第8章飞行器设计优化

第八章：地-舰巡航导弹总体主要参数优化设计

1： 选择发动机类型及推力变化规律；选择飞行轨迹及确定需用过载；选择导弹的气动布局

型式及外形几何参数。 2：确定导弹的主要参数。 3：部位安排，确定重心位置。 4：计算空气动力性能和飞行性能。

5：确定导弹的外载荷；弹体部件初步设计及强度计算等。

8.1 数学模型

8.1.1 几点假设

1： 将导弹的运动看作是一个可控质点的运动，相当于导弹的质量集中在导弹的重心上。 2： 助推器工作阶段忽略了主发动机推力的影响。这是由于助推器的推力比主发动机第一级

推力大很多，而且此阶段的时间很短，故在此阶段内可以忽略主发动机推力的作用。

X d

飞行时间t

3： 为了便于计算，将俯冲段航迹看作一段平飞段航迹来处理。这是由于俯冲段航迹的长度

远远大于导弹飞行的高度，俯冲段下降坡度很小，故可将俯冲近似看作水平飞行。 4： 将导弹在程序控制下做爬高和平飞加速飞行时，弹道倾角的变化假设为随高度呈线性变

化，当导弹转入平飞时，弹道倾角为零度。这里忽略了爬高转入平飞时，由于控制系统的超调所造成的飞行航迹波动。但只要在这里满足一定的需用过载要求也就等于实际考虑了航迹波动问题。

8.1.2 导弹的总体参数（选定设计变量）

a 助推器脱落时的导弹速度：

0V

它关系到助推器与主级导弹之间的能量分配，它的大小又对助推器分离后导弹的稳定性及操纵性有影响，选择时应兼顾助推器工作阶段和主发动机工作阶段的性能，并保证导弹有较好的操纵性和稳定性。

b 助推器工作阶段的平均推重比：

mj

P

它是助推器的推力与导弹平均重量之比。它的大小反映了助推器工作阶段导弹的平均轴

向过载，这是因为在发射段中，导弹的阻力较小，导弹的平均轴向过载主要由mj P 决定。它的大小对导弹在发射段加速的快慢和弹上仪器设备、弹体结构承载大小有影响。

c

主发动机的一级推重比和二级推重比：21,P P

采用液体火箭发动机作为主发动机的巡航导弹，为了使导弹保证实现所要求的飞行航迹和达到较优的战术技术要求，通常采用两级推力的液体火箭发动机。

01

1G P P =

2

2G P P =

其中：1P ——主发动机一级推力，公斤； 2P ——主发动机二级推力，公斤；

0G ——助推器刚脱落时的导弹重量，公斤。

1P 的大小影响导弹爬高和加速的快慢，应保证满足导弹最小射程要求。

2P 的大小影响导弹在平飞段能否保持最大平飞速度。

d 翼载：

0p

S

G p 0

0=

其中：S ——弹翼的毛面积（即包括弹身部分的弹翼面积），米2

0p 反映了导弹作机动飞行的能力，即法向过载的大小。它与导弹的气动性能、结构特

点有密切关系。

8.1.3 战术技术指标（约束条件分析）

有效载荷755=p G 公斤

已知数据 最大航程40max >R 公里（考虑余量取55max =R 公里） 已知数据 最小射程8min ≤R 公里 约束条件6 巡航高度300=H 米

已知数据

导弹最大平飞速度5.312max =V 米/秒（调优过程中允许平飞速度等于或稍大于max V ）

已知数据 助推器（固发）比推力200=j s I 秒 已知数据 主发动机（液发）比推力230=s I 秒

已知数据 主发动机两极推力之间的关系2122.2P P P ≤< 约束条件2、3 导弹最大轴向过载15max

约束条件4 助推器脱落时的导弹速度1500≥V 米/秒 约束条件1 导弹转入平飞时的可用过载2≥f y n

约束条件9

1：限制助推器脱落速度1500≥V 米/秒

1501=u D

01V u =

2：限制主发动机的一级推力1P 必须大于二级推力2P ，即21P P >

12P D u =

22P u =

3：限制主发动机以及推力与二级推力的最大差值，即122.2P P ≥

22.23P D u =

13P u =

4：限制助推器工作时间，即50

54=u D

04t u =

5：限制导弹最大轴向过载，即15max

155=u D

max 5P u =

6：限制满足最小射程要求，即在主发动机工作时间2t 时（即平飞加速段终点），导弹的水

平航程()min 2

R X t d ≥

8000min 6==R D u

()26t d X u =

7：限制导弹最大攻角，即

8<α

87=u D

α=7u

8：限制平飞段导弹加速度不出现负值，即0≥dt dV

08=u D

dt

dV u =8

此限制条件保证导弹在整个平飞段中主发动机供油系统正常工作。 9：限制满足平飞段起点的可用过载要求，即2

≥f y n

29=u D

f y n u =9

此限制条件为了能够提供足够过载，用以保证爬高转入平飞的要求。

8.1.4 建立数学模型

减轻导弹重量和降低成本为巡航导弹确定总体主要参数的重要设计指标。但因为建立计算成本的数学模型目前还难于做到，只能间接考虑成本的要求。

选取导弹发射重量作为评价指标，它既反映着性能的好坏，在一定程度上又反映了成本。