地空导弹课程设计.doc
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1、文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.第一部分设计要求种类:地对空导弹弹身总长: 11m弹身直径:一级 0.5m,二级 0.65m翼展:一级 3m,二级 1.9m发射弹重: 2.3t最大速度: 3Ma作战高度: 3-25km作战目标:目标飞行速度小于420m/s作战半径: 12-30km第二部分总体设计2.1 弹道设计与过载计算2.1.1制导方式由有翼导弹飞行动力学 (以下简称参考资料一)可知,在选择导引方法时,需要从导弹的飞行性能、作战空域、技术实施、制导精度、制导设备、战术使用等方面的要求进行综合考虑。基本原则:弹道需用法向过载要小, 变化要均匀, 特别是在与
2、目标相遇区, 需用法向过载应趋近于 0.作战空域尽可能大。目标机动对导弹弹道的影响尽可能小。抗干扰能力强。技术实施要简单可行。综合以上各点原则可以选择三点法制导方式,满足各方面的战术要求而且技术实施简单,抗干扰能力强。2.1.2最大法向过载估算由导弹现代结构设计 (以下简称参考资料二)可知,选择典型弹道为最大射高( 25km),最小射距( 12km) 。假设目标水平等速直线飞行(无机动) ,由参考资料一可知,最大法向过载计算公式如下:由导弹转弯速率计算公式可知:根据三点制导法的导引规律文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.考虑到过载最大情况下进行计算,则取且有根据
3、几何关系可知由此可得:即导弹的需用过载由两部分组成: 一是理想情况下导弹为实现预定的导引规律飞行所用的法向过载; 另一是由于初始误差、 仪器误差、运动学干扰、起伏干扰、气动力和燃气动力干扰的影响, 导致导弹偏离理想弹道并绕其摆动。为了消除这些影响以减小脱靶量, 导弹必须支付额外的法向过载, 通常称之为附加法向过载Vn一般取 23,所以yr2.1.3最大轴向过载估算m设助推末点速度达到超声速时舵面最小可操纵速度,即1.4Ma=476;I级s工作时间 t=4s,推进剂所占质量百分比为 。平均推力:由 nxFxfG,由于轴向阻力相对于推力较小,为简化模型可以忽略,则与法向过载相类似,得2.2 质量分
4、配1.I级与 II 级质量分配由航空航天概论(以下简称参考资料三)可知固体推进剂25003000/I:m sS液体推进剂IS2500 : 5000m/ s设 I 级为固体火箭发动机,推进剂为双击药,比冲由通常助推器壳体质量约为燃料质量的1.2倍,因此 I 级助推器约占总质量的比例为 0.192*2.2=0.4224。于是得I级质量为m2300 0.4224971.52kgII 级质量为m1328.48kg注意:级间段固随I级抛掉,因此 I级质量包括级间段。2. 质量分布假设(a)I 级质量重要分布于助推器上, 忽略级间段及尾部稳定翼面质量,且设质量在助推器上沿轴向均匀分布。(b)II 级各舱段
5、质量估计如下舱段仪器舱战斗部受力式贮箱尾段发动机舱质量(kg)93.48185400215435文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.2.3 舱段划分1. 坐标系建立:(oxyz)以导弹头锥顶点为坐标原点,ox 轴与纵轴重合由弹头指向尾部;oy轴位于纵向对称面内且与ox 轴垂直,向上为正; oz 轴垂直于 ox轴与 oy 轴,方向由右手法则确定。2. 舱段划分参考相近型号导弹( SA2)各舱段长度分配如下表所示舱段比例长度(m)X 坐标总长(m) 质量(kg)(m)II 级仪器舱0.121.3201.327.5993.48战斗部舱0.080.881.322.201
6、85贮箱0.22.252.204.45400尾段(舵机0.121.34.455.75215舱)发动机舱0.171.845.757.59435I 级级间段0.060.667.598.253.41971.52助推器0.252.758.25112.4 气动外形设计2.4.1II级弹翼气动设计1.布局形式正常式,十字形,保证导弹具有较高的机动性。2.翼面面积(由机动性确定)由于十字形弹翼在不滚转的情况下,升力系数与一字形弹翼相同,固此认为等效面积 S来进行气动设计,而真实弹翼面积为2S。P(a)翼载的确定0由导弹总体设计原理(以下简称参考资料四) 选择翼载应从以下三方面负责考虑弹翼面积对阻力和质量的影
7、响通常弹翼面积越小,即翼载越大,则弹翼质量越小。但是,当翼载增大到一定程度后, 弹翼结构设计将发生困难, 如再增大翼载, 弹翼的结构质量就不能再随之减小了。 对于射程远的导弹, 就其战术性能而言, 弹翼结构质量的影响不是主要的, 而阻力影响是主要的, 因此,这里将最大升阻比作为翼载选择的一个参考因素。翼载与导弹机动性的关系其中,导弹最大攻角max的取值将受导弹非线性力矩特性的限制,在缺乏可靠数据的情况下,对于有翼导弹一般可取max1520o:o,这里取o:o,这里取omax15取空气密度30.194kg /m文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.则2CvLmax2
8、P0926kg/m2n(1)gydes翼载受弹翼结构承载能力和工艺水平的限制在初步计算阶段,可以根据类似导弹的统计值来选定P0地空导弹2P0500: 650kg/ m空空导弹2P0250 : 650kg / m反坦克导弹2P0250 : 300kg/ m综合考虑以上三方面因素,取2P0650kg /m(b)弹翼面积 S(3)弹翼几何参数展弦比:根梢比:由空气动力学(以下简称参考资料五)可知:梯形弹翼的根梢比一般为 36,超音速宜选择大的根梢比,在这里,我们小组取5。翼根弦长为b0Sl22.042 511.251 52.72翼稍弦长为b1Sl22.04211.25 150.544平均气动弦长4
9、S42.025b111.233ma223 l131.2515后掠角:由参考资料二可知,跨声速导弹一般常用的后掠角范围在o:o,超声速导弹的后掠角一般大于50o。3050这里取前缘后掠角070o,则计算可得o,则计算可得oo1/245,136则由上述各种参数可以确定弹翼几何外形如下:(4)翼型选取菱形翼,翼型相对厚度翼型几何形状如下图所示:(5)升力系数,阻力系数与压力中心升力系数 Cl;文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.将上述数据代入下表中,可得:故C阻力系数D:阻力主要由摩擦阻力和波阻组成,即波阻系数为:由参考教材五可知: 用牛顿理论计算高超平板时, 在以最
10、大升阻比飞行的条件下,其波阻是摩擦的1倍。即摩擦阻力系数为:因此总的阻力系数为:压力中心前缘直线方程展向坐标:弦向坐标:所以,压心为( 0.568,1.632) 单位:m。2.4.2II级尾舵气动设计(1)布置形式:十字形(2)翼面面积由网络数据可知,舵面面积约为0.1倍弹翼面积。即(3)弹翼几何参数展弦比:由全动式正常布局舵面可知,取2。展长则为 l=0.639。根梢比:由空气动力学(以下简称参考资料五)可知:梯形弹翼的根梢比一般为 36,超音速宜选择大的根梢比,在这里,我们小组取3。翼根弦长为0bSl210.4789翼稍弦长为b1Sl120.15964 S平均气动弦长b120.3458a3
11、 l1后掠角: 这里取前缘后掠角040o,则计算可得o,则计算可得o1/219o,19。则由上述各种参数可以确定弹翼几何外形如下:(4)翼型选取菱形翼,翼型相对厚度翼型几何形状如下图所示:(5)升力系数,阻力系数与压力中心C升力系数l;文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑 .欢迎下载支持.将上述数据代入下表中,可得:故C阻力系数D:阻力主要由摩擦阻力和波阻组成,即波阻系数为:由参考教材五可知: 用牛顿理论计算高超平板时, 在以最大升阻比飞行的条件下,其波阻是摩擦的1倍。即摩擦阻力系数为:因此总的阻力系数为:压力中心前缘直线方程展向坐标:弦向坐标:所以,压心为( 0.377,0.3
12、35) 单位:m。2.4.3I 级弹翼气动设计(1)布置形式:十字形(3)翼面面积取=1.5,=4,又已知展长为3,则可知:(2)弹翼几何参数翼根弦长为0bSl212.67翼稍弦长为b1Sl120.67平均气动弦长ba4 S11.96231l后掠角: 这里取前缘后掠角058o,则计算可得o,则计算可得o1/239o,10。则由上述各种参数可以确定弹翼几何外形如下:(4)翼型选取菱形翼,翼型相对厚度翼型几何形状如下图所示:(5)升力系数,阻力系数与压力中心C升力系数;l将上述数据代入下表中,可得:故C阻力系数:D阻力主要由摩擦阻力和波阻组成,即文档来源为 :从网络收集整理.word 版本可编辑
13、.欢迎下载支持.波阻系数为:由参考教材五可知: 用牛顿理论计算高超平板时, 在以最大升阻比飞行的条件下,其波阻是摩擦的1倍。即摩擦阻力系数为:因此总的阻力系数为:压力中心前缘直线方程展向坐标:弦向坐标:所以,压心为( 0.795,1.576) 单位:m。第三部分部分设计3.1 空气动力设计经三点法导引弹道过载计算,法向过载为nydes5.82,则空气动力为取安全系数f1.5 ,则有 升力按照弹翼面积的大小分配,则可得下表:I 级弹翼II (1)弹翼II (2)弹翼升力大小 Q/N127930.8462584.876258.473.2 I级结构设计3.2.1翼面升力3.2.2结构元件布置单用单梁
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