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。发射段爬高段平飞段平飞加速段俯冲段水平飞行距离Xd高度Yd0ABDCT推力0P1P2Pj飞行时间t3：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：mjP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mjP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,PP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。011GPP022GPP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：0pSGp00其中：S——弹翼的毛面积（即包括弹身部分的弹翼面积），米20p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pG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maxV）已知数据助推器（固发）比推力200jsI秒已知数据主发动机（液发）比推力230sI秒已知数据主发动机两极推力之间的关系2122.2PPP约束条件2、3导弹最大轴向过载15maxP约束条件5助推器工作时间50t秒约束条件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fyn约束条件91：限制助推器脱落速度1500V米/秒1501uD01Vu2：限制主发动机的一级推力1P必须大于二级推力2P，即21PP12PDu22Pu3：限制主发动机以及推力与二级推力的最大差值，即122.2PP22.23PDu13Pu4：限制助推器工作时间，即50t秒54uD04tu5：限制导弹最大轴向过载，即15maxP155uDmax5Pu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min2RXtd8000min6RDu26tdXu7：限制导弹最大攻角，即887uD7u8：限制平飞段导弹加速度不出现负值，即0dtdV08uDdtdVu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fyn29uDfynu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。8.1.4.1导弹重量方程的建立（建立目标函数）0GGGjWS其中：WSG——导弹起飞重量jG——助推器重量0G——导弹主级重量（即助推器刚脱落时导弹的重量）a助推器重量方程式的建立助推器（固发）的重量jG通常由助推器燃料重量FjG、壳体重量SjG、附件重量OTjG等部分组成OTjSjFjjGGGGOTjSjFjjKKKK其中：WSjjGGK——助推器相对重量系数WSFjFjGGK——助推器燃料相对重量系数WSSjSjGGK——助推器壳体相对重量系数WSOTjOTjGGK——助推器附件相对重量系数经验公式：FjSjKK2.1SjOTjKK225.0则：FjjKK)2.1225.02.11(需要知道FjKb导弹主级重量方程式的建立导弹主级重量0G通常由导弹的有效载荷重量pG、弹体结构重量SG、动力装置重量ppG等几部分组成。ppSpGGGG0两端同除以0GppSpKKGG10弹体结构重量SG由弹身重量BG、弹翼重量WG、尾翼重量RG、操纵系统重量CMG等组成。CMRWBSGGGGG动力装置重量ppG由燃料重量FG、发动机及其附件重量EG等组成。EFppGGG则：ppSpKKGG10CMRWBSKKKKKEFppKKK其中：0GGKSS——弹体结构相对重量系数0GGKpppp——动力装置相对重量系数0GGKBB——弹身相对重量系数0GGKWW——弹翼相对重量系数0GGKRR——尾翼相对重量系数0GGKCMCM——操纵系统相对重量系数0GGKFF——燃料相对重量系数0GGKEE——发动机及其附件相对重量系数经验公式：)18.0(11.012.0FFBKKK012pKWWRKK927.0tCMTK4107.00082.0tsFETIKK095.007.0则：ppSpKKGG10tFFSTppKKK400107.00082.012927.012)18.0(11.012.0tsFFppTIKKK095.007.0其中：SGp00——翼载，公斤/米2；tT——主发动机总工作时间，秒；sI——主发动机比推力，秒。需要已知FK、tTc全弹起飞重量方程的建立0GGGjWSjWSKGG10)1)(1(ppSjpWSKKKGGd小结如果能确定导弹的FjK、FK、tT，就能求出导弹主级重量0G、助推器重量jG、导弹的起飞重量WSG。FjK、FK、tT与导弹飞行性能及许多参数有关，因此必须通过分析航迹上各段运动方程，才能用弹道积分方法计算出这些系数并检查其是否满足导弹性能，即各种约束条件。——————————————————————————————————————————————————————————————————————————————有效载荷755pG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maxV）已知数据助推器（固发）比推力200jsI秒已知数据主发动机（液发）比推力230sI秒已知数据主发动机两极推力之间的关系2122.2PPP约束条件2、3导弹最大轴向过载15maxP约束条件5助推器工作时间50t秒约束条件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fyn约束条件91：限制助推器脱落速度1500V米/秒1501uD01Vu2：限制主发动机的一级推力1P必须大于二级推力2P，即21PP12PDu22Pu3：限制主发动机以及推力与二级推力的最大差值，即122.2PP22.23PDu13Pu4：限制助推器工作时间，即50t秒54uD04tu5：限制导弹最大轴向过载，即15maxP155uDmax5Pu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min2RXtd8000min6RDu26tdXu7：限制导弹最大攻角，即887uD7u8：限制平飞段导弹加速度不出现负值，即0dtdV08uDdtdVu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fyn29uDfynu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。——————————————————————————————————————————————————————————————————————————————8.1.4.2发射段的基本公式（用于目标函数和约束条件的计算）导弹上装载的燃料通过发动机提供推力，使导弹沿着预定的弹道获得一定的速度、航程和高度。它们必须满足战术技术要求所提出的性能指标。为了确定燃料的相对重量系数，可以从导弹的纵向运动方程是触发来考虑，通过对运动方程式的积分求得导弹在发动机推力作用下获得的能量大小，再通过能量的转换就可以求出所需的燃料相对重量系数。假设：助推器工作段，导弹的飞行航迹可以近似看作为直线，弹道倾角m为常值；飞行攻角很小，故可以认为1cos、sin；由于导弹飞行速度低，阻力Q小，而推力P很大，故可忽略阻力影响；发射段的时间很短，故可以认为导弹作等速度飞行。sincosGQPdtdVgGmmjmmjPggGPgdtdVsinsina助推器燃料相对重量系数FjKHjVjHjVjFFFFFjKKKKK211其中：SjFgIVKVj0——导弹为增加飞行速度而消耗的助推器燃料的相对重量系数；mSjdFVIYKHj0——导弹作爬高运动而消耗的助推器燃料的相对重量系数；mmdVtYsin00——助推器工作结束（发射段终点）时导弹飞行的高度；SjI——助推器的比推力，秒；mV——发射段导弹的平均速度，米/秒；0t——助推器的工作时间，秒。mmjPgVVVtsin000其中：g——重力加速度，米/秒2；则：mmjSjmFPgIVKHjsinsin0设：mmjmjSjFFFjPPgIVKKKHjVjsin0则：FjFjFjKKK5.01得到了FjK检查助推器工作时间0t（约束条件4）b发射段的最大推重比maxP（最大轴向过载）发射段的平均推重比FjWSmjGGPP5.0最大推重比FjWSGGPPmaxFjWSFjWSWSFjWSFjWSWSGGGGGPGGGGGP5.05.0)1()5.01(maxFjFjmjKPKP)1(1)1()5.01(maxFjmjFjFjmjKPKKPP检查最大轴向过载maxP（约束条件5）c发射段终点处导弹的水平航程0dX和高度0dYmmjmmdPgVtVXsin2coscos2120000mmjmmdPgVtVYsin2sinsin2120000为主发动机工作段准备积分初值8.1.4.3主发动机工作段的基本公式（用于目标函数和约束条件的计算）助推器脱落后，在主发动机工作段导弹重心