【正文】 步對(duì)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的推力做如下估算： 212XxF C S v?? ? ? ? ? ?2 12? 式中， xC 為平均升力系數(shù)， S 為彈體橫截面積， ? 為當(dāng)?shù)卮髿饷芏龋?v 為導(dǎo)彈飛行平均速度。 燃料橫截面積為： XF npSFS r a p I? ?? ? ?2 13? 式中， pr 為裝藥比重， a 為燃速系數(shù)， p 為常溫下壓力， n 為壓力指數(shù)，SI 為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖。 因此可以得到續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)直徑為： 4 2FFx FxSD ???? ? ?2 14? 式中， Fx? 為續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的厚度。 進(jìn)而得到續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的長(zhǎng)度為： m a xXnF F xLL a p Lv? ? ? ? ? ? ?2 15? 式中 maxL 為導(dǎo)彈的最大射程， FxL? 為考慮發(fā)動(dòng)機(jī)殼體前后端而選取的長(zhǎng)度余量。 根據(jù)總體布局安排，戰(zhàn)斗部與起飛發(fā)動(dòng)機(jī)連接，因此起飛發(fā)動(dòng)機(jī)直徑為與戰(zhàn)斗部的直徑相同，即： Fq WDD? ? ?2 16? 采用單根管裝藥，可將續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)插入到起飛發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)腔之中，同時(shí)引信的起爆裝置也在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)腔占據(jù)一定空間，從而大大縮減導(dǎo)彈的長(zhǎng)度。因此起飛發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)腔徑向尺寸就是： iF q Fx iF qD D D? ? ? ? ?2 17? 式中， iFqD? 為腔內(nèi)空間的設(shè)計(jì)余量。 起飛裝藥的外徑則為： 北京理工大學(xué)本科生畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文） Opinos adugethry39。mlcAv,fPb20*jZTxMI:EYB()15 2op Fq FqdD ??? ? ?2 18? 式中， Fq? 為起飛發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體厚度。 起飛裝藥的內(nèi)徑即為： 2ip iFq FqdD ??? ? ?2 19? 起飛發(fā)動(dòng)機(jī)的長(zhǎng)度可按下式估算： ? ?2214SvgIqFqop ip pMeLd d r?? ?????????? ? ? ? ?2 20? 式中， qM 為導(dǎo)彈的起飛質(zhì)量， g 為重力 加速度。 至此完成反坦克導(dǎo)彈總體方案相關(guān)的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)設(shè)計(jì)。 氣動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì) 氣動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)這一部分主要完成導(dǎo)彈的外形設(shè)計(jì)，并計(jì)算設(shè)計(jì)外形下的氣動(dòng)特性。導(dǎo)彈外形設(shè)計(jì)涉及到氣動(dòng)布局的形式和幾何參數(shù)的確定，是導(dǎo)彈總體初步設(shè)計(jì)工作中一個(gè)重要的組成部分，主要進(jìn)行彈身、彈翼、尾翼及舵面的幾何參數(shù)選擇和幾何尺寸的計(jì)算與確定，并據(jù)此進(jìn)行氣動(dòng)工程估算，以得到本文設(shè)計(jì)的反坦克導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、壓心 和力矩系數(shù)等。 氣動(dòng)系統(tǒng)選擇 為了簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)，在氣動(dòng)分系統(tǒng)方案選擇時(shí)參考 “XX 導(dǎo)彈 ”反坦克 導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局和外形。選擇半球型頭部、圓柱彈身，無(wú)收縮尾部。正常式布局， 8 片彈翼， 4 片尾翼，全動(dòng)舵，彈翼與尾翼的布局形式為 “??? ”。彈翼與尾翼均為向前折疊式，發(fā)射前在彈身內(nèi)部，以保證導(dǎo)彈在發(fā)射筒中存放與運(yùn)輸。 氣動(dòng)系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì) （ 1） 彈身幾何參數(shù)的確定 彈身的幾何參數(shù)有：彈身長(zhǎng)細(xì)比 Bf ，頭部長(zhǎng)徑比 nf ，尾部長(zhǎng)徑比 tf 和尾部收縮比 t? 。這里設(shè)計(jì)半球形頭部的長(zhǎng)徑比為 ? ，而彈身長(zhǎng)徑比可以由導(dǎo)彈戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)中導(dǎo)彈的直徑和長(zhǎng)度值計(jì)算。 （ 2） 彈翼及控制面外形參數(shù)設(shè)計(jì) Opinos adugethry39。mlcAv,fPb20*jZTxMI:roEYB()16 在初步設(shè)計(jì)時(shí)，首先要確定彈翼的平面形狀。對(duì)于大多數(shù)反坦克導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)，飛行速度都是在亞音速 范圍內(nèi)，在飛行過(guò)程中變化也很平緩。在亞音速范圍內(nèi)，展弦比相等的條件下，矩形彈翼同其他形狀彈翼相比，氣動(dòng)特性相差不大。 實(shí)際上反坦克導(dǎo)彈彈翼的后掠角都不大，根 梢接近于 1，基本都 可以看作矩形彈翼。從工藝觀點(diǎn)來(lái)看，矩形彈翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，容易制造，因此初步設(shè)計(jì)時(shí)優(yōu)先采用矩形彈翼，必要時(shí)再視實(shí)際情況進(jìn)行調(diào)整。 根據(jù)機(jī)動(dòng)性要求設(shè)計(jì)彈翼時(shí)，要保證預(yù)先規(guī)定的可用過(guò)載。根據(jù)過(guò)載定義可以推出如下方程： ? ?2. . m a x1 0 .0 5y K y k Kn V S C F Fmg ?????? ? ??? ? ?2 21? 由式 ? ?2 21? 可以解出未知量 yC?????。導(dǎo)彈的彈翼幾何參數(shù)產(chǎn)生的升力系數(shù)斜率必須達(dá)到此 yC?????，于是有： . . m a x20 . 5y K K Ky Kn m g F FC VS? ??????? ??? ? ?2 22? 為了保證導(dǎo)彈具有規(guī)定的可用過(guò)載，關(guān)鍵在于設(shè)計(jì)適當(dāng)?shù)膹椧?，滿足： yyCC??????? ? ?2 23? 升力系數(shù)斜率 yC? 的計(jì)算公式為（為了簡(jiǎn)化計(jì)算，忽略速度阻滯計(jì)算和下洗角的影響）： W Ty y B y W W B y T T BS SC C C K C KSS? ? ? ?? ? ? ? ?2 24? 式中， yBC? ：?jiǎn)为?dú)彈身的升力系數(shù) 斜率 ； yWC? ：?jiǎn)为?dú)彈翼的升力系數(shù)斜率； WBK ：考慮彈身彈翼干擾效應(yīng)的修正系數(shù)； TBK ：考慮彈身尾翼干擾效應(yīng)的修正系數(shù)； WS ：對(duì)外露彈翼的面積； TS ：一對(duì)外露尾翼的面積； S ：參考面積（彈身橫截面積）。 不計(jì)翼型厚度和彎度的影響時(shí)，亞音速下大展弦比梯形彈翼的升力系數(shù)斜率為： 北京理工大學(xué)本科生畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文） Opinos adugethry39。mlcAv,fPb20*jZTxMI:EYB()17 ? ?220 . 50 . 51 1 1 c os 2 c osWyWWplClM?? ????????? ? ? ?????? ? ?2 25? 其中 ? 為彈翼中弦線后掠角，矩形彈翼時(shí)， 1? ? ， 于是上式可以寫成： 221 1 12WyWWCM? ????????? ? ? ?????? ? ?2 26? 彈身與彈翼干擾效應(yīng)的修正系數(shù) WBK 的計(jì)算公式如下： 1 .2WB WWDKl ?????? ? ?????? ???? ? ?2 27? 式中 WWl D l? ?? 。 若是矩形彈翼，則可寫成： 21WB WDKl????????? ? ?2 28? 同理對(duì)于導(dǎo)彈尾翼，相應(yīng)的計(jì)算式為： 221 1 12TyTTCM? ????????? ? ? ?????? ? ?2 29? 21TB TDK l????????? ? ?2 30? 孤立彈身的升力系數(shù)斜率可以近似取 2，即： 2yBC? ? 將式 ? ?2 26? 、 ? ?2 28? 、 ? ?2 29? 以及 ? ?2 30? 代入 ? ?2 24? 式可得： 2 222221 121 1 11 1 1 22W TW Tw TyWTS D S DSl SlCMM??? ?????? ??? ??? ??? ?? ? ? ?? ? ?? ? ? ????? ? ? ?? ? ????? ???? ???? ? ?2 31? 又因?yàn)椋? Opinos adugethry39。mlcAv,fPb20*jZTxMI:roEYB()18 21WWW WWl DS bl ll???? ? ?????? ? ?2 32? 21TTT TTl DS blll???? ? ?????? ? ?2 33? 24DS ?? ? ?2 34? 將式 ? ?2 32? 、 ? ?2 33? 及 ? ?2 34? 代入式 ? ?2 31? 并整理得： 2 22 22 22 2 2 2221 121 1 11 1 1 4242W TyW W T Tl lD DCll MMDD?? ???????? ???? ??? ??? ? ? ?? ? ?? ? ? ???? ? ? ? ? ? ? ?? ? ? ????? ? ? ?? ? ?? ? ? ?? ? ? ? ????? ? ? ? ? ? ? ?? ? ? ?????? ?2 35? 根據(jù)上述公式，可以在初步確定可用攻角的情況下設(shè)計(jì)彈翼。由于本文反坦克導(dǎo)彈采用全動(dòng)舵形式，舵面的外形參數(shù)和尾翼相 同。 （ 3） 彈翼及控制面位置的確定 彈體的固有擺動(dòng)頻率 n? 是比較重要的動(dòng)態(tài)特性參數(shù)。導(dǎo)彈的空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)應(yīng)該保證導(dǎo)彈的固有擺動(dòng)頻率 n? 在適當(dāng)?shù)姆秶鷥?nèi)。 由于： 22zn zm V SLJ? ?? ?? ? ?2 36? 其中，俯仰力矩系數(shù)斜率 zm? 可以通過(guò)升力系數(shù)斜率 yC? 來(lái)表示： ? ? pGzyxxmC L?? ??? ? ?2 37? 式中 px 為從彈尖到全彈壓心的距離； Gx 為從彈尖到全彈質(zhì)心的距離。 所以： 222 znpG yJwxx V SC???? ? ?2 38? 由此可知，只要規(guī)定了導(dǎo)彈擺動(dòng)的固有頻率 n? 的下限，那 么就可以確定全彈壓力中心的前限 pqx 。 為確保整個(gè)彈體壓心位置符合要求，必須合理安排彈翼位置。然而彈翼 位置的安排還應(yīng)該考慮到導(dǎo)彈自身的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)。由于 “XX”反坦克導(dǎo)彈的彈翼為北京理工大學(xué)本科生畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文） Opinos adugethry39。mlcAv,fPb20*jZTxMI:EYB()19 向前折疊式，后緣緊靠發(fā)動(dòng)機(jī)艙，主戰(zhàn)斗部的錐形裝藥方式為導(dǎo)彈的彈翼提供折疊空間。因此在對(duì)彈翼位置進(jìn)行初步設(shè)計(jì)時(shí)，可先通過(guò)導(dǎo)彈各個(gè)艙段（主要是發(fā)動(dòng)機(jī)艙）的長(zhǎng)度來(lái)確定彈翼以及尾翼后緣位置，再對(duì)其靜穩(wěn)定裕度進(jìn)行計(jì)算。由于此時(shí)導(dǎo)彈的各艙段長(zhǎng)度尚未確定，導(dǎo)彈的速度方案也需在彈道設(shè)計(jì)時(shí)才能給出。因此這里設(shè) 計(jì)時(shí)，為了初步方案設(shè)計(jì)得以順利地進(jìn)行，同時(shí)也為了提高設(shè)計(jì)效率，在艙段安排上暫時(shí)參考 “XX”模型，進(jìn)而根據(jù)前面的推導(dǎo)得出彈翼與控制面的幾何參數(shù)和位置參數(shù)。 制導(dǎo)與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) 由于作者的能力和知識(shí)的有限，本論文在這一部分僅進(jìn)行制導(dǎo)與控制方案的選擇。 制導(dǎo)方案選擇：制導(dǎo)方式為紅外成像制導(dǎo)，導(dǎo)引頭為紅外焦平面陣列凝視成像導(dǎo)引頭，導(dǎo)引方法選擇輕型反坦克導(dǎo)彈中最常用的比例導(dǎo)引法。 控制方案選擇：選擇全動(dòng)式舵機(jī)、推力矢量控制翼、雙通道控制。 結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì) 這里的結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)設(shè)計(jì)包含的主要任務(wù)是進(jìn)行 部位安排，即總體部位安排。 在確定了導(dǎo)彈的主要參數(shù)、氣動(dòng)形式布局、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。它是導(dǎo)彈初步設(shè)計(jì)中一項(xiàng)復(fù)雜而且極為重要的工作。其主要任務(wù)是將導(dǎo)彈的有效載荷、動(dòng)力裝置和彈體各主要部件等給以合理的安排，確定其具體位置。這一部分要進(jìn)行導(dǎo)彈的質(zhì)心定位和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量計(jì)算。 質(zhì)心定位計(jì)算可以按以下大致步驟進(jìn)行： （ 1） 將導(dǎo)彈分成若干部件和艙段，為簡(jiǎn)化計(jì)算過(guò)程，假設(shè)各部分質(zhì)量均勻； （ 2） 確定各部分質(zhì)量以及質(zhì)心位置； （ 3） 計(jì)算各部分的質(zhì)心坐標(biāo)，一般以導(dǎo)彈理論頂點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)計(jì)算； （ 4） 將各部分對(duì) 坐標(biāo)原點(diǎn)（導(dǎo)彈理論頂點(diǎn)）取矩，求靜力矩； （ 5） 根據(jù)力矩平衡原理，求導(dǎo)彈質(zhì)心的位置，即： Opinos adugethry39。mlcAv,fPb20*jZTxMI:roEYB()20 10niiiGMxx M??? ? ?1 , 2 , ,i n n?? 零 部 件 總 數(shù) ? ?2 52? 轉(zhuǎn)動(dòng)慣量計(jì)算之前 ，要先對(duì)各個(gè)零部件進(jìn)行簡(jiǎn)化，確定計(jì)算模型。求出各部分繞其自身質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，再通過(guò)平行軸原理，對(duì)過(guò)全彈質(zhì)心的各個(gè)軸求轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。其基本公式如下： 21niiiJm???? ? ?2 53? 在初步設(shè)計(jì)階段，由于一些設(shè)備或分系統(tǒng)的外形尺寸和質(zhì)量不可能估得十分準(zhǔn)確，總是先粗后細(xì)，故一般需反復(fù)進(jìn)行。設(shè)計(jì)時(shí)，可參考 “標(biāo)槍 ”的部位安排，根據(jù)新的設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行必要的修改，并檢驗(yàn)其靜穩(wěn)定度是否滿足要求。 靜穩(wěn)定度可以用導(dǎo)彈的焦點(diǎn)和質(zhì)心之間的位置關(guān)系表示： ? ?LCz m f m f am x x x x b? ? ? ? ? ?2 54? 其中， mx 表示質(zhì)心， fx 為焦點(diǎn)， ab 為平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)。對(duì)于正常式布局的導(dǎo)彈，導(dǎo)彈的焦點(diǎn)在質(zhì)心之后，即為穩(wěn)定的。 由于焦點(diǎn)的計(jì)算以及質(zhì)心位置的確定常常存在一定的誤差，為了保證導(dǎo)彈在整個(gè)飛行過(guò)程中都是靜穩(wěn)定的，在設(shè)計(jì)時(shí)常常留一定的余量，使得導(dǎo)彈的焦點(diǎn)應(yīng)在質(zhì)心之后小于 3%~4% 的彈身長(zhǎng)度，即： ? ? ? ? ? ? ? ?3 % ~ 4 %m f bx t x t x t l? ? ? ? ?2 55? 其中 bl 為彈身長(zhǎng)度。 這里在參考 “XX 導(dǎo)彈 ”部位安排的基礎(chǔ)上，檢驗(yàn)設(shè)計(jì)參數(shù)下的導(dǎo)彈在起飛前、起飛發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥燃盡、續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥燃盡這三個(gè)狀態(tài)的靜穩(wěn)定度，并根據(jù)結(jié)果對(duì)部位安排進(jìn)行微調(diào)。 為了