張力聰，朱亮聰，舒忠平，歐岳峰，粟 華

空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究

張力聰1,2，朱亮聰3，舒忠平3，歐岳峰3，粟 華1,2

（1. 西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安，710072；2. 陜西省空天飛行器設(shè)計(jì)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安，710072；3. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海，201109）

空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈是目前最接近實(shí)用的高超聲速飛行器，為研究該導(dǎo)彈的性能采用多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)（Multidisciplinary Design Optimization，MDO）技術(shù)，對該導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中所涉及的學(xué)科進(jìn)行集成，構(gòu)建了該導(dǎo)彈的MDO框架，并基于此框架對導(dǎo)彈開展優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化結(jié)果顯示了該導(dǎo)彈的潛在性能，同時(shí)為該導(dǎo)彈的改進(jìn)和發(fā)展提供了依據(jù)。

空射彈道導(dǎo)彈；高超聲速飛行器；多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化

0 引 言

高超聲速技術(shù)因其較高的戰(zhàn)略價(jià)值，得到世界各國的廣泛關(guān)注與不斷發(fā)展，至今基本形成了助推滑翔式和吸氣式兩種基本類型的高超聲速飛行器[1]。其中，助推滑翔式，由于其技術(shù)難度相對較低，已取得了較大的突破?？丈鋸椀朗礁叱曀賹?dǎo)彈是助推滑翔式中的一種，其由空中發(fā)射平臺發(fā)射，具有與彈道導(dǎo)彈相同的氣動布局與動力系統(tǒng)，已成為最接近實(shí)用的高超聲速飛行器。最典型代表為俄羅斯的匕首導(dǎo)彈，該導(dǎo)彈已于2017年底進(jìn)行試驗(yàn)性戰(zhàn)斗執(zhí)勤[2]。

本文針對空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈開展多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化研究，以期對該導(dǎo)彈的性能進(jìn)行分析，進(jìn)一步挖掘該導(dǎo)彈的潛在性能，并對該導(dǎo)彈的改進(jìn)和發(fā)展提供設(shè)計(jì)依據(jù)。作為高超聲速飛行器，該導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)涉及多個(gè)學(xué)科，且學(xué)科間耦合嚴(yán)重。因此，本文采用多學(xué)科優(yōu)化技術(shù)對其進(jìn)行研究，該方法在飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域中已被廣泛應(yīng)用[3,4]，其能有效解決學(xué)科間的耦合關(guān)系，并對其進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，獲得總體性能更優(yōu)的設(shè)計(jì)結(jié)果。

本文首先建立了空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化框架，然后對所涉及的幾何、氣動、發(fā)動機(jī)、布局、彈道、結(jié)構(gòu)及戰(zhàn)斗部學(xué)科的分析模型進(jìn)行闡述?；谠摽蚣?，對導(dǎo)彈開展多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化，并對結(jié)果進(jìn)行分析，得到了該導(dǎo)彈的潛在性能及設(shè)計(jì)依據(jù)。

1 空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈MDO框架

空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)主要涉及幾何、氣動、發(fā)動機(jī)、布局、彈道、結(jié)構(gòu)和戰(zhàn)斗部7個(gè)學(xué)科。要構(gòu)建多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)（Multidisciplinary Design Optimization，MDO）框架，首先要對參數(shù)進(jìn)行梳理，框架中存在3種類型的變量：設(shè)計(jì)變量、耦合變量與狀態(tài)變量。設(shè)計(jì)變量是各個(gè)學(xué)科的獨(dú)立輸入，同時(shí)在優(yōu)化中作為設(shè)計(jì)變量；耦合變量為學(xué)科之間的傳遞參數(shù)，既是一個(gè)學(xué)科的輸出又是另一個(gè)學(xué)科的輸入；狀態(tài)變量是各個(gè)學(xué)科的獨(dú)立輸出，在優(yōu)化中可被選作約束條件或目標(biāo)函數(shù)。然后，根據(jù)數(shù)據(jù)傳遞關(guān)系可將各個(gè)學(xué)科集成并建立該導(dǎo)彈的MDO框架，如圖1所示。

圖1 設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)矩陣

2 多學(xué)科分析模型

2.1 幾何及氣動分析模型

幾何學(xué)科對導(dǎo)彈的氣動外形進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì)，如圖2所示，該導(dǎo)彈采用無翼式布局，因此，氣動外形設(shè)計(jì)集中在彈體和舵面的設(shè)計(jì)上。然后，氣動學(xué)科采用高速面元法對該外形的氣動特性進(jìn)行分析，該方法對高超聲速飛行器的氣動特性計(jì)算具有一定的精度[5]，同時(shí)能夠在優(yōu)化迭代時(shí)，保證較高的計(jì)算效率。氣動分析一方面為彈道學(xué)科輸出升力系數(shù)L和阻力系數(shù)D，同時(shí)為結(jié)構(gòu)分析學(xué)科輸出氣動壓力分布()，并且計(jì)算出導(dǎo)彈配平攻角b以衡量導(dǎo)彈的操穩(wěn)特性。該學(xué)科的輸入輸出關(guān)系如表1所示。

圖2 氣動外形參數(shù)化

—彈體總長；body—彈體直徑；nose—頭錐長度；nose—頭錐直徑；tail—尾部長度；tail—尾部直徑；0—舵面根弦最大厚度長度；0—舵面根弦長；0—舵面根弦最大厚度；1—舵面梢弦長；—舵面前緣后掠角；/2—舵面半展長

表1 幾何及氣動學(xué)科輸入輸出

Tab.1 Inputs and Outputs of Geometry-and-aerodynamic Discipline

輸入變量類型dvGeom 變量LnoseLbodyDbodyDtail 說明頭錐長度彈體長度彈體直徑尾部直徑 變量類型—cvLtoG—— 變量b0xcg—— 說明舵面根弦長質(zhì)心—— 輸出變量類型cvAtoTcvAtoSsvAero 變量CL(Ma,α)CD(Ma,α)p(x)δb 說明升力系數(shù)阻力系數(shù)壓力分布配平攻角

2.2 發(fā)動機(jī)分析模型

該導(dǎo)彈的動力系統(tǒng)與常規(guī)導(dǎo)彈相同，采用固體火箭發(fā)動機(jī)，如圖3所示。

在發(fā)動機(jī)分析學(xué)科中，首先對發(fā)動機(jī)的燃燒室、噴管和藥柱進(jìn)行設(shè)計(jì)。然后采用零維內(nèi)彈道方程對固體火箭的性能進(jìn)行評估，導(dǎo)彈的燃燒室壓強(qiáng)c()可由式（1）計(jì)算得到：

式中 Vc為燃燒室的自由容積；Ab和At分別為燃面面積和噴管喉部面積；ρp為固體裝藥的密度；Γ，c*和a均為與推進(jìn)劑燃燒相關(guān)的特征常量；n為壓強(qiáng)指數(shù)，是推進(jìn)劑的特征常量。然后，基于此一方面為彈道分析學(xué)科輸出推力T(t)和發(fā)動機(jī)秒流量ms，同時(shí)，為布局分析學(xué)科輸出發(fā)動機(jī)總質(zhì)量mmotor。并且，計(jì)算發(fā)動機(jī)的比沖和總沖以評估發(fā)動機(jī)性能。最終，該學(xué)科的輸入輸出關(guān)系如表2所示。

ch—燃燒室直徑；ch—燃燒室長度；propellent—藥柱長度；—藥柱肉厚；throat—喉部長度；throat—喉部直徑；exit—出口直徑；nozzle—噴管擴(kuò)張角

表2 發(fā)動機(jī)學(xué)科輸入輸出

Tab.2 Inputs and Outputs of Propulsion Discipline

輸入變量類型dvProp 變量LchDthroatDexite 說明燃燒室長度喉部直徑出口直徑裝藥肉厚 變量類型dvPropcvGtoP—— 變量LpropellantGeoshape—— 說明裝藥長度外形約束—— 輸出 變量類型cvPtoTcvPtoL 變量F(t)msmmotor 說明推力秒流量發(fā)動機(jī)總質(zhì)量 變量類型svProp— 變量pcIIs— 說明燃燒室壓強(qiáng)總沖比沖—

2.3 布局分析模型

布局分析學(xué)科對導(dǎo)彈的內(nèi)部布局進(jìn)行設(shè)計(jì)，并對該布局的質(zhì)量特性進(jìn)行計(jì)算，包括質(zhì)心cg，用于計(jì)算導(dǎo)彈的氣動操縱性能；總質(zhì)量total將作為彈道仿真的輸入；同時(shí)還包括質(zhì)量分布()將用于結(jié)構(gòu)分析。最終，該學(xué)科的輸入輸出關(guān)系如表3所示。

表3 布局學(xué)科輸入輸出

Tab.3 Inputs and Outputs of Layout Discipline

輸入變量類型dvLayout.cvGtoL 變量xcgdevicesmdevicesGeodevicesGeoshape 說明設(shè)備位置設(shè)備質(zhì)量設(shè)備外形氣動外形 變量類型cvPtoLcvStoL 變量Geomotormmotormequ.struc.(x) 說明發(fā)動機(jī)外形發(fā)動機(jī)質(zhì)量結(jié)構(gòu)質(zhì)量 輸出變量類型cvLtoScvLtoAcvLtoT— 變量m (x)xcgmtotal— 說明質(zhì)量分布質(zhì)心總質(zhì)量—

2.4 彈道分析模型

彈道分析學(xué)科，對導(dǎo)彈的彈道進(jìn)行仿真計(jì)算，而后分析其飛行性能，包括過載、馬赫數(shù)和射程等。此時(shí)，關(guān)心導(dǎo)彈的質(zhì)心運(yùn)動，因此，常采用鉛錘平面質(zhì)心運(yùn)動方程式（2）對導(dǎo)彈的飛行性能進(jìn)行仿真分析。

式中 (,,,,)T為導(dǎo)彈的飛行狀態(tài)，分別為速度、彈道傾角、水平位置、垂直高度和質(zhì)量；為重力加速度；為導(dǎo)彈飛行攻角；為發(fā)動機(jī)的推力；，為導(dǎo)彈所受的氣動阻力和升力。該學(xué)科的輸入輸出關(guān)系見表4。

表4 彈道學(xué)科輸入輸出

Tab.4 Inputs and Outputs of Trajectory Discipline

輸入變量類型dvTrajcvAtoTcvPtoT 變量αcontrolCL(Ma,α)CD(Ma,α)F(t) 說明控制規(guī)律升力系數(shù)阻力系數(shù)推力曲線 變量類型—cvLtoT—— 變量msmtotal—— 說明秒流量總質(zhì)量—— 輸出 變量類型cvTtoScvTtoWsvTraj 變量nmaxvendθendR 說明最大過載點(diǎn)末速度落角射程 變量類型———— 變量Mamax——— 說明最大馬赫數(shù)———

2.5 結(jié)構(gòu)分析模型

結(jié)構(gòu)分析學(xué)科根據(jù)彈道仿真所得出的最大過載點(diǎn)及氣動分析計(jì)算得到的氣動壓力分布，使用梁模型對導(dǎo)彈所受載荷進(jìn)行計(jì)算，包括軸力、剪力和彎矩。然后根據(jù)所受載荷對導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)質(zhì)量進(jìn)行評估，如圖4所示。因此，該學(xué)科的輸入輸出關(guān)系如表3所示。

圖4 結(jié)構(gòu)分析示例

表5 結(jié)構(gòu)學(xué)科輸入輸出

Tab.5 Inputs and Outputs of Structure Discipline

輸入變量類型cvTtoScvAtoScvLtoS— 變量nmaxp(x)m (x)— 說明最大過載壓力分布質(zhì)量分布— 輸出變量類型cvStoLsvStruc. 變量mequ.struc.(x)N(x)Q(x)M(x) 說明結(jié)構(gòu)質(zhì)量軸力分布剪力分布彎矩分布

2.6 戰(zhàn)斗部毀傷分析模型

戰(zhàn)斗部毀傷分析學(xué)科，對該導(dǎo)彈所使用的破片戰(zhàn)斗部，采用射擊跡線法[6]，對其對典型雷達(dá)目標(biāo)[7]的毀傷效果進(jìn)行分析，如圖5所示，可得到破片在空間中的分布及飛行速度。然后，可對命中破片數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，并對殺傷動能hit進(jìn)行計(jì)算，以評估戰(zhàn)斗部的毀傷效果，從而對戰(zhàn)斗部質(zhì)量warhead進(jìn)行合理設(shè)計(jì)。該學(xué)科輸入輸出關(guān)系如表6所示。

圖5 戰(zhàn)斗部分析示例

表6 戰(zhàn)斗部學(xué)科輸入輸出

Tab.6 Inputs and Outputs of Warhead Discipline

輸入變量類型dvWarhead 變量LwarheadDwarheadmfragrments 說明戰(zhàn)斗部長度戰(zhàn)斗部直徑破片質(zhì)量 變量類型—cvTtoW— 變量mexplosivesvendθend— 說明裝藥質(zhì)量末速度導(dǎo)彈落角— 輸出變量類型cvWtoLsvWarhead—— 變量mwarheadJhit—— 說明戰(zhàn)斗部質(zhì)量殺傷動能——

3 優(yōu)化問題

3.1 目標(biāo)函數(shù)

在導(dǎo)彈優(yōu)化設(shè)計(jì)中，有許多可選的目標(biāo)函數(shù)，如射程、飛行速度和發(fā)射質(zhì)量等。其中，減小發(fā)射質(zhì)量是所有飛行器在設(shè)計(jì)時(shí)的首要目標(biāo)，同時(shí)，質(zhì)量特性也是與導(dǎo)彈設(shè)計(jì)所有學(xué)科耦合最為嚴(yán)重的指標(biāo)，它既由許多學(xué)科的輸出決定，又是很多學(xué)科的輸入，如圖6所示。因此，在工程中通常將最小化發(fā)射質(zhì)量作為導(dǎo)彈優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)函數(shù)。

圖6 導(dǎo)彈質(zhì)量特性的耦合關(guān)系

3.2 設(shè)計(jì)變量

根據(jù)各個(gè)分析學(xué)科的輸入輸出關(guān)系，該導(dǎo)彈的優(yōu)化設(shè)計(jì)問題，在幾何學(xué)科、發(fā)動機(jī)學(xué)科、布局學(xué)科、彈道學(xué)科及戰(zhàn)斗部學(xué)科中存在14個(gè)設(shè)計(jì)變量，如表7所示。

表7 設(shè)計(jì)變量

Tab.7 Design Variables

設(shè)計(jì)變量說明設(shè)計(jì)變量說明 dvGeom.Lnose頭錐長度dvPropLc燃燒室長度 Lbody彈體長度Dthroat喉部直徑 Dbody彈體直徑dvTrajαcontrol控制規(guī)律 Dtail尾部直徑dvWarheadLwarhead戰(zhàn)斗部長度 b0舵根弦長Dwarhead戰(zhàn)斗部直徑 dvLayoutxcgdevices設(shè)備位置mfragrments破片質(zhì)量 mdevices設(shè)備質(zhì)量mexplosives裝藥質(zhì)量

3.3 約束條件

在氣動分析學(xué)科中，對導(dǎo)彈的升力和阻力特性不做直接約束，其將在導(dǎo)彈的飛行性能中體現(xiàn)，并在彈道分析學(xué)科中間接約束。但是，對于導(dǎo)彈舵面的性能需進(jìn)行約束，以使優(yōu)化結(jié)果具有足夠的舵效。因此，本文通過對導(dǎo)彈的配平攻角b進(jìn)行約束，使優(yōu)化結(jié)果具有足夠的機(jī)動性和穩(wěn)定性。

在發(fā)動機(jī)分析學(xué)科中，發(fā)動機(jī)應(yīng)具有足夠大的比沖s，以使發(fā)動機(jī)具有較高的性能。同時(shí)，發(fā)動機(jī)燃燒室需有足夠的壓強(qiáng)以保證燃料能夠正常燃燒，而過大壓強(qiáng)將造成過高的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，因此，燃燒室壓強(qiáng)c應(yīng)在一個(gè)合理范圍內(nèi)。

在彈道分析學(xué)科中，為使導(dǎo)彈的飛行性能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)，需對導(dǎo)彈的射程、速度和落角等飛行性能進(jìn)行約束。本文中的導(dǎo)彈對馬赫數(shù)具有較高的要求，因此對最大馬赫數(shù)max進(jìn)行約束。而射程在不同的優(yōu)化問題中將被分別作為約束條件和目標(biāo)函數(shù)。對于落角，通常是為了保證足夠的毀傷效果，而本文引入了戰(zhàn)斗部分析模型，因此，落角不再做直接的約束。

最后，在戰(zhàn)斗部分析模塊中，對戰(zhàn)斗部的對目標(biāo)殺傷性能hit進(jìn)行約束，使導(dǎo)彈能夠?qū)δ繕?biāo)進(jìn)行有效的毀傷。綜上，本文共建立6個(gè)約束條件，如表8所示。

表8 約束條件

Tab.8 Constraints

約束條件公式約束條件公式 gAero.δbL ≤ δb ≤ δbUgTrajR ≥ RL gProp.Is ≥ IsLMamax ≥ MamaxL pcL ≤ pc ≤ pcUgWarheadJhit ≥ JhitL

注：上標(biāo)L和U分別代表約束條件的下界和上界

3.4 優(yōu)化模型

與傳統(tǒng)導(dǎo)彈優(yōu)化問題相同，將最小化發(fā)射質(zhì)量作為目標(biāo)函數(shù)，建立單目標(biāo)優(yōu)化問題式（3）。該問題使用遺傳算法（Genetic Algorithm，GA）進(jìn)行求解。

4 優(yōu)化結(jié)果

單目標(biāo)優(yōu)化問題的目標(biāo)函數(shù)迭代歷程如圖7所示。最優(yōu)解的約束條件與目標(biāo)函數(shù)與基準(zhǔn)值的對比如表9所示。其中，目標(biāo)函數(shù)（導(dǎo)彈的發(fā)射質(zhì)量）下降了20.01%。

圖7 目標(biāo)優(yōu)化迭代歷程（僅可行解）

表9 約束條件及目標(biāo)函數(shù)優(yōu)化結(jié)果

Tab.9 Optimization Results of the Constraints and Objective

類型變量基準(zhǔn)值優(yōu)化結(jié)果約束/增量 約束δb/(°)-17.67-15.16[-25,-10] Is/（Ns·kg-1）2414.262414.27≥2400 Mamax10.8610.33≥10 Jhit/J3039.753009.28≥3000 pc/MPa12.9417.46[15,30] R/km2067.242011.01≥2000 目標(biāo)m0/kg3263.562545.35-20.01%

設(shè)計(jì)變量的優(yōu)化結(jié)果如表10所示，同時(shí)，導(dǎo)彈的外形與發(fā)動機(jī)的優(yōu)化結(jié)果如圖8所示?？梢钥吹綄?dǎo)彈的氣動外形尺寸相對于基準(zhǔn)方法在長度方向上產(chǎn)生了較大的減小而在直徑方向減小較少，該外形能夠有效減小導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。同時(shí)，發(fā)動機(jī)的規(guī)模也被減小，裝藥量隨即減少，雖然這將降低發(fā)動機(jī)的總沖，但是由于總質(zhì)量的下降，發(fā)動機(jī)依然能夠提供足夠速度增量，以保證飛行性能不被損失。

表10 設(shè)計(jì)變量優(yōu)化結(jié)果

Tab.10 Optimization Results of the Design Variables

設(shè)計(jì)變量基準(zhǔn)值優(yōu)化結(jié)果相對值 Lnose/mm3064.052330.95-23.93% Lbody/mm4234.343882.17-8.23% Dtail/mm250.35191.14-23.65% Dbody/mm1027.86998.46-2.86% b0/mm750.16512.72-31.65% Lch/mm2055.351615.68-21.39% Dthroat/mm162.76134.76-17.20% Lwarhead2405.362435.401.25%

圖8 導(dǎo)彈外形對比

優(yōu)化后，雖然導(dǎo)彈尺寸和質(zhì)量有所減小，但各項(xiàng)性能依然滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)。首先，導(dǎo)彈的射程，由于發(fā)動機(jī)規(guī)模的減小，相對于基準(zhǔn)方案有所減小，但依然滿足大于2000 km的指標(biāo)要求，如圖9所示。同時(shí)，其它飛行性能，如最大馬赫數(shù)也滿足要求。

圖9 彈道對比

最后，戰(zhàn)斗部的毀傷效果是導(dǎo)彈最重要的指標(biāo)，優(yōu)化后，導(dǎo)彈的戰(zhàn)斗部規(guī)模有所增加，殺傷動能滿足有效毀傷目標(biāo)的動能要求。并且，具有更好的起爆條件，如圖10所示。

圖10 射擊跡線對比

5 結(jié) 論

本文針對空射彈道式高超聲速導(dǎo)彈，建立了其多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化框架，對學(xué)科間的參數(shù)耦合關(guān)系進(jìn)行了梳理和闡述，并對該導(dǎo)彈開展了優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，得到如下結(jié)論：

a）本文建立的MDO框架包含幾何、氣動、發(fā)動機(jī)、布局、彈道、結(jié)構(gòu)及戰(zhàn)斗部學(xué)科，學(xué)科間參數(shù)傳遞由設(shè)計(jì)變量、耦合變量和狀態(tài)變量組成。

b）最小化發(fā)射質(zhì)量的單目標(biāo)優(yōu)化問題在滿足飛行性能，包括射程、最大馬赫數(shù)和毀傷效果的前提下，發(fā)射質(zhì)量降低了20.01%

c）引入戰(zhàn)斗部毀傷分析模塊能夠有效地使優(yōu)化后的導(dǎo)彈具有足夠的毀傷能力，并使導(dǎo)彈的終端飛行狀態(tài)具有更好的起爆條件。

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Study on Multidisciplinary Design Optimization ofAero-ballistichypersonic Missile

Zhang Li-cong1,2, Zhu Liang-cong3, Shu Zhong-ping3, Ou Yue-feng3, Su Hua1,2

(1. School of Astronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi'an, 710072; 2. Shanxi Aerospace Flight Vehicle Design Key Laboratory, Xi'an, 710072;3. Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai, 201109)

Aero-ballisticmissileis the most likelyhypersonic vehicle to be used incombat, therefore, performance of the missile is investigated based on multidisciplinary design optimization (MDO) technology. Firstly, the disciplines of the missile design are integrated to establish the MDO framework. Then, on this basis,the optimization of the missile is carried out. Finally, the results show the potential performance of the missile and providedesign knowledge for the improvement and development of this type of missile.

aero-ballisticmissile; hypersonic vehicle; multidisciplinary design optimization

1004-7182(2020)03-0008-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20200302

V421.1

A

張力聰（1995-），男，博士研究生，主要研究方向?yàn)槎鄬W(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。

朱亮聰（1983-），男，高級工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。

舒忠平（1980-），男，工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭載荷設(shè)計(jì)。

歐岳峰（1983-），男，高級工程師，主要研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。

粟 華（1985-），男，博士，副研究員，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)彈總體設(shè)計(jì)。

2020-05-11；

2020-05-15