1、Q .J 中华人民共在圄蓝空航天工业部航天工韭棕准QJ 1883-90 地(规)空导弹气动外形设计准则1骋。-01-20发布1990-11-01实施中华人民共和国航空航天工业部发布中华人民共和国航空航天工业部航天工业标准QJ 1883-90 地(舰)空导弹气动外形设计准则1主题内容与适用范围本标准规定了地(舰)空导弹气动外形设计的依据、原则、方法、步骤及设iHI算流程框图.本标准适用于各种不同制导体制、不同控制方式的地(舰)空导弹气动外形设计，也适用于空空导弹气功外形设计.2号|用标准QJ 1293导弹空气动力学参数符号QJ 1294导弹飞行动力学参数符号3气动外形的设计依据3.1 目标的速度
2、特性及机动能力.3. 2导弹的最大射程、最大作战高度、平均速度、航路捷径-3. 3导弹机动转弯的控制方式:a.滚转稳定的全方位转弯控制;b 倾斜转弯控制;C.旋转控制-3. 4控制系统对弹体特性的要求a.高空可用过载;b低空限制过载(低空允许使用的最大稳态过载); c单位舵偏角所产生的横向过载的高低空变化范围及低空允许的最大值，d.弹体时间常数TD，其表达式见附录A(参考件); e气动力时间常数TqDJ其表达式见附录A(参考件)，(仅限寻的制导导弹); t导弹和目标最小速度比;Z大攻角俯仰、偏航、滚转三通道气动交叉搞合限制;h旋转控制弹体绕纵轴滚动速率限制，i 倾斜转弯控制弹体绕纵轴滚动阻尼及
3、惯量限制;i控制面最大钱链力矩及反操纵饺链力矩限制.航空航天工业部1990-01-20批准1990-11-01实施QJ 188390 3. 5武器系统及发射平台(包括空中、水上及地面各类发射平台)对导弹质量和尺寸的限制.3. 6空气喷气发动机对进气道的配置、结构形式要求，对最大攻角(侧滑角)的限制，3. 7霄达及红外寻的制导导弹对弹身头部外形、长细比要求;对最大攻角(侧滑角)的限制，3. 8引信战斗部配合对最大攻角(侧滑角)的限制.3. 9垂直发射的导弹气动外形设计要增加两项新的内容a低连和亚声速大攻角(马赫数小于O.日，攻角为500_800)的气动特性研究，b推力矢量控制系统方案选择及控制力
4、和力矩设计.3. 10弹上设备尺寸、质量及安装要求.4气动外形设计原则4. 1满足第3章中有关武器系统、控制系统、制导系统、动力系统、弹上设备及引信战斗部系统对气动外形的各项要求.满足上述各项要求通常不是单方町的，也不是一付阳能够实现的，要有个合理折衷及协调的过程.4. 2争取达到气动特性优化，主要体现为4. 2. 1通过合理选择气动布局、主升力团、控制面及弹身的外形参数，使导弹在飞行马赫数和攻角范围内达到较高的升阻比.4. 2. 2导弹在整个飞行马赫数和攻角范围内纵向(侧向)和横向稳定性保持在允许范围内.4.2.2.1全弹压力中心随马赫数的变化应和全弹质心位置的变化相匹配，一般情况下，对于静
5、稳定的导弹，静稳定度在3%-7%的弹身长度范围内;具体取值大小随导弹所完成的作战使命及所采用的气动布局不同而异，对于作战高度比较高，对付目标机动过载大及采用尾翼控制的导弹，静稳定度应取小一些(取中、下限);对于作战高度比较低，采用鸭翼及弹翼控制的导弹，静稳定度应取大一些(取中、上限).对于具有静不稳定飞行段的导弹，静不稳定力矩与干扰力矩之和应小于对应状态控制丽的最大控制力矩.4.2.2.2全弹压力中心在最大攻角情况下不产生急剧前移，对静稳定导弹，使静稳定度不出现零和正值;对具有静不稳定飞行段的导弹，使静不稳定度不出现急剧增大.4.2.2.3对两级申(并)联导弹，助推飞行段静稳定度的取值应保证导
6、弹稳定飞行，并力求使射入散布最小.4.2.2.4对滚转稳定的全方位转弯控制导弹，副翼效率应足以克服横向干扰滚转力矩，满足对滚转角或角速度的稳定要求.对倾斜转弯控制导弹，副翼效率还应满足导弹绕纵轴滚转控制速率要求.4. 2. 3导弹在整个飞行马赫数和攻角范围内具有良好的操纵性，攻角与舵偏角之比保持在允许范围内，具体取值大小随导弹的气功布局不同而异.三种气动控制方式的攻角与舵偏2 角之比(调整比)的取值范围见表.气动控制方式弹翼控制鸭翼控制尾翼控制QJ 1883-90 表攻角与舵偏角之比(调整比)0.2 - 0.5 0.4左右0.5- 1.5 4. 3充分利用大攻角非线性升力，在满足控制系统对弹体
7、气动力时间常数要求的前提节，尽可能减小主升力面的面棋和展弦比.4. 4对主升力面和控制面的剖面形状、平均相对厚度要考虑结构实现的可能性，要满足结构强度和刚度要求.一般应避免过大的主升力面剪力和弯矩处于固体火箭发动机的壳体上.4.5通过理论和试验研究，建立一套能满足精度要求的导弹空气动力工程计算方法-5气动外形设计内容5. 1选择导弹的气动布局及外形尺寸a确定主升力面和稳定尾翼的数量及在弹身周围的配置形式，b确定控制面的类型、数量及在弹身周围的配置形式;c确定主升力面、稳定尾翼和控制丽在弹身上的相对位置，d确定主升力面、控制面及弹身的外形尺寸;e确定主升力固、稳定尾翼和控制面的剖面形状及相对厚度
8、，E确定空气喷气发动机进气道在弹身周围的配置形式及相对位置-5. 2确定导弹最大稳态可用攻角、升降舵、方向舵及副翼舵最大偏角.5. 3确定所选气动外形在其飞行高度、马赫数、攻角、滚转角和舵偏角范围内的空气动力系数.5. 4根据所得到的空气动力抽象概括建立弹体的气动数学模型-6气动外形设计方法6. 1根据第3.3条完成第5.1条a、b两项设计，内容如下a若果用滚转稳定的全方位转弯控制，导弹气动外形一般为轴对称型，两对主升力面和控制商在弹身周围成+或x 形配置;h若采用倾斜转弯控制，导弹气动外形为面对称型，一对主升力面成.形配置，两对3 QJ 1883-90 控制面根据发射装置的不同类型，在弹身周
9、围的配置可以是.形也可以是/飞形或其它形式;c若采用旋转控制，导弹的气功外形一般是面对称型，两对主升力面成x 形配置，一对控制面成一形配置.Z根据第3.1、3.2，3.4 -3.10条完成第5.1条c、d及第5.2、5.3条所规定的设计工作，具体如下:a综合考虑第3.4条e、E、3.6- 3.8, 4.2.2.2条对最大攻角的限制，选取其巾最小值作为最大平衡攻角，b.选定下述三种控制面的一种:单一空气动力控制、单一推力矢量控制、空气动力与推力矢量联合控制，C.对于空气动力控制应选定下述控制方式的一种:鸭翼控制、弹翼控制、尾翼控制;如果推力矢量控制采用燃气舵方案，则燃气舵的外形应从烧蚀率和燃气动
10、力持性两个方面综合考虑，e.确定主升力面、控制丽、弹身外形尺寸及主升力丽和控制丽的相互位置;如果导弹为两级串(并)联，还应确定助推器的配置、稳定尾翼的外形尺寸及安装位置;f如果动力装置采用空气喷气发动机，则外形设计应考虑进气道在弹身上配置形式及相对位置，并采用融合弹身的一体化设计方法，E根据所选取的空气动力控制方式，确定升降舵和方向舵的最大偏角.对于采用鸭翼和弹翼控制的气动外形，升降舵和方向舵的最大偏角一般不超过150;对于采用尾翼控制的气动外形，升降舵和方向舵的最大偏角可以增大到200_ 250; h.确定副翼舵的配置方案及最大偏角.6.3完成第6.2条的气动外形设计工作必须与发动机参数选择
11、、导弹部位安排、质量、质也及转动惯量计算相互协调共同进行，根据导弹总体提供的发动机参数、导弹部位安排、质量、质心及转动惯量，选取一个与之匹配的气动外形，并进行初步气动力数据配套计算.6. 4以质量、质心、转动惯量及气动力数据为原始参量，计算不同马赫数和攻角情况节的静稳定度、攻角与舵偏角之比、弹体时间常数、气动力时间常数和可用过载等，与第3.4条的要求相对照，如果满足要求，则可以进行第6.5条的工作.6.5以发动机参数、质量、质心、转动惯量及气动数据为原始参数进行典型弹道计算，若所设计的导弹方案满足第3章的各项要求，该导弹方案就可作为中选的方案之一，否则应重新调整发动机的参数和导弹部位安排，选取
12、与之匹配的新的气动外形，并以此原始参数再进行典型弹道计算，这样反复比较，直到满足要求为止.6.6满足第3章要求的气动外形不止一种，可以通过多方案的比较选取其中性能最好的1-2种作为初步的导弹气动外形方案.6.7对初选的导弹气动外形进行方案性风洞试验，根据试验结果确定最合适的方案，并对气动外形进行调整，对气动力计算方法进行修正.4 QJ 1883-90 6. 8经过风洞试验确定的导弹气动外形方案是否可行，还需通过遥测弹的靶场飞行试验进行验证，并根据遥测弹的飞行试验结果对气动外形进行调整和对气动力计算方法进行修正.6. 9对经过飞行试验调整的气动外形进行定型风洞试验并提供配套气动数据及计算方法.7
13、气动外形设计步骤7. 1导弹气动外形设计阶段的划分导弹气动外形设计从战术技术指标论证起到气动外形定型止一般划分为三个阶段a论证、方案阶段.从战术技术指标论证起到导弹定方案为止，h工程研制阶段.从导弹定方案起到独立回路遥自1弹(包括独立开回路和独立闭回路遥测弹)飞行试验成功为止;c设计定型阶段.从独立回路遥测弹飞行试验成功起到典型弹道闭合回路遥测弹飞行试验成功为止.7. 2论证、方案阶段完成的工作内容及步骤7. 2. 1根据第3和第4两章所列各项要求和原则，按第6.1-6.6条的方法设计出几种不同气功外形的导弹方案，每种导弹方案按气动设计要求需配套如下图样和数据a导弹理论外形图及弹身、主升力面、
14、控制丽、稳定尾翼的主要参数表;b进行弹道计算所必须的全弹气动力配套数据.7. 2. 2对所设计的几种导弹方案进行分析比较，选取其中性能比较好的1-2种作为初步的导弹气动外形方案.7. 2. 3编写气动外形方案可行性论证报告.7. 2. 4对所选取的1-2种导弹气动外形进行方案性风洞试验.这个阶段通常以全弹模型风洞试验为主，试验项目一般应与第7.2.1条b的配套数据相对应，以便二者进行比较-7. 2. 5根据凤洞试验结果，对导弹气功外形进行调整，并选取其中的一种作为导弹的气动外形方案.7. 2. 6根据风洞试验结果修正相应的气功计算方法;并完成各部件(弹身、主升力团、控制面、稳定尾翼)及全弹气动
15、配套计算.7. 2. 7建立导弹气动数学模型.7. 2. 8编写气动外形方案报告.7. 3工程研制阶段完成的工作内窑及步骤7. 3. 1根据本阶段导弹部位安排和质量、质心的调整，相应修改导弹的气动外形.7. 3. 2根据导弹部位安排及导弹与地面设备的协调结果，确定包括整流罩、吊耳、前后滑块等外部构件的位置和尺寸.7. 3. 3按第7.2.6条的项目完成气动数据配套计算.5 )1/01参量调整不符合QJ 1883-90 弹翼(或鸭翼和直身组合体气费力计算由定直和稳定翼身组合悻气动力计算圭弹革部件气曲力态和稍事矗数文件计算流程框图7 QJ 1883-90 7.3.4以部件和组合件试验为主，进行单独
16、部件、翼身组合体、舵身组合体及具有外部构件的全弹模型的配套凤洞试验.7. 3. 5进行全弹及组合体的动导数凤洞试验和全弹舵面饺链力矩风洞试验.7. 3. 6根据模型遥测、独立回路遥测弹飞行试验的光测和遥测结果，利用气动参数辨识原理，复现飞行试验的动态变化，重新建立非线性气动模型及非线性气动系数.7. 3. 7 根据飞行试验结果校验并修正理论计算和风洞试验所得的气功数据及气动数学模型.7.4设计定型阶段完成的工作内容及步骤7. 4. 1通过杀伤区最大航路捷径点的闭合回路遥测弹飞行试验验证，飞行试验成功，则该气功外形定型.7. 4. 2气动外形的定型应包括a导弹的外形尺寸定型，b导弹静、动态定型风
17、洞试验数据配套齐全，C.导弹气动计算数据配套齐全;d导弹气功计算方法定型;e.导弹气动数学模型定型.7.4.3编写气动外形定型报告.8气动外形设计及气动特性计算流程框圈和说明且1计算流程框圈计算流程框图如图所示-8.2计算流程框圈说明8.2.1前置参数处理指的是确定如下参数的量值和范围.a飞行条件.马赫数、高度、射程，b飞行状态:滚转角、攻角、侧滑角、升降舵偏角、方向舵偏角和国l翼偏角;C.质量、质心和转动惯量.8. 2. 2全弹外形几何参数主要是a弹射几何参数头部形状和长度、I级弹身长度和直径、日级弹身长度和直径及1 + Il级锥柱段度，尾部形状和长度、底部直径及喷管出口直径，h弹翼(或鸭翼
18、)几何参数面积、展长、前缘后掠角、展弦比、平均气动弦长、根弦长、尖弦长、弹翼(或鸭翼)坐标位置、弹翼(或鸭翼)转轴位置(仅限旋转弹翼式或鸭式布局)、剖面形状和平均相对厚度，c尾翼几何参数面飘、展长、前缘后掠角、展弦比、平均气动弦长、根弦长、尖弦长、尾翼坐标位置、尾翼转轴位置(仅限正常式布局)、剖面形状和平均相对厚度，d稳定尾翼几何参数:面积、展长、前缘后掠角、展弦比、平均气动弦长、根弦长、尖弦长、稳定尾翼坐标位置、剖面形状、平均相对厚度、稳定尾翼上副翼参数和位置.6 QJ 1883-90 8. 2. 3理论外形图象显示.计算机二维或三维图象显示，h计算机二维或三维图象绘制.8. 2. 4中间段
19、弹体流场指的是弹翼和尾翼二者之间沿弹体长度方向及沿四周方rrJ一段蝉体的空气流动特性场.8. 2. 5后体段弹体流场指的是尾翼和稳定尾翼二者之间沿弹体长度方向及沿圆周方向，包括I级直径增大，1、日级二者之间形成锥柱体的空气流动特性场.8. 2. 6利用工程计算和气功数据库相结合的气动力计算方法，求出全弹及部件的气动力静态系数，主要包括-a全弹及部件的法向力及开力，b.全弹及部件的轴向力和阻力;c全弹及部件的横向力及侧力;d.全弹及部件的压力中心，e.全弹升降舵和副翼舵效率;E全弹舵面偏转压力中心;E舵面钦链力矩系数.8. 2. 7按工程计算和非定常理论计算两种方法，求出全弹及部件的气动力动态系
20、数，主要包括:.全弹及部件的纵向阻尼力矩系数;b全弹及部件的横向阻尼力矩系数;c全弹及部件的旋转导数.倾斜螺旋阻尼导数和偏航螺旋阻尼导数;d全弹纵向时差阻尼导数，e全弹纵向偏转角时差阻尼导数-8.3计算流程框固的其它说明a本汁算框图适用于I+ll级全弹气动力计算;b.若不进人后体和稳定翼组合两个程序段，且尾翼可偏转，则适用于H级尾舆控制方案的全弹气动力计算，c若不进人后体和稳定翼组合两个程序段，且弹翼可偏转，贝适用于H级弹翼(或鸭W)控制方案的全弹气动力讨算.B QJ 1883-90 附录A弹体时间常童在TD与气动力时间常戴TD表达式(参考件)AI弹体时间常数1几表达式:T一1D 王丽:.,. HU-eu-e (Al) a，=二年EL.孚( A2) . z D a一旦主鱼d旦2 J ( A3) a，二57. 3CqS + P mVD (A4 ) q二叼(A5) 式中Jz弹体绕Z轴转动惯量.kg.m2，VD 导弹飞行速度，m/s; P 发动机推力，N. A2气功力时间常数TD表达式:TdD=土. (A6) a, 除了本标准所定义的符号外，其它符号符合QJ1293和QJ1294的规定.9 10 QJ 1883-90 附加说明:本标准由航空航天部七O八所提出.本标准由航空航天部八部负责起草.本标准主要起草人:郑德斋、郁坤宝、宁琐.
