戰術導彈的氣動工程估算
一、氣動工程估算概述
當飛行器以一定的速度在大氣中運動時，外表面各部分都會受到空氣動力的作用，這些空氣動力的總和就是飛行器總的空氣動力。空氣動力的大小取決于飛行器外形結構、飛行速度、飛行姿態以及環境大氣條件。空氣動力的作用對飛行器射程、飛行穩定性，以及散布特性產生重大的影響，因此，在設計過程中必須充分考慮作用在飛行器上的空氣動力。飛行器氣動計算是飛行器設計中很重要的工作之一，為后面各部分的設計提供重要的數據支持，是飛行器設計得以順利進行的重要保障。在中小型戰術導彈設計的初始階段，最重要的空氣動力特性參數有三個:阻力系數、升力系數、壓力中心系數。
精確的空氣動力數據必須由風洞實驗測得，但在飛行器設計初始階段，具體參數還沒有完全確定，無法進行風洞實驗，在總體結構參數基本確定的情況下，利用各種理論計算、經驗公式以及實驗曲線或數表等工程估算方法，可以較快速地得到導彈的空氣動力和操作穩定特性，因此工程估算方法廣泛應用于導彈初步設計階段。
本節課講述的工程估算方法的理論依據是飛行器部件空氣動力學，飛行器部件空氣動力學于20世紀50年代隨著無人飛行器（主要是各種戰術武器）的研究而廣泛應用。國內比較有影響的著作：肖業倫等人翻譯、國防工業出版社1964年出版的前蘇聯人A.A.列別捷夫和契爾諾波洛夫金編著的《無人駕駛飛行器的飛行動力學》，而其中的部分方法和數據是基于美國人當時公開出版的理論和實驗著作。國內相當多的文獻和著作參考了該書內容。
工程估算方法的基本思想為將飛行器分解成各個部件，如彈身、彈翼、尾翼等，而彈身又分為彈頭、中間圓柱段、尾部等，分別計算各個部件的氣動數據，再考慮各個部件間的相互影響，最后得到所要求的氣動數據。
二、基于部件空氣動力學的氣動工程估算
2.1明確彈體徑向配置、氣動布局、獲取彈體基本參數；
氣動計算中常用的基本參數：
彈體最大直徑；彈體圓柱部直徑；彈底截面直徑；頭部圓錐半角；彈體長度；彈體頭部長度；彈體圓柱部長度；彈體尾部長度；翼梢弦長；翼根弦長；尾翼展長；尾翼翼型最大厚度；前緣后掠角；后緣后掠角；尾翼翼型最大厚度位置；
氣動計算中常用的導出參數：
全彈長細比；頭部長細比；圓柱部長細比； 尾部長細比；彈體橫截面積；彈體側表面面積；尾翼展弦比；對尾翼平面投影面積；尾翼平均幾何弦長；根梢比；翼型相對厚度；平均空氣動力弦；
與升力面相關的常用概念：
前緣:尾翼最靠前的邊緣；后緣:尾翼最靠后的邊緣；側緣:平行于對稱軸的邊緣；翼根:尾翼
上靠近彈體的部位；翼稍:尾翼上遠離彈體的部位；翼展:尾翼的兩側緣之間的距離
2.2采用工程估算方法計算導彈的氣動參數
首先整理所需的估算方法，編寫程序計算導彈各項氣動系數，其中有大量數據需要查閱圖表，具體做法為先將圖表中數據數字化，生成不同維數的插值表，然后進行插值計算。根據所得到的氣動估算結果，進行的數據的整理分析以及下一環節的分析設計。
全彈氣動力系數 = 各部件單獨氣動力系數 + 各部件間相互干擾系數
（力系數、力矩系數的近似線性表達式參考錢杏芳《導彈飛行力學》第一章相關內容）
1.空氣動力 力系數 力系數導數
總的空氣動力R速度系三軸分量：阻力X、升力Y、側力Z；彈體系三軸分量：軸向力X、法向力Y、法向力Z
空氣動力與來流的動壓q以及導彈的特征面積S成正比，可表示為：，，
彈體阻力系數 = （頭部波阻系數 + 尾部波阻系數） + 底阻系數 + 摩擦阻力系數 + 引信阻力系數 ……
**底部阻力是由于底部壓強不等于環境大氣壓強而形成的。底部阻力大小不但與彈體底部形狀和飛行馬赫數有關，還與彈底是否有火箭噴流有關。
**許多火箭彈都裝有頭部引信，引信的前端一般不是尖的，而是平面形或半球形的。在這種情況下，引信前端中心部分氣壓接近滯止壓力，從而產生附加阻力
由速度坐標系和彈軸坐標系的轉換關系，可以得到彈體的阻力系數與升力系數與軸向力系數和法向力系數的關系。
小攻角下，升力Y≈法向力Y
彈體法向力系數 = 頭部法向力系數 + 尾部法向力系數 + 由粘性引起的附加法向力系數
升力系數、阻力系數、壓力中心只與攻角和馬赫數有關，為二維數組。只需用攻角和馬赫數進行插值即可。對于有助推器的導彈，要注意區別助推器分離前的數據和助推器分離后的數據。
2空氣動力矩 力矩系數 力矩系數導數
俯仰力矩和滾轉力矩計算公式為：，為參考長度。
俯仰力矩系數為：，其中、、分別為靜穩定力矩系數、操縱力矩系數、阻尼力矩系數，所算的數據為前面的（動）導數，注意計算時要乘以相應的角度。各導數為三維數組，用舵偏角、馬赫數和時間進行插值，其它兩個用攻角、馬赫數和時間進行插值。。軸對稱布局，偏航力矩與俯仰力矩類似。
滾轉力矩系數為： ，其中、分別為操縱力矩系數、阻尼力矩系數。所算的數據為前面的導數，注意計算時要乘以相應的角度。各導數為三維數組，需要時間量。用舵偏角、馬赫數和時間進行插值，另一個用攻角、馬赫數和時間進行插值。。
3.彈體壓力中心
常近似的把彈體所受的法向力在彈軸上的作用點作為彈體的壓力中心。
質心、轉動慣量、質量和推力為時間的函數，只需用時間進行插值即可。
三、算例
標準-3BlockⅠ(RIM161)型導彈是美國研制的一種模塊化、中高空、中遠程艦空導彈。標準-3導彈徑向配置采用“”字型設計，縱向配置采用正常式布局。采用尖拱形頭部，圓柱形彈身。在助推器分離前，由于助推器的影響，使得標準-3尾部成擴張狀。導彈彈翼的布置方式為“”型布置方式。其外形如圖所示。
因此在進行導彈氣動計算時，可將導彈分為：助推器、彈身、彈翼、尾舵，其中彈身又分
為：頭部、中間圓柱段、尾部。分別計算助推器、彈身、彈翼、尾舵的氣動數據，再考慮彈身和彈翼、彈身和尾舵、彈翼和尾舵、尾舵和助推器、各彈翼間以及各尾舵間的相互影響。
根據資料調研分析得到相關數據信息：
全彈長（含助推器）6.55m；彈身直徑0.35m；毛舵展1.07m；毛翼展0.81m；全彈質量1500kg；最大速度約為2666m/s；射高160,000m；射程500km；戰斗部：TSRM；氣動估算時將整個導彈大致分為一級、二級、三級、四級四個部分。
一級：MK72固體火箭助推器質量750kg；
二級：MK104雙推力固體火箭發動機質量550kg。
三級：計算時將三級細分為前后兩部分，總長度約1.217m。后部安置MK136三級固體火箭發動機，質量100kg，長度0.82m；前部安置精確制導設備、自動駕駛儀、電源等設備，長度約為0.397m，連同三級圓柱形殼體外側四根邊條翼，三級總重約為130kg；在三級發動機耗盡時第三級與第四級分離。
四級：該部分為尖拱形，長度約為0.733m，重約30kg。包括可拋頭罩和質量約為23kg的動能彈頭LEAP。四級可拋頭罩在第三級與第四級分離之前被拋掉。動能彈頭LEAP在與第三級分離之前，其底部由第三級前端部分所包護，因此與第三級有一部分長度重合（0.183m），重合部分外殼與約0.55m的可拋頭罩構成長度約為0.733m的尖拱形頭部外形，因此第四級將重合部分外殼的長度、質量均包括在內。動能彈頭占有四級絕大部分質量。
MK72固體火箭助推器大致參數如下：
助推器質量：750kg；推進劑質量：507kg；助推器殼體質量：243kg；長度：1.70m（包括一二級連接處長度0.05m）；
直徑：0.53m；助推器工作時間：9s；秒耗量：56.33kg/s；推力：174KN；比沖：3089m/s。
MK104雙推力固體火箭發動機大致參數如下：
發動機質量：550kg；推進劑質量：422kg；發動機殼體質量：128kg；長度：2.90m（其
中包含尾舵部分長度0.4m）；直徑：0.35m；發動機工作時間：44s；?秒耗量：9.59kg/s；推力：22KN；比沖：2294m/s。
MK136三級固體火箭發動機大致參數如下：
發動機質量：100kg；推進劑質量：？70kg；發動機殼體質量：？30kg；長度：0.82m；直徑：0.35m；發動機工作時間：10s+10s；秒耗量：3.5kg/s；推力：7KN；比沖：2000m/s。
全彈長度分布如下：
部位 | 四級 | 三級前部 | 三級后部 | 二級 | 一級 | 總長(m) |
長度(m) | 0.733 | 0.397 | 0.82 | 2.90 | 1.70 | 6.55 |
| 4.85 | 1.70 | 6.55 |
長度(m) | 1.13 | 0.82 | 2.90 | 1.70 | 6.55 |
長度(m) | 0.733 | 1.217 | 4.6 | 6.55 |
長度(m) | 1.95 | 4.6 | 6.55 |
長度(m) | 0.733 | 5.817 | 6.55 |
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