性提高。2022-3-19428.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.1靜穩(wěn)定性與舵面效率的變化 在任何情況下，導(dǎo)彈穩(wěn)定性和機動性隨著彈彈性的變化，都對控制精度產(chǎn)生負面影響，使過渡過程的品質(zhì)變壞。 為了減少彈身彎曲最有效的方法是減小彈身長徑比。2022-3-19438.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.1靜穩(wěn)定性與舵面效率的變化 彈翼變形也對靜穩(wěn)定性產(chǎn)生某些影響。 在正升力作用下，翼剖面的變形使其頭部攻角增大，而尾部攻角減小。這些變化與一般攻角成正比。結(jié)果使壓力

21、沿翼弦重新分布，翼剖面焦點前移，導(dǎo)彈縱向靜穩(wěn)定性下降。 翼剖面彎曲和所引起的穩(wěn)定性降低可通過采用較厚的翼型和在彈身某些點上固裝翼根肋骨來改善。2022-3-19448.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.2升力面的氣動彈性發(fā)散 如果彈翼的焦點線位于剛性軸之前，則彈翼在升力作用下發(fā)生扭轉(zhuǎn)，導(dǎo)致剖面攻角和升力增大。增大了的升力又引起進一步的扭轉(zhuǎn)變形。翼剖面變形和剖面焦點前移，使這個過程發(fā)展更快。 當(dāng)速度頭足夠大時發(fā)生氣動彈性發(fā)散現(xiàn)象，即變形的非周期性增大，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的破壞。2022-3-19458.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.2升力面的氣動彈性發(fā)散 為了提高升力面氣動彈性發(fā)散的臨界速

22、度頭，應(yīng)提高彈翼對扭轉(zhuǎn)的剛性。為此應(yīng)降低外露翼的展弦比，增大根梢比和翼型的相對厚度。 對于固接于彈身某些點上的彈翼，發(fā)生氣動彈性發(fā)散的臨界速度要比最大飛行速度高一些。但是對于旋轉(zhuǎn)彈翼和舵翼來說，發(fā)散現(xiàn)象可能成為危險情況。為了減小鉸鏈力矩，旋轉(zhuǎn)彈翼或舵翼的轉(zhuǎn)軸安裝在它的壓力中心附近，當(dāng) 時位于40%到50%平均氣動弦處。在導(dǎo)彈的加速段 （ ），壓心位于20%到30%處，旋轉(zhuǎn)彈翼和舵面應(yīng)當(dāng)鎖住。如果制動器不直接擋住外露翼面（或舵面），而是制動它們的轉(zhuǎn)軸則為了防止發(fā)散，需要采用對于扭轉(zhuǎn)有相當(dāng)大剛性的軸。2022-3-19468.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.2升力面的氣動彈性發(fā)散 在這種情況下，當(dāng)減小彈翼（或舵面）的展弦比時，發(fā)散的臨界速度頭沒有提高，反而減小，因為在 時轉(zhuǎn)軸與壓心的距離增大。2022-3-19478.6氣動彈性對導(dǎo)彈氣動布局的影響 8.6.3副翼效率的下降和反逆作用 彈翼的彈型變形可稱為副翼效率大大下降甚至發(fā)生反逆作用的原因。實際上，當(dāng)副翼偏轉(zhuǎn) 角時，例如，向下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生正的升力增量 。