一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法.pdf

本发明公开了一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，包括下述步骤：步骤1，确定导弹的总体参数与导弹的压心设计指标；步骤2，确定不带尾段导弹的外形结构；步骤3,在导弹弹体的尾部增加一尾段，并确定带尾段导弹的外形结构。本发明解决了高速导弹固定外形设计带来的压心与质心不好匹配的设计难题，尤其解决了导弹在分离初始飞行阶段稳定性以及机动过程操纵性同时要求高的导弹设计难题。

权利要求书
1.  一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于包括下述步骤：
步骤1，确定导弹的总体参数与导弹的压心设计指标；
步骤2，确定不带尾段导弹的外形结构；
步骤3,在导弹弹体的尾部增加一尾段，并确定带尾段导弹的外形结构。

2.  根据权利要求1所述的一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于， 优选的，所述方法还包括：
步骤4,确定导弹的实际飞行方案，具体为，在导弹分离后的初始飞行阶段，此时导 弹以步骤3中所确定的带尾段导弹的结构状态进行飞行，用于增大导弹初始飞行阶段的 稳定性；
在导弹初始飞行阶段结束或者末端机动需要获得大机动时，在抛撒分离机构的作用 下，尾段从导弹的尾部分离，此后在机动飞行过程中，导弹以步骤2中所确定的不带尾 段导弹的结构状态进行飞行，这样使得机动飞行过程中全弹压心前移。

3.  根据权利要求1所述的一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于， 优选的，所述导弹的总体参数包括导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程两种情 况下的飞行马赫数、高度和攻角；
所述导弹的压心设计指标包括导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程两种情 况下导弹的压心设计要求。

4.  根据权利要求1所述的一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于， 优选的，所述步骤2中确定不带尾段导弹的外形结构，具体为：根据步骤1所确定的导 弹的总体参数与导弹的压心设计指标，设计满足导弹在机动飞行过程中压心设计要求的 不带尾段导弹的外形结构，其包括通过确定弹体母线几何参数以及舵面几何参数来确定 导弹外形；其中弹体母线几何参数包括弹体最大直径、弹体长度以及弹体母线曲线方程； 所述舵面几何参数包括舵面的弦长、舵面的展长以及舵面的剖面形状。

5.  根据权利要求1所述的一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于， 优选的，所述步骤3具体为，在导弹弹体的尾部增加一尾段，并确定带尾段导弹的外形 结构，该带尾段导弹的外形结构满足步骤1中所确定导弹的总体参数与导弹的压心设计 指标。

6.  根据权利要求1所述的一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于， 优选的，所述尾段的外形结构为具有扩张角θ的尾裙结构，该尾裙结构的结尾处的直径 为D2、尾裙结构的起始处的直径为D1；所述扩张角为θ，且θ>0°；尾裙结构的结尾 处的直径D2与尾裙结构的起始处的直径D1之比为D2/D1，且D2/D1>1.0。

7.  根据权利要求6所述的一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其特征在于， 优选的，尾裙结构的起始处的直径D1与所述步骤2中所确定的不带尾段导弹的弹体底部 直径D相等。

说明书一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法
技术领域
本发明涉及一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法。
背景技术
压心和质心匹配设计是高速导弹(主要飞行马赫数在1.0以上)总体方案设计的重 要内容，良好的压心和质心匹配性能对确保导弹同时具有良好的机动性和稳定性具有很 大作用。但是对于飞行马赫数跨度大以及质心变化大的高速导弹，获得良好的压心和质 心匹配性能往往是比较困难的。
目前高速导弹一般采用固定外形设计，这样在相同马赫数以及姿态角下，导弹压心 是不变的，而质心随着燃料消耗在不断变化，这种压心不可调的外形设计往往会限制压 心和质心匹配性能，进而影响导弹的弹道飞行性能以及总体作战性能。
对于从母弹分离的导弹，或者机载发射的导弹，在导弹分离初始飞行阶段相对满载 质心需要保证一定的静稳定度，而导弹在末端攻击时相对空载质心需要保证一定的机动 性，由于导弹空载质心相对满载质心一般有一定的前移变化，采用固定外形设计，同时 满足分离初始飞行阶段稳定性以及机动过程操纵性将变得困难。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法；该方 法解决了高速导弹固定外形设计带来的压心与质心不好匹配的设计难题，尤其解决了导 弹在分离初始飞行阶段稳定性以及机动过程操纵性同时要求高的导弹设计难题。
为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：
一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其包括下述步骤：
步骤1，确定导弹的总体参数与导弹的压心设计指标；
步骤2，确定不带尾段导弹的外形结构；
步骤3,在导弹弹体的尾部增加一尾段，并确定带尾段导弹的外形结构。
进一步的，所述方法还包括：
步骤4,确定导弹的实际飞行方案，具体为，在导弹分离后的初始飞行阶段，此时导 弹以步骤3中所确定的带尾段导弹的结构状态进行飞行，用于增大导弹初始飞行阶段的 稳定性；
在导弹初始飞行阶段结束或者末端机动需要获得大机动时，在抛撒分离机构的作用 下，尾段从导弹的尾部分离，此后在机动飞行过程中，导弹以步骤2中所确定的不带尾 段导弹的结构状态进行飞行，这样使得机动飞行过程中全弹压心前移，并保证良好的操 纵性。
进一步的，所述导弹的总体参数包括导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程 两种情况下的飞行马赫数、高度和攻角；
所述导弹的压心设计指标包括导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程两种情 况下导弹的压心设计要求。
进一步的，所述步骤2中确定不带尾段导弹的外形结构，具体为：根据步骤1所确 定的导弹的总体参数与导弹的压心设计指标，设计满足导弹在机动飞行过程中压心设计 要求的不带尾段导弹的外形结构，其包括通过确定弹体母线几何参数以及舵面几何参数 来确定导弹外形；其中弹体母线几何参数包括弹体最大直径、弹体长度以及弹体母线曲 线方程；所述舵面几何参数包括舵面的弦长、舵面的展长以及舵面的剖面形状。
进一步的，所述步骤3具体为，在导弹弹体的尾部增加一尾段，并确定带尾段导弹 的外形结构，该带尾段导弹的外形结构满足步骤1中所确定导弹的总体参数与导弹的压 心设计指标。
进一步的，所述尾段的外形结构为具有扩张角θ的尾裙结构，该尾裙结构的结尾处 的直径为D2、尾裙结构的起始处的直径为D1；所述扩张角为θ，且θ>0°；尾裙结构 的结尾处的直径D2与尾裙结构的起始处的直径D1之比为D2/D1，且D2/D1>1.0。
进一步的，尾裙结构的起始处的直径D1与所述步骤2中所确定的不带尾段导弹的弹 体底部直径D相等。
本发明与现有技术相比，具有如下积极有益的效果：
1、本发明采用可分离尾段设计，通过导弹外形可变设计从而达到压心调节的目的。
2、本发明方法简单，抛撒分离易于实现；尾段设计在弹体最尾部，抛撒分离容易实 现，不会对前弹身产生明显干扰。
3、导弹的压心调节效果明显，而且调节量根据需要易于调整，具体为：通过在导弹 尾部增加尾段，尾段离导弹的质心距离较远，导弹的压心调节效果会更明显；通过对尾 裙直径以及扩张角度进行调整，可以容易获得满足实际需要的压心调节量。
附图说明
图1为本发明带尾段导弹的外形结构示意图。
图2为本发明中带尾段导弹与现有不带尾段导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞 行过程两种情况下导弹压心特性计算结果对比图。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的具体实施方式。
如图1、2所示，一种用于压心调节的高速导弹外形设计方法，其包括下述步骤：
步骤1，确定导弹的总体参数与导弹的压心设计指标；
所述导弹的总体参数包括导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程两种情况下 的飞行马赫数、高度和攻角；
所述导弹的压心设计指标包括导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程两种情 况下导弹的压心设计要求。
步骤2，确定不带尾段导弹的外形结构；具体为：根据步骤1所确定的导弹的总体 参数与导弹的压心设计指标，设计满足导弹在机动飞行过程中压心设计要求的不带尾段 导弹的外形结构，其包括通过确定弹体1母线几何参数以及舵面几何参数来确定导弹外 形；其中弹体1母线几何参数包括弹体1最大直径、弹体1长度以及弹体1母线曲线方 程；所述舵面几何参数包括舵面的弦长、舵面的展长以及舵面的剖面形状。
步骤3,在导弹弹体1的尾部增加一尾段2，并确定带尾段导弹的外形结构；具体为， 带尾段导弹的外形结构满足步骤1中所确定导弹的总体参数与导弹的压心设计指标。
所述尾段2的外形结构为具有扩张角θ的尾裙结构，该尾裙结构的结尾处的直径为 D2、尾裙结构的起始处的直径为D1；所述扩张角为θ，且θ>0°；尾裙结构的结尾处的 直径D2与尾裙结构的起始处的直径D1之比为D2/D1，且D2/D1>1.0；
在本实施例中，如图1所示，尾裙结构的扩张角θ＝25°，尾裙结构的结尾处的直径 D2与尾裙结构的起始处的直径D1之比为D2/D1＝1.5，尾裙结构的起始处的直径D1与所 述步骤2中所确定的不带尾段导弹的弹体1底部直径D相等。
步骤4,确定导弹的实际飞行方案，具体为，在导弹分离后的初始飞行阶段，此时导 弹以步骤3中所确定的带尾段导弹的结构状态进行飞行，用于增大导弹初始飞行阶段的 稳定性；
在导弹初始飞行阶段结束或者末端机动需要获得大机动时，在抛撒分离机构的作用 下，尾段2从弹体1的尾部分离，此后在机动飞行过程中，导弹以步骤2中所确定的不 带尾段导弹的结构状态进行飞行，这样使得机动飞行过程中全弹压心前移，并保证良好 的操纵性。
如图2所示，针对不同飞行马赫数，通过气动数值仿真计算了带尾段导弹与不带尾 段导弹在分离后初始飞行阶段以及机动飞行过程两种情况下导弹在小攻角下压心特性， 图2中横坐标为马赫数Ma，纵坐标为全弹压心XCP；从计算结果对比来看，采用带尾段 导弹的设计相比不带尾段导弹的设计，导弹全弹压心明显后移，在不同马赫数下小攻角 下压心后移量都达到5％，考虑到质心后移量较小，这样在导弹在分离后初始飞行阶段， 导弹的静稳定度会明显增大，增大约4.5％。
采用本发明，在导弹尾部增加可分离的呈尾裙结构的尾段2，可以提高导弹分离过 程中导弹静稳定度，更有利于稳定分离，同时当尾段2从弹体1上分离后，全弹压心前 移，使得机动飞行时导弹静稳定度不致过大，保证了良好的操纵性。
本文中所采用的描述方位的词语“上”、“下”、“左”、“右”等均是为了说明 的方便基于附图中图面所示的方位而言的，在实际装置中这些方位可能由于装置的摆放 方式而有所不同。
综上所述，本发明所述的实施方式仅提供一种最佳的实施方式，本发明的技术内容 及技术特点已揭示如上，然而熟悉本项技术的人士仍可能基于本发明所揭示的内容而作 各种不背离本发明创作精神的替换及修饰；因此，本发明的保护范围不限于实施例所揭 示的技术内容，故凡依本发明的形状、构造及原理所做的等效变化，均涵盖在本发明的 保护范围内。