CN104166764A - 面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法，综合了外形设计、动力装置设计、部位安排、弹道设计、制导控制系统设计、结构设计防热方案设计、引战设计。该方法支持从外形、动力、布局、弹道、防热、结构、制导控制、引战、隐身等学科进行大范围设计空间中的方案构造，可实现导弹飞行性能、制导精度、杀伤概率等三个层次的性能分析。

Description

面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法

技术领域

本发明涉及多学科设计技术领域，具体为一种面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法。

背景技术

导弹总体设计是贯穿于导弹研制过程的最顶层设计活动。根据导弹研制过程的划分，总体设计可分为方案论证、方案设计、详细设计等阶段，主要任务包括：确定导弹的主要特征，为分系统设计和研制提供指导和依据；通过组织、协调各分系统，形成闭合的设计方案；完成面向战术技术要求的评估等。

现有的导弹总体多学科设计方法集成的学科较少，这样会导致两个问题的出现：第一，对导弹的性能分析只能停留在飞行性能层次上，难以分析制导精度和杀伤概率层次的性能，这与真实的导弹设计以及性能要求差距较大，在实际的工程领域中使用受限。第二，很大程度上限制了导弹的设计空间，不具备在大范围设计空间中构造方案的能力。设计出的导弹方案存在片面性。

随着各导弹总体单位面临大量的型号论证，对总体设计能力的提升有迫切需求，结合上面对总体设计任务的描述，目前普遍需要对导弹进行集成式设计及分析评估的方法。另外，导弹研制已经由测绘仿制过渡至自主研发，也需要建立科学化的总体设计模式。而且仿真、软件技术的成熟化应用，也为导弹总体多学科设计方法的实施提供了良好的基础和条件。

发明内容

本发明的目的是提出一种面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法，该方法支持从外形、动力、布局、弹道、防热、结构、制导控制、引战、隐身等学科进行大范围设计空间中的方案构造，可实现导弹飞行性能、制导精度、杀伤概率等三个层次的性能分析。

本发明的技术方案为

所述一种面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：根据任务需求，结合导弹构型进行导弹基本构型设计，导弹基本构型设计的设计内容包括导弹的布局形式、翼面数目、有无助推；

步骤2：在完成导弹基本构型设计的基础上，进行导弹的动力系统设计；根据动力系统设计结果，采用数值估算的方法分析发动机性能，得到动力参数；如果动力系统设计结果中的发动机类型为航空发动机，则进一步计算得到发动机需求的进气参数；

步骤3：在导弹基本构型设计结果和发动机需求的进气参数的基础上，按照升阻比最大的目标进行外形方案设计，外形方案设计包括各气动部件类型选择及各气动部件的参数设计；

步骤4：针对当前的外形设计方案，使用物理光学法分析导弹隐身性能分析，采用气动力工程计算方法进行导弹气动特性分析，分别得到散射特性参数和气动参数；

步骤5：针对当前的外形设计方案进行导弹布局方案设计，布局对象有动力系统、制导控制系统、引信/战斗部系统和防热、结构部件；布局方法为：将各布局对象等效为具有一定质量、体积的器件，按照静稳定性要求及各部件需求的工作环境进行布局安排，对于未知质量、体积的布局对象，则先估算其质量和体积，在进行该布局对象详细设计时迭代质量及体积设计；

步骤6：在导弹布局方案设计的基础上，使用物理计算法进行质量特性分析，得到质量特性参数；

步骤7：在外部输入载体运动特性、发射装置参数、发射方式、目标位置及运动特性的条件下，根据步骤2得到的动力参数、步骤4得到的气动参数和步骤6中的质量特性参数，进行弹道方案设计，具体的弹道方案设计为将典型弹道分段，分为发射飞行段、方案飞行段和导引飞行段，发射飞行段根据发射条件约束设计，方案飞行段采用攻角控制率、弹道倾角控制率或过载控制率等进行设计，导引飞行段采用三点法导引、比例导引或常值前置角法等设计，得到基准弹道参数；

步骤8：在基准弹道参数的基础上使用涂层法进行防热方案设计；

步骤9：根据防热方案设计结果分析热环境和传热特性，使用参考焓法得到防热方案参数，将防热方案参数反馈至步骤5进行防热部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤10：根据步骤4的气动参数和步骤7的基准弹道参数，通过结构设计方法得到结构方案；

步骤11：根据当前结构方案进行导弹固有特性、结构强度和结构动态特性分析，得到结构方案参数，并将结构方案参数反馈至步骤5进行结构部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤12：根据当前弹道方案，以及步骤4的气动参数、步骤7的基准弹道参数，分析导弹飞行动态特性，得到动力系数传递函数和操稳特性参数；

步骤13：针对当前弹道方案，由操稳特性参数和预设器件性能参数进行制导控制系统方案设计，得到导航系统组成件、制导系统组成件和控制系统组成件，并将这些器件信息反馈至步骤5进行制导控制系统的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤14：在制导控制系统方案设计的基础上，根据步骤7的基准弹道参数和步骤12的动力系数传递函数，利用弹道仿真的方法得到质点系弹道参数；

步骤15：通过弹道仿真分析，根据质点系弹道参数进行命中精度分析，通过分析结果与制导精度要求之间的关系，修正制导控制系统的器件性能参数并反馈至步骤13进行迭代：

步骤16：根据命中精度与目标易损性、毁伤要求进行引信/战斗部方案设计，并将得到的引信/战斗部系统组成件参数反馈至步骤5进行引信/战斗部部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤17：针对当前引信/战斗部设计方案，采用数值模拟的方法进行战斗部威力分析，得到威力参数；

步骤18：根据威力参数和步骤15所得的命中精度参数进行引战配合分析，在给定目标易损特性的条件下确定杀伤概率。

有益效果

1、与现有技术相比，本发明支持从外形、动力、布局、弹道、防热、结构、制导控制、引战、隐身等学科进行大范围设计空间中的方案构造，更加接近真实导弹设计中应具有的设计维度。

2、与现有技术相比，本发明可实现导弹飞行性能、制导精度、杀伤概率等三个层次的性能分析，可对导弹设计方案进行较为全面的分析，得到多方面性能指标以满足实际工程中的需求。

附图说明

图1：本发明的主流程图。

图2：导弹设计层次图。

图3：导弹学科任务和接口关系图：(a)外形设计，(b)动力装置设计，(c)部位安排，(d)弹道设计，(e)制导控制系统设计模块，(f)结构设计模块，(g)防热方案设计，(h)引战设计模块。

具体实施方式

下面结合具体实施例描述本发明：

参照附图1，本发明的面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法包括以下步骤：

步骤1：根据任务需求，结合导弹构型进行导弹基本构型设计，导弹基本构型设计的设计内容包括导弹的布局形式、翼面数目、有无助推；

步骤2：在完成导弹基本构型设计的基础上，进行导弹的动力系统设计；根据动力系统设计结果，采用数值估算的方法分析发动机性能，得到动力参数；如果动力系统设计结果中的发动机类型为航空发动机，则进一步计算得到发动机需求的进气参数；如图3(b)所示；

步骤3：在导弹基本构型设计结果和发动机需求的进气参数的基础上，按照升阻比最大的目标进行外形方案设计，外形方案设计包括各气动部件类型选择及各气动部件的参数设计；如图3(a)所示；

步骤4：针对当前的外形设计方案，使用物理光学法分析导弹隐身性能分析，采用气动力工程计算方法进行导弹气动特性分析，分别得到散射特性参数和气动参数；

步骤5：针对当前的外形设计方案进行导弹布局方案设计，布局对象有动力系统、制导控制系统、引信/战斗部系统和防热、结构部件；布局方法为：将各布局对象等效为具有一定质量、体积的器件，按照静稳定性要求及各部件需求的工作环境进行布局安排，对于未知质量、体积的布局对象，则先估算其质量和体积，在进行该布局对象详细设计时迭代质量及体积设计；如图3(c)所示；

步骤6：在导弹布局方案设计的基础上，使用物理计算法进行质量特性分析，得到质量特性参数；

步骤7：在外部输入载体运动特性、发射装置参数、发射方式、目标位置及运动特性的条件下，根据步骤2得到的动力参数、步骤4得到的气动参数和步骤6中的质量特性参数，进行弹道方案设计，具体的弹道方案设计为将典型弹道分段，分为发射飞行段、方案飞行段和导引飞行段，发射飞行段根据发射条件约束设计，方案飞行段采用攻角控制率、弹道倾角控制率或过载控制率等进行设计，导引飞行段采用三点法导引、比例导引或常值前置角法等设计，得到基准弹道参数；如图3(d)所示；至此完成飞行性能层次的分析工作。

步骤8：在基准弹道参数的基础上使用涂层法进行防热方案设计；如图3(g)所示；

步骤9：根据防热方案设计结果分析热环境和传热特性，使用参考焓法得到防热方案参数，将防热方案参数反馈至步骤5进行防热部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤10：根据步骤4的气动参数和步骤7的基准弹道参数，通过结构设计方法得到结构方案；如图3(f)所示；

步骤11：根据当前结构方案进行导弹固有特性、结构强度和结构动态特性分析，得到结构方案参数，并将结构方案参数反馈至步骤5进行结构部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤12：根据当前弹道方案，以及步骤4的气动参数、步骤7的基准弹道参数，分析导弹飞行动态特性，得到动力系数传递函数和操稳特性参数；

步骤13：针对当前弹道方案，由操稳特性参数和预设器件性能参数进行制导控制系统方案设计，得到导航系统组成件、制导系统组成件和控制系统组成件，并将这些器件信息反馈至步骤5进行制导控制系统的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；如图3(e)所示；

步骤14：在制导控制系统方案设计的基础上，根据步骤7的基准弹道参数和步骤12的动力系数传递函数，利用弹道仿真的方法得到质点系弹道参数；

步骤15：通过弹道仿真分析，根据质点系弹道参数进行命中精度分析，通过分析结果与制导精度要求之间的关系，修正制导控制系统的器件性能参数并反馈至步骤13进行迭代：至此完成制导精度层次的性能分析工作。

步骤16：根据命中精度与目标易损性、毁伤要求进行引信/战斗部方案设计，并将得到的引信/战斗部系统组成件参数反馈至步骤5进行引信/战斗部部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；如图3(h)所示；

步骤17：针对当前引信/战斗部设计方案，采用数值模拟的方法进行战斗部威力分析，得到威力参数；

步骤18：根据威力参数和步骤15所得的命中精度参数进行引战配合分析，在给定目标易损特性的条件下确定杀伤概率。至此完成杀伤概率层析的分析工作。

Claims (1)

1.一种面向多层次性能的导弹总体多学科设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：根据任务需求，结合导弹构型进行导弹基本构型设计，导弹基本构型设计的设计内容包括导弹的布局形式、翼面数目、有无助推；

步骤2：在完成导弹基本构型设计的基础上，进行导弹的动力系统设计；根据动力系统设计结果，采用数值估算的方法分析发动机性能，得到动力参数；如果动力系统设计结果中的发动机类型为航空发动机，则进一步计算得到发动机需求的进气参数；

步骤3：在导弹基本构型设计结果和发动机需求的进气参数的基础上，按照升阻比最大的目标进行外形方案设计，外形方案设计包括各气动部件类型选择及各气动部件的参数设计；

步骤4：针对当前的外形设计方案，使用物理光学法分析导弹隐身性能分析，采用气动力工程计算方法进行导弹气动特性分析，分别得到散射特性参数和气动参数；

步骤5：针对当前的外形设计方案进行导弹布局方案设计，布局对象有动力系统、制导控制系统、引信/战斗部系统和防热、结构部件；布局方法为：将各布局对象等效为具有一定质量、体积的器件，按照静稳定性要求及各部件需求的工作环境进行布局安排，对于未知质量、体积的布局对象，则先估算其质量和体积，在进行该布局对象详细设计时迭代质量及体积设计；

步骤6：在导弹布局方案设计的基础上，使用物理计算法进行质量特性分析，得到质量特性参数；

步骤7：在外部输入载体运动特性、发射装置参数、发射方式、目标位置及运动特性的条件下，根据步骤2得到的动力参数、步骤4得到的气动参数和步骤6中的质量特性参数，进行弹道方案设计，具体的弹道方案设计为将典型弹道分段，分为发射飞行段、方案飞行段和导引飞行段，发射飞行段根据发射条件约束设计，方案飞行段采用攻角控制率、弹道倾角控制率或过载控制率等进行设计，导引飞行段采用三点法导引、比例导引或常值前置角法等设计，得到基准弹道参数；

步骤8：在基准弹道参数的基础上使用涂层法进行防热方案设计；

步骤9：根据防热方案设计结果分析热环境和传热特性，使用参考焓法得到防热方案参数，将防热方案参数反馈至步骤5进行防热部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤10：根据步骤4的气动参数和步骤7的基准弹道参数，通过结构设计方法得到结构方案；

步骤11：根据当前结构方案进行导弹固有特性、结构强度和结构动态特性分析，得到结构方案参数，并将结构方案参数反馈至步骤5进行结构部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤12：根据当前弹道方案，以及步骤4的气动参数、步骤7的基准弹道参数，分析导弹飞行动态特性，得到动力系数传递函数和操稳特性参数；

步骤13：针对当前弹道方案，由操稳特性参数和预设器件性能参数进行制导控制系统方案设计，得到导航系统组成件、制导系统组成件和控制系统组成件，并将这些器件信息反馈至步骤5进行制导控制系统的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤14：在制导控制系统方案设计的基础上，根据步骤7的基准弹道参数和步骤12的动力系数传递函数，利用弹道仿真的方法得到质点系弹道参数；

步骤15：通过弹道仿真分析，根据质点系弹道参数进行命中精度分析，通过分析结果与制导精度要求之间的关系，修正制导控制系统的器件性能参数并反馈至步骤13进行迭代：

步骤16：根据命中精度与目标易损性、毁伤要求进行引信/战斗部方案设计，并将得到的引信/战斗部系统组成件参数反馈至步骤5进行引信/战斗部部件的质量、体积估计，迭代进行导弹布局方案设计；

步骤17：针对当前引信/战斗部设计方案，采用数值模拟的方法进行战斗部威力分析，得到威力参数；

步骤18：根据威力参数和步骤15所得的命中精度参数进行引战配合分析，在给定目标易损特性的条件下确定杀伤概率。