发布时间 : 星期六 文章导弹总体设计综述 - 图文更新完毕开始阅读9b5d76bd7c1cfad6185fa704
战术导弹制导体制形式多样，如雷达指令制导、毫米波驾束制导、激光指令制导、激光驾束制导、激光半主动制导、红外自寻的制导、毫米波自寻的制导等等都是常见的制导体制。 （7）确定导引规律
导引规律决定着导弹制导控制系统制导回路的构成。 （8）确定对发动机推进剂的性能要求 对于有些战术导弹，推进剂的性能几乎成为系统总体概念能否成立的决定性环节。
（9）确定控制执行机构方案
控制执行机构是导弹控制的执行部件，是决定导弹系统性能的关键部件。战术导弹最常用的控制执行机构为空气舵，除此之外还有燃气扰流片、脉冲喷流控制发动机等。
（10）确定导弹基本气动布局形式 根据设计师的设计构想，确定导弹的基本气动布局形式。按照弹翼与舵面沿弹身纵轴相对位置的不同，战术导弹气动布局基本可以划分为四种形式：正常式、鸭式、无尾式和旋转弹翼式。 （11）确定导弹基本控制模式
一般来说，STT导弹的基本控制模式有三种：三通道控制、双通道控制和单通道控制。
二、战斗部方案设计
战斗部分系统根据战术技术要求中给出的目标特性、导弹对目标毁伤能力要求以及总体概要设计中确定的战斗部类型和导弹弹身直径完成战斗部方案设计，初步确定战斗部舱段的质量、质心、转动惯量等结构要素以及直径（一般为弹体直径）、长度等尺寸要素，对于采用串联战斗部的导弹还要明确两级战斗部之间的距离要求等。
三点说明：
（1）战斗部分系统通过方案设计会形成其自身的设计参数体系，我们在此处只列出了其中与导弹总体方案设计后续工作密切相关的设计参数，其它细节性设计参数，如药型罩参数、装药性能参数等，此处不列出。在后续设计步骤中，对于其它分系统我们也将照此处理。
（2）这一步的设计工作有可能要与第1步的设计工作反复进行。例如，对于聚能破甲战斗部，由于弹身直径的限制有可能达不到要求的破甲深度，在这种情况下总体工程师必须考虑重新调整弹身直径尺寸。
（3）如前所述，战斗部由于其特殊的地位而在导弹总体方案设计过程中享有较高的“优先级”，然而，设计的优先权并不排斥设计过程的迭代性。例如，对于反坦克导弹等所采用的聚能破甲战斗部或地空导弹、空空导弹等所采用的预制破片、连续杆式杀伤战斗部，战斗部设计参数在一定程度上会受到导弹飞行姿态及攻角、侧滑角的影响，因此，战斗部方案设计有可能需要根据导弹总体方案后续的设计结果（制导控制系统设计及有控弹道仿真结果）进行进一步优化和调整。
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三、起飞质量设计
起飞质量设计以战术技术要求中对导弹质量的限制、总体概要设计中所确定的导弹弹身直径、速度方案、弹道方案、动力系统基本形式、导弹有效载荷、初步估算的阻力系数、经验选取的弹体结构系数、经验选取的发动机质量比、比冲等为约束条件，通过起飞质量设计可以确定导弹的满载质量（起飞质量）、空载质量、弹体结构质量以及发动机系统的质量、能量（总冲）及工作时间等。
三点说明：
（1）本步输入数据中经验性的成分较多，这是导弹自身设计规律所决定的。总体工程师在进行这一步工作时应该与气动、发动机、结构等分系统进行充分协商，以确定阻力系数、弹体结构系数、发动机质量比及比冲等的经验值，这样可以避免设计过程不必要的反复。
（2）在现代导弹工程研制中，舵机、导引头、电源、惯性器件、弹上计算机等部件往往是在现有成熟产品或是在前期单项技术攻关基础上改进或完善而来。因此，由舵机、导引头、电气等分系统给出相应舱段质量和尺寸的估计值是可行的。相应估算结果还将在第7步第一轮结构设计中用到。
（3）此步完成后有可能需要对第1步确定的动力系统方案的基本形式进行调整。例如，如果在第1步确定采用单室双推力固体火箭发动机作为动力系统，而本步计算后发现发动机两级推力比过大，工程上难以实现，则需要重新考虑动力系统方案。
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四、发动机方案设计
发动机工程师经设计后将确定发动机长度、直径、满载和空载质量、质心、转动惯量以及发动机质量秒流量，同时，发动机分系统还会反馈实际设计得到的发动机推力和工作时间等。
五、导引弹道运动学分析
本步以战术技术要求规定的典型目标运动特性、总体概要设计所确定的导弹速度方案和导引规律为约束条件，确定导弹在攻击区域内的需用法向过载变化规律。
六、控制系统概要设计
（1）根据拟采用的控制系统设计方法和设计方案，明确是否要求弹体动力学随攻角变化保持近似线性特性。
（2）根据导弹命中精度指标要求、作战使用条件（高度和温度范围）、速度变化范围、需用法向过载变化规律以及总体概要设计所确定的导弹基本控制模式等，确定在导弹控制系统设计中，俯仰、偏航通道及滚转通道是否采用自动驾驶仪以及采用何种类型的自动驾驶仪。
（3）如果准备采用自动驾驶仪，控制分系统需要明确弹上采用哪些传感器（主要是惯性器件，如陀螺、加速度计等）及其对部位安排的要求。
（4）提出对导弹稳定性的要求。作为被控对象，导弹动力学的稳定特性无疑会对控制系统设计产生关键性影响。
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七、第一轮结构设计
两点说明：
（1）在这一步进行的部位安排主要是针对弹身各舱段进行的，各承载面（主升力面、舵面等）相对于弹身的位置将在后续第10步第二轮气动设计中最终确定。对于战术导弹来说，舵机舱段、战斗部舱段及发动机舱段是导弹的三个主要舱段，其部位安排方式是设计师设计思想的一个集中体现。
（2）这一步所确定的舵机舱段位置是在满足导弹基本气动布局形式要求及弹身结构部位安排约束条件下，由总体协调结构、气动、控制等分系统根据经验给出，在后续设计中有可能根据气动设计的结果进行调整。
八、第一轮气动设计
在这一步，为了减少设计迭代次数，总体可要求气动分系统自行计算其给
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