气动部件的选形与设计

气动部件的选形与设计8气动部件的选形与设计

导弹的组成一般有：弹体结构部件、动力装置、推进剂和运载物等。所以发射质量的一般表达式为导弹的发射质量；动力装置的相对质量；推进剂的相对质量；弹体结构的相对质量；第2页,共47页，星期六，2024年，5月8气动部件的选形与设计

导弹的组成一般有：弹体结构部件、动力装置、推进剂和运载物等。所以发射质量的一般表达式为弹体结构的相对质量；弹身壳体的质量；弹身的相对质量弹翼的质量；弹翼的相对质量；舵翼的质量；舵翼的相对质量；舵传动装置的质量；舵机的相对质量；第3页,共47页，星期六，2024年，5月8气动部件的选形与设计

以具有固体火箭发动机和有效载荷的导弹为例来说明导弹几何参数与质量的关系。固体火箭发动机的质量大致与推进剂的质量成正比，可表示为

而弹身壳体的质量大致与其内部安置的部件的质量（此例中包括运载物与舵传动装置）成正比，可表示为第4页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择

导弹的弹翼一般采用梯形翼，由3个无量纲参数确定2个外露翼片组合在一起的弹翼的展弦比；外露翼的根梢比后掠角弹翼相对厚度弹翼形状和尺寸对的影响是通过和体现出来的。第5页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.1弹翼几何参数对其相对质量的影响

在弹翼面积不变的情况下，翼面相对质量随展弦比和后掠角增大而增大，随根梢比和翼面相对厚度增大而减小。第6页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.2弹翼几何参数对燃料相对质量的影响1.弹翼几何参数与波阻的关系

弹翼几何参数对导弹所需推进剂质量的影响将通过导弹的空气动力特性来体现。显然，导弹沿着预定弹道以给定的速度特性运动所需燃料的质量很大程度上取决于迎面阻力。临界马赫数

它取决于翼型的形状、相对厚度，最大厚度线后掠角和展弦比。提高临界马赫数主要途径是采用小厚度的后掠翼。第7页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.2弹翼几何参数对燃料相对质量的影响2.弹翼几何参数与诱阻的关系

在亚声速和跨声速下，后掠角的增大导致翼面诱导阻力增大。在大的超声速下，后掠角的影响不明显。参数根梢比和翼面相对厚度对诱导阻力几乎没有影响。3.弹翼平面形状与弹翼面积的关系

对于给定飞行速度的范围，合理选择参数展弦比和后掠角，可以减小弹翼面积。第8页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.3选择弹翼基本方案的建议

根据上述减小发射质量的分析，关于选择弹翼基本方案的几何参数可提供如下建议：

在亚声速飞行情况下，优化弹翼空气动力特性的主要方法是增大展弦比，因为它能减小和，同时对实际上没有影响。对的限制因素是弹翼相对质量的大小和导弹展向尺寸的限界。

在中等亚声速下，不宜采用后掠翼。但如果需要跨声速飞行，采用后掠翼可能成为必需的。

参数和的选择，首先从的值可接受的条件出发，并保证弹翼对于弯曲和扭转有足够的刚度。但是值过大是不适当的，因为这将导致明显增长和降低。第9页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.3选择弹翼基本方案的建议

在跨声速范围内，适宜采用大后掠角中等展弦比、、中等展弦比中等相对厚度和亚声和亚声速速翼型的弹翼。这样组合的几何参数可保证的值最小和的值可以接受。

在大的超声速下，应采用小展弦比的薄弹翼。这样可使。这样可使大为降低，有时还能使有所减小，同时使弹翼结构质量和展向尺寸减小，并增加弹翼的刚度。为选择基本方案，根据统计数据，建议采用以下关系式第10页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.4需要考虑的其它因素1.导弹的纵向静稳定性第11页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.4需要考虑的其它因素2.副翼效率第12页,共47页，星期六，2024年，5月8.1弹翼几何参数的选择8.1.4需要考虑的其它因素3.结构布局的影响

从载机下的悬挂、运载-发射容器中的安放等条件出发，有时对导弹横向尺寸轮廓有所限制。某些情况下需要限制根弦长度，使弹翼不妨碍有效载荷子弹药的自由飞散。改变弹翼后掠角，可在不改变平均气动弦的位置，即不改变稳定度的条件下，获得弹翼-弹身对接点的最有利位置。翼型的选择应与预期的弹翼结构承力方案相配合。第13页,共47页，星期六，2024年，5月8.2舵面与旋转弹翼几何参数的选择

在选择舵面形状时应遵循弹翼形状选择时的同样要求，除此之外，还应考虑一些补充要求。1.铰链力矩

铰链力矩取决于舵面转轴与压心之间的距离。如果压心位置在导弹所有飞行状态下保持不变，则把转轴放在与压心重合的位置，可消除铰链力矩至零值。实际上舵面压心在马赫数、攻角和舵偏角变化时，将移动某一值。舵面形状的选择应使压心移动值最小。为实现这个要求有2条途径：减小舵面的平均气动弦长，为此应增大舵面的展弦比；选择合理的平面形，应增大舵面的根梢比和后掠角。第14页,共47页，星期六，2024年，5月8.2舵面与旋转弹翼几何参数的选择1.铰链力矩

舵面的展弦比一般比弹翼大一些。舵面形状一般接近于三角形。而对于跨声速导弹，压心移动一般比较剧烈，大都采用大后掠角和大展弦比的舵面。这时舵轴必须做成倾斜的，使其通过舵面压心附近，同时将舵轴放在最大厚度的位置上。第15页,共47页，星期六，2024年，5月8.2舵面与旋转弹翼几何参数的选择2.同一组舵面完成几种功能

如果纵向控制机构还用于横向控制，则应增大其展弦比，使其对于ox轴的力臂更大些。减小铰链力矩对于旋转弹翼尤其重要。但有时选择旋转弹翼形状时关键因素是结构布局的限制，例如弹翼展长的限制，则在某些情况下，为了获得计算所需要的弹翼面积，不得不减小翼展，增大弦长，虽然这样会增大铰链力矩。第16页,共47页，星期六，2024年，5月8.2舵面与旋转弹翼几何参数的选择2.同一组舵面完成几种功能

旋转弹翼的形状选择，应使转轴通过根弦的中点，同时将转轴安置得稍前于弹翼的压心（在超声速下，约在平均气动弦的42%到45%处）。在弹翼面积和展长不变的情况下，通过合理选择后掠角来实现。第17页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择导弹的弹身一般为旋成体，由头部、圆柱部和尾部组成。

在选择弹身几何参数时，应力求达到所取导弹优化判据的极限值（如最小发射质量等）。此外还必须考虑外廓尺寸的限制，有效载荷、弹载仪器和动力装置的排布条件等。第18页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择8.3.1弹身长径比对壳体相对质量的影响

弹身的结构质量随的增大而急剧增大。如考虑到的增大导致弹身弯曲变形增大和发生不容许的振动等情况，还需要使结构质量加大。弹身的其它参数实际上对没有影响。第19页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择8.3.2弹身长径比对燃料相对质量的影响

在某些情况下是根据弹身结构排布条件来选择弹身长径比，例如：如果预先知道导引头、有效载荷的横向尺寸或固体火箭发动机的直径，则弹身直径以及长径比就已确定了。根据统计，大多数导弹的长径比在12到18范围内，少数情况下达到20到22。

根据弹身质量和长径比的关系得知，按起飞重量最小的准则确定弹身的最优长径比要比弹身阻力最小准则确定的长径比小得多。第20页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择8.3.3头部长径比与母线形状的选择第21页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择8.3.3头部长径比与母线形状的选择

当时，尖头和钝头的阻力差不多，头部轴向力的值接近于零。所以亚声速导弹的弹头部形状的选择出自于另一些理由。一般比较常用长径比的钝头形，以保证比同样长度的尖头形有更大的有效体积。随着向趋近，应增大的值和减小弹头部钝化半径。在超声速范围内，尖头部具有优势。应当考虑到，当时，弹头部阻力是总阻力的最重要的成分，有时占到导弹总阻的50%，甚至更大。为了降低阻力需要增大，但这样做可能使弹身前舱难以排布，并增大了它的总长度，所以对于存在一个合理的的极限值（约为3.5到4）。第22页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择8.3.3头部长径比与母线形状的选择

自寻的的导弹为安置无线电和电视导引头的整流罩对弹头部形状有特殊要求。在这种情况下，为了减小信号通过整流罩的畸变和提高导向目标的精度，不得不承受气动特性的某些恶化。第23页,共47页，星期六，2024年，5月8.3弹身几何参数的选择8.3.4尾部几何参数的选择

在形成初步的基础性的空气动力布局方案时，弹尾收缩比的的选择主要取决于导弹部件的排布情况。尾部截面直径对安置发动机的喷管组件应充分够用，而在某些情况下还需在喷管周围安置无线电控制和瞄准用的天线、舵传动机构等。尾部长径比的选择应使弹尾部母线的局部倾角不超过12到15度，因为角度过大可能发生气流分离。第24页,共47页，星期六，2024年，5月8.4导弹的稳定与平衡

由飞行动力学得知，无自动驾驶仪的导弹稳定飞行的基本条件是它具有静稳定性。导弹是否具有静稳定性，取决于质心与对攻角的焦点的相对位置。如果焦点在质心后面，导弹是静稳定的。质心与焦点的距离与弹身长度之比称为静稳定度。8.4.1静稳定性的作用第25页,共47页，星期六，2024年，5月8.4导弹的稳定与平衡8.4.2对导弹静稳定度的要求正常式0.03-0.06无尾式0.06-0.08“鸭”式0.08-0.12旋转弹翼式0.16-0.20第26页,共47页，星期六，2024年，5月8.4导弹的稳定与平衡8.4.3对导弹纵向平衡的要求平衡比的符号取决于导弹的布局正常式和无尾式“鸭”式旋转弹翼式

的绝对值应处于一定的范围内，其最小值取决于导弹可用舵偏角下的最大平衡攻角。最大值取决于控制精度的要求。第27页,共47页，星期六，2024年，5月8.4导弹的稳定与平衡8.4.4最大舵偏角的确定1.正常式和无尾式2.“鸭”式和旋转弹翼式第28页,共47页，星期六，2024年，5月8.4导弹的稳定与平衡8.4.5飞航式导弹垂直尾翼面积的选择第29页,共47页，星期六，2024年，5月8.4导弹的稳定与平衡8.4.6副翼尺寸的选择第30页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法

在高超声速飞行时，导弹结构的空气动力加热成为重要的问题。长时间稳定飞行的导弹侧表面气动加热程度可用下图来判断。图中给出了平板平衡温度与马赫数和飞行高度的关系。迎风表面（弹翼的前缘、弹身的头部）的气动加热还要更强烈一些。第31页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法

在短时飞行时，结构表面的温度一般达不到平衡温度，但仍可能很高。为了防热，需要采用隔热装置、冷却系统、耐热材料等，这样不可避免地增大结构质量。因此，利用空气动力学方法克服气动加热有重大意义，即选择气动外形，最大限度地减少由附面层向蒙皮表面传递的热流。第32页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法

在空气流绕过刚体表面时，传热系数与当地摩阻系数成正比。层流附面层的摩阻系数比湍流附面层小好几倍，所以保持层流附面层可显著减少结构的气动加热。为了保持层流附面层需要把表面做得光滑无凸起和凹坑。采用平滑过渡和倒圆的方法，以避免弹翼和弹身表面有折点。在导弹部件衔接处应做成型面，以保证无分离绕流。采用外凸形轮廓的弹身和弹翼是使层流附面层稳定的一种有效方法，这时表面顺着气流产生负的压力梯度。实验数据证明，例如，圆拱形弹头部与圆锥形弹头部相比，层流段可增长。透镜形和菱形翼相比也有类似的结果。1.层流附面层法第33页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法1.层流附面层法第34页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法

在弹头部和翼前缘倒圆的方法可显著降低传热系数，尤其是在迎风临界点附近。在这种情况下，在弹顶部和翼前缘处发生脱体激波，波后形成亚声速区。速度的下降导致摩擦力的减小，同时在头部区域的传热系数也减小。计算表明，弹头部不大的倒圆（）对头部轴向力几乎没有影响。当再增大时，阻力将急剧增加。所以在每一种具体情况下，倒圆半径的选择应通过降低气动加热和增大迎风阻力之间寻求合理的折衷来确定。2.弹头部和翼前缘倒圆法第35页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法2.弹头部和翼前缘倒圆法第36页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法

增大翼前缘后掠角可显著降低弹翼前缘附近区域的气动加热。后掠角还给出了一个间接效应，使前缘变得顺流一些，在无损于飞行器空气动力特性的情况下，附带地降低了传热系数。3.前缘后掠法第37页,共47页，星期六，2024年，5月8.5减少气动加热的空气动力学方法3.前缘后掠法第38页,共47页，星期六，2024年，5月8.6气动弹性对导弹气动布局的影响8.6.1静稳定性与舵面效率的变化

在飞行中弹身、弹翼和尾翼的变化引起空气动力载荷的重新分布，因而静稳定度发生变化。

当攻角大于零时，弹身头部和尾部向下弯曲。由于弹身弯曲，水平尾翼的攻角增大，在尾翼上产生与导弹一般攻角成正比的附加升力。这意味着弹性对攻角的焦点相对于刚性导弹的焦点向后移动，即静稳定度增大。第39页,共47页，星期六，2024年，5月8.6气动弹性对导弹气动布局的影响8.6.1静稳定性与舵面效率的变化

在飞行中弹身、弹翼和尾翼的变化引起空气动力载荷的重新分布，因而静稳定度发生变化。

弹性变形也对舵面效率有影响。例如，当舵面向下偏斜（舵偏角大于零）时，弹尾部向上弯曲，使舵面升力减小。稳定度的增大和效率的下降将导致正常式导弹的机动性明显变坏。第40页,共47页，星期六，2024年，5月8.6气动弹性对导弹气动布局的影响8.6.1静稳定性与舵面效率的变化

在飞行中弹身、弹翼和尾翼的变化引起空气动力载荷的重新分布，因而静稳定度发生变化。

弹翼弯矩大大后移。在平衡状态下，使弹身头部和尾部向上弯曲，其大小与攻角成正比。结果使静稳定度减小，舵面效率增大，导弹的机动性提高。第41页,共47页，星期六，2024年，5月8.6气动弹性对导弹气动布局的影响8.6.1静稳定性与舵面效率的变化

在任何情况下，导弹稳定性和机动性随着弹弹性的变化，都对控制精度产生负面影响，使过渡过程的品质变坏。为了减少弹身弯曲最有效的方法是减小弹身长径比。第42页,共47页，星期六，2024年，5月8.6气动弹性对导弹气动布局的影响8.6.1静稳定性与舵面效率的变化

弹翼变形也对静稳定性产生某些影响。在正升力作用下，翼剖面的变形使其头部攻角增大，而尾部攻角减小。这些变化与一般攻角成正比。结果使压力沿翼弦重新分布，翼剖面焦点前移，导弹纵向静稳定性下降。

翼剖面弯曲和所引起的稳定性降低可通过采用较厚的翼型和在弹身某些点上固装翼根肋骨来改善。第43页,共47页，星期六，2024年，5月8.6气动弹性对导弹气动布局的影响8.6.2升力面的气动弹性发散

如果弹翼的焦点线位于刚性轴之前，则弹翼在升力作用下发生扭转，导致剖面攻角和升力增大。增大了的升力又引起进一步的扭转变形。翼剖面变形和剖面焦点前移，使这个过程发展更快。

当速度头足够大时发生气动弹性发散现象，即变形的非周期性增大，导致结构的破坏。第44页,共47页，星期六，2024年，