CN104615813B - 一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，包括下述步骤：步骤1，确定导弹的总体参数、总体指标和设计约束；步骤2，确定导弹中的栅格舵舵面外形；步骤3，在栅格舵前侧的导弹弹体上增加边条翼，并确定边条翼的几何参数；步骤4，在边条翼的几何参数不变的前提下，确定边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离d。本发明通过在栅格舵前增加边条翼，同时通过边条翼的几何参数、边条翼在导弹弹体上的位置以及边条翼的最大展长设计，使得带栅格舵导弹在实际使用中得到良好的减小压心变化量的效果，解决了带栅格舵导弹中栅格舵舵面由折叠状态到展开状态，导弹全弹压心变化过大而带来的操稳特性难以协调的问题。

Description

一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法。

背景技术

导弹中的栅格舵舵面是由众多薄的栅格壁镶嵌在边框内形成的多升力面***，它在给定空间内具有更佳的升力性能，且方便折叠，同时还具有铰链力矩小的优点，因此国内外在栅格舵应用方面开展了大量研究。在现有技术中，如图1、2、3所示，图1为现有技术中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态的示意图，图2为现有技术中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵与导弹弹体的外包络几何限制的位置关系示意图，图3为现有技术中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈展开状态的示意图；其中，栅格舵舵面为10′，弹体为20′，外包络几何限制为30′。

对于内埋空空弹或者子母弹中的子弹设计，应用栅格舵需要解决一大难题：即栅格舵舵面由于弦长较小，折叠后突出弹体高度不高，这样在折叠状态下栅格舵舵面提供的升力贡献较小，栅格舵舵面由折叠状态到展开状态，会带来全弹压心较大后移，导弹的压心后移量在导弹超音速飞行时可能达到全弹弹体长的20％以上，这样同时满足分离初始以及末端机动操稳特性要求，会变得比较困难。现有技术中一般解决方法有两种：一是通过弹道设计，使得导弹的分离和末端机动在不同马赫数以及高度下进行，这种方法虽然能够避免压心变化过大带来的问题，但是极大的限制了导弹的弹道设计，影响了导弹的作战能力；二是采用姿控等其它辅助控制措施，这种方法会大大增加导弹总体质量、控制难度以及结构设计的复杂性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法；即在栅格舵前增加边条翼，同时通过边条翼的几何参数、边条翼在导弹弹体上的位置以及边条翼的最大展长设计，使得带栅格舵导弹在实际使用中得到良好的减小压心变化量的效果，解决了带栅格舵导弹中栅格舵舵面由折叠状态到展开状态，导弹全弹压心变化过大而带来的操稳特性难以协调的问题。

为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：

一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，包括下述步骤：

步骤1，确定导弹的总体参数、总体指标和设计约束；

步骤2，确定导弹中的栅格舵舵面外形；

步骤3，在栅格舵前侧的导弹弹体上增加边条翼，并确定边条翼的几何参数；

步骤4，在边条翼的几何参数不变的前提下，确定边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离d。

进一步的，所述方法还包括：

步骤5，增加边条翼后，确定导弹外形的气动特性数值，用于确定增加边条翼后的导弹外形的气动特性数值是否同时满足导弹的总体指标。

步骤6，调整边条翼外形和栅格舵舵面外形，直到满足步骤1中所确定的导弹的总体指标，同时并满足当栅格舵舵面呈折叠状态时，导弹弹体的压心最靠后。

进一步的，导弹的总体参数包括弹体质量、弹体质心、设计马赫数和设计空域。

进一步的，导弹的总体指标包括当导弹上栅格舵舵面在呈展开状态下的可用过载、压心设计要求和操稳特性要求，以及当导弹上栅格舵舵面在呈折叠状态下的静稳定度要求。

进一步的，导弹的设计约束包括不带栅格舵时导弹弹体的几何约束和当导弹上栅格舵舵面在呈折叠状态下的弹体外包络几何限制。

进一步的，栅格舵舵面外形的几何参数包括栅格舵舵面的升力面积、栅格舵舵面的弦长、栅格舵舵面的间距、栅格舵舵面中栅格的格子数，以及栅格舵舵面的舵壁剖面形状。

进一步的，所述步骤2中确定导弹中的栅格舵舵面外形，具体为：根据步骤1中所确定的导弹的总体参数和设计约束，确定满足导弹上栅格舵舵面在呈展开状态下的总体指标的栅格舵舵面外形。

进一步的，边条翼的几何参数包边条翼的弦长、边条翼的展长以及边条翼的的剖面形状，其中边条翼的展长采用当导弹上栅格舵舵面在呈折叠状态下的弹体外包络几何限制内的最大展长。

进一步的，所述步骤4中在边条翼的几何参数不变的前提下，确定边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离d，具体为：改变边条翼与栅格舵舵面之间的距离d，确定在导弹弹体上无设计边条翼以及在导弹弹体上设计有边条翼的两种情况下导弹弹体的压心，得出两者之间的差值，从而进一步得出增加边条翼后导弹弹体的压心的后移量；比较不同距离所对应的压心后移量，当压心后移量最大时，对应的边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间距离为最佳距离d，此时边条翼位置最靠后，且边条翼对栅格舵舵面气动干扰影响小。

进一步的，所述步骤6中调整边条翼外形和栅格舵舵面外形的方法包括：

如果当栅格舵舵面呈展开状态时，导弹弹体的压心位置不合理，则通过栅格舵舵面外形的几何参数调整来改变栅格舵舵面的升力贡献；

如果当栅格舵舵面呈折叠状态时，导弹弹体的压心位置不合理，则调整边条翼的弦长b，但边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离仍然采用步骤4中所获得的距离d，且边条翼的展长仍然采用步骤3中所确定的边条翼的展长。

本发明与现有技术相比，具有如下积极有益的效果：

1、本发明所提供的带栅格舵导弹的设计方法，避免了带栅格舵导弹的外形设计参数过多，设计过程复杂难以操作的问题，通过在栅格舵前增加边条翼的设计方法，可以快速高效的实现减小压心变化量的目的。

2、通过本发明所设计出的带栅格舵导弹，对导弹总体及控制性能影响较小；具体为为了保证栅格舵舵面展开状态压心位置，栅格舵舵面升力面积需要减小，栅格舵舵效有所降低，但是由于边条翼对于大攻角压心后移贡献较小，栅格舵舵面升力面积变化较小，大攻角下操稳特性不会有大幅度降低，不会对总体及控制性能影响较大。

3、本发明中所增加的边条翼结构尺寸小，对导弹质量增加小，具体为：由于采用了最大展长、最佳位置的边条翼，最大限度的利用边条翼可能达到的压心贡献能力，同时边条翼面积较小，全弹质量不会大幅增加。

4、本发明不会增大导弹总体及控制设计复杂性，且基于本发明，可以减小栅格舵舵面由折叠状态到展开状态全弹压心变化范围，尤其是小攻角下效果明显，压心变化范围的减小量可达全弹弹体长度的10％以上。

5、通过导弹本身的外形设计来达到弹体压心变化量调节，减小操稳特性设计的难度，不需要借助其它辅助控制措施，也不需要限制弹道设计，不会明显增大导弹总体及控制设计复杂性。

附图说明

图1为现有技术中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态的示意图。

图2为现有技术中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵与导弹弹体的外包络几何限制的位置关系侧视图。

图3为现有技术中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈展开状态的示意图。

图4为本发明的方法流程示意图。

图5为本发明中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵舵面与边条翼之间的位置及结构示意图。

图6为本发明中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵舵面、边条翼与导弹弹体的外包络限制的位置关系示意图。

图7为本发明中带栅格舵导弹上栅格舵舵面呈折叠状态时栅格舵舵面、边条翼与导弹弹体的外包络限制的位置关系侧视图。

图8为不具有边条翼的带栅格舵导弹，其栅格舵舵面在呈折叠状态时与在呈展开状态时全弹压心的比较曲线图。

图9为具有边条翼的栅格舵导弹，其栅格舵舵面在呈折叠状态时与在呈展开状态时全弹压心的比较曲线图。

具体实施方式

下面结合附图说明本发明的具体实施方式。

如图4至图9所示，一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，导弹采用栅格舵尾控，且在导弹初始飞行阶段，栅格舵舵面保持折叠状态，而在初始飞行段结束后，栅格舵舵面展开。

所述的导弹的设计方法具体步骤如下：

步骤1，确定导弹的总体参数、总体指标和设计约束；

导弹的总体参数包括弹体1质量、弹体1质心、设计马赫数和设计空域；导弹的总体指标包括当导弹上栅格舵舵面2在呈展开状态下的可用过载、压心设计要求和操稳特性要求，以及当导弹上栅格舵舵面2在呈折叠状态下的静稳定度要求；导弹的设计约束包括不带栅格舵时导弹弹体1的几何约束和当导弹上栅格舵舵面2在呈折叠状态下的弹体1外包络几何限制3；如图6、7所示，栅格舵舵面2呈折叠状态时导弹弹体1外包络空间限制3为最大直径为D的圆。

步骤2，确定导弹中的栅格舵舵面2外形，具体为：根据步骤1中所确定的导弹的总体参数和设计约束，确定满足导弹上栅格舵舵面2在呈展开状态下的总体指标的栅格舵舵面外形。栅格舵舵面外形的几何参数包括栅格舵舵面的升力面积、栅格舵舵面2的弦长、栅格舵舵面的间距、栅格舵舵面中栅格的格子数，以及栅格舵舵面的舵壁剖面形状。

步骤3，在栅格舵前侧的导弹弹体上增加边条翼4，并确定边条翼4的几何参数；边条翼4的几何参数包边条翼的弦长、边条翼的展长以及边条翼的的剖面形状，其中边条翼的展长采用当导弹上栅格舵舵面2在呈折叠状态下的弹体外包络几何限制3内的最大展长；即边条翼4的最大展长L与栅格舵呈折叠状态下的弹体外包络几何限制直径D相同，即L＝D。

步骤4，在边条翼4的几何参数不变的前提下，确定边条翼4与呈折叠状态的栅格舵舵面2之间的距离d，具体为：改变边条翼4与栅格舵舵面2之间的距离d，确定在导弹弹体上无设计边条翼以及在导弹弹体上设计有边条翼的两种情况下导弹弹体的压心，得出两者之间的差值，从而进一步得出增加边条翼后导弹弹体的压心的后移量；比较不同距离所对应的压心后移量，当压心后移量最大时，对应的边条翼4与呈折叠状态的栅格舵舵面2之间距离为最佳距离d，此时边条翼4位置最靠后，且边条翼4对栅格舵舵面2气动干扰影响小。

步骤5，增加边条翼4后，确定导弹外形的气动特性数值，用于确定增加边条翼4后的导弹外形的气动特性数值是否同时满足步骤1中所确定导弹的总体指标。具体为：获得在栅格舵舵面2呈展开状态下时导弹的可用过载、导弹的压心特性、导弹的操稳特性，以及在栅格舵舵面2呈折叠状态下时导弹的静稳定度特性。

步骤6，调整边条翼外形和栅格舵舵面外形，直到满足步骤1中所确定的导弹的总体指标，同时并满足当栅格舵舵面2呈折叠状态时，导弹弹体1的压心最靠后；调整方法具体是：

如果当栅格舵舵面2呈展开状态时，导弹弹体1的压心位置不合理，则通过栅格舵舵面外形的几何参数调整来改变栅格舵舵面2的升力贡献；

如果当栅格舵舵面2呈折叠状态时，导弹弹体1的压心位置不合理，则调整边条翼4的弦长b，但边条翼4与呈折叠状态的栅格舵舵面2之间的距离仍然采用步骤4中所获得的距离d，且边条翼4的展长仍然采用步骤3中所确定的边条翼4的展长L。

反复迭代步骤5至步骤6，直到确立满足导弹总体指标的带边条翼导弹外形方案。

本发明通过在栅格舵前增加边条翼，可以获得满足导弹总体指标的带边条翼的导弹外形方案。图8为不具有边条翼的带栅格舵导弹，其栅格舵舵面在呈折叠状态时与在呈展开状态时全弹压心的比较曲线图；图9为具有边条翼的栅格舵导弹，其栅格舵舵面在呈折叠状态时与在呈展开状态时全弹压心的比较曲线图。其中横坐标α为攻角，纵坐标为全弹压心XCP，XCPzk代表栅格舵在呈折叠状态时全弹压心计算结果，XCPzd代表栅格舵在呈折叠状态时全弹压心计算结果。可以看出，不论是不带边条翼方案还是带边条翼方案，栅格舵舵面展开后全弹压心都会明显后移，不具有边条翼的方案在小攻角下压心后移量最大达到全弹弹体长度的20％,但是采用具有边条翼的方案后，小攻角下压心变化范围的减小量可达全弹弹体长度的10％以上，压心变化量大大减小，效果显著。

本发明在边条翼外形设计时采用了弹体外包络几何限制内的最大展长以及弹上最佳位置的边条翼位置，最大限度的利用了边条翼可能达到的压心贡献能力，增加的边条翼面积较小，使全弹质量增加不大；由于边条翼对于大攻角压心后移贡献较小，栅格舵升力面积变化较小，大攻角下操稳特性不会有较大降低，不会对导弹总体及控制性能影响较大；综上所述，本发明通过导弹本身的外形设计来达到弹体压心变化量调节，减小操稳特性设计的难度，不需要借助其它辅助控制措施，也不需要限制弹道设计，不会明显增大导弹总体及控制设计复杂性。

本文中所采用的描述方位的词语“上”、“下”、“左”、“右”等均是为了说明的方便基于附图中图面所示的方位而言的，在实际装置中这些方位可能由于装置的摆放方式而有所不同。

综上所述，本发明所述的实施方式仅提供一种最佳的实施方式，本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，然而熟悉本项技术的人士仍可能基于本发明所揭示的内容而作各种不背离本发明创作精神的替换及修饰；因此，本发明的保护范围不限于实施例所揭示的技术内容，故凡依本发明的形状、构造及原理所做的等效变化，均涵盖在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于包括下述步骤：

步骤1，确定导弹的总体参数、总体指标和设计约束；

步骤2，确定导弹中的栅格舵舵面外形；

步骤3，在栅格舵前侧的导弹弹体上增加边条翼，并确定边条翼的几何参数；

步骤4，在边条翼的几何参数不变的前提下，确定边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离d；

步骤5，增加边条翼后，确定导弹外形的气动特性数值，用于确定增加边条翼后的导弹外形的气动特性数值是否同时满足导弹的总体指标；

步骤6，调整边条翼外形和栅格舵舵面外形，直到满足步骤1中所确定的导弹的总体指标，同时并满足当栅格舵舵面呈折叠状态时，导弹弹体的压心最靠后；

所述步骤6中调整边条翼外形和栅格舵舵面外形的方法包括：

如果当栅格舵舵面呈展开状态时，导弹弹体的压心位置不合理，则通过栅格舵舵面外形的几何参数调整来改变栅格舵舵面的升力贡献；

如果当栅格舵舵面呈折叠状态时，导弹弹体的压心位置不合理，则调整边条翼的弦长b，但边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离仍然采用步骤4中所获得的距离d，且边条翼的展长仍然采用步骤3中所确定的边条翼的展长。

2.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，导弹的总体参数包括弹体质量、弹体质心、设计马赫数和设计空域。

3.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，导弹的总体指标包括当导弹上栅格舵舵面在呈展开状态下的可用过载、压心设计要求和操稳特性要求，以及当导弹上栅格舵舵面在呈折叠状态下的静稳定度要求。

4.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，导弹的设计约束包括不带栅格舵时导弹弹体的几何约束和当导弹上栅格舵舵面在呈折叠状态下的弹体外包络几何限制。

5.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，栅格舵舵面外形的几何参数包括栅格舵舵面的升力面积、栅格舵舵面的弦长、栅格舵舵面的间距、栅格舵舵面中栅格的格子数，以及栅格舵舵面的舵壁剖面形状。

6.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，

所述步骤2中确定导弹中的栅格舵舵面外形，具体为：根据步骤1中所确定的导弹的总体参数和设计约束，确定满足导弹上栅格舵舵面在呈展开状态下的总体指标的栅格舵舵面外形。

7.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，边条翼的几何参数包边条翼的弦长、边条翼的展长以及边条翼的的剖面形状，其中边条翼的展长采用当导弹上栅格舵舵面在呈折叠状态下的弹体外包络几何限制内的最大展长。

8.根据权利要求1所述的一种用于减小压心变化量的带栅格舵导弹的设计方法，其特征在于，

所述步骤4中在边条翼的几何参数不变的前提下，确定边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间的距离d，具体为：改变边条翼与栅格舵舵面之间的距离d，确定在导弹弹体上无设计边条翼以及在导弹弹体上设计有边条翼的两种情况下导弹弹体的压心，得出两者之间的差值，从而进一步得出增加边条翼后导弹弹体的压心的后移量；比较不同距离所对应的压心后移量，当压心后移量最大时，对应的边条翼与呈折叠状态的栅格舵舵面之间距离为最佳距离d，此时边条翼位置最靠后，且边条翼对栅格舵舵面气动干扰影响小。