基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法技术方案

基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法，本发明专利技术涉及导弹武器系统总体设计领域。本发明专利技术的目的是为了解决现有导弹武器系统设计过程中，缺少准确描述性能指标与效能指标之间关系的问题。一种基于性能指标的面向效能的导弹武器系统，确定包括：破片杀伤战斗部、推进系统、弹体外形及气动布局、弹道制导控制能力的性能指标；确定包括：突防能力、毁伤能力、命中概率、生存能力、机动能力、抗干扰能力、维修性、可靠性的效能指标；最后建立性能指标的分量与效能指标的分量之间的关系，进行导弹总体设计。本发明专利技术在整体上提升导弹的效能指标，以使导弹实战能力达到最优。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法；
技术介绍
传统导弹武器系统的设计主要是针对性能的串行设计方法；这样的方法不仅效率低，而且其设计目的只是为了提升导弹的性能指标，显然这样的设计方法已经无法满足现阶段要求越来越严格的作战要求；导弹如果因为无法满足任务要求而需要改进设计时，设计者就必须要从最初的性能指标开始重新修正设计，这样既消耗了时间也消耗了人力；为了更好适应高技术战争的要求，很有必要使用一种面向效能的设计方法进行设计；
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决目前缺少准确描述性能指标与效能指标之间的关系的问题，而提出一种基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法。一种基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法，所述方法通过以下步骤实现：步骤一、确定性能指标的分量，包括：弹道飞行总体指标，破片杀伤战斗部系统、推进系统、弹体外形及气动布局、弹道制导控制系统五大类；其中，弹道飞行总体性能指标，包括：射程、飞行速度、高度、可用过载、最大飞行时间；破片杀伤战斗部系统性能指标，包括：破片飞散初速、破片飞散角、破片飞散方向角、破片总数、无条件杀伤半径、威力半径；推进系统性能指标，包括：工作时间、总冲、推力、比冲、质量比、单位迎面推力；导弹外形及气动布局性能指标，包括：升力阻力系数、力矩系数、铰链力矩系数、弹翼面积、最大可用攻角、静稳定裕度、操纵性、雷达散射截面积；弹道制导控制系统性能指标，包括：制导精度、控制系统延迟时间、制导回路阻尼比、幅值裕度、相位裕度、自动驾驶仪带宽；步骤二、确定效能指标的分量，包括：突防能力、毁伤能力、命中概率、生存能力、机动能力、抗干扰能力、维修性、可靠性；其中，突防能力通过射程、速度、飞行高度、可用过载、战斗部威力半径、发动机推力、最大可用攻角、静稳定度、操纵性、雷达散射截面积、制导精度、制导回路最大超调量、控制系统延迟时间这些性能指标来度量；毁伤能力通过多发导弹杀伤概率来度量；其中，单发导弹杀伤概率是由战斗部分系统的作战效能决定，在给定制导精度与战斗部威力半径下导弹的单发导弹杀伤概率满足r≤Rw，式中，σ表示正态分布的标准差；Rw表示战斗部的威力半径；r表R示着弹点与目标间距离；则n发导弹杀伤概率为Pn＝1-(1-P)n；命中概率是指在相同的规定条件下，利用多个相同的导弹进行打靶实验，命中目标的导弹数量与全部参与打靶实验的导弹数量的比值称为该种导弹命中概率，可以通过飞行高度、制导误差等性能进行度量；生存能力是指导弹被敌人攻击之后，在保证自身没有损毁的前提下还拥有完成作战任务的能力，通过导弹的隐身能力、抗摧毁能力、紧急维修能力、躲避机动能力来度量；机动能力是指导弹在一定时间内改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力，通过导弹飞行总体性能指标来度量；抗干扰能力指的是导弹抵制外界复杂飞行环境影响的能力，以及不被敌方电磁信号扰乱的能力，通过电磁兼容性来度量；维修性通过平均修复时间来度量；其中，维修性是指导弹武器进行维护修理时，在规定时间范围内能够成功回复到原本性能的概率；可靠性通过可靠度来度量，可靠度通过故障率来表示；其中，可靠性是指产品的可靠度；步骤三、通过性能指标的分量与效能指标的分量之间的关系，进行：导弹飞行总体性能系统设计过程；战斗部分系统设计过程；推进系统设计过程；弹体外形及气动布局分系统过程；提升生存能力的设计过程；通过可用过载提升导弹的机动性能设计过程；通过故障率表示可靠度的过程。本专利技术的有益效果为：本专利技术是面向效能的设计，是以满足任务需求为最高准则，以在导弹寿命周期内效能达到最优为目标的设计方法；是不断反馈的过程，导弹各个分系统的设计、总体效能分析与评估的结果以及设计成型之后的仿真或者是实际作战得出的结果信息都需要不断反馈给顶层系统，即效能层面，从而在整体上提升导弹的效能指标，以使导弹实战能力达到最优。当根据任务要求的改变而进行系统设计的改进时，可以快速根据性能指标和效能指标之间建立关系进行的设计调整，节省人力物力的投入，且修改耗时比现有重新修正设计所需时间减少80-85％；建立这种基于性能指标的面向效能指标的设计方法能够更好的适应高技术导弹武器系统设计的要求。附图说明图1为本专利技术的流程图；图2为本专利技术涉及的俯仰力矩系数随攻角的变化曲线；图3为本专利技术涉及的靶平面上弹着点的分布；图4为本专利技术涉及的极坐标系下弹着点的散布；图5为本专利技术涉及的弹目相对速度坐标系；图6为本专利技术涉及的目标坐标杀伤规律参数随高度的变化趋势曲线；图7为本专利技术仿真实验部分涉及的拦截弹速度曲线；图8为本专利技术仿真实验部分涉及的攻防对抗三维弹道曲线；图9为本专利技术仿真实验部分涉及的导弹纵向过载；图10为本专利技术仿真实验部分涉及的PAC-2导弹侧向过载；图11为本专利技术仿真实验部分涉及的进攻弹不同飞行速度下的脱靶量；图12为本专利技术仿真实验部分涉及的进攻弹不同飞行速度下的弹目交会角；图13为本专利技术仿真实验部分涉及的进攻弹不同飞行速度下的突防概率；图14为本专利技术涉及的破片群的静态飞散特性。具体实施方式具体实施方式一：本实施方式的基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法，结合图1所示的流程图，所述方法通过以下步骤实现：步骤一、确定性能指标的分量，包括：弹道飞行总体指标，破片杀伤战斗部系统、推进系统、弹体外形及气动布局、弹道制导控制系统五大类；其中，弹道飞行总体性能指标，包括：射程、飞行速度、高度、可用过载、最大飞行时间；破片杀伤战斗部系统性能指标，包括：破片飞散初速、破片飞散角、破片飞散方向角、破片总数、无条件杀伤半径、威力半径；推进系统性能指标，包括：工作时间、总冲、推力、比冲、质量比、单位迎面推力；导弹外形及气动布局性能指标，包括：升力阻力系数、力矩系数、铰链力矩系数、弹翼面积、最大可用攻角、静稳定裕度、操纵性、雷达散射截面积；弹道制导控制系统性能指标，包括：制导精度、控制系统延迟时间、制导回路阻尼比、幅值裕度、相位裕度、自动驾驶仪带宽；步骤二、确定效能指标的分量，包括：突防能力、毁伤能力、命中概率、生存能力、机动能力、抗干扰能力、维修性、可靠性；其中，突防能力通过射程、速度、飞行高度、可用过载、战斗部威力半径、发动机推力、最大可用攻角、静稳定度、操纵性、雷达散射截面积、制导精度、制导回路最大超调量、控制系统延迟时间这些性能指标来度量；毁伤能力通过多发导弹杀伤概率来度量；其中，单发导弹杀伤概率是由战斗部分系统的作战效能决定，在给定制导精度与战斗部威力半径下导弹的单发导弹杀伤概率满足r≤Rw，式中，σ表示正态分布的标准差；Rw表示战斗部的威力半径；r表R示着弹点与目标间距离；则n发导弹杀伤概率为Pn＝1-(1-P)n；命中概率是指在相同的规定条件下，利用多个相同的导弹进行打靶实验，命中目标的导弹数量与全部参与打靶实验的导弹数量的比值称为该种导弹命中概率，可以通过飞行高度、制导误差等性能进行度量；生存能力是指导弹被敌人攻击之后，在保证自身没有损毁的前提下还拥有完成作战任务的能力，通过导弹的隐身能力、抗摧毁能力、紧急维修能力、躲避机动能力来度量；机动能力是指导弹在一定时间内改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力，通过导弹飞行总体性能指标来度量；抗干扰能力指的是导弹抵制外界复杂飞行环境影响的能力本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法，其特征在于：所述方法通过以下步骤实现：步骤一、确定性能指标的分量，包括：弹道飞行总体指标，破片杀伤战斗部系统、推进系统、弹体外形及气动布局、弹道制导控制系统五大类；其中，弹道飞行总体性能指标，包括：射程、飞行速度、高度、可用过载、最大飞行时间；破片杀伤战斗部系统性能指标，包括：破片飞散初速、破片飞散角、破片飞散方向角、破片总数、无条件杀伤半径、威力半径；推进系统性能指标，包括：工作时间、总冲、推力、比冲、质量比、单位迎面推力；导弹外形及气动布局性能指标，包括：升力阻力系数、力矩系数、铰链力矩系数、弹翼面积、最大可用攻角、静稳定裕度、操纵性、雷达散射截面积；弹道制导控制系统性能指标，包括：制导精度、控制系统延迟时间、制导回路阻尼比、幅值裕度、相位裕度、自动驾驶仪带宽；步骤二、确定效能指标的分量，包括：突防能力、毁伤能力、命中概率、生存能力、机动能力、抗干扰能力、维修性、可靠性；其中，突防能力通过射程、速度、飞行高度、可用过载、战斗部威力半径、发动机推力、最大可用攻角、静稳定度、操纵性、雷达散射截面积、制导精度、制导回路最大超调量、控制系统延迟时间这些性能指标来度量；毁伤能力通过多发导弹杀伤概率来度量；其中，单发导弹杀伤概率是由战斗部分系统的作战效能决定，在给定制导精度与战斗部威力半径下导弹的单发导弹杀伤概率满足r≤Rw，式中，σ表示正态分布的标准差；Rw表示战斗部的威力半径；r表R示着弹点与目标间距离；则n发导弹杀伤概率为Pn＝1‑(1‑P)n；命中概率是指在相同的规定条件下，利用多个相同的导弹进行打靶实验，命中目标的导弹数量与全部参与打靶实验的导弹数量的比值称为该种导弹命中概率，可以通过飞行高度、制导误差等性能进行度量；生存能力是指导弹被敌人攻击之后，在保证自身没有损毁的前提下还拥有完成作战任务的能力，通过导弹的隐身能力、抗摧毁能力、紧急维修能力、躲避机动能力来度量；机动能力是指导弹在一定时间内改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力，通过导弹飞行总体性能指标来度量；抗干扰能力指的是导弹抵制外界复杂飞行环境影响的能力，以及不被敌方电磁信号扰乱的能力，通过电磁兼容性来度量；维修性通过平均修复时间来度量；其中，维修性是指导弹武器进行维护修理时，在规定时间范围内能够成功回复到原本性能的概率；可靠性通过可靠度来度量，可靠度通过故障率来表示；其中，可靠性是指产品的可靠度；步骤三、通过性能指标的分量与效能指标的分量之间的关系，进行：导弹飞行总体性能系统设计过程；战斗部分系统设计过程；推进系统设计过程；弹体外形及气动布局分系统过程；提升生存能力的设计过程；通过可用过载提升导弹的机动性能设计过程；通过故障率表示可靠度的过程。...

【技术特征摘要】
1.一种基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计方法，其特征在于：所述方法通过以下步骤实现：步骤一、确定性能指标的分量，包括：弹道飞行总体指标，破片杀伤战斗部系统、推进系统、弹体外形及气动布局、弹道制导控制系统五大类；其中，弹道飞行总体性能指标，包括：射程、飞行速度、高度、可用过载、最大飞行时间；破片杀伤战斗部系统性能指标，包括：破片飞散初速、破片飞散角、破片飞散方向角、破片总数、无条件杀伤半径、威力半径；推进系统性能指标，包括：工作时间、总冲、推力、比冲、质量比、单位迎面推力；导弹外形及气动布局性能指标，包括：升力阻力系数、力矩系数、铰链力矩系数、弹翼面积、最大可用攻角、静稳定裕度、操纵性、雷达散射截面积；弹道制导控制系统性能指标，包括：制导精度、控制系统延迟时间、制导回路阻尼比、幅值裕度、相位裕度、自动驾驶仪带宽；步骤二、确定效能指标的分量，包括：突防能力、毁伤能力、命中概率、生存能力、机动能力、抗干扰能力、维修性、可靠性；其中，突防能力通过射程、速度、飞行高度、可用过载、战斗部威力半径、发动机推力、最大可用攻角、静稳定度、操纵性、雷达散射截面积、制导精度、制导回路最大超调量、控制系统延迟时间这些性能指标来度量；毁伤能力通过多发导弹杀伤概率来度量；其中，单发导弹杀伤概率是由战斗部分系统的作战效能决定，在给定制导精度与战斗部威力半径下导弹的单发导弹杀伤概率 满足r≤Rw，式中，σ表示正态分布的标准差；Rw表示战斗部的威力半径；r表R示着弹点与目标间距离；则n发导弹杀伤概率为Pn＝1-(1-P)n；命中概率是指在相同的规定条件下，利用多个相同的导弹进行打靶实验，命中目标的导弹数量与全部参与打靶实验的导弹数量的比值称为该种导弹命中概率，可以通过飞行高度、制导误差等性能进行度量；生存能力是指导弹被敌人攻击之后，在保证自身没有损毁的前提下还拥有完成作战任务的能力，通过导弹的隐身能力、抗摧毁能力、紧急维修能力、躲避机动能力来度量；机动能力是指导弹在一定时间内改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力，通过导弹飞行总体性能指标来度量；抗干扰能力指的是导弹抵制外界复杂飞行环境影响的能力，以及不被敌方电磁信号扰乱的能力，通过电磁兼容性来度量；维修性通过平均修复时间来度量；其中，维修性是指导弹武器进行维护修理时，在规定时间范围内能够成功回复到原本性能的概率；可靠性通过可靠度来度量，可靠度通过故障率来表示；其中，可靠性是指产品的可靠度；步骤三、通过性能指标的分量与效能指标的分量之间的关系，进行：导弹飞行总体性能系统设计过程；战斗部分系统设计过程；推进系统设计过程；弹体外形及气动布局分系统过程；提升生存能力的设计过程；通过可用过载提升导弹的机动性能设计过程；通过故障率表示可靠度的过程。2.根据权利要求1所述基于性能指标的面向效能的导弹武器系统设计，其特征在于：步骤三所述战斗部分系统设计过程涉及破片杀伤战斗部分量，其中破片杀伤战斗部分量还包括破片初速和破片飞散方向角，破片初速用v0表示，v0计算公式为：式中，Qe表示炸药爆热，单位为J/kg；Mf表示用于爆破形成破片的壳体质量；Me表示装药质量；破片飞散方向角是指破片群的平均飞散方向；破片飞散方向角用φ0表示，等于弹体轴线正向与破片飞散角平分线之间所夹的角度。3.根据权利要求1或2所述基于性能指标的面向效能的导弹武器系统，其特征在于：步骤三所述推进系统设计过程为，推进系统设计过程涉及步骤一所述的总冲，所述总冲用I表示，总冲I用于发动机推力的控制，其过程具体为：总冲I的计算公式为：式中，t表示时间；F表示推力，推力是推进飞行器的主要动力，其计算公式为：式中：表示推进剂的秒消耗量，单位kg/s；v2表示喷管出口处的燃气流速度，单位m/s；A2表示喷管出口截面积，单位m2；p2表示喷管出口处燃气压强；p3表示导弹当前飞行高度处的大气压强；在实际的飞行中，导弹的推力F对于导弹总体飞行性能指标飞行速度V有很大影响，从而影响性能指标射程；导弹推进系统的工作时间直接影响总体飞行性能指标中的射程，二者成正比例关系；同样，推进系统的工作时间也直接影响导弹的最大飞行时间这一性能指标，对于飞行过程全部是在大气层内的飞航式导弹，在简化的情况下推进系统的工作时间等于导弹的最大飞行时间；并且，将由单位重量流量的推进剂所能够获得的发动机推力定义为比冲，利用比冲表示推进剂的燃烧效率的高低，其公式为：在一定的推力下，通过减小迎面面积减少导弹的空气阻力，从而提升速度与机动性。4.根据权利要求3所述基于性能指标的面向效能的导弹武器系统，其特征在于：步骤三所述弹体外形及气动布局分系统过程为，所述弹体外形及气动布局分系统体现于导弹弹翼面积、铰链力矩、静稳定性和舵面的控制效率；导弹弹翼面积、铰链力矩、静稳定性和舵面的控制效率的控制用于弹体外形及气动布局调节，其具体过程为：第一，导弹弹翼面积主要取决于对导弹机动性的要求，导弹机动性利用导弹可用过载表示，则导弹弹翼面积与导弹可用过载之间的相关关系为：式中，q表示飞行动压，v表示导弹飞行速度；nk表示导弹可用过载；m表示导弹质量；表示翼身组合段的升力线斜率；αmax表示导弹最大可用攻角；K表示翼身段升力系数与全弹升力系数的比值，且Cy表示弹翼升力系数；由式中可见，导弹弹翼面积与导弹质量m、导弹可用过载nk成正比，与导弹最大可用攻角αmax、导弹飞行速度v成反比；通过减小翼身升力系数在全弹升力系数中所占的比例，即通过减小K值来减小导弹在固定过载要求下的弹翼面积；提高导弹最大可用攻角αmax使得在要求条件下导弹弹翼面积的允许设计值较小，减低导弹弹翼面积能够减小导弹的总体质量；弹翼升力系数Cy主要包括弹身、弹翼和舵面；对于空对地导弹，弹翼升力系数Cy与导弹飞行速度v的关联度表示为：当Ma＜1时，Cy max＝0.8；当Ma＞1时，Cy max＝0.3～0.4，其中，Ma为飞行器飞行时的马赫数，Cy max为弹翼升力系数最大值；导弹攻角的增大受气动力非线性的制约；由于气流粘性的影响，在导弹攻角增大时，气流会从翼面分离，所以，Cy与α之间的线性关系只有当攻角小于导弹最大可用攻角αmax的时候才成立，如果攻角超过导弹最大可用攻角αmax这个界限值，则攻角的增大反而会导致升力系数下降，这时对应的极值点就是导弹最大可用攻角αmax；在导弹的总体设计中，为了提升临界攻角的最大值，通过减小展弦比或者是增加静稳定性，使得气动中心后移，同时，在亚音速阶段，提升导弹的速度，即增大Ma也可以使得升力系数增大，但是，如果在超音速区域，增大Ma却反而会使升力系数减小；对于轴对称型的导弹，当其作定高直线飞行时，满足：但是实际上，要满足这一关系，就必须要求攻角α和舵偏角δz取较小的值；当攻角满足α＞αmax后，mz就会失去原先的线性关系；在变号时，静稳定性将会完全消失，而自动驾驶仪都是按一定的静稳定度设计的，静稳定度值的改变将使得自动驾驶 仪特性变坏；故导弹在飞行过程中不能使用非线性段的mz(α)曲线，亦即不能在α＞αmax的条件下飞行；所以，静稳定度也是制约到最大可用攻角的一个因素；第二，铰链力矩是指气流在舵面上产生的气动力相对舵轴产生的气动力矩；铰链力矩会阻碍舵面的偏转，导弹实际飞行中依靠舵面的执行机构产生驱动力矩来抵消铰链力矩的影响；采用统计方法，确定舵面上的气动压心位置，然后让舵机轴通过该平均气动压心位置从而减小铰链力矩；导弹阻力的表达式为：式中，X表示导弹阻力；ρ表示大气密度；v表示导弹飞行速度；S表示导弹特征面积；Cx表示阻力系数，Cx＝Cx0+Cxi，Cx0为零升阻力，Cxi为诱导阻力；可通过减小诱导阻力、减小导弹的飞行阻力，而诱导阻力由攻角和控制面的偏转引起，诱导阻力与导弹的飞行速度范围之间的联系为：假设Ma＜0.85，对于大展弦比型的导弹，即展弦比λ＞3时，诱导阻力为：Cxi＝(Cy)2/πλe；式中，e表示奥斯沃德效率因子，e＝0.7；Cy表示升力系数；对于中小展弦比导弹，即展弦比λ＜0.3时，诱导阻力为：Cxi＝Cytanα；式中，α表示当前攻角值；第三，静稳定性是指导弹在飞行过程中，由于外界扰动的影响而偏离了原本的运动状态，在外界扰动消失的瞬间，导弹拥有回复原本运动状态的趋势；静稳定性通过静稳定裕度和静稳定度进行表示，只有满足时，导弹才具有静稳定性；控制导弹的静稳定度较大时，其控制系统增益与阻尼就相应较小，而固有频率相应较高；较小的系统增益会使得带宽也较小，可以在一定程度上减小起伏误差，增加稳定性；在舵机系统中，平衡状态下舵机产生的控制力矩应该与弹体的俯仰力矩相等；即满足：第四，舵面的控制效率通过舵的操纵力矩...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭继峰，关英姿，荣思远，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23