某型地空导弹战斗部舱段结构设计毕业论文.doc

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1、某型地空导弹战斗部舱段结构设计毕业论文目录摘要IABSTRACT第1章 绪论11.1 课题的背景及意义11.2 论文的内容及结构2第2章 地空导弹及其战斗部32.1 地空导弹简介32.1.1 地空导弹武器系统的定义与分类32.1.2 地空导弹武器系统的构成32.1.3 地空导弹武器系统的发展历程32.2 战斗部详述42.2.1 战斗部的作用与地位42.2.2 战斗部的作用目标与分类42.2.3 战斗部的结构组成52.2.4 战斗部的发展趋势62.3 地空导弹战斗部的特点62.4 地空导弹战斗部的发展方向62.5 本章小结6第3章 导弹总体方案设计概述73.1 总体设计参数73.2 总体概要设计

2、73.2.1 导弹的速度方案73.2.2 制导体制及导引规律83.2.3 动力系统基本形式83.2.4 基本气动布局形式83.3 战斗部方案设计93.3.1 目标特性分析93.3.2 导弹对目标毁伤能力要求93.3.3 战斗部方案确定103.4 弹翼外形设计103.4.1 弹翼沿弹身周向布置103.4.2 弹翼几何尺寸及翼型选择103.5 弹身外形设计133.5.1 头部外形133.5.2 中段外形133.5.3 尾部外形133.5.4 助推器外形及参数143.6 导弹部位安排设计143.6.1 原则及要求143.6.2 导引头143.6.3 战斗部143.6.4 弹上稳定与控制系统153.6

3、5 发动机和助推器153.7 导弹质心定位163.7.1 导弹质量方程163.7.2 结构质量计算173.7.3 质心定位203.8 本章小结20第4章 最大过载的确定及导弹前半段受力分析214.1 最大过载的确定214.1.1地面使用时的设计情况214.1.2发射过程中的设计情况224.1.3飞行时的设计情况224.2最大过载下前半段的受力分析244.2.1轴向惯性力的计算244.2.2横向惯性力的计算254.2.3弯矩计算264.3本章小结27第5章 战斗部舱段结构设计285.1 结构形式选择285.2 主要承力元件及功用295.3 舱段的开口问题295.4舱段间的连接问题305.4.1

4、 连接的原则与要求305.4.2 连接方式的选择305.5关于结构强度计算315.5.1结构计算常用方法325.5.2强度计算步骤335.6 战斗部舱段结构设计计算335.6.1 舱段的几何尺寸及载荷情况335.6.2 纵横元件结构的布置345.6.3梁的尺寸设计345.6.4加强框的尺寸设计355.6.5口盖设计365.6.6各元件材料选择385.7舱段的密封385.7.1 舱段对接处的密封385.7.2 舱段开口处的密封395.8舱段内设备的安装395.9本章小结40第6章 强度校核416.1 梁的强度校核416.2 蒙皮强度校核426.3 本章小结43第7章 战斗部舱段的有限元分析447

5、1 有限元分析概述447.1.1 有限元分析基本构架447.1.2 ANSYS分析过程447.2 战斗部舱段的有限元分析457.2.1 几何实体模型的建立457.2.2 有限元模型的生成467.2.3 加载与求解477.2.4 求解结果487.3 结论507.4 本章小结50结论51参考文献52致谢5555 / 60第1章 绪论1.1 课题的背景及意义精确制导武器是现代战争中的利器,是实施远程精确打击的主要手段。各种导弹是精确制导武器的主要组成部分。导弹是一种依靠自身动力装置推进,由制导系统导引、控制其飞行路线并导向目标的武器1。导弹武器系统的研制是一项极其复杂的工作,需根据国家的战略战术要

6、求,在充分了解国内外同类型武器研究和发展状况的基础上,由使用部门和研制部门共同提出研制新型导弹武器系统的必要性和所要实现的总目标2。然后,结合当前的科学技术水平和生产水平,设计出满足战术技术要求的最合理的总体方案3。地空导弹是20世纪40年代,因防空作战的需要而发展成的一种新型地面防空武器,至今已发展成一个多种类、多型号的武器系列。作为一种以打击空中飞行目标为主的精确制导武器,地空导弹能够以很高的精度毁伤各种高性能飞行兵器,从而成为现代防空作战中的主战兵器4。从20世纪60年代开始,在历次局部战争中,地空导弹都获得了广泛应用,并对战争中空防对抗的形式产生了巨大影响。随着来自空中威胁的不断升级,

7、地空导弹作为最有效的防御武器,得到了各国军事界的高度重视和大力发展,同时也对其提出了更高的要求。地空导弹系统是一个整体,各分系统之间性能参数与结构参数的协调十分重要。其基本原则是：作为地空导弹总体,要从系统工程观点出发,使各分系统在整个系统中都能发挥最佳作用。作为战斗部分系统,要具有武器系统的观点,要从整个导弹系统出发来分析处理问题。在导弹系统布局时,要考虑到各分系统的装置和设备的相关要求,将它们安排得完善、合理、紧凑,保证各分系统的功能正常发挥,使弹体内部空间得到充分利用。战斗部的类型及质量大小与目标特性高度、速度、机动性和结构特性等和导弹特性与目标交会时的高度与速度、制导精度、引战配合特性

8、和杀伤概率要求等有关战斗部的设计在导弹的总体设计中占有重要的地位,成为影响导弹性能的主要因素。战斗部作为导弹的主要部件之一,是导弹的有效载荷,起着完成最终任务的决定性作用。因此对一些先进地空导弹的战斗部技术及发展态势进行研究和总结,将有助于提高我国地空导弹的作战性能和作战效果,大大加强对空打击能力,同时对有效打击敌防空体系也具有十分重要的意义。导弹武器是现代武器系统的代表,随着我国国民经济的高速发展,我国综合国力不断增强,但国际环境和我国周边环境并不太平,东海问题、南海问题、XX问题对我国的和平崛起构成了严重威胁。为提高我国国防建设和提高军队武器装备现代化水平,急需培养大量熟练掌握飞行器设计知

9、识的专业人才。导弹战斗部舱段的设计是导弹系统设计的重要组成部分,对飞行器设计专业学生利用所学知识,掌握导弹结构设计具有重要意义,能够达到综合训练的目的。1.2 论文的内容及结构论文主要内容为结合空气动力学、飞行器结构力学、飞行器总体设计、飞行器结构设计等多门学科知识,以及ANSYS等应用软件,对某型地空导弹总体结构和战斗部舱段结构进行有关设计。具体内容有以下三点：一是依据给定设计任务书中的要求完成导弹的气动外形设计与总体布局设计,从而确定导弹的质心与部位安排；二是从导弹的使用情况中选取一些受载严重的情况作为设计情况,如运输和发射情况、俯冲拉起情况,确定过载系数并进行这些典型情况下的受力分析；三

10、是对于导弹战斗部舱段的结构进行设计,包括舱段零部件设计、连接设计和密封设计,并进行强度校核,最终应用有限元软件对设计结果进行验证分析。本文共分为7章,具体结构如下：第1章是全文的绪论部分,简要阐述课题的背景意义,说明论文的主要内容以及结构安排；第2章详细阐明地空导弹及其战斗部的相关概念和发展现状；第3章概述导弹的总体方案设计,其中包括总体概要设计、战斗部方案设计、弹翼及弹身外形设计、导弹部位安排设计及质心定位；第4章确定导弹最大过载系数,并对导弹前半段进行受力分析；第5章对战斗部舱段结构进行详细设计,并确定最终结构布局；第6章对已设计的战斗部舱段进行强度校核,包括蒙皮隔框的校核；第7章用ANS

11、YS软件对战斗部舱段进行有限元分析,并给出结论；最后是本文的结论部分,对本文工作进行系统的总结。第2章 地空导弹及其战斗部2.1 地空导弹简介2.1.1 地空导弹武器系统的定义与分类地空导弹武器系统是指由地面发射,攻击敌方来袭飞机、导弹等空中目标的一种导弹武器。地空导弹是一种用来对付空中威胁的制导武器,它所对付的目标一般是各种作战飞机,有些地空导弹还能够射击巡航导弹、空地导弹、战术弹道导弹和空漂气球等目标。各国对地空导弹武器系统分类的方法和标准不尽相同,但总的规律和原则相近。一般按地空导弹武器系统的作战任务、地面机动性、作战空域等特征进行分类。导弹系统是实现地空导弹武器系统作战目的的最终设备单

12、元。导弹的主要构件有弹体、弹上制导装置、战斗部、引信、推进装置和电气源设备等5。弹体是承力的结构系统,由弹身和空气动力面组成,弹身为弹上个各种仪器设备提供装载条件,空气动力面为导弹的机动飞行提供空气动力。弹上制导装置是地空导弹制导系统的一部分或全部,它指引导弹向目标靠近,并完成作战任务。推进装置是发动机及其附件的统称,又称为动力装置。弹上的电气源为导弹上的设备提供启动、控制和运转的能源。2.1.2 地空导弹武器系统的构成由于作战任务,技术战术性能、使用原则以及所采用的技术不同,地空导弹武器系统的组成不尽相同,一般由目标搜索指示系统、跟踪制导系统、导弹系统、发射系统、指挥自动化系统和支援保障系统

13、等分系统组成6。2.1.3 地空导弹武器系统的发展历程20世纪40年代初,德国首先开始研制防空导弹,虽然没有投入使用,但波束制导的可行性得到了验证。50年代,美、苏两家在掠取德国实物技术资料的基础上,研究、仿制和试验了一批导弹,同时也开始自行设计和制造第一代地空导弹。20世纪50年代末至60年代末,由于电子技术、计算机技术、红外技术和激光技术等飞速发展,为新型地空导弹的发展打下了良好的基础。因此,一批机动性能好,反应速度快,能够对中低空、中远程和低空、近程目标进行攻击的第二代地空导弹相继问世。第三代地空导弹是60年代末至70年代末发展的,是以干扰、机动、实施饱和攻击的空袭兵器为作战对象的新型地

14、空导弹。第四代地空导弹是70年代末以后发展的。为了防空反导,第四代导弹在重点发展低空导弹的基础上,这一代导弹由于采用了相控阵雷达和先进的微电子技术,使地空导弹系统能跟踪和攻击多目标,在命中精度和作战效能方面也有很大提高。2.2 战斗部详述2.2.1 战斗部的作用与地位 1、战斗部的作用 战斗部系统是导弹结构组成中直接用于摧毁、杀伤目标,完成战斗使命的主要部件,而其余部件的任务仅在于将战斗部准确地运送到预定目标或目标区。因此,战斗部是导弹武器系统摧毁目标的最终毁伤单元,是导弹的一个重要部件。 2、战斗部与全弹的关系战斗部作为摧毁目标的弹上设备,与导弹总体有这密切的关系。 战斗部的质量对全弹的质量

15、影响很大,它直接影响着武器系统的机动性。战斗部的质量应在导弹的总质量中占有合理的比例。一方面,战斗部应在满足总体要求的杀伤概率条件下,使质量尽可能小,以便增大导弹的射程或改善其机动性能力；另一方面,导弹总体对战斗部质量的限制不应影响战斗部的威力。 战斗部在全弹结构布局中所处位置有三种基本形式：多数位于弹头,少数位于弹的中部,个别位于弹尾。战斗部在导弹上的部位安排,应保证能最大限度地发挥战斗部对目标的破坏作用。采取什么样的布局,取决于战斗部对目标的破坏作用方式。2.2.2 战斗部的作用目标与分类 1、战斗部的作用目标不同的作战使命对战斗部的需求也不同。合理选择导弹战斗部类型的依据是目标的易损特性

16、和其在战争中所起的作用。目标按所处的位置可分为空中目标、地面目标和水上目标,它们具有不同的特征。 2、战斗部的分类按照导弹所攻击目标的特性和目标所处的位置为基本特征,可以将导弹分为三类：地地导弹和空地导弹,地空导弹和空空导弹,地舰导弹、空舰导弹和舰舰导弹。近年来还出现了以卫星为发射平台的天基武器和反卫武器系统。现代战争中所对付的目标多种多样。为了对付不同的目标,导弹战斗部的类型一般根据它对目标的作用原理或内部装填物来确定,具体分类如下图所示。图2.1 战斗部的分类2.2.3 战斗部的结构组成战斗部系统的结构组成大体上是基本相同的。从广义定义上来说,战斗部系统由战斗部、保险装置和引信组成；从狭义

17、定义上来说,战斗部系统由壳体、装填物和引信装置组成。 1、战斗部战斗部由壳体、装填物和传爆序列等组成。壳体是装填装载物的容器,同时也是连接战斗部其他零部件的基体；装填物是破坏目标的能源和工质；传爆序列是起爆和传爆系统。 2、保险装置战斗部系统中有大量火工品,为了保证战斗部在运输、储存和使用等勤务处理中的安全,以及在与目标相遇时要保证其可靠工作,必须设有安全保险机构。保险装置在接到适当信号时首先必须保证传爆序列处于待发状态,然后必须对起爆信号引信输出做出相应,最后能适时有效地起爆战斗部。此外,如果导弹在与目标遭遇后没有发生爆炸,还应有自毁作用。 3、引信引信是适时引爆战斗部的引爆装置。这里所指的

18、适时引爆包含以下几种情况：一是战斗部碰击目标瞬时引爆。二是战斗部碰击目标后经过延期引爆。三是战斗部在离目标适当高度或距离时刻引爆。第一种、第二种战斗部引信是触发式引信,第三种战斗部引信是非触发式引信。此外,现在还出现了先进的引信,如灵巧引信、弹道修正引信、多方位定向引信等7。2.2.4 战斗部的发展趋势导弹战斗部以摧毁目标为最终目的,现代战争对战斗部的杀伤威力或毁伤效率提出了更高的要求。战斗部改进和发展的中心内容是在一定条件下,采取各种有效的技术途径,尽可能提高杀伤威力。应用新原理、新理论、新结构和新材料等高新技术,改进战斗部的类型、构造、装药和提高引战配合效率,以提高战斗部的杀伤效能,是今后

19、一个时期防空导弹战斗部的主要发展途径8。2.3 地空导弹战斗部的特点 地空导弹的战斗部多采用常规装药,通常以壳体在爆炸瞬间形成的破片和冲击波杀伤目标。引信和战斗部的配合称为引战配合,引战配合对于射击小目标、高速目标、高机动目标十分重要,而地空导弹一般采用非触发近炸引信。2.4 地空导弹战斗部的发展方向综观世界各国地空导弹战斗部的现状和发展分析。地空导弹战斗部的发展有以下几个方向：1积极研制定向战斗部；2重视发展全能型战斗部；3减小战斗部的质量；4战斗部功能智能化；5重视一弹多战斗部的设计思想；6积极发展低易损性战斗部7。要使防空导弹战斗部有新的发展,除了重视基础研究工作,重视高新技术的应用,具

20、备现代化的实验手段和实验条件外,还必须有新的概念和新的构思,必须由传统思维向超前思维转变,由习惯性思维向跨越式思维转变,由单一思维向多维思维转变,敢于开拓创新9。2.5 本章小结本章对地空导弹武器系统及其战斗部的相关知识进行了简明扼要的介绍,又说明了地空导弹战斗部的特点及发展趋势,为后续研究及计算奠定了一定的理论基础。第3章 导弹总体方案设计概述3.1 总体设计参数根据设计任务书,本文所设计的地空导弹总体参数如下：弹长：10.84m弹径：主级0.5m,助推器0.65m翼展：主翼面1.7m,稳定尾翼2.56m高度：127km平均速度：3Ma射程：735km发射重量：2322kg动力：液体火箭发动

21、机和固体火箭助推器飞行弹道：图3.1 飞行弹道示意图3.2 总体概要设计3.2.1 导弹的速度方案速度方案的确定是导弹总体方案设计的关键环节。一般来说,根据战术技术要求中对目标特性的描述如速度特性、过载能力等、射程要求以及拟选择的制导体制、导引方法和控制系统方案等确定导弹的速度方案。同时,有些导弹的战术技术要求中还可能含有对飞行时间的约束,并兼顾起飞质量最小等原则。综合考虑各种因素,本文所设计的某型地空导弹速度方案采用加速助推+加速续航+无动力飞行。图3.2 导弹的飞行速度方案3.2.2 制导体制及导引规律弹上制导装置是地空导弹制导系统的一部分或者全部,用来不断地测定导弹与目标的相对位置和导弹

22、的瞬时姿态,产生、处理并执行将导弹导向目标的指令10。制导系统导引导弹飞向目标所依据的技术原理成为制导体制,也称为制导方式。制导系统导引导弹飞向目标所依据的运动学关系称为制导规律,也称为导引规律或导引方法。结合地空导弹的特点,综合考虑各种因素,本文所设计的某型地空导弹,制导体制采用遥控制导体制中的指令制导体制,导引规律采用三点法导引。3.2.3 动力系统基本形式动力装置推进系统 是导弹飞行的动力源,动力装置是导弹上的发动机及其附件的统称,动力装置用于产生足够的推力,保障导弹达到必要的飞行速度、高度和射程。现代的地空导弹普遍采用固体火箭发动机和固体冲压组合发动机,早期的地空导弹型号采用液体火箭发

23、动机和固体助推器。除主航发动机外,部分地空导弹还装有起飞发动机又称助推器,两者的结合形式分并联和串联两种。本为所设计的某型地空导弹动力装置采用液体火箭发动机和固体火箭助推器串联形式。3.2.4 基本气动布局形式按弹翼与舵面沿弹身纵向相对位置的不同,导弹的纵向布局有以下五种：正常式、鸭式、旋转弹翼、无翼式、无尾式。正常式布局的弹翼配置在弹身的中段,舵面位于弹翼之后,在对导弹实施控制时,舵面偏转产生的操纵力增量与弹翼产生的升力增量方向相反。因此,导弹的响应特性较差。但由于正常式布局的舵面离导弹质心较远,舵面的面积可以较小,舵面的载荷和力矩也相应较小。同时由于弹翼固定不偏转,对位于后面的舵面带来的洗

24、流影响也较小,空气动力的线性程度要比鸭式和旋转式好。图3.3 正常式气动布局受力情况结合相关资料,本文所设计的某型地空导弹采用正常式气动布局。3.3 战斗部方案设计战斗部是导弹有效载荷的最主要组成部分,其质量在很大程度上决定了全弹质量。由此可见,战斗部设计应该在导弹总体方案设计过程中具有较高的优先级。3.3.1 目标特性分析研制武器的目的,就是为了摧毁目标。目标不同,武器的类别也不同。目标特性是导弹设计,尤其是战斗部设计的重要依据。所以对目标的分析在拟定战术技术要求时,是必须首先考虑的。所谓典型目标是指：在同类目标之中,根据目标的辐射特性、动力特性、几何形状、结构强度、动力装置、制导系统、抗爆

25、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11。地空导弹的攻击对象是空中目标,典型空袭体系中的主要空袭兵器分为两大类,即飞机类目标和导弹类目标。针对本次设计的地空导弹以HQ-2为原型,其攻击目标以U-2侦察机为例的主要特征有：尺寸小,速度快,机动性好。3.3.2 导弹对目标毁伤能力要求战斗部威力是表征导弹对目标破坏、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,并在战斗部可靠起爆之后毁伤目标的程度和概率。对于地空导弹,主要依靠战斗部爆炸后形成的破片杀伤目标,因此常用破片的有效杀伤半径作为衡量其威力大小的指标。3.3.3 战斗部

26、方案确定地空导弹战斗部多采用常规装药,少数也有采用核装药的。常规装药的战斗部以其壳体在爆炸瞬间形成的破片和冲击波杀伤目标。破片杀伤式战斗部在地空导弹上应用最多,是地空导弹的首选战斗部。破片杀伤式战斗部高空威力大,杀伤范围大。本文所设计的某型地空导弹采用破片杀伤式战斗部,安排在紧靠导引头的后方。3.4 弹翼外形设计3.4.1 弹翼沿弹身周向布置对于地空导弹,常见的空气动力面沿弹身周向的配置有十字形和X形。这两种布局的特点是在各个方向都可以产生相同的机动过载,而且具有在任何方向机动的快速响应能力。考虑到作战目标具有尺寸小、机动性强的特点,结合现有的技术资料,本次设计选择X形布局。至此,可确定具体的

27、气动布局安排：主II级采用X形弹翼的正常式气动布局,在弹体前端圆锥体部分装有前翼反安定面；助推器I由过渡舱和四个稳定尾翼组成其中一对装有副翼。即,空气动力面由头部到尾部依次为：前翼、主翼、舵面、稳定尾翼。它们都在与导弹水平面成45o角的两个平面内,形成轴对称的气动布局。3.4.2 弹翼几何尺寸及翼型选择 1、前翼菱形剖面梯形翼,尺寸如下图所示： 图3.4 前翼平面尺寸图 2、主翼 1展弦比对于超声速导弹,一般选择较小的展弦比3,展弦比范围为。根据同类型导弹,拟定本次设计导弹的展弦比,则有则单片弹翼的S实际面积为则主翼的有效面积为2根梢比目前,导弹上广泛采用大根梢比的梯形翼,一般,采用这种弹翼主

28、要是为了提高弹翼翼梢的刚度。特别是在弹翼后缘需装副翼时,为了增加弹翼翼梢对副翼的支持刚度,就必须采用大根梢比的梯形弹翼。有时为了使副翼转轴能垂直于弹身轴线,就需要将梯形弹翼的后缘做成不大的前掠3。本次设计,取,则有其中,为翼根弦长,为翼尖弦长 3为后掠角,前缘后掠角,后缘前掠角 4翼型与弹翼平面形状的选择本次设计选择对称双弧形剖面的梯形翼,相对厚度,此处取4%。具体尺寸如下： 图3.5 主翼平面尺寸图 3、舵面本次设计选择根部剖面为梯形,尖部剖面为菱形的梯形翼,尺寸如下： 图3.6 舵面平面尺寸图 4、稳定尾翼 稳定尾翼装配在助推器上,其中一对带有副翼,仍然选择菱形剖面梯形翼。1展弦比 根据同

29、类型导弹相关数据,本次设计选择,则有 则单片尾翼的实际面积为则稳定尾翼的有效面积为2根梢比与主翼一样,仍取稳定尾翼的根梢比,则有3为后掠角,前缘后掠角,后缘前掠角4翼型与弹翼平面形状的选择为简单起见,稳定尾翼选择梯形弹翼,尺寸如下：图3.7 稳定尾翼平面尺寸图3.5 弹身外形设计弹身是导弹的重要组成部分,弹身的主要功用是装载战斗部、各种弹上设备及动力装置等,并将弹体各个部分连接在一起,构成气动性能良好的外形。3.5.1 头部外形最常见的弹身头部外形有圆锥形、抛物线形、尖拱形和半球形。 a圆锥形 b抛物线形 c尖拱形 d半球形图3.8 弹身头部外形示意图在选择弹身头部的外形时,要综合考虑导弹的空

30、气动力性能、容积要求、结构要求、工艺性及弹上制导设备等的要求。经查阅同类型导弹相关资料,本文所设计的某型地空导弹头部选择抛物线外形。3.5.2 中段外形主级弹身中段选择圆柱形,直径0.5m。3.5.3 尾部外形尾部形状通常有圆柱形、锥台形、和抛物线形三种。 a平直圆柱形 b锥台形 c抛物线形图3.9 尾部外形示意图在选择尾部外形时,主要考虑其内部设备的安排要求和气动特性。本文所设计的某型地空导弹主级的尾部为液体火箭发动机的整流罩,参考现有资料,最终选择截锥形。3.5.4 助推器外形及参数助推器由固体火箭发动机,连接一级和二级的过度舱段及四个稳定尾翼组成。过渡舱段采用锥形舱结构,前端直径0.5m

31、后端直径0.65m。固体火箭发动机的外壳采用圆柱形,尖角部分以圆弧过渡,直径0.65m。3.6 导弹部位安排设计3.6.1 原则及要求部位安排和质心定位是总体设计中一项复杂细致又很重要的工作。部位安排的任务是将弹上各承载面及弹内各分系统部件、组件等进行合理地布置,使其满足总体设计的各项要求。质心定位的作用是保证导弹在飞行过程中有必要和适度的稳定性和操纵性,保证导弹具有足够的机动性。部位安排和质心定位是分不开的,前者是后者的依据,后者是前者的结果。在确定了导弹的主要参数、气动布局形式、弹体各主要部件的外形几何参数及其尺寸后,导弹的初步设计便可进行部位安排工作。部位安排的基本要求有： 1导弹是控

32、制系统的控制对象,因此,必须具有良好的稳定性和操纵效率；2应能保证弹上各分系统能正常工作,并相互配合,充分发挥其功能,形成一个能协调工作的大系统；3使导弹弹体能承受飞行过程中的各种载荷,结构合理、紧凑,弹身空间利用率高,质量小；4具有良好的工艺性,贮存和维护方便,战前准备时间短,并保证作战使用时方便、可靠,随时可投入战斗。3.6.2 导引头由于雷达型或光学型导引头都要求其天线正前方具有开阔的视野,以进行对目标的搜索、捕获与跟踪,所以凡是采用导引头的导弹,其头部位置一定是安置导引头。本次设计也不例外,导弹最前端,安装雷达引信。3.6.3 战斗部战斗部属于危险部件,又是全弹中质量较大的设备,为便于

33、使用维护并最大可能发挥战斗部的杀伤威力,要求战斗部独立形成一个舱段,并保证安装、拆卸的方便；要求战斗部外壳尽可能就是舱体外壳,其外部不应有较强的构件如弹翼、舵面等,以免影响爆破效果。对于地空导弹,由于战斗部多采用杀伤式。因此,战斗部多安排在紧靠导引头后方。3.6.4 弹上稳定与控制系统这类设备一般都含有比较重要的敏感部件,为了测试维护方便,导弹上所属的电子组合与惯性器件安装在一个舱段内,并尽量接近导弹的质心。3.6.5 发动机和助推器主级的液体火箭发动机的推力室安排在主级的尾部,输送系统选择泵压式,涡轮泵安排在推力室之前,靠近推力室。贮箱安排在导弹质心附近,以减小飞行过程中导弹质心的变化。助推

34、器的安排形式有并联和串联两种,参考同类型导弹相关资料,本次设计选择串联式布局。这种安排形式的助推器安排在弹身后面,并与弹身在同一条轴线上,因而分离机构结构简单本次设计采用冷分离,工作可靠,并且由于推力偏心小,分离干扰小,因而助推段的散布也小。从气动阻力和安装调整工艺来看,串联式也比并联式有一定优势。图3.10 助推器串联式布局综合以上结果,导弹的总体结构图如下：图3.11 在pro-e中建立的导弹总体结构图3.7 导弹质心定位3.7.1 导弹质量方程本次设计的地空导弹由两级第一级助推器和第二级主级组成,则导弹的总质量起飞质量可用下式表示：3-1 其中,、为导弹第一级和第二级的质量1、主级质量方

35、程式的建立导弹主级质量通常由有效载荷包括战斗部、引信及其保险装置和弹上制导设备的质量、发动机结构质量包括发动机结构和推进剂的质量,弹身结构质量包括弹身、弹翼、舵面和操纵机构等的质量等几部分组成,其质量方程可表示为： 3-2 其中,战斗部质量；弹上制导设备质量；推进剂质量；发动机结构质量；弹身结构质量；弹翼结构质量；舵面及操纵机构质量。 将上式两边同除,则有相对质量的表达式 3-3其中,令,将以上三式代入式3-3,整理后得 3-4其中2、助推器质量方程式的建立当采用固体火箭发动机时,其质量一般可表示为： 3-5将上式两边同时除以,得 3-6其中,助推器推进剂质量；助推器发动机结构质量；其他结构如

36、安定面、第一级副翼及操纵和分离机构等质量。3、全弹总质量方程式的建立将式3-1两边同时除以全弹总质量,则有 3-7将式3-6代入式3-7,则有即 3-8将式3-6代入式3-8得 3-9式3-9即为全弹的总质量方程。其中,为主级第二级的有效载荷,导弹第二级的质量则可认为是第一级的有效载荷。3.7.2 结构质量计算根据以上公式,可以看出,在给定战斗部质量和弹上制导设备质量的条件下,当确定了各项相对质量系数后,即可求出导弹各级质量,和导弹的总质量。根据设计任务书,目前只知道导弹的总质量。所以采用以上公式进行正推行的方法是行不通的,拟采取以下方法：由于助推器结构简单,所以从助推器入手,算出助推器各部分

37、结构质量,随之得出主级结构质量,再根据相关理论,计算主级各结构质量。1、助推器有关参数的计算1助推器末速度 3-10由设计任务书得知,取当地声速为340,则有根据实际情况,本次设计取。 3-11 3-12 3-13 3-14 3-15本次论文取,根据上述论述,可知只需求出即可求出助推器其他可部分质量。2助推器质量 3-16 3-17 3-18 3-19 取比冲,单位迎面推力,则有则有取导弹的发射倾角为45o,重力加速度为9.8,则有则有2、主级各部分质量由式3-1得参考同类型导弹的设计参数,取比冲,工作时间,发动机总推力,则有则有见公式3-3 3-3还需算得,和 3-20其中,为推力室相对质量

38、系数为输送系统相对质量系数 3-21取,则有对于泵压式输送系统,有 3-22带入数据得则有已知,对于地空导弹,本次设计选择 3-23其中,为单位面积弹翼的结构质量,为翼载 对于地空导弹 或 根据已有同类型导弹的相关资料,本次设计选择 单位面积弹翼的结构质量 翼载则有已知,其中,为舵面结构的相对质量系数,为操纵机构的相对质量系数,则有对于地空导弹本次设计选择,则有则有综上所述,主级各部分质量分布如下：3.7.3 质心定位根据上述进行的初步估算结果,结合国内外现有型号的相关数据将其加以合理化,最终得出导弹各部分质量分布情况和质心位置以及全弹质心位置,如下表：表3.1 导弹各部分的质量以及质心定位雷

39、达舱战斗部燃料舱仪器舱主级发动机过渡段助推器质量 kg70260320328150651129长度mm8501400200022009008002690质心mm425155032505350690077509495全弹质心mm3.8 本章小结本章对导弹的外形及其各种参数进行了确定,具体内容有：四种空气动力面前翼、主翼、舵面、稳定尾翼、弹身几何外形及其相关参数；导弹各结构的部位安排；导弹质量方程的建立与导弹各部分质量的求解；导弹各部分质心和全弹质心的定位。第4章 最大过载的确定及导弹前半段受力分析4.1 最大过载的确定4.1.1地面使用时的设计情况导弹在运输和装载的过程中,不可避免的会受到一些载

40、荷的影响,这些载荷有大有小,这些载荷对导弹结构的破坏会随着时间积累,当这些破坏积累到一定程度后,就会阻碍导弹结构的正常工作。因此,为建立导弹结构强度所允许的地面操作规范,检查运输和转运设备设计的合理性,必须对地面使用情况时导弹所受的载荷进行分析。根据同类型导弹的相关资料,本次设计采用发射车发射,所以公路运输是应该考虑的一种设计情况。1、轴向过载由参考文献1,39可知,轴向过载可参照下表选取。表4.1 各类导弹轴向过载导弹质量/t轴向过载20以下0.2左右10200.5左右1101.01.01.5根据设计任务书,本次设计的导弹其重量为2322kg。所以,取。2、横向过载最大横向过载一般出现在道路

41、不平坦时。对于大型导弹可取,不走土路的中型导弹可取,野战中小型导弹可取。因为本次设计的导弹为中型导弹,所以取。3、侧向过载大型导弹的侧向载荷一般在0.1以下,而中小型导弹最大侧向过载一般在0.5左右。所以,本次设计取。4.1.2发射过程中的设计情况发射过程的设计情况是指,导弹从进入发射装置直到它脱离发射车为止的各种受力情况。一般包括：装架台情况、调转情况、和发射情况3种,本次设计只考虑其最严重的受力情况,即发射情况。1、轴向过载根据轴向过载的定义,有4-1在助推段,因为导弹攻角很小,阻力与推力相比也要小得多,所以有4-2在助推段,随着推进剂的不断消耗,导弹质量不断减小,若假设助推器为等推力,则

42、导弹所受的轴向过载也不断增大。因此,其最严重的情况应该出现在助推器工作结束的那一刻。此时有4-3根据第二章的计算结果,有, ,取,则有2、横向过载由于此时导弹没有做过大的机动,所以横向过载较小,此处不予考虑。4.1.3飞行时的设计情况针对于地空导弹,它必须在规定的空域范围内满足所设定的作战性能要求。以本次设计为例,该导弹的作战目标多为歼击机和轰炸机,其机动性较强,而过载是衡量导弹机动性的一个标准,一般要满足如下关系：其中,为极限过载,为可用过载,为需用过载1、典型弹道的选择导弹在不同弹道上所受的载荷是不同的,在设计中没有必要将所有弹道的受力情况都进行分析,应该从导弹的作战目标、飞行高度和射程等

43、方面来考虑,从众多弹道中选择出受载情况最严重的弹道。图4.1 地空导弹典型弹道示意图本次设计以需用过载为选择标准,即取最大的弹道。假设导弹在铅垂平面内作曲线飞行,根据过载的定义有4-4其中,为弹道的曲率半径,为弹道倾角,为导弹的飞行速度由上式可以看出,在高度、速度一定的条件下,导弹的斜距越小,弹道越弯曲,需用过载越大。即在图4.1中有加之1点消耗的燃料比4点多,所以总的来说,1点的需用过载最大。所以,高近弹道是本次设计所选择的典型弹道。2、轴向过载根据同类型导弹的相关资料,导弹的助推器在发射后左右脱落,所以此时导弹的推力完全由液体火箭发动机提供。显然,此时导弹的轴向过载远比发射时要小,粗略估算一下,有。 3、横向过载假设导弹的飞行高度为,查阅相关资料得知,在的同温层内,音速的标准值是,即当地声速为,空气密度,飞行速度。根据第二章的计算