【正文】 非受力式口蓋不參加艙體總體受力、傳力的口蓋稱為非受力式口蓋。在大、中型艙口的開口部位，蒙皮、桁條甚至隔框均有可能被切斷，構(gòu)造上應(yīng)采取補(bǔ)償措施，如構(gòu)造形式上可以采用梁式結(jié)構(gòu)，也可以在開口處布置加強(qiáng)口框，可分為受力式和非受力式兩種口蓋 [12]。為了提高連接框在垂直框平面方向的剛度，常用增加框緣剖面的尺寸，特別是加長沿彈身軸線方向的尺寸來實(shí)現(xiàn)。整體式加強(qiáng)框多用鑄件或鍛件機(jī)械加工而成。裝配式的加強(qiáng)框由框緣、腹板、加強(qiáng)件 3 部分裝配而成。加強(qiáng)框除了維持彈身外形外，其主要的功用是承受彈身的橫向幾種載荷。 （a）梁式艙段的受力 （b）蒙皮的受力平衡 （c）縱梁的受力平衡圖 梁式結(jié)構(gòu)艙段的受載與傳力隔框可分為普通框、加強(qiáng)框、連接框 3 類。把這些支反剪流反一個方向，就是蒙皮傳遞給另一端連接框和縱梁的力。由于縱梁的拉壓剛度比蒙皮大的多，故假設(shè)蒙皮不受拉壓，只承受剪切，因此另一端的連接框只沿鉚縫提供軸向支反剪流。橫向集中載荷通過連接框轉(zhuǎn)化為分布載荷傳遞給蒙皮（見圖 ）。戰(zhàn)斗部艙段處于彈體前端，相對后邊其它艙段其受力較小，為了便于開設(shè)開口，本文所設(shè)計(jì)的某型地空導(dǎo)彈的戰(zhàn)斗部艙段選擇梁式結(jié)構(gòu)，可以直接把艙口開在兩個梁之間。 彈身結(jié)構(gòu)形式分類如下： 圖 彈身結(jié)構(gòu)形式分類戰(zhàn)斗部艙段由于是在導(dǎo)彈發(fā)射時才進(jìn)行裝藥，所以需要在戰(zhàn)斗部艙段上開口。薄壁結(jié)構(gòu)又可分為硬殼式和半硬殼式。 結(jié)構(gòu)形式選擇戰(zhàn)斗部艙段作為彈身的一部分，結(jié)構(gòu)形式有：薄壁結(jié)構(gòu)、整體結(jié)構(gòu)、構(gòu)架式結(jié)構(gòu)。如雷達(dá)艙、戰(zhàn)斗部艙、儀器艙、燃料艙、發(fā)動機(jī)艙等。它主要用來裝載固定戰(zhàn)斗部、推進(jìn)劑和各種儀器設(shè)備，通過彈體將各個分系統(tǒng)組合成一個有機(jī)整體。X1G 雷達(dá)艙 （ ）m425? NGnNx ??第 4 章 最大過載的確定及導(dǎo)彈前半段受力分析27 戰(zhàn)斗部 （ ）mX150? NGnNx ?? 燃料艙 （ ）3x .?? 儀器艙 （ ）mXNGnNx ?? 液體火箭發(fā)動機(jī) （ ）0?x ?圖 彈體前半段軸向慣性力分布圖 橫向慣性力的計(jì)算 雷達(dá)艙（ ）mX425?NGnQy .??戰(zhàn)斗部（ ）y 燃料艙（ ）X350?NGnQy .?? 儀器艙（ ）my ..4?? 液體火箭發(fā)動機(jī)（ ）X690NGnQy ??哈爾濱工程大學(xué)本科生畢業(yè)論文28圖 彈身前半段橫向慣性力分布圖 彎矩計(jì)算 雷達(dá)艙（ ）mX425?NM?0 戰(zhàn)斗部（ ）10 mNdQx ?????? )5.( 燃料艙（ ）mX3? NM? ???????? )()0(.儀器艙（ ）X? )()()5(.? ???????????dxQdxQ液體火箭發(fā)動機(jī)（ ）mX0? NdxdxM????????????)(.2).396( 第 4 章 最大過載的確定及導(dǎo)彈前半段受力分析29 圖 彈體前半段彎矩分布圖 本章小結(jié)分情況對導(dǎo)彈進(jìn)行了使用過載的計(jì)算，得出了最大軸向和橫向過載，計(jì)算了最大過載情況下導(dǎo)彈前半段的橫向慣性力、軸向慣性力、彎矩，為接下來進(jìn)行戰(zhàn)斗部艙段的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的計(jì)算和強(qiáng)度校核奠定了基礎(chǔ)。在計(jì)算導(dǎo)彈前半段內(nèi)力時，可以認(rèn)為導(dǎo)彈每一部分的質(zhì)量都集中在質(zhì)心上，導(dǎo)彈所受到的軸向力和橫向力就是導(dǎo)彈各部分質(zhì)量的慣性力，而某一方向慣性力的分布，應(yīng)該由該方向上的過載系數(shù)與分布或集中的重量值相乘得到，即軸向慣性力 （4ixiGnN??7）橫向慣性力 （4iyiQ8）要注意的是，在實(shí)際計(jì)算中，除考慮質(zhì)心平動過載外，還應(yīng)該考慮彈體繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動引起的附加過載，但是為了減少計(jì)算量，本論文不考慮該過載。軸向與橫向過載系數(shù)分別為： ； 。根據(jù)第二章的計(jì)算結(jié)果，假設(shè)液體火箭發(fā)動機(jī)為等推力，則sMav853?有推力 ，彈翼面積（只考慮主翼） ，則有NP0 動壓頭 222 1skgvq ???導(dǎo)彈最大攻角 的取值受導(dǎo)彈非線性力矩特性的限制，一般有翼導(dǎo)彈可取的角max?度范圍是 ，本次設(shè)計(jì)取 。顯然，此時導(dǎo)彈的軸向過載遠(yuǎn)比發(fā)射時要小，粗略估算一下，有 。所以，高近彈道是本次設(shè)計(jì)所選擇的典型彈道。假設(shè)導(dǎo)彈在鉛垂平面內(nèi)RnRn作曲線飛行，根據(jù)過載的定義有 （44）?cos120??vgy其中， 為彈道的曲率半徑， 為彈道傾角， 為導(dǎo)彈的飛行速度?由上式可以看出，在高度、速度一定的條件下，導(dǎo)彈的斜距越小，彈道越彎曲，需用過載越大。以本次設(shè)計(jì)為例，該導(dǎo)彈的作戰(zhàn)目標(biāo)多為殲擊機(jī)和轟炸機(jī)，其機(jī)動性較強(qiáng)，而過載是衡量導(dǎo)彈機(jī)動性的一個標(biāo)準(zhǔn)，一般要滿足如下關(guān)系： RPLn?其中， 為極限過載， 為可用過載， 為需用過載LnPn典型彈道的選擇導(dǎo)彈在不同彈道上所受的載荷是不同的，在設(shè)計(jì)中沒有必要將所有彈道的受力情況都進(jìn)行分析，應(yīng)該從導(dǎo)彈的作戰(zhàn)目標(biāo)、飛行高度和射程等方面來考慮，從眾多彈道中選擇出受載情況最嚴(yán)重的彈道。此時有 （ 43）gmFnprx)(10a??根據(jù)第二章的計(jì)算結(jié)果，有 ， ，取 ，? ?橫向過載由于此時導(dǎo)彈沒有做過大的機(jī)動，所以橫向過載 較小，此處不予考慮。軸向過載根據(jù)軸向過載的定義，有 （41）mgDFnx???cos在助推段，因?yàn)閷?dǎo)彈攻角 很小，阻力 與推力 相比也要小得多，所以有 （42）x在助推段，隨著推進(jìn)劑的不斷消耗，導(dǎo)彈質(zhì)量不斷減小，若假設(shè)助推器為等推力，則導(dǎo)彈所受的軸向過載也不斷增大。哈爾濱工程大學(xué)本科生畢業(yè)論文24 發(fā)射過程中的設(shè)計(jì)情況發(fā)射過程的設(shè)計(jì)情況是指，導(dǎo)彈從進(jìn)入發(fā)射裝置直到它脫離發(fā)射車為止的各種受力情況。6?y側(cè)向過載大型導(dǎo)彈的側(cè)向載荷 一般在 以下，而中小型導(dǎo)彈最大側(cè)向過載 一般在 zn左右。對于大型導(dǎo)彈可取 ，不走yn 5.~2?y土路的中型導(dǎo)彈可取 ，野戰(zhàn)中小型導(dǎo)彈可取 。所以，取 。軸向過載由參考文獻(xiàn)[1，39] 可知，軸向過載 可參照下表選取。因此，為建立導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)強(qiáng)度所允許的地面操作規(guī)范，檢查運(yùn)輸和轉(zhuǎn)運(yùn)設(shè)備設(shè)計(jì)的合理性，必須對地面使用情況時導(dǎo)彈所受的載荷進(jìn)行分析。（2）助推器質(zhì)量 1m （316）sprmIqF??,1 （317）t, （318）avtpot0 （319）0? 取比沖 ，單位迎面推力 ，則有kgsNIS/250?? 261mNFf?).( ??則有 skgIqsprm601,?取導(dǎo)彈的發(fā)射傾角為 45o，重力加速度為 ，則有2gFa ?????則有 kgtqmprr20,1?? ?? kgenprs 12)0()(1 ??? 987主級各部分質(zhì)量由式（31 ）得 kgm1323102 ???哈爾濱工程大學(xué)本科生畢業(yè)論文20參考同類型導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)參數(shù)，取比沖 ，工作時間 ，發(fā)動機(jī)kgsNIs/450??25ts?總推力 ，則有308FN?IFqsprmt /,?則有 kgpr ??見公式（33 ） （33）rwbenprguwh m???1還需算得， 和enKs （320）fstcenK?其中， 為推力室相對質(zhì)量系數(shù)tc 為輸送系統(tǒng)相對質(zhì)量系數(shù)fs （321）prmtcqA,?取 ，則有A2? ??對于泵壓式輸送系統(tǒng)，有 （322）2121, ... qm???帶入數(shù)據(jù)得 kgfs659.?則有 ???mKfstcen已知 ，對于地空導(dǎo)彈， ，本次設(shè)計(jì)選擇rwbsK?? .~?bK （323）02pqww其中， 為單位面積彈翼的結(jié)構(gòu)質(zhì)量， 為翼載wq 對于地空導(dǎo)彈 2kg15~9mw?或 ??根據(jù)已有同類型導(dǎo)彈的相關(guān)資料，本次設(shè)計(jì)選擇 單位面積彈翼的結(jié)構(gòu)質(zhì)量 2/3kw 翼載 ??則有 .?K第 3 章 導(dǎo)彈總體方案設(shè)計(jì)概述21已知 ，其中， 為舵面結(jié)構(gòu)的相對質(zhì)量系數(shù)， 為操縱機(jī)構(gòu)的相csrK??rs csK對質(zhì)量系數(shù)，則有 .??wrsK對于地空導(dǎo)彈 3.~本次設(shè)計(jì)選擇 ，則有025.?.??r則有 ?s綜上所述，主級各部分質(zhì)量分布如下： kgmwh0?pr692en84s17kggu53? 質(zhì)心定位根據(jù)上述進(jìn)行的初步估算結(jié)果，結(jié)合國內(nèi)外現(xiàn)有型號的相關(guān)數(shù)據(jù)將其加以合理化，最終得出導(dǎo)彈各部分質(zhì)量分布情況和質(zhì)心位置以及全彈質(zhì)心位置，如下表：表 導(dǎo)彈各部分的質(zhì)量以及質(zhì)心定位雷達(dá)艙 戰(zhàn)斗部 燃料艙 儀器艙 主級發(fā)動機(jī) 過渡段 助推器質(zhì)量 （kg） 70 260 320 328 150 65 1129長度（mm） 850 1400 2022 2200 900 800 2690質(zhì)心（mm） 425 1550 3250 5350 6900 7750 9495全彈質(zhì)心（mm）69234512706591058031526047 ?????????X 本章小結(jié)本章對導(dǎo)彈的外形及其各種參數(shù)進(jìn)行了確定，具體內(nèi)容有：四種空氣動力面（前哈爾濱工程大學(xué)本科生畢業(yè)論文22翼、主翼、舵面、穩(wěn)定尾翼）、彈身幾何外形及其相關(guān)參數(shù)；導(dǎo)彈各結(jié)構(gòu)的部位安排；導(dǎo)彈質(zhì)量方程的建立與導(dǎo)彈各部分質(zhì)量的求解；導(dǎo)彈各部分質(zhì)心和全彈質(zhì)心的定位。 助推器有關(guān)參數(shù)的計(jì)算（1）助推器末速度 0v （310）avpot)~7(0?由《設(shè)計(jì)任務(wù)書》得知， ，取當(dāng)?shù)芈曀贋?340 ，則有Mav3?sm第 3 章 導(dǎo)彈總體方案設(shè)計(jì)概述19 smvpot )816~74(0?根據(jù)實(shí)際情況，本次設(shè)計(jì)取 。根據(jù)《設(shè)計(jì)任務(wù)書》，目前只知道導(dǎo)彈的總質(zhì)量。其中， 為主級（第二級）的有效載荷，導(dǎo)彈第二級的質(zhì)量 則可認(rèn)為)(guwhm? 2m是第一級的有效載荷。r 將上式兩邊同除 ，則有相對質(zhì)量的表達(dá)式2 （33）rwbenprguwh mm???1其中 ，wh， ， ， ， ，2mgu?2prr 2en2b?2w?r令 ， ， ，將以上三式代入式prKen?rwbrwbsK??（33） ，整理后得 （34）221mguh??其中 senprK??2助推器質(zhì)量方程式的建立當(dāng)采用固體火箭發(fā)動機(jī)時，其質(zhì)量 一般可表示為：1 （35）1senprm??哈爾濱工程大學(xué)本科生畢業(yè)論文18將上式兩邊同時除以 ，得0m （36）1101KKsenpr???其中， ——助推器推進(jìn)劑質(zhì)量；1pr ——助推器發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量；en ——其他結(jié)構(gòu)（如安定面、第一級副翼及操縱和分離機(jī)構(gòu)等）質(zhì)量。從氣動阻力和安裝調(diào)整工藝來看，串聯(lián)式也比并聯(lián)式有一定優(yōu)勢。助推器的安排形式有并聯(lián)和串聯(lián)兩種，參考同類型導(dǎo)彈相關(guān)資料，本次設(shè)計(jì)選擇串聯(lián)式布局。 發(fā)動機(jī)和助推器主級的液體火箭發(fā)動機(jī)的推力室安排在主級的尾部，輸送系統(tǒng)選擇泵壓式，渦輪泵安排在推力室之前，靠近推力室。因此，戰(zhàn)斗部多安排在緊靠導(dǎo)引頭后方。 戰(zhàn)斗部戰(zhàn)斗部屬于危險部件，又是全彈中質(zhì)量較大的設(shè)備，為便于使用維護(hù)并最大可能發(fā)揮戰(zhàn)斗部的殺傷威力，要求戰(zhàn)斗部獨(dú)立形成一個艙段，并保證安裝、拆卸的方便；哈爾濱工程大學(xué)本科生畢業(yè)論文16要求戰(zhàn)斗部外殼盡可能就是艙體外殼，其外部不應(yīng)有較強(qiáng)的構(gòu)件（如彈翼、舵面等），以免影響爆破效果。 導(dǎo)引頭由于雷達(dá)型或光學(xué)型導(dǎo)引頭都要求其天線正前方具有開闊的視野，以進(jìn)行對目標(biāo)的搜索、捕獲與跟蹤，所以凡是采用導(dǎo)引頭的導(dǎo)彈，其頭部位置一定是安置導(dǎo)引頭。在確定了導(dǎo)彈的主要參數(shù)、氣動布局形式、彈體各主要部件的外形幾何參數(shù)及其尺寸后，導(dǎo)彈的初步設(shè)計(jì)便可進(jìn)行部位安排工作。質(zhì)心定位的作用是保證導(dǎo)彈在飛行過程中有必要和適度的穩(wěn)定性和操縱性，保證導(dǎo)彈具有足夠的機(jī)動性。 導(dǎo)彈部位安排設(shè)計(jì) 原則及要求部位安排和質(zhì)心定位是總體設(shè)計(jì)中一項(xiàng)復(fù)雜細(xì)致又很重要的工作。過渡艙段采用錐形艙結(jié)構(gòu)，前端直徑 ，后端直徑 。本文所設(shè)計(jì)的某型地空導(dǎo)彈主級的尾部