雨课堂学堂在线学堂云《导弹总体设计导论（国防科技）》单元测试考核答案

第1题一本好教材就是好老师，因为视频时间有限，本课程的学习是网上听课与课本自学相结合！（课本见上传的各章节PDF文件）第1题（1）气动力是气流对导弹的反作用力第2题（2）气动力是复杂的分布力系，与导弹的速度、气流与弹体的相对方位、高度等多因素有关第3题（3）压心是根据力系简化原理，作用在导弹上的分布力系与一个合力作用等效的作用点。第4题（4）压心与焦点不是一回事，焦点是仅因非零攻角引起的那部分升力的合力作用点。第5题弹体系与速度系之间的坐标转换矩阵由以下欧拉角确定A滚动角B攻角C侧滑角D倾侧角正确答案：BC第6题（1）风洞测量的气动系数是在弹体系中得到的，若要求速度系中的气动力，需要乘以对应的坐标系转换矩阵第7题（1）在气动布局和外形尺寸给定下，弹体升力只与攻角和升降舵偏角有关。第8题（2）弹体升力等于弹身、弹翼、尾翼和空气舵各自的升力之和第9题（2）阻力包括A摩擦阻力B压差阻力C诱导阻力正确答案：ABC第10题（1）尾翼为A升力部件B稳定部件C控制部件1.2气动力矩与纵向、航向和横向静稳定性--作业第1题（1）横向稳定性是指短暂外界扰动力矩使弹体绕纵轴oX1倾斜之后，能自动恢复到平衡状态的能力。第2题（2）民航飞机存在使机翼上翘的上反角以及后掠角，目的是增强横向稳定性。第3题（1）静稳定与否仅与弹体的外形布局和质量分布有关！第4题（2)若弹体静稳定，俯仰力矩系数对攻角的偏导数大于零！第5题（3）只要弹体是静稳定的，就一定能提供恢复力矩！第6题（4）凡是无控飞行器如火箭弹、再入弹头都必须是静稳定的！第7题（1）气动力规范表达式中的参考面积、参考长度A参考面积只能为导弹截面积，参考长度可任选B参考面积可任选，参考长度只能为导弹长度C参考面积只能为截面积，参考长度只能为导弹长度D均可任选第8题（2）弹体正侧滑角，对应的侧力为A正B负C不确定第9题（3）升降舵上偏转，对应的俯仰操纵力矩为A正B负C不确定第10题（4）弹体正攻角，对应的升力为A正B负C不确定第11题（1）影响弹体偏航力矩的主要因素是侧滑角、方向舵偏角及其偏导数第12题(2)航向静稳定性也只与外形布局有关！1.3制导控制系统及设备的工作原理选择--作业第1题（1）铰链力矩是空气舵上的气动力对舵轴的力矩，与舵机的输出力矩无关！第2题（2）舵机输出力矩至少应大于铰链力矩，选择舵机时一般为其2倍。第3题（3）惯性导航是一种基本的自主导航方式，取决于惯性器件如加速度计测量弹体质心的加速度、惯性姿态陀螺测量姿态或角速率的精度，与外界无关！第4题（4）捷联导航的另一主要误差源是初始对准误差。第5题（1）二自由度陀螺测量导弹的姿态角，利用了陀螺的特性A定向性B进动性C稳定性D陀螺力矩第6题（2）远程弹道导弹上的陀螺稳定平台上加速度计测量值，是相对A发射系B弹体系C惯性系D地心系第7题（1）利用天文导航确定导弹的经纬度至少需要___________颗恒星的星历信息，以确定相应的星球高度角。A1B2C3D4第8题卫星导航定位可以清除惯性导航因器件陀螺漂移带来的累计误差，因此可不必安装惯性导航装置。1.4弹上机构、连接分离机构、弹体与弹翼结构--作业第1题（1）舵机的输出力矩若越大，频宽就越窄，响应越慢。第2题（1）对于一些小直径导弹，舵机输出轴可与空气舵铰链轴连接，这类舵机为A液压舵机B气动舵机C电动舵机第3题（1）弹身在飞行过程中，要承受A轴向力B剪力C弯矩D扭矩正确答案：ABCD第4题（1）中远程弹道导弹的弹身结构为A硬壳式B半硬壳式C整体壁板式第5题（1）亚声速巡航导弹的弹翼结构通常为A骨架蒙皮式弹翼B整体壁板式C蜂窝夹层式第6题（2）骨架蒙皮式弹翼的主要受力构件为A纵墙B翼梁C桁条D翼肋2.1气动外形对飞行性能的影响--作业第1题（1）弹体外形气动效率的评价指标为A高升力B低阻力C高升阻比2.2导弹常用气动布局形式分析--作业第1题（1）平面“一”字形布局适合A弹道导弹B地空导弹C空空导弹D亚音速巡航导弹第2题（2）弹道导弹、地空导弹，反舰导弹采用A正常式布局B平面一字型布局C鸭式布局D无尾式布局第3题（3）“X”形布局比“+”字形布局的操纵效率A高B低C不确定2.3弹身外形与几何参数选择--作业第1题（1）弹身直径是一个重要的设计参数，考虑的因素有A阻力B战斗部直径C导引头探测距离和分辨率D发动机直径限制E发射装置约束F导弹结构刚度第2题（2）弹头小量钝度化，可以A减弱鼻尖应力集中B减小鼻尖气动加热C减小阻力D增加升力正确答案：AB第3题（3）细长圆锥体弹身的法向力系数与下列因素有关A攻角B侧滑角C圆柱体部分的长细比D马赫数正确答案：AC第4题（1）为兼顾头部的气动阻力和电磁特性两因素，超音速导弹头罩的长细比范围大致为A1~2B2~3C3~4D4~5第5题（2）大气层外反导反卫的头罩长细比理论最优值为A0.5B1C2D3第6题（3）头罩误差斜率的影响体现在测量A导弹俯仰角速率B目标视线角C导弹弹道倾角D导弹弹道偏角第7题（4）高超音速飞行器，当动压为250KPa时，升力体弹身与圆柱体弹身的升阻比相比A升力体远大于圆柱体B升力体接近圆柱体C升力体远小于圆柱体第8题（5）圆柱体弹身的压心位于鼻锥长度的__________处。A43%B53%C63%D73%2.4气动面（弹翼、尾翼和空气舵）几何参数选择--作业第1题（4）若弹翼设计使得前缘处在马赫线的后面，此时马赫角小于前缘角，称为亚声速前缘，不存在波阻。第2题（6）地空导弹弹翼面积取决于所需的机动过载，亚声速巡航导弹弹翼面积取决于所需升阻比。第3题（7）弹翼尺寸的确定基于设计的弹翼面积与事先选择的几何参数如展弦比、根稍比和后掠角。第4题（8）在外形布局选定后，空气舵的设计取决于所需的操纵效率即操稳比和舵的铰链力矩。第5题（1)一般亚声速飞行器的弹翼具有较大的展弦比，超音速飞行器具有较小的展弦比小于2第6题（2）导弹最大升阻比与升力线斜率的平方根成正比，与零升阻力系数的平方根成反比。第7题（3）翼的斜掠可有效减小超音速飞行时的波阻。2.5弹体气动特性综合--作业第1题（1）弹体总的法向力系数近似为弹身、弹翼、尾翼的法向力系数之和。3.1静稳定裕度及计算方法--作业第1题（1）导弹的静稳定度不仅与外形设计有关，还与质量分布有关，也随飞行时间改变。第2题（2）在导弹设计中，通常最后是设计尾翼的面积来满足静稳定裕度要求的。第3题（3）“X”字形布局和“+”字形布局的静稳定裕度相等。3.2无控弹体稳定性分析--作业第1题（1）虽然导弹的弹体动力学为非线性，工程试验表明分段线性化可以运用经典的线性化理论研究与设计导弹的控制稳定性。第2题（2）无控弹体的起飞速度越低，重力对飞行稳定性的不利影响越严重。第3题（3）无控弹体必须静稳定才可能动稳定。第4题（4）探空火箭因为是无控的，外形设计不仅要静稳定，而且必须有足够的恢复力矩抵抗切变风等的扰动力矩。第5题（5）弹体扰动运动的稳定性可以只考虑3阶的短周期扰动运动。3.3导弹机动性与操纵性--作业第1题（1）机动性的度量指标为A极限攻角B过载C飞行速度D升力第2题（2）要使正常式布局静稳定弹体的攻角由零变为-5度（低头），则升降舵必须A向上偏转直到配平攻角B向下偏转直到配平攻角C先向下，再向上偏转直到配平攻角D先向上，再向下偏转直到配平攻角第3题（3）正常式布局的静不稳定弹体，舵的有效攻角A小于弹体攻角B大于弹体攻角C等于弹体攻角第4题（1）采用STT机动，必要条件为A攻角为零B弹体周对称C滚动角为零D侧滑角为零正确答案：BC第5题（2）采用BTT机动，必要条件是A攻角为零B弹体面对称C使用吸气式喷气发动机D侧滑角为零E倾侧角为零正确答案：BCD3.4气动数据表与操控特性分析--作业第1题（1）气动数据六分量表定量表征了弹体气动外形设计与布局的A气动效率B操纵效率C静稳定性D操纵耦合特性E弹体自然频率F俯仰力矩随攻角改变的线性度正确答案：ABCDEF第2题（2）气动数据六分量表是A总体部门评价外形方案的依据B弹道计算与仿真的依据C姿态控制设计的依据D发动机推力计算的依据正确答案：ABC第3题（1）操稳比与工作点（例如当前配平攻角和舵偏角）有关，也与该工作点处的力矩系数斜率（如俯仰力矩系数对攻角的偏导数、操纵力矩系数对舵偏角的偏导数）有关。第4题（2）操稳比是配平攻角的增量与舵偏角的增量之比，需依据气动系数表和力矩系数增量平衡方程计算。第5题（3）线性度分许就是在给定的工作点处，绘出某一项力矩与对应自变量的函数曲线，分析线性比例度。第6题（1）弹体的耦合包括A气动耦合B操纵耦合C惯性交叉耦合D欧拉运动学耦合正确答案：ABCD第7题（1）BTT机动时，为减小气动耦合，协调指令为A攻角为零B侧滑角为零C倾侧角为零D方向舵偏角为零第8题（2）为保证主通道控制的稳定性和精度，要求该通道所受到的耦合和干扰力矩最大为可用操纵力矩的A10%B20%C40%D50%3.5等效舵偏角与实际舵偏角的分配--作业第1题（1）导弹的控制坐标系通常为A舵的安装坐标系B弹体坐标系C速度坐标系D发射惯性系第2题（2）等效舵偏角的计算是依据A操纵力矩等效原则B操纵力等效原则C攻角等效原则D侧滑角等效原则第3题（1）由于横向尺寸小，为节省空间和减轻重量，导弹通常没有专门的副翼。第4题（2）每一个舵的偏转都会对弹体的三个轴产生相应的控制力矩。第5题（3）从3等效舵偏角到4个实践的舵偏角的分配矩阵不唯一。3.6部位安排、放宽静稳定裕度设计及质量特性计算--作业第1题（4）静不稳定弹体的飞行稳定性必须有负反馈控制，构成人工阻尼。第2题（5）气动数据六分量表定量反应了外形设计与部位安排共同导致的气动特性。第3题（6）静不稳定弹体的操纵比静稳定弹体的操纵相对要难一些，而且对舵机的输出力矩和频宽也要求高一些。第4题（1）假设弹体结构振动固有频率为WB，伺服机构驱动器固有频率为WA，姿态控制系统频率为WC，制导系统频率为WG，部位安排，它们之间不能重叠，要错开，而且大小排列约束为AWA>WB>WC>WGBWB>WA>WC>WGCWC>WB>WG>WADWB>WC>WA>WG第5题（1）部位安排时，通常导引头布置在弹身最前端的头罩内，之后是战斗部、仪器舱（含导航与电子仪器设备），最后是发动机。第6题（2）弹身头部形状及长细比，弹弹身圆柱段的长度、直径，弹翼、尾翼的形状和面积及其安装位置，不仅影响升阻比、机动过载，还影响稳定性。第7题（3）部位安排除保证各部件功能有机结合之外，还要考虑弹体的质量布局尽可能满足弹体坐标轴为中心惯量主轴、惯量张量为对角阵。4.1总体设计与推进系统设计的关系--作业第1题（1）发动机部门需要从总体部门获得的主要输入参数是____________,其它为参考约束。A总冲和平均推力B发动机质量C发动机长度D发动机直径第2题（1）总体设计选择发动机方案时总是优先选择现有的成熟技术，或者仅需小量改造。第3题（2）火箭发动机和吸气式喷气发动机的主要区别在于前者携带氧化剂，而后者不但不带反要吸入空气。第4题（3）涡喷发动机的涡轮起动后，是靠燃烧室中的燃气推动工作循环的。第5题（4）冲压发动机没有压气机、涡轮等转子部件，靠进气道冲压实现增压。4.2空气喷气发动机--作业第1题（1）冲压发动机不能直接起动，需要助推器加速至马赫数2.5左右A正确B错误第2题A正确B错误第3题（1）发动机比冲最小的是A固体火箭发动机B火箭冲压发动机C涡轮喷气发动机D涡轮涡扇喷气发动机第4题（2）加速性能最好的是A固体火箭发动机B火箭冲压发动机C涡喷发动机D涡扇发动机4.3固体火箭发动机选择--作业第1题（1）典型战术导弹发动机（如反坦克、地空导弹）常分为助推级或续航级两级，或者单室双推力。助推级推力大，时间短；而续航级推力小，但工作时间比前者长。第2题（2）弹道导弹与其它战术导弹相比，所采用的固体火箭发动机的直径大，推力大，工作时间长。第3题（3）固体火箭发动机的燃烧时间一般不超过70秒。第4题（4）固体火箭发动机的内弹道是指根据装药燃烧所决定的燃烧室压力、推力随时间的变化关系，即压力或推力-时间曲线。第5题（5）中远程弹道导弹的发动机如美国的民兵2-，民兵-3具有推力矢量机构，才能操纵飞行姿态。第6题（6）远程导弹的固体发动机壳体采用纤维缠绕壳体，而战术导弹发动机一般采用低成本的高强度金属或合金材料。第7题（1）远程弹道导弹采用的推进剂一般为A双基推进剂DBB改性双基推进剂CMDBC复合推进剂CPD黑火药第8题（2）端羟基聚丁二烯推进剂属于A双基推进剂DBB改性双基推进剂CMDBC复合推进剂CPD黑火药第9题（3）双基推进剂多被火箭弹等批量战术导弹采用，比冲大致为A220s~240sB240s~260sC260s~280sD280s~300s4.4星形装药及其内弹道计算--作业第1题（1）调整星形装药的参数就可以调整内弹道的推力曲线第2题（2）星形装药与其它药形比较，推力较大，参数可调，常被弹道导弹和一些战术导弹的助推级使用。第3题（1）发动机内壁隔热性能最好的药形为A端面燃烧装药B内外燃装药C星形装药5.1相对量总体参数及其运动方程--作业第1题（1）决定导弹战术飞行性能如射程、速度或过载等的主要参数，称为总体参数。第2题（2）选择相对量总体参数进行设计的好处有A一些飞行性能本身与相对量有关，如理想速度与推进剂质量比有关B相对量为百分数，较容易直观估计C相对量属间接法，参数设计精度高D不需要迭代正确答案：AB第3题（2）导弹方案设计中基本的相对量总体参数有A推进剂质量比B起飞推重比C截面载荷系数或翼载系数D升阻比正确答案：ABC5.3固体导弹导出型质量方程--作业第1题（2）质量方程中的推进剂质量系数不是依据经验，而是要根据飞行性能约束如关键速度或射程计算得到。第2题（1）导出型质量方程具有统计上的意义，因为发动机结构质量系数、弹体结构质量系数要依据经验或统计数据估计。第五章总体参数设计--5.4相对量总体参数选择与经典设计法综合举例第1题弹道导弹的起飞推重比或平均推重比，太小则加速性能不好，太大则发动机的结构质量偏大，较为合理的初始估值可为A1~2B3~5C8~10D11~13第2题巡航导弹发动机的推力选择与下列因素有关A巡航速度B巡航高度C外形阻力系数和参考面积D探测器精度正确答案：ABC第3题推重比是随助推时间改变的，但总体参数设计关心的是起飞推重比或平均推重比！第4题巡航导弹翼载系数是按最大升阻比原则设计的，而地空导弹是按最大需要过载原则设计的。第5题翼载系数参数中的面积S，可以是弹翼的面积或弹身的横截面积，本质上是数值计算气动系数时所对应的参考面积！选择翼载系数，目的是为得到提供所需升力大小对应的参考面积。第6题对于弹道导弹，如果事先根据型谱选定了发动机直径，那么起飞截面载荷系数中的参考面积S就是确定了的弹身横截面积，不需再选择起飞截面载荷系数反算弹身横截面积。5.5导弹总体与发动机的参数一体化--作业第1题（1）直接法中，结构质量和装药质量均要尽可能准确表示成发动机参数如直径、长度、喉部直径或燃烧室压力、喷管扩张面积比、装药参数等的函数，内弹道推力也是这些参数的函数，具有内在因果关系。6.1主动段程序设计--作业第1题(1)弹道导弹作战过程的第一步就是针对给定的目标和设定的发射点，设计标准飞行弹道，理论上使导弹沿着标准弹道飞行。第2题（2）在方案设计阶段，弹道设计为结构与防热子系统提供气动载荷、惯性载荷、温度载荷等输入参数，为制导与控制子系统设计提供所需的弹道参数。第3题（1）主动段设立常值姿态角瞄准段是为了保证关机前的姿态稳定精度。第4题（2）弹道设计包括瞄准方位角的计算和俯仰飞行程序角的计算，俯仰程序角又假设为系列参数表达的函数、最终为寻找满足弹着点和其它约束条件的参数解。6.2真空段程序设计--作业第1题（1）求解导弹最佳飞行程序问题其实是求泛函极值问题，泛函的自变量是俯仰程序角虽时间的变化函数。第2题（2）平行重力场中真空段的最优飞行程序解虽是一个复杂的反正切函数式，工程设计中，为简化起见可以用俯仰角随时间的线性函数近似。6.3大气层内滑行弹道设计--作业第1题（1）弹道导弹弹道设计为满足落点经纬度的等式约束，常用的有效数值处理方法是A单纯形法B复合形法C网格法D牛顿法第2题（1）全程控制的助推滑翔对地精确打击导弹，为加速收敛，主动段、滑翔段弹道参数设计时，对末段再入可嵌入带落角约束的最优再入比例导引方法以便满足落点和落角约束，进行弹道与制导方法的一