文档介绍：导弹总体设计
——课程设计报告
任务分工
姓名
分工
参数计算,弹道仿真,编程
俯仰力矩,全弹压心
舵面压心,零升阻力,诱导阻力
舵面压心,零升阻力,诱导阻力
升力系数,舵面升力系数对攻角导数
目录
任务分工 2
导弹参数 3
一、升力特性的计算方法 3
3
3
3
3
3
弹身升力系数的计算 3
弹翼对尾翼的下洗 3
3
3
小结 3
二、阻力计算模型 3
3
3
3
3
3
3
3
3
3
三、俯仰力矩系数 3
(静稳定力矩): 3
弹身压心的近似计算公式 3
单独外露翼焦点和压心的计算模型: 3
翼身干扰的干扰升力作用点 3
舵面各焦点、压心的估算: 3
关于舵偏角引起的俯仰力矩系数的计算 3
俯仰力矩系数的表示 3
四、单独舵面压心 3
五、全弹压心 3
六、弹道设计 3
3
3
3
3
七、参考文献 3
导弹参数
类型名称
参数
数值
相对厚度

最大相对厚度位置

1/2弦线后掠角
°
1/2弦线后掠角正切
tan

机翼面积
S

机翼翼展
l
1036
根弦
b0
806
梢弦
b1
325
平均弦长
bpj

平均气动弦长
bA

展弦比
λ

根梢比
η

柱段长细比
位zh

头部长细比
位tb

尾部长细比
位wb

弹身长细比
位sh

底部面积
Sdb

机身最大横截面积
Ssh

尾部收缩比
畏wb

组合参数
λtan

一、升力特性的计算方法
略去体涡对弹翼及翼涡对弹身洗流的干扰影响,XX型布局导弹的升力系数计算公式如下,
对于对称式导弹,式中,即
式中,和分别是升力系数对攻角和舵偏角的导数,这两个导数的工程估算公式如下,

翼身组合体的升力并非由单独弹身产生的升力与单独外露翼产生的升力简单求和而得,必须要考虑两者之间的相互干扰。
在“”情况下可以用如下的干扰因子来定量描述这种干扰现象,
各项的意义是

易得,
据此可以计算得

而在””情况下,有
据此可以计算得

在超音速时,梯形翼的升力线斜率可用有限翼展线性理论来计算,并用相似参数转化为;
在亚音速时,升力系数斜率可用升力面线性理论来准确计算,此时按照相似律,有;
在跨音速时,由跨音速相似律可知与有很大关系。
综上,按,,(跨音速时)这三个参数整理出曲线
图1 单独单翼升力计算图
据此可以查得不同速度下的和,结果如下:
=
=
亚音速段翼的升力线斜率

超音速段翼的升力线斜率

而即为舵面升力系数对攻角导数
其随马赫数变化的曲线如下:

其中表示法向力系数斜率,由此再推出升力线斜率

课本给出了抛物线形头部与圆柱段相结合的弹体线性法向力系数斜率的估算结果,即随的变化曲线(见图2)
图2 抛物线头部-圆柱体法向力系数斜率
由该曲线可查得不同速度下头部的法向力系数斜率如下:
=,=,=
表2亚音速段相关参数

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