【文章內容簡介】 箭發(fā)動機、液體火箭發(fā)動機和固液組合火箭發(fā)動機。其中固體火箭發(fā)動機結構簡單，使用方便，但比推力較低，工作可控性差，工作時間短；液體火箭發(fā)動機工作可控性強，能多次啟動，推力可調，比推力較高，但結構復雜；固液組合發(fā)動機則兼顧了固、液二者的優(yōu)點，而且彌補了它們的缺點，但技術并不是很成熟，目前，仍在研究發(fā)展之中。由目標特性分析可知，目標機動性很小。根據經驗，如果導彈攻擊速度提高一倍，目標防護的能力則就減少一倍。因而應采用助推器，這樣可以在很大程度上提高發(fā)射瞬時導彈的飛行速度。助推段采用固體火箭發(fā)動機，巡航段采用液體火箭發(fā)動機。兩級彈體之間串聯聯接，當助推器工作完畢瞬時用分離機構將其拋掉，以減少不必要的廢重。導彈巡航段的飛行高度定為 100～300m。巡航速度為 。當導彈捕捉到目標后，鎖定目標，降低巡航高度，以 6～ 超低空掠海飛行，這樣導彈進入了敵艦雷達的“ 盲區(qū) ”，以最大的航速沖向敵艦。 制導系統及戰(zhàn)斗部的選擇1. 制導系統的選擇制導系統是引導導彈飛行中樞組織。它由導引系統與控制系統兩部分組成。一方面對導彈實施導引，另一方面對導彈進行控制，使其按預定彈道飛哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文13行。因而它有以下三點基本功能：1) 導彈在向目標飛行過程中，要不斷的測量導彈實際運動與理想運動之間的偏差。2) 據此偏差的大小和方向形成控制指令，在此指令的作用下，通過控制系統控制導彈運動狀態(tài)，消除偏差；3) 克服各種干擾因素的影響，使導彈始終保持所需運動姿態(tài)和軌跡。海防導彈攻擊目標為活動目標，但相對空中目標其尺寸大、動機性差、干擾能力強。因而采用“ 自主制導 +自動尋的”復合式制導方式。當導彈處在100300m 巡航段時，采用“程序制導” 方案，此時導彈按預先給定的彈道程序向目標飛行，這樣就可以有效消除目標電子干擾能力強這一弱點；當雷達發(fā)現目標，并鎖住目標后，導彈則啟用“自動尋的 ”制導方式，巡航段結束，導彈降低飛行高度，以 6～ 超低空掠海飛行，此時由于導彈飛行超低空，進入敵艦雷達盲區(qū)，可以有效對敵艦實施攻擊。2. 戰(zhàn)斗部的選擇引信、安全引爆裝置和戰(zhàn)斗部三部分組成了導彈引戰(zhàn)系統。其中引信是為了適時引爆戰(zhàn)斗部；安全引爆裝置是為了保證導彈使用維護時戰(zhàn)斗部的安全，同時又能保證引信可可靠地引爆戰(zhàn)斗部；戰(zhàn)斗部則是引戰(zhàn)系統的核心，是用來摧毀目標的裝置。目標具有裝甲防護設施，因而常規(guī)戰(zhàn)斗部并不能對目標造成致命性破壞，故而采用聚能穿甲戰(zhàn)斗部，當導彈攻擊到目標后，利用戰(zhàn)斗部藥型凹面產生的高速高溫聚能流來穿透厚厚的裝甲，使導彈進入目標內部，戰(zhàn)斗部在目標內部全面引爆，從而在內部對目標產生致命性破壞。如圖 所示：哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文14圖 聚能穿甲戰(zhàn)斗部示意圖故而要求導彈直接命中目標，聚能穿甲戰(zhàn)斗部的裝填系數為：～，長徑比 =2～ 3，密度 =1000kg/m （包括空穴所占空間） ，采wh?wh?3用觸發(fā)式引信。 維修性及經濟性要求海防導彈所用環(huán)境相對來說比較惡劣，因而要求有較高的防水、防鹽霧、防腐蝕能力等；另外對雷達、發(fā)動機等需常常檢修的艙段應開設有檢修艙口，以便適時對儀器進行檢修。 總體方案的確定導彈總體方案的確定是一個迭代的過程，評定總體設計方案或從若干總體方案中選定一方案的準則，就是武器系統的戰(zhàn)術技術要求，總體方案必須全面確定導彈系統研制的主要目地和任務。戰(zhàn)術技術要求一經確定，對導彈飛行性能的要求也隨之確定，總體設計也有了依據。對飛航導彈來說，主要總體參數是指與導彈飛行性能關系密切的參數。如導彈的起飛質量、外廓尺寸、發(fā)動機的推陳出新力、彈翼面積、導彈助推段速度 和導彈穩(wěn)定性與機動性等。導彈的射程、飛行高度和飛0V行速度由戰(zhàn)術技術要求規(guī)定。進而由導彈縱向運動方程式確定主要參數間的關系。哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文15圖 飛行時作用在導彈上的力設 D 為導彈的阻力；F 為發(fā)動機推力；θ 為彈道角；g 為重力加速度；mg 為作用在導彈上的重力；α 為飛行攻角。其運動圖如圖 所示，則導彈縱向運動方程式為： ??sincosGDFdtvgG??（）通常 值不大，故上式可以簡化為：??sinFdtvg??經過整理積分 （GDtvsi ()???2121nVt dtFgd?式中 ——分別為導彈助推器的末速度和時間；1vt ——分別為導彈擊中目標時的飛行速度和時間。2從式()可以看出 ,導彈的速度變化取決于導彈的推力、阻力與導彈重力之比和助推器的末速度 ，又因速度與時間的乘積為射程 d，故上式也間0v接的決定了導彈的射程，導彈的可用過載是導彈機動性的重要標志，從可用過載的計算公式哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文16 GaFSvCnya????（）可以計算的出可用過載。顯然，當導彈的重力和推力確定下來后，可用過載 與彈翼面積 S、導彈飛行高度 及飛行速度 有關。yan???Hv綜上所述，當作用在導彈上的重力 G、推力 P 及彈翼面積 S 和助推器末段的速度 定下來時，在很大的程度上決定了導彈的性能。因而，當戰(zhàn)0v術技術要求確定后，就應確定以上幾個參數。 導彈主要參數的確定導彈總體參數不僅與戰(zhàn)術技術要求有關，而且彼此之間也存在著相互影響。因此，主要參數的確定要反復進行，才可以獲得初步的結果。 導彈總體質量的確定導彈的質量是由各部分質量組成的，每一部分質量都與導彈的戰(zhàn)術技術性能要求及某些主要參數有密切的關系。導彈的技術要求一經確定，利用這些關系，就可以預測導彈各部分的質量。然后，將這些各部分預測值綜合在一起則可以求得導彈質量的預測值。本導彈為兩級導彈，則導彈的總質量（起飛質量） 可以表示為下式：0m （）210m??其中 、 為導彈第一級和第二級的質量。1m2導彈第二級質量通常由有效載荷（包括戰(zhàn)斗部、引信及保險裝置和導彈上制導裝置）的質量、發(fā)動機（包括發(fā)動機結構和推進劑等）的質量和彈體結構（包括彈身、彈翼、舵面和操縱機構等）的質量等幾部分，其表達式為： ()rwbenprguwh mm???2其中 為戰(zhàn)斗部 (含引信和保險裝置) 質量, 為彈上制導設備( 含能源)的whmgu質量, 為推進劑的質量, 為發(fā)動機結構質量, 為彈身結構質量, 為pr en bw哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文17彈翼結構質量， 為舵面及操縱機構的質量。rm將式（）兩邊分別除以 ，得：2 22221 mrwbenprguwh ???（）令: ； ； 。2mKprr 2en 22Krwbrwbs??將以上三式代入（）式,整理后可得: ][12senprguwhm??或: ()22Kguh?其中 senprK??2第一級導彈采用固體火箭發(fā)動機,其質量為 可以表示為:1m ()11senprm??其中 為助推器推進劑質量, 為助推器發(fā)動機的結構(燃料室殼體)1pr的質量, 為助推器上其它附助結構(如安定面、操縱機構和分離機構等)的sm質量。將（）式兩邊均除以全彈總質量 ,則可以得:0 ()1101Kmsenpr???由式()可知全彈的質量方程為: 210將上式兩邊同時除以全彈質量 ,可得: ()021m??哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文18將()式代入 ()式,可得 : mK21??即可得: ()120?將式()代入式 ()后可得 : ()??210Kmguwh??式() 即為全彈的總質量方程, 為主級 (第二級)導彈的有效guh載荷,導彈第二級的質量 m,可以看作為第一級的有效載荷 .由《設計任務書》可以知: =2400Kg,故可以由()式計算出導彈的總2質量。查閱相關資料, 取為 ；1K；????。g571即：助推器總重取為 570Kg。 翼載 的確定0P導彈的翼載可以由下式計算 wSGP0?（）其中: 為導彈主級質量(即助推器剛脫落時導彈的質量)；0G為彈翼面積。wS顯然增大 ，就意味著在其它條件一定時，使 減小，這樣則會導致0PwS導彈飛行中阻力減小，即達到同樣戰(zhàn)術飛行性能所需的 值減小。因此，fK在確定 值時，在可能條件下盡量取大一點，但 常受下列條件限制。0 0P哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文191． 導彈機動性對 限制0P導彈機動性由可能提供的法向過載表示，由法向可用過載的定義式 GFYmgyniya?sin???（）若推力分量忽略不計,則: ()????????1202maxPvCYnyya式中: 導彈在 t 瞬時之前所消耗的燃料質量比；????00tGtpp 導彈的法向可用過載；yanF 為導彈的推力；為導彈的飛行極限攻角。max?將式（）可以改寫成: ???????122max0ynvCP（）在確定 時必須滿足機動性的要求的 ,故應由 來確定 ,為了保證0Pyayan0P導彈正常飛行、攻擊目標,要求可用過載 應大于需用過載 ，而 又取nynyn決于制導規(guī)律，并受多種因素影響，因此有： （ya??（）式中 在初步設計時取為 ~，故上式可以寫成：yn? ???????122max0ynvCP（）其中 可用下列公式計算:yn哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文20 ?????????cosgdtvKny（）K 為安全系數,取 ～； 與制導規(guī)律有關系。?（dt2．彈翼結構承載特性和工藝水平對 的限制0P由式()知 ,對于第二級導彈有： 20wGS?值表示導彈翼單位面積上所負擔的導彈重量。 值越大,在彈翼面積0P 0P一定情況下,導彈質量越大,在做機動飛行時所承受的過載也就越大，這就對彈翼的強度和剛度提出更高的要求。而高速導彈一般均采用氣動性能好的薄翼，這樣勢必給提高結構強度、剛度以及在工藝上造成很大的困難，所以，彈翼承載特性和工藝水平也對 作出了限制。0P據有關統計資料，在目前技術水平條件下，各類型的導彈翼載取值使用范圍為：地對空導彈 5000～6000 ；0?2/mN空對空導彈 2500～6500 ；P反坦克導彈 2500～3000 。02/1) 由《設計任務書》及前邊計算可知：2400Kg； =?0GwS2 =?8max??yC2) 由機動性限制求 0P20 /???哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文21 由于海防型導彈所攻擊的目標機動性差,故過載相對較小,取 =??????? 2/?綜合考慮,取翼載為 3/mNP? 發(fā)動機推力的計算發(fā)動機推力是由發(fā)動機內的燃氣流以高速噴出而產生的反作用力等組成。當導在稠密的大氣層中飛行時，發(fā)動機推力由兩部份組成：第一部份是燃氣高速噴出產生的推力，稱之為動推力。由質點運動方程知，當質量以秒流量 （ 表示 m 對 t 求導）以相對速度 離開物體時，所? v產生的反作用力為： 1dPvt??（） 第二部份是由發(fā)動機噴管出口處的燃氣流靜壓強 與導彈所處高度的aP大氣靜壓強 的壓差引起的推力，稱之為靜推力。HP ??2aHPS??（）其中 為發(fā)動機噴管口截面積。aS所以推力 為： ()12P??對任意高度飛行的導彈，其推力可以由地面發(fā)動機推力 來表示，進0P行地面發(fā)動機試車時，由于 ，故0H ??aHS?（）其中 為在地面發(fā)動機噴管口處的大氣靜壓強，由于海防型導彈飛行0P高度都很低，因而可以取為海來面處大氣壓，即： ??以 257mm 無噴管固體火箭發(fā)動機為例，其發(fā)動機參數如下： ； 噴管口半徑為 R= 。06435。KN??哈爾濱工程大學本科生畢業(yè)論文22 ??0aHPSp???????????故：發(fā)動機的推力為 。 導彈氣動布局的選擇導彈在大氣中飛行，必然受涉及到空氣動力學問題，它是影響飛行特性的極其重要的一個方面。而導彈導彈氣動外型設計就是在確定了導彈主要設計技術要求和選定彈上主要設備和推進系統、戰(zhàn)