第三章导弹结构总体设计

第三章

导弹结构总体设计§3.1概述§3.2

结构总体方案选择§3.3

导弹结构总体协调与设计§3.4导弹结构材料及其选用原则§3.5导弹的电磁兼容设计和雷击防护

§3.1概述3.1.1结构总体设计的目的与内容（1）结构总体设计的目的

目的：结构设计的主要关键（2）结构总体设计的内容与任务内容：导弹研制的不同阶段内容的侧重点不同3.1.2结构总体设计的原则3.2结构总体方案选择与设计3.2.1总体结构部位安排与结构型式选择(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择1)战斗部舱战斗部舱的位置安排受引信特性、战斗部性质的影响。多弹头远程弹道导弹的战斗部舱设计

2)发动机舱与动力系统a.如下图所示，对于固体火箭发动机，通常将燃烧室外壳直接作为弹身结构的发动机舱，其喷管部分可设计尾段或级间段罩在外面，用以维形。对于正常式布局的导弹尾段往往可以作为导弹舵舱外壳。1弹头2头部整流罩3仪器舱4,6固体火箭发动机5级间段7尾段8尾罩(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择2)发动机舱与动力系统b.对于液体火箭发动机系统，通常采用双组元推进剂，故有两个主贮箱。采用泵式输送系统有时需要第三种工质，某些挤压式输送系统也用第三种工质。第三种工质贮箱小，如下图中的“N”箱，它体积小，多单独布置。1燃烧剂箱2,4增压口3取液器5氧化剂箱6取液器7起动电器活门8高压气瓶9减压器10“N”（过氧化氢）箱11燃气发生器12涡轮泵组

13发动机燃烧室(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择2)发动机舱与动力系统c.当采用吸气式发动机系统时，除了将发动机舱安排在全弹尾部外，重点是合理布局进气道。发动机舱壳体应与进气道布局协调，应根据外露式进气道（上图）、嵌入式进气道（下图）、半嵌入气道的需要和单进气道、多进气道的特点合理选择发动机舱的结构、确定推力的传力路线。外露亚声速进气道嵌入式进气道(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择3)贮箱（燃料舱）a.贮箱的布局：贮箱的布局有串联布局、并联布局两种。串联布局(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择3)贮箱（燃料舱）b.贮箱的结构：按贮箱的承载特点分为受力式贮箱和悬挂式贮箱；

按结构型式分为硬壳式结构、半硬壳式结构、网格加筋结构。

贮箱的受力型式网格形壁板(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择4)制导与控制系统①仪器舱和导引头的布局对于有翼式战术导弹，不同的制导系统，所对应的仪器舱和导引头舱布置不同

b.对于大型弹道式导弹或运载火箭，具体考虑如下：可以在弹头和末级发动机之间串联布置在同一轴线上，如左图也可以布置在末级发动机周围，利用整流罩作为外壳，如右图

1头部整流罩2弹头3末级发动机4仪器舱内壳体5仪器舱锥形底6仪器舱外壳体7过渡段8发动机(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择②仪器舱结构型式

4)制导与控制系统

有翼战术弹通常采用整体式或硬壳式结构，弹道式导弹多用桁、梁薄壁半硬壳式或硬壳式结构。在结构中注意考虑设备安装设计。

仪器安装形式主要有：

a.直接安装在舱壁结构上，内壁上可以通过安装座固定仪器；

b.通过专用支架，支架上可安装多台仪器。(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择5）舵机舱舵机舱的布局随舵机及其操纵机构的布局来确定。

由于翼面转轴和舵机及其操纵机构安装在舵机舱上，故此舱承受集中力，常采用硬壳式结构或整体结构，并设置较强的加强隔框以安装舵机与舵面转轴。(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择

级间段处于多级串联导弹的两子级之间，其结构型式有半硬壳式、蜂窝夹层结构和复合材料结构。6)级间段

薄壁加筋窗口式结构

级间段壳体与杆系(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择6)尾段对于有翼战术导弹，多选用硬壳式结构或半硬壳式结构。对于弹道式导弹，多采用桁梁式半硬壳结构。

对大型弹道导弹，应进行防热结构设计，设置直接接触燃气流的防热扳和支承防热扳的骨架结构。(1)弹身舱段部位安排与结构型式选择(2)翼面部位安排与结构型式

3.2.1总体结构部位安排与结构型式选择1)翼面的部位安排与外形尺寸由导弹总体设计决定，具体布局时应注意：

a.翼面主接头尽量避免设置在贮箱、发动机燃烧室壳体和战斗部上。

b.折叠翼面尽量避免插入贮箱内部，尽量不要插入发动机或战斗部内。2)

当导弹采用箱式或筒式发射时应采用折叠翼面。3)

翼面的结构型式选择主要由外载大小、相对厚度、接头型式、重量大小、固有频率与刚度要求等因素决定。3.2.2弹载设备的布置方案(1)设备布置原则应满足设备的环境条件和安装位置、方位的要求，保证设备正常、可靠地工作。2)在保证设备工作要求和检测、维修要求的前提下，尽可能集中安装在仪器舱，提高舱内空间利用率。3)在保证设备完成其工作的前提下，尽可能布置在最先抛弃的子级上或部段上，减轻飞行重量。4)在弹体横截圆平面内尽可能均匀布置或对称布置设备，使弹体质心横偏小，利于飞行制导与稳定控制。5)同一系统（回路）诸设备或一套设备包含的诸仪器、组件等应尽量集中布置，以减少电缆或导管长度。6)应便于使用维护和检测。(2)设备布置方案3.2.2弹载设备的布置方案1）从设备的功嫩和用途考虑；2）从设备性能和安装要求考虑；3）从使用要求考虑；4）从设备配套机械连接考虑控制系统主要电气设备在弹上布置方案

1惯性稳定平台2二级变换放大器3速率陀螺仪4二级电池5一级变换放大器6一级电池

7一级副配电器8一级点火控制器9电阻盒10二级副配电器11计算机12主配电器3.2.3分离系统结构方案按分离运动特点分：纵向分离——通常在有翼战术导弹（例如地空弹、海防弹）用，总的来说是在串联使导弹长细比过于大时采用。横向分离——通常在有翼战术导弹和弹道导弹用2)按分离方式分：

热分离——主要应用于弹道式导弹。

冷分离——在战术有翼导弹上应用较多。

(1)级间分离方案3.2.3分离系统结构方案(2)头体分离方案单弹头头体分离方案：分弹射式分离和减速式分离（制动分离）两种。分离装置主要由解锁装置和分离冲量装置组成。2)多弹头头体分离:要先完成母舱与弹体分离，再完成分弹头与母舱分离两项任务。

母舱与弹体末级发动机分离过程示意图

1母舱2末级发动机3弹头4反推火箭(3)头罩分离系统结构方案3.2.3分离系统结构方案1)整体轴向分离

抛射头罩的分离冲量装置一般采用正推火箭，有两种可能方案:

——

一个火箭方案

——二个火箭方案整体分离头罩的冲量装置示意图

(a)装有轴线倾斜的火箭(b)装有工作时间不等两火箭3.2.3分离系统结构方案(3)头罩分离系统结构方案2)两半罩对开侧向平移分离

分离时首先轴向分离解锁，紧接着横向分离面分离，把头罩切成两半罩的同时，将两半罩向外（侧）推离开。

整体分离头罩的冲量装置示意图

此种分离方案若用用无污染炸药索推力分离系统（见左图），作为横向分离面的分离装置，头罩下端采用爆炸螺栓或包带夹块装置作为分离装置，分离时头罩下端先分离。(3)头罩分离系统结构方案3.2.3分离系统结构方案2)两半罩对开侧向平移分离1壳体蒙皮2炸药蒙3压环4柔性管或气囊5连接件6槽形件7活塞8连接锁钉3.2.3分离系统结构方案3)对开侧向转动分离

(3)头罩分离系统结构方案

头罩分离时，分离面解锁后，弹簧力使两个罩各自绕铰链向外侧转动并获得离心力，离心力增至某一值后，半罩就自动脱出铰链，完全与弹体脱离。其结构示意图如下图所示。

1半罩2辅助弹簧组件3横向连接解锁装置4主弹簧组件5活动铰链6纵向连接解锁装置§

3.3导弹结构总体协调与设计

主要任务：四大任务主要原则：六项原则3.3.1弹体与发动机的结构协调

发动机是弹体的重要组成部段，在弹体长度上占很大比例。其喷管尺寸也影响舱段长度。发动机上还安装有其他系统组件，并且与有关舱段有对接和接口关系等，因此，必须重视弹体与发动机结构协调。主要重视三个方面的协调：（1）发动机与相邻部段的结构协调（2）对于多级弹道式导弹，用尾段和尾罩保护发动机尾部的情况，一级发动机喷管伸入尾罩内长度应与尾罩内部空间协调，并保证喷管摆动不与尾罩相碰。（3）与相邻舱段的连接协调3.3.1弹体与发动机的结构协调例：发动机封头和裙的形状尺寸应与相邻舱段内的结构尺寸、设备安装协调，在满足设备与封头间的间隙要求条件下，确定封头外形尺寸界限H值（如图）。1仪器舱2安装板3设备4发动机封头3.3.2弹体与弹载设备的结构协调

（1）设备外形及尺寸界限与舱体结构协调在协调确定设备的外形及尺寸界限时，对于一些大型设备，应尽量缩短它在导弹纵轴方向的尺寸，如下图中的设备长度尺寸等。若不能全部缩短时，则可将设备外形设计成与弹内对应空间形状相类似或相适应的形状。1，8发动机2级间段3级间分离面4、5、6弹载设备7电连接器3.3.2弹体与弹载设备的结构协调

（1）设备外形及尺寸界限与舱体结构协调

在协调设备外形、尺寸与舱体结构时，还要考虑它们工作时的变形问题。例如，采用复合材料壳体的发动机工作时，在很高内压下会产生膨胀变形，其中封头的变形会减少与其邻近设备的间隙，甚至会出现相碰或卡死现象。

又例如，应考虑支撑设备的过渡件（构架、隔板等）在飞行过载作用下的变形，有可能使其上安装的设备与相邻结构相碰等。

对于中小型有翼战术导弹，弹上的主要设备，例如导引头、红外引信、遥控应答机、无线电引信和导引头都是把弹体作为设备外壳。红外引信则把弹体作为安装元、部件的基座兼外壳，如下图所示的某地空导弹红外光学引信。3.3.2弹体与弹载设备的结构协调（2）设备安装方式、连接结构与弹体协调红外引信外形

此项协调中必需考虑设备安装中拧紧固定设备的连接件所必需的空间，检测、维修设备所必需的操作空间。3.3.2弹体与弹载设备的结构协调（3）电连接器与弹体结构协调

有些设备安装后，周围空间不开敞，或者其邻近的结构件有相对运动，则设备上与电缆有插接关系的电连接器位置，也需经结构协调后确定，以保证容易进行插拔操作，并使连接器不被运动的构件碰坏。

在此项协调中，也必需考虑操作空间要求。

（4）协调的方法和手段

1.三维空间结构协调图2.模样弹装配制造3.3.3弹体结构与地面设备的结构协调

弹体与地面设备之间的结构协调，有些内容在选定导弹起吊、转载、运输、停放等结构总体方案时就已经陆续进行了，结构总体方案确定后，则需要全面和系统的进行更具体的结构协调工作，并将有关的协调结果和相互要求写入设计文件中，以作为有关系统进行结构设计时的依据和条件。3.3.4弹体开口及突起物布局安排协调弹体上的开口主要有如下几种：

1设备安装或更换舱口；

2发动机喷管、反向喷管通过口；舱段对接连接件安装舱口；各弹载系统与地面设备间的机械、电器、气路、液路等接口结构安装口或通过口；

5地面检测、维修和发射准备等使用操作舱口。3.3.4弹体开口及突起物布局安排协调

弹外突起物位置和外形尺寸协调确定时，还应考虑尽量减少对弹体气动特性的不利影响。为此可考虑采取如下设计措施：尽量减小突起物在弹体径向和周向的结构尺寸；突起物外形在导弹飞行方向前端应制出斜角，尽量避免采取有与弹壁垂直的表面，如不妨碍使用功能，突起物之外尽量加整流罩；突起物应分散地沿圆周对称布置。3.3.5部段连接结构协调

确定各分离面上与连接型式相协调的连接点的数量和位置精确度弹翼弹身连接结构在结构型式和受力传力上相互协调对各舱段、各部件分别提出连接结构协调技术要求

协调内容：3.3.6弹体结构偏差的分析与控制（1）弹体结构偏差类别与影响1）弹体轴线偏斜2）长度尺寸偏差3）各舱（部）段方位相对扭转4）舱（部）段轴线相互错移3.3.6弹体结构偏差的分析与控制（2）舱（部）段结构偏差及其控制1）端面垂直度偏差2）舱（部）段对接端面定位孔位置度及其控制3）舱体端面直径偏差和圆度偏差及其控制4）端框端面平面度及其控制

5）舱（部）段长度偏差及其控制

……3.3.6弹体结构偏差的分析与控制（3）弹体结构偏差的计算

弯折偏差错移偏差扭转偏差总体偏差弯折偏差

将相互连接的两舱（部）段的轴线投影到某一平面上，其交角称为两舱（部）段在该平面内的弯折偏差（如下图）。对于靠端面对合（对接）的舱段，造成弯折偏差的原因是舱段端面和它的基准轴线不垂直，由此而形成的弯折偏差为：（5.3-2）

（5.3-3）

(5.3-4)

且弯折偏差式中、分别为两结合面的最大跳动量，如下图所示D为舱段直径（m）

当舱段间采用套接连接时，如果套接长度较短，连接所用的径向螺钉与钉孔之间的间隙为（见下图），则由此形成的弯曲偏差为：（5.3-5）

弯折偏差

由第结合面的弯折偏差在计算点处形成的对基准面的偏移为：（5.3-6）式中——第结合面至计算点的距离。

由各结合面弯折偏差引起的计算点到同一基准面的总偏移值为（5.3-7）

弯折偏差

图表示有四个舱段结合面Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ的情况下，计算点（头部顶点）至基准面Ⅳ间，由弯折偏差引起的头部顶点的偏移量。弯折偏差对头部顶点偏离量的示意图

错移偏差

相邻舱（部）段的轴线在结合面上的错移量称为错移偏差（如下图）。显然错移偏差主要是由于结合面处，两舱（部）段套接时的配合间隙或对接时的同心度误差所造成的。

由于各结合面的错移偏差引起的计算点至同一基准面的总错移值为：

错移偏差

（5.3-8）

式中

——计算点至基准面之间，舱（部）段的结合面总数。

下图表示有四个舱（部）段结合面Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ的情况下，头部顶点至结合面Ⅳ之间，由错移偏差和弯折偏差引起的轴线偏移量。舱段外形尺寸及连接偏差

扭转偏差

相邻舱（部）段剖面基准线的相对扭角（如下图）称为扭转偏差。扭转偏差

造成扭转偏差可能的原因有：①

加工制造误差。例如两个对接框用轴向螺栓连接时（如下图），螺栓的位置和孔的位置相对基准轴线有加工误差，对合后就要形成舱段间的扭转偏差。②由于装配型架的误差，使相邻两个舱段的连接框之间产生扭转偏差。扭转偏差

③由测量基准的误差造成的扭转偏差，如下图所示。

和两个剖面上各有两个测量点和，由于装配夹具本身存在有制造误差，致使测量点标记、之间会出现角度误差。

扭转偏差

例:某地-空导弹规定、点的制造误差不大于±0.25mm，舱体半径为250mm，折算成角度误差为：

故总的最大可能的相对扭转偏差（取、、的最大值叠加）为：实际上按均方根法计算比较合理故有：由于各结合面的扭转偏差引起的计算点至同一基准面的总偏差值为：（5.3-9）（5.3-10）总偏移量

弹体计算剖面轴线对基准剖面轴线的总偏移量假设各舱（部）段对接后，其轴线在同一平面内，轴线的倾斜方向是随机的；而且对接面为刚性平面，引起各舱（部）段轴线偏斜的诸因素为独立的随机变量。则所计算的剖面轴线对基准剖面轴线的总偏移量为：（5.3-11）

总偏移量

例已知：弹身各舱段的连接形式及有关的尺寸与允许偏差如右表所示。舱段的外形尺寸如图所示，求：导弹头部顶点对基准剖面（第Ⅳ结合面）轴线的总偏离量。总偏移量

解：各结合面的错移偏差直接形成头部顶点的偏离，这些偏差的最大值可由表得出如下：

下面计算弯折偏差对头部顶点偏离量，为清晰起见以上图所示，基准舱段的计算剖面（第Ⅳ结合面）的垂直度误差所造成弯折偏差，其最大值为：总偏移量

而弯折偏差所造成的头部顶点偏离量近似（因很小）为：同理可求出其余结合面的弯折偏差所造成的头部顶点偏离量如下：总偏移量

可以把所有的和加起来，看作头部顶点离计算剖面轴线的极限偏离量，其值为：

但是，在合格制件中实际偏差的值和方向是随机的，因而上式总偏离量用最大偏差值的代数和计算显然偏大，按均方根法计算比较合理。按均方根法计算得到的头部顶点偏离量为：3.3.6弹体结构偏差的分析与控制（4）确定弹体结构连接偏差的方法

目前，确定弹体结构连接偏差的方法主要是靠经验。具体方法有类比法、分析法两种。（下面只介绍类比法）

根据总体设计的要求参考已有类似型号产品的资料，凭设计者的经验与技术分析能力，确定结构偏差。具体原则是：①确定的偏差与类似型号产品的数据基本一致；②偏差大小与生产单位的特点和技术水平一致，基本应采用经济精度，例如尺寸精度多采用8-9级，形位公差采用7-8级；类比法③偏差大小应与结构型式、舱段刚度相适应，整体结构偏差小于蒙皮骨架结构，刚度大的偏差小于刚度小的舱段。④偏差大小与舱段特性及其位置有关，头部及其相邻舱段精度要求高，作为测量基准的舱段精度要求高。这种方法的优点是简便，易于操作实行；缺点是精度制定依据不充分，难以做到制定准确，处理超差和生产中的问题时难于找到恰当的、有根据的解决办法。3.3.6弹体结构偏差的分析与控制（4）确定弹体结构连接偏差的方法

§3.4导弹结构材料及其选用原则

导弹的结构材料是导弹结构设计必需的物质基础。先进的结构设计必需要先进结构材料的支持。采用先进的材料对减轻导弹质量，提高导弹结构工艺性，提高导弹的性能起着至关重要的作用。因此，要成功地完成导弹结构设计，必须对现代导弹结构材料性能、特点、最新成果、应用情况及发展趋势有全面的了解。本节仅介绍导弹结构材料的现状和选用原则，为弹体结构设计提供相关的材料科学基础。3.4.1导弹结构材料的分类与现状

导弹结构使用的材料种类很多，按材料的功能可分为结构材料和功能材料；按材料的性质可分为金属材料、非金属材料和复合材料。

作用

材料选择

结构材料用来承受外载荷，保证结构的强度和刚度机械性能较高的金属、非金属材料

功能材料着重利用其声、光、电、热、磁等项功能与效应在比重、导电、透无线电波、耐磨、绝热、防锈、弹性、吸振、粘结、涂敷、密封等方面有独特性能的材料。这些材料常常是各种非金属材料按功能分3.4.1导弹结构材料的分类与现状按材料的性质分金属材料铝合金、镁合金、钛合金、高强度合金钢和不锈钢等非金属材料树脂基复合材料、金属基复合材料、防热材料、阻尼材料、密封材料、陶瓷材料、塑料、隐身材料、梯度材料3.4.2导弹结构材料的选用原则（1）充分利用材料的机械性能（力学性能）、物理性能，使结构质量最小，刚度最好。因此，最基本的原则是在满足强度、刚度条件下，使结构质量最小。

评判材料刚度——质（重）量特性的判据是比刚度，即材料的弹性模量与材料密度之比（）。

评判材料强度——质（重）量特性的判据是比强度。所谓比强度就是材料的强度极限与密度的比值（）。不同的受力形式，比强度的表达式是不一样的，其中的值随破坏形式而变化。3.4.2导弹结构材料的选用原则（2）选用的材料应能满足结构的技术要求（3）材料要满足导弹结构的环境适应性要求，具有足够的环境稳定性。

（4）所选用材料应具有良好的工艺性能。

（5）选用的材料成本要低，来源要充足，供应要方便。

（6）优先选用已有型号导弹上已应用成熟的材料，对所选用的新材料其质量应稳定，应有验收标准，有良好的供应渠道，能为设计、制造提供有关性能文件，并经试用合格。重要的零件还应规定代用材料。3.4.3导弹结构设计中常用的材料（1）黑色金属材料（2）有色金属材料1）铝合金2）镁合金3）钛及钛合金(3)结构复合材料1)复合材料的分类复合材料的特点(3)结构复合材料复合材料的特点密度低，比强度、比模量高具有各向异性和可设计性耐疲劳层间强度低，对冲击损伤敏感对湿/热环境较敏感复合材料构件的制造特点某些复合材料有较高的使用温度(3)结构复合材料2）复合材料及其主要用途a.聚合物基复合材料（PMC）

PMC可用于导弹舱体、尾翼、导弹构架、防热隔板、口盖以及固体发动机壳体等各种重要结构部件，目前已成为固体导弹的基本结构材料之一，其中应用最广的是玻璃钢、炭/环氧、芳纶/环氧等热固性树脂基复合材料。它们具有复合材料的各种优点，使用温度中等，技术最成熟。b.金属基复合材料（MMC）c.陶瓷基复合材料（CMC）d.碳/碳复合材料（C/C）C/C的主要特点是具有优良的耐烧蚀、抗热震和耐高温性能。它强度高、质量轻，经防氧化处理后可在1650～2750℃的高温下保持其性能。主要用作导弹弹头烧蚀材料、发动机喉衬及其它要求耐高温高速气流烧蚀、冲刷的防热结构件。

采用夹层材料的主要目的是为提高构件的弯曲刚度，充分利用材料的强度，减轻结构质量或消音、隔热、常用于翼面、舵面、舱门、壁板、整流罩、雷达罩、导弹适配器等结构中。e.夹层复合材料

(4)热防护材料

热防护材料一般是用喷涂、刮涂、包覆、粘接等方法使其附着于弹体结构的表面，防止外界的热量传入结构件从而起到保护作用。有的热防护材料也能作为结构材料的一部分,使防热和结构两种功能兼顾。

弹体结构的热防护材料种类很多，按防热的机理可分为烧蚀式、隔热式、发汗冷却式、热沉式和辐射式。按材料的性质形成可分为树脂基增强塑料、防热涂层、陶瓷基防热材料、升华型碳基材料、非金属隔热材料、柔性防热材料、防热腻子等。

(4)密封材料

密封材料是指用来防止流体介质泄漏的材料，它在导弹上得到了广泛的应用。

橡胶密封材料是目前应用最广的一种密封材料。这是因为它们具有弹性好、寿命长、耐腐蚀性好、制造工艺简单、成本低等特点。用于制造密封元件的橡胶的品种很多。广泛地应用在弹体上的各种口盖、壳段对接面、窗口、法兰等处的密封。

(5)精密合金及功能材料自学内容§

3.5导弹的电磁兼容设计和雷击防护电磁兼容设计的定义：使被设计的系统最大限度地抑制和减少各种电磁干扰，使系统在规定的电磁环境中正常可靠地工作电磁兼容设计的必要性：电磁干扰有可能使设备或系统的工作性能下降、失灵，严重时会造成灾难性后果。所以电磁兼容设计特别是防雷击设计已成为导弹现代设计的重要组成部分，具体要求和布置应当在防护系统总体设计中提出，并在结构设计中实现。3.5.1导弹的电磁干扰

导弹飞行过程中的电磁干扰一般可分为外部干扰（静电干扰）和内部干扰（电气和无线电干扰）两种。3.5.2火花放电对导弹的危害1）强烈的无线电干扰，严重时会造成无线电设备不能正常工作；2）易引起火灾和爆炸；3）飞行中当与带异性电荷的大气团接近时，将发生雷击现象。3.5.3电搭接电接法是解决上述问题的常用手段之一:(1)电搭接的要求：①凡面积超过0.2m2或长度超过0.5m的金属零件如带条、导管、屏蔽软管等均应电搭接；②安装电搭接前要打磨接触处，打磨范围应超过搭接线外缘2~3m，使之发出金属光泽；凡零件表面有镀锡、银、锌、镉、铬、镍等金属保护层者，均不必打磨，但要用酒精或汽油清洗和涂油；③电搭接线必须保证在安装固定后，能承受振动、膨胀与收缩的影响。安装位置应便于地面检查和更换，并装在较大的零件上，且不得因此而减弱结构的强度；④在满足电搭接电阻和活动范围要求的情况下，尽量选用截面小和长度短的电搭接线；⑤保证导弹在各种飞行状态下，电搭接线均不得与操纵系统的活动构件相碰。3.5.3电搭接(2)电搭接的一般方法：①利用结构本身的连接（铆接和螺接）进行电搭接

②增设电搭接零件，如搭接线、搭接片、金属搭接条（带）以及利用卡箍、导管固定座等搭接。

搭接片和搭接线(2)电搭接的一般方法：带可分离端子的搭接件

减震设备的电搭接

3.5.4雷击防护1）雷击对结构的危害

2）雷击防护原则

①雷击放电必须限制在弹体的外表面，不得进入弹体内部。②弹体表面上应有良好的电连接，低的阻抗，使电荷传输时电压最小。弹体表面导电通道应具有传输200KA的雷电峰值（雷电击中时）电流和在1~2s

内传输500C电荷能量的能力，且无高热和起火