CN112417584A - 一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法 - Google Patents

一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法 Download PDF

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Abstract

一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，首先获得导弹导线槽、滑块与分离插座单独设计的气动特性数据，而后根据导弹导发架对滑块和分离插座的要求，并结合线缆对导线槽内部空间的需求，设计滑块与分离插座的主要参数；依次根据导弹气动性能需求，设计导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻成型结构外形；再根据导弹发射和结构强度设计要求，设计并确定滑块和分离插座的截面形状与位置，最终得到导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构，最后对一体化减阻结构进行弹道仿真、气动性能分析验证直至满足设计要求，一体化减阻结构既满足了功能性要求，又降低了导线槽与滑块分离插座的总阻力，使得导弹气动性能得到有效的提高。

Description

一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法
技术领域
本发明涉及航空航天飞行器气动外形设计技术领域，尤其涉及一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法。
背景技术
目前，导弹气动外形设计中，主要对弹身、弹翼、舵面等主要气动力部件进行减阻设计，对滑块分离插座与导线槽等弹身附件的减阻设计考虑较少。且在设计过程中滑块分离插座与导线槽一般采用分开布置和各自独立进行设计，导线槽位于弹身腹部和滑块分离插座位于弹身背部，如图1所示；导线槽位于弹身左右两侧和滑块分离插座位于弹身背部的各自独立设计方法，如图2所示。
通过数值仿真分析与风洞试验结果表明，图1与图2所示分开布置的导线槽与滑块分离插座的阻力较大，无法满足导弹气动设计中对弹身附件阻力的要求，使得导弹的飞行性能受到影响，导致导弹总体技术指标未能满足要求。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，以解决上述背景技术中的问题。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，具体步骤如下：
第一步，通过CFD计算或风洞试验的方式获得导弹导线槽、滑块与分离插座单独设计的气动特性数据；
第二步，根据导弹导发架对滑块和分离插座的要求，并结合线缆对导线槽内部空间的需求，设计滑块与分离插座的高度、宽度等主要参数；
第三步，根据导弹气动性能需求，结合第一步所得气动特性数据，设计导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻成型结构外形的长度、外形曲面；
第四步，根据导弹发射和结构强度设计要求，设计并确定滑块和分离插座的截面形状与位置，且可以根据需要进行适当调整，最终得到导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构；
第五步，对设计得到的导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构外形进行CFD计算或风洞试验验证，并进行弹道仿真分析；
第六步，分析导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻成型结构外形的气动性能是否满足要求，若满足设计要求，则完成导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻设计；若不满足设计要求，重复执行第二步～第六步，进行优化设计，直至满足设计要求。
在本发明中，所述导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构包括导线槽、滑块及分离插座，其中，所述导线槽、滑块及分离插座为一体化减阻成型结构，且一体化减阻成型结构布置在弹身背部，导线槽的长度由减阻设计要求、电缆布置要求设定，滑块、分离插座根据其功能性要求和总体布置要求设定；一体化减阻成型结构上设置有两个滑块与一个分离插座，滑块的工作面布置在导线槽的两侧，并关于弹身中对称面面对称，分离插座布置在导线槽尾段。
在本发明中，所述滑块与分离插座的高度高于导线槽的高度，导线槽的高度可以根据减阻和总体布置要求进行进行调整；所述滑块与分离插座的高度可以根据总体布置需求和发射安全性的要求进行适当的调整。
在本发明中，所述导线槽的截面形状为矩形、圆弧形或椭圆弧形。
在本发明中，所述一体化减阻成型结构的外形与导弹导发架兼容。
有益效果：本发明中导线槽与滑块分离插座为一体化减阻成型设计，既满足了导线槽与滑块分离插座的功能性要求，又降低了导线槽与滑块分离插座部件的总阻力，使得导弹气动性能得到有效的提高。
附图说明
图1～图2为现有技术结构示意图。
图3为本发明的较佳实施例的正视图。
图4为本发明的较佳实施例的俯视图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，设计如图3～4所示的导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构，具体步骤如下：
第一步，通过CFD计算或风洞试验的方式获得导弹导线槽、滑块与分离插座单独设计的气动特性数据；
第二步，根据导弹导发架对滑块和分离插座的要求，并结合线缆对导线槽内部空间的需求，设计滑块2与分离插座3的高度、宽度等主要参数；
第三步，根据导弹气动性能需求，设计导线槽1、滑块2及分离插座3的一体化减阻成型结构外形的长度、外形曲面；
第四步，根据导弹发射和结构强度设计要求，设计并确定滑块2与分离插座3的截面形状与位置，且可以根据需要进行适当调整；
第五步，对设计得到的导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构外形进行CFD计算或风洞试验验证，并进行弹道仿真分析；
第六步，分析导线槽1、滑块2及分离插座2的一体化减阻成型结构外形的气动性能是否满足要求，若满足设计要求，则完成导线槽1、滑块2及分离插座3的一体化减阻设计；若不满足设计要求，重复执行第二步～第六步，进行优化设计，直至满足设计要求。
在本实施例中，所述导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构包括导线槽1、滑块2、分离插座3及弹身4，其中，所述导线槽1、滑块2及分离插座3为一体化减阻成型结构，且一体化减阻成型结构布置在弹身4背部，导线槽1的长度由减阻设计要求、电缆布置要求设定，滑块2、分离插座3根据其功能性要求和总体布置要求设定；一体化减阻成型结构上设置有两个滑块2与一个分离插座3，滑块2的工作面布置在导线槽1的两侧，并关于弹身4中对称面面对称，分离插座3布置在导线槽1尾段；
所述滑块2与分离插座3的高度高于导线槽1的高度，导线槽1的高度可以根据减阻和总体布置要求进行进行调整；所述滑块2与分离插座3的高度可以根据总体布置需求和发射安全性的要求进行适当的调整；
所述滑块2的前后位置布置可以根据导弹质心位置和导弹导发架挂载要求进行适当的调整；
所述导线槽1的截面形状为矩形、圆弧形或椭圆弧形。
在本实施例中，所述一体化减阻成型结构的外形与导弹导发架兼容，以保证发射过程中不出现干涉。

Claims (8)

1.一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，具体步骤如下：
第一步，获得导弹导线槽、滑块与分离插座单独设计的气动特性数据；
第二步，根据导弹导发架对滑块和分离插座的要求，并结合线缆对导线槽内部空间的需求，设计滑块与分离插座的主要参数；
第三步，根据导弹气动性能需求，结合第一步所得气动特性数据，设计导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻成型结构外形的长度、外形曲面；
第四步，根据导弹发射和结构强度设计要求，设计并确定滑块和分离插座的截面形状与位置，最终得到导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构；
第五步，对第四步设计得到的导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构外形进行验证，并进行弹道仿真分析；
第六步，分析导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻成型结构外形的气动性能是否满足要求，若满足设计要求，则完成导线槽、滑块及分离插座的一体化减阻设计；若不满足设计要求，重复执行第二步～第六步，进行优化设计，直至满足设计要求。
2.根据权利要求1所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，所述第一步中，通过CFD计算或风洞试验的方式获得导弹导线槽、滑块与分离插座单独设计的气动特性数据。
3.根据权利要求1所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，所述第五步中，对导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构外形进行CFD计算或风洞试验验证。
4.根据权利要求1所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，设计的导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻结构包括导线槽、滑块及分离插座，其中，所述导线槽、滑块及分离插座为一体化减阻成型结构，且一体化减阻成型结构布置在弹身背部。
5.根据权利要求4所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，所述一体化减阻成型结构上设置有两个滑块与一个分离插座，滑块的工作面布置在导线槽的两侧，并关于弹身中对称面面对称，分离插座布置在导线槽尾段。
6.根据权利要求4所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，所述滑块与分离插座的高度高于导线槽的高度。
7.根据权利要求4所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，所述导线槽的截面形状为矩形、圆弧形或椭圆弧形。
8.根据权利要求4所述的一种导弹导线槽与滑块分离插座的一体化减阻设计方法，其特征在于，所述一体化减阻成型结构的外形与导弹导发架兼容。
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Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101113882A (zh) * 2006-07-27 2008-01-30 任小卫 一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法
JP2010182287A (ja) * 2008-07-17 2010-08-19 Steven C Kays 適応型インテリジェント・デザイン
WO2011132821A1 (en) * 2010-04-20 2011-10-27 Agency For Defense Development Separation device for propulsion system of missile and missile launching system having the same
CN102765471A (zh) * 2012-07-02 2012-11-07 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹翼面根肋与舱段纵梁一体化结构
CN103029826A (zh) * 2012-12-10 2013-04-10 江西洪都航空工业集团有限责任公司 飞行器热防护和电能提取一体化结构
US8505455B2 (en) * 2010-02-06 2013-08-13 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile head and method for separating a shroud from a fuselage of a missile
CN104881553A (zh) * 2015-06-15 2015-09-02 哈尔滨工业大学 单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法
CN204885698U (zh) * 2015-06-26 2015-12-16 吉林工程技术师范学院 基于物联网的智能插座
CN105161899A (zh) * 2015-08-04 2015-12-16 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹分离插座自限位翻盖装置
WO2018082642A1 (zh) * 2016-11-04 2018-05-11 南方科技大学 产品结构设计方法
US10118696B1 (en) * 2016-03-31 2018-11-06 Steven M. Hoffberg Steerable rotating projectile
CN208478765U (zh) * 2018-08-23 2019-02-05 深圳市爵科电子有限公司 一种嵌入式电源插座
CN109398753A (zh) * 2018-12-03 2019-03-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种能够精度测量飞机接头孔弹开量及弹开方向的检测装置及其检测方法
CN109543297A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 航宇救生装备有限公司 一种飞机机身对弹射座椅气动干扰的修正方法
CN110641727A (zh) * 2019-11-06 2020-01-03 北京空间技术研制试验中心 安装于超声速飞行器头部的激波杆装置的设计方法
CN111264003A (zh) * 2017-10-23 2020-06-09 凤凰接触股份有限及两合公司 用于连接和断开电连接的装置

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101113882A (zh) * 2006-07-27 2008-01-30 任小卫 一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法
JP2010182287A (ja) * 2008-07-17 2010-08-19 Steven C Kays 適応型インテリジェント・デザイン
US8505455B2 (en) * 2010-02-06 2013-08-13 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Missile head and method for separating a shroud from a fuselage of a missile
WO2011132821A1 (en) * 2010-04-20 2011-10-27 Agency For Defense Development Separation device for propulsion system of missile and missile launching system having the same
CN102765471A (zh) * 2012-07-02 2012-11-07 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹翼面根肋与舱段纵梁一体化结构
CN103029826A (zh) * 2012-12-10 2013-04-10 江西洪都航空工业集团有限责任公司 飞行器热防护和电能提取一体化结构
CN104881553A (zh) * 2015-06-15 2015-09-02 哈尔滨工业大学 单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法
CN204885698U (zh) * 2015-06-26 2015-12-16 吉林工程技术师范学院 基于物联网的智能插座
CN105161899A (zh) * 2015-08-04 2015-12-16 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹分离插座自限位翻盖装置
US10118696B1 (en) * 2016-03-31 2018-11-06 Steven M. Hoffberg Steerable rotating projectile
WO2018082642A1 (zh) * 2016-11-04 2018-05-11 南方科技大学 产品结构设计方法
CN111264003A (zh) * 2017-10-23 2020-06-09 凤凰接触股份有限及两合公司 用于连接和断开电连接的装置
CN208478765U (zh) * 2018-08-23 2019-02-05 深圳市爵科电子有限公司 一种嵌入式电源插座
CN109543297A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 航宇救生装备有限公司 一种飞机机身对弹射座椅气动干扰的修正方法
CN109398753A (zh) * 2018-12-03 2019-03-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种能够精度测量飞机接头孔弹开量及弹开方向的检测装置及其检测方法
CN110641727A (zh) * 2019-11-06 2020-01-03 北京空间技术研制试验中心 安装于超声速飞行器头部的激波杆装置的设计方法

Non-Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A WANG等: ""design and experiment of convex and sliding anti-drag deep-shovel tip"", 《JOURNAL OF HEBEI AGRICULTURAL UNIVERSITY》 *
彭铮等: ""基于石墨烯的吸波材料应用研究"", 《教练机》 *
方明恩等: ""笛卡尔网格在气动设计中的应用研究"", 《教练机》 *
李端松等: ""我国直升机载导弹发射装置的研究现状及发展趋势"", 《弹箭与制导学报》 *
罗帅等: ""一种操纵面的气动交叉耦合解耦方法"", 《教练机》 *
谢立云等: ""一种基于手征结构电磁波极化转换材料"", 《教练机》 *
赵小勇等: ""复合超材料频率选择表面天线罩结构设计与成形工艺分析"", 《教练机》 *
郭庆等: ""质量矩复合控制拦截器一体化制导控制方法"", 《固体火箭技术》 *

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