Raketi aerodünaamilise kuumenemise arvutamine sektsioonis la. Raketi konstruktsiooni aerodünaamiline kuumutamine

AERODÜNAAMILINE KÜTE- õhus või muus gaasis suurel kiirusel liikuvate kehade kuumutamine. A. n. lahutamatult seotud aerodünaamiline takistus, mis testivad kehasid lennu ajal atmosfääris. Vastupanu ületamiseks kulutatud energia kandub osaliselt kehale A. n kujul. Füüsiline kaalutlus. Mugav on läbi viia protsesse, mis määravad A. N. liikuval kehal viibiva vaatleja seisukohast. Sel juhul on näha, et kehale langev gaas on keha pinna lähedal aeglustunud. Esiteks toimub pidurdamine lööklaine, mis tekib keha ette, kui lend toimub ülehelikiirusel. Gaasi edasine aeglustumine toimub, nagu allahelikiirusega lennukiiruste puhul, otse keha pinnal, kus see on põhjustatud viskoossusjõududest, sundides molekule moodustumisega pinnale "kleepuma". piirkiht.

Gaasi voolu aeglustamisel selle kineetiline. energia väheneb, mis vastavalt energia jäävuse seadusele viib ext suurenemiseni. gaasienergia ja selle temperatuur. Max soojussisaldus ( entalpia) on gaasi aeglustumise ajal kehapinna lähedal lähedal seisva entalpiale: , kus on läheneva voolu entalpia ja lennukiirus. Kui lennukiirus pole liiga suur (1000 m/s), siis lööb. soojusmahtuvus alalisvoolu juures survet koos p võib pidada konstantseks ja avaldisest saab määrata vastava gaasi aeglustuskiiruse

kus T e- tasakaalutemperatuur-pa (piirtemperatuur, milleni keha pind võiks soojeneda, kui energia eemaldamine puudub), - koefitsient. konvektiivne soojusülekanne, indeks tähistab pinnal olevaid parameetreid. T e on aeglustustemp. lähedal ja seda saab määrata avaldise järgi

kus r-koefitsient temperatuuri taastamine (laminaarseks, turbulentseks), T1 ja M 1 - temp-pa ja machi number väljuma. piirkihi piir, -suhe lööb. gaasi soojusmahtuvus alalisvoolus. rõhk ja maht Pr on Prandtli number.

Väärtus sõltub lennu kiirusest ja kõrgusest, keha kujust ja suurusest, aga ka mõnest muust tegurist. Sarnasuse teooria võimaldab meil kujutada soojusülekande seadusi peamiste mõõtmeteta kriteeriumide vaheliste suhete kujul - Nusselt number , Reynoldsi number , Prandtl number ja temperatuuritegur , võttes arvesse termofüüsi muutlikkust. gaasi omadused üle piirkihi. Siin ja - ja gaasi kiirus ja - koefitsient. viskoossus ja soojusjuhtivus, L- iseloomulik keha suurus. Naib. mõju konvektiivsele A. n. annab Reynoldsi numbri. Lameda plaadi ümber toimuva pikisuunalise voolu kõige lihtsamal juhul on laminaarse piirkihi konvektiivse soojusülekande seadus selline

kus ja on arvutatud temperatuuril a turbulentse piirkihi jaoks

Nina kehaosal nüri sfääriline. Laminaarset soojusülekannet kirjeldab seos:

kus r e ja m e arvutatakse temperatuuril T e. Neid valemeid saab üldistada ka soojusülekande arvutamiseks eraldamata voolus ümber kehade, mille suurus on suurem kui keeruline kuju meelevaldse rõhujaotusega. Turbulentses voolus piirkihis toimub konvektiivse A. N. tugevnemine, mis on tingitud asjaolust, et lisaks molekulaarsele soojusjuhtivusele on ka olendid. turbulentsed pulsatsioonid hakkavad mängima rolli kuumutatud gaasi energia ülekandmisel keha pinnale.

Teoreetilisega arvutus A. n. Atmosfääri tihedates kihtides lendava aparaadi puhul võib kehalähedase voolu jagada kaheks piirkonnaks – invistsiidiks ja viskoosseks (piirkiht). Inviscid gaasi välise voolu arvutamisest. pindala määrab rõhu jaotus keha pinnal. Voolu viskoosses piirkonnas, millel on teadaolev rõhujaotus piki keha, saab leida piirkihi võrrandite arvulise integreerimise teel või A. n. saab kasutada diff. ligikaudsed meetodid.

A. n. mängib olendeid. rolli ja ülehelikiirus gaas kanalites, peamiselt rakettmootorite düüsides. Düüsi seintel asuvas piirkihis võib gaasi temperatuur olla lähedane rakettmootori põlemiskambri temperatuurile (kuni 4000 K). Sel juhul toimivad samad energiaülekande mehhanismid seinale, mis lendaval kehal piirkihis, mille tulemusena tekib AE. rakettmootorite düüside seinad.

Andmete saamiseks A. n. kohta, eriti keeruka kujuga kehade, sealhulgas eralduspiirkondade moodustamisega voolujooneliste kehade kohta, viiakse läbi katse. aastal uuritakse väikesemahuliste, geomeetriliselt sarnaste mudelite kohta tuuletunnelid määratlevate mõõtmeteta parameetrite taasesitusega (numbrid M, Re ja temperatuuritegur).

Lennukiiruse suurenemisega tõuseb lööklaine taga ja piirkihis oleva gaasi temperatuur, mille tulemusena toimub ka sissetulevate gaasimolekulide dissotsiatsioon. Saadud aatomid, ioonid ja elektronid hajuvad külmemasse piirkonda – keha pinnale. Seal on pöördkeemia. reaktsioon - rekombinatsioon, mis toimub soojuse vabanemisega. See annab lisa. panus konvektiivse A. n. Dissotsiatsiooni ja ionisatsiooni korral on mugav lülituda temperatuurilt entalpiatele:

kus - tasakaalu entalpia ja - gaasi entalpia ja kiirus ul. piirkihi piir ja on sissetuleva gaasi entalpia pinnatemperatuuril. Sel juhul saab määramiseks kasutada samu kriitilisi väärtusi. suhteliselt madalatel lennukiirustel.

Suurtel kõrgustel lennates võib konvektiivset kuumutamist mõjutada füüsikaliste ja keemiliste elementide tasakaalustamatus. teisendusi. See nähtus muutub oluliseks, kui iseloomulikud dissotsiatsiooni-, ionisatsiooni- ja muud keemiaajad. reaktsioonid muutuvad võrdseks (suurusjärgus) gaasiosakeste viibimisajaga keha lähedal kõrgendatud temperatuuriga piirkonnas. Füüsikalis-keemiline mõju. tasakaalutus A. n. avaldub selles, et lööklaine taga ja piirkihi kõrgetemperatuurilises osas tekkivad dissotsiatsiooni- ja ionisatsiooniproduktid ei jõua piirkihi seinalähedases suhteliselt külmas osas rekombineeruda; väheneb. Sel juhul mängib olulist rolli katalüsaator. pinnamaterjali omadused. Kasutades madala katalüütilisusega materjale või katteid aktiivsust seoses rekombinatsioonireaktsioonidega (näiteks ränidioksiid), on võimalik oluliselt vähendada konvektiivse A. n.

Kui gaasilist jahutusvedelikku tarnitakse ("puhutakse") piirkihti läbi keha läbilaskva pinna, siis konvektiivse A. n intensiivsus. väheneb. See toimub ptk. arr. lisab selle tulemusena. soojuskulu piirkihi sisse puhutud gaaside soojendamiseks. Võõrgaaside sissepritse ajal konvektiivse soojusvoo vähendamise mõju on seda tugevam, seda väiksem on nende molekulmass, kuna sp. sisestatava gaasi soojusmahtuvus. Laminaarses voolurežiimis piirkihis on puhumisefekt tugevam kui turbulentses. Mõõdukate taktidega. puhutud gaasi voolukiirus, konvektiivse soojusvoo vähenemist saab määrata valemiga

kus on konvektiivne soojusvoog samaväärsele mitteläbilaskvale pinnale, G on sp. läbi pinna süstitava gaasi massivoolukiirus ja - koefitsient. puhumine, mis sõltub voolurežiimist piirkihis, samuti sissetulevate ja läbipuhutavate gaaside omadustest. Kiirgusküte tekib tänu kiirgusenergia ülekandmisele kõrgendatud temperatuuriga piirkondadest keha pinnale. Sel juhul mängib see suurimat rolli spektri UV- ja nähtavates piirkondades. Teoreetiliseks kiirguse arvutamine kütmisel on vaja lahendada kiirguse integro-diferentsiaalvõrrandite süsteem. gaas, arvestades enda. gaasi emissioon, kiirguse neeldumine keskkonna poolt ja kiirgusenergia ülekandmine kõigis suundades keha ümbritsevas kõrge temperatuuriga voolupiirkonnas. Integraal üle kiirgusspektri. voolu q P0 kehapinnale saab arvutada kasutades Stefan-Boltzmanni kiirgusseadus:

kus T 2 - gaasi temp-pa lööklaine ja keha vahel, \u003d 5,67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - Stefani konstant, - eff. gaasi kiirgusmahu mustusaste, mida esimesel lähendusel võib pidada tasaseks isotermiliseks. kiht. E väärtuse määrab elementaarsete protsesside kombinatsioon, mis põhjustab kõrgetel temperatuuridel gaaside eraldumist. See sõltub lennu kiirusest ja kõrgusest, samuti lööklaine ja keha vahelisest kaugusest.

Kui see on seotud. kiirguse hulk. A. n. suurepärased, siis olendid. rolli hakkab mängima radiats. gaasijahutus lööklaine taga, mis on seotud energia eemaldamisega kiirgusmahust keskkonda ja selle temperatuuri langusega. Sel juhul kiirguse arvutamisel. A. n. tuleb sisse viia parandus, mille väärtuse määrab esiletõstmise parameeter:

kus on lennukiirus, on atmosfääri tihedus. Maa atmosfääris lennates esimesest kosmilisest kiirgusest madalamal kiirusel. A. n. väike võrreldes konvektiivse. Teisel kosmilisel kiirusi võrreldakse neid suurusjärgus ja lennukiirustel 13–15 km / s, mis vastab tagasipöördumisele Maale pärast lendamist teistele planeetidele. panuse annab kiirgav A. n.

A. n.-i erijuhtum on ülespoole liikuvate kehade kuumenemine. atmosfääri kihid, kus voolurežiim on vabamolekulaarne, st gaasimolekulid on proportsionaalsed või isegi ületavad keha suurust. Sel juhul ei toimu lööklaine teket isegi suure lennukiiruse korral (esimese kosmilise kiirusega). saab kasutada lihtsat valemit

kus on nurk keha pinna normaalse ja vastutuleva voolu kiirusvektori vahel, a- koefitsient majutus, mis sõltub sissetuleva gaasi ja pinnamaterjali omadustest ning on reeglina ühtsusele lähedane.

Koos A. n. seotud "soojusbarjääri" probleemiga, mis kerkib esile ülehelikiirusega lennukite ja kanderakettide loomisel. Oluline roll A. n. mängib ruumi tagasitulekul. seadmeid Maa atmosfääri, samuti planeetide atmosfääri sisenemisel kiirusega teist kosmilist ja suuremat. Võitlemiseks A. n. kohaldada spetsiaalset. süsteemid termiline kaitse.

Lit.: Gaaside kiirgusomadused kõrgel temperatuuril, M., 1971; Kosmoseaparaadi lennuteooria alused, M., 1972; Soojusülekande alused lennunduses ning raketi- ja kosmosetehnoloogias, M., 1975. I. A. Anfimov.

kursuse projekt

Tomahawk tüüpi tiibrakettide aerodünaamiliste koefitsientide arvutamine

Sissejuhatus

kaldega rakett lennuki aerodünaamiline

Õhusõiduki konstruktsioon peab tingimata sisaldama selle aerodünaamiliste omaduste arvutamist. Saadud tulemused võimaldavad edaspidi hinnata aerodünaamilise skeemi valiku õigsust, arvutada lennuki trajektoori.

Arvutuste jaoks võetakse kasutusele väga oluline eeldus: õhusõidukit tuleks pidada seisvaks ja vastutulevat õhuvoolu, vastupidi, liikuvaks (nn "liikumise ümberpööramise põhimõte").

Teine kasutatav eeldus eeldab lennuki jagamist eraldi komponentideks: kere, sulestik (tiivad ja tüürid), samuti nende kombinatsioonid. Sel juhul arvutatakse karakteristikud kõikide komponentide kohta eraldi ning nende summad koos interaktsiooniefekte määravate häirete korrektsioonidega määravad aerodünaamilised koefitsiendid ja momendid.

1. Tiibraketid

1.1 Üldine teave

Kaasaegse CR loomise protsess on kõige keerulisem teaduslik ja tehniline ülesanne, mida lahendavad ühiselt mitmed uurimis-, disaini- ja tootmismeeskonnad. CD loomisel võib välja tuua järgmised põhietapid: taktikalised ja tehnilised kirjeldused, tehnilised ettepanekud, eelprojekt, detailprojekt, eksperimentaalne testimine, stendi- ja looduslikud testid.

Kaasaegsete CR-i näidiste loomine toimub järgmistes valdkondades:

lennuulatuse ja -kiiruse suurendamine ülehelikiiruseni;

· kombineeritud mitme kanaliga tuvastus- ja suunamissüsteemide kasutamine rakettide juhtimiseks;

rakettide nähtavuse vähendamine "stealth" tehnoloogia kasutamisega;

· rakettide varguse suurendamine, vähendades lennukõrgust piirini ja muutes lennutrajektoori selle viimases osas keerulisemaks;

· Rakettide pardaseadmete varustamine satelliitnavigatsioonisüsteemiga, mis määrab raketi asukoha 10…..20 m täpsusega;

· erinevatel eesmärkidel kasutatavate rakettide integreerimine ühtsesse mere-, õhu- ja maismaaraketisüsteemi.

Nende valdkondade rakendamine saavutatakse peamiselt kaasaegsete kõrgtehnoloogiate kasutamisega.

Tehnoloogiline läbimurre õhusõidukites ja raketitehnikas, mikroelektroonikas ja arvutitehnoloogias, õhusõidukite arendamisel automaatsed süsteemid juhtimine ja tehisintellekt, tõukejõusüsteemid ja kütused, elektroonilised kaitseseadmed jne. lõi uue põlvkonna CR ja nende komplekside tõelisi arendusi. Sai võimalikuks oluliselt suurendada nii allahelikiirusega kui ka ülehelikiirusega CR lennuulatust, suurendada parda automaatjuhtimissüsteemide selektiivsust ja mürakindlust, vähendades samaaegselt (rohkem kui kaks korda) kaalu- ja suurusomadusi.

Tiibraketid jagunevad kahte rühma:

maapealne

merepõhine.

Sellesse rühma kuuluvad mitmesaja kuni mitme tuhande kilomeetri pikkuse lennuulatusega strateegilised ja operatiiv-taktikalised raketid, mis erinevalt ballistilistest rakettidest lendavad sihtmärgini tihedates atmosfäärikihtides ja millel on selleks aerodünaamilised pinnad, tekitades tõstejõu. Sellised raketid on mõeldud oluliste strateegiliste hävitamiseks.

Allveelaevadelt, pinnalaevadelt, maapealsetelt süsteemidelt ja lennukitelt välja lastud tiibraketid pakuvad mere-, maa- ja õhujõududele erakordset paindlikkust.

Nende peamised eelised BR-i ees on:

· peaaegu täielik haavamatus vastase tuumaraketi äkkrünnaku korral baaside mobiilsuse tõttu, samas on ballistiliste rakettidega stardihoidlate asukohad vaenlasele sageli ette teada;

· sihtmärgi tabamiseks etteantud tõenäosusega lahinguoperatsiooni sooritamise kulude vähendamine võrreldes BR-ga;

· põhimõtteline võimalus luua KR jaoks täiustatud juhtimissüsteem, mis toimiks iseseisvalt või kasutaks satelliitnavigatsioonisüsteemi. See süsteem suudab pakkuda 100% tõenäosust sihtmärgi tabamiseks, s.t. nullilähedane miss, mis vähendab vajalikku rakettide arvu ja sellest tulenevalt ka tegevuskulusid;

võimalus luua relvasüsteem, mis suudab lahendada nii strateegilisi kui ka taktikalisi ülesandeid;

· väljavaade luua uus põlvkond strateegilisi tiibrakette, millel on veelgi suurem laskeulatus, üleheli- ja hüperhelikiirused, mis võimaldavad lennu ajal uuesti sihtida.

Strateegiliselt tiibraketid ah, reeglina kasutatakse tuumalõhkepäid. Nende rakettide taktikalistele versioonidele on paigaldatud tavapärased lõhkepead. Näiteks saab laevatõrjerakettidele paigaldada läbistavaid, suure plahvatusohtlikkuse või suure plahvatusohtlikkusega kumulatiivseid tüüpi lõhkepäid.

Tiibrakettide juhtimissüsteem sõltub oluliselt sihtmärkide lennukaugusest, raketi trajektoorist ja radari kontrastist. Kaugmaarakettidel on tavaliselt kombineeritud juhtimissüsteemid, näiteks autonoomne (inertsiaalne, astroinertsiaalne) pluss suunamine trajektoori viimases osas. Maapealselt rajatiselt, allveelaevalt, laevalt startimiseks on vaja kasutada raketivõimendit, mis on soovitatav pärast kütuse läbipõlemist eraldada, seega tehakse maismaal ja merel baseeruvad tiibraketid kaheastmeliseks. Kandelennukilt käivitamisel pole gaasipedaali vaja, kuna algkiirus on piisav. RDTT-d kasutatakse tavaliselt kiirendajana. Säästva mootori valiku määravad madala kütuse erikulu ja pika lennuaja (kümneid minuteid või isegi mitu tundi) nõuded. Suhteliselt väikese lennukiirusega rakettidele (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2, muutub turboreaktiivmootorite ja reaktiivmootorite kütuse erikulu proportsionaalseks ning mootori valikul mängivad peamist rolli muud tegurid: disaini lihtsus, väike kaal ja maksumus. Süsivesinikkütuseid kasutatakse mootorite kütusena.

Selles edasise uurimistöö kursuse projektis käsitletakse lennuki prototüübina Tomahawki tüüpi tiibraketti.

1.2 tiibrakett Tomahawk

Tuumaseadmetes oleva KR "Tomahawk" tuumalaengu kandevõime on 200 kg. Seda on radarijaamade abil raske tuvastada. KR pikkus on 6,25 m ja kaal 1450 kg. Tavavarustuses on see rakett mõeldud lööma pinnalaevu stardipaigast kuni 550 km kaugusel ja ranniku sihtmärke kuni 1500 km kaugusel.

Merepõhine tiibrakett "Tomahawk" (BGM - 109A) on loodud ründama olulisi sõjalisi ja tööstusrajatisi. Laskeulatus - 2500 km. Lasketäpsus ei ületa 200 m Raketi juhtimissüsteem on kombineeritud, see sisaldab inertsiaalsüsteemi ja trajektoori korrigeerimise süsteemi piki maastiku kontuuri. Stardi kaal - 1225 kg, pikkus 5,5 m, kere läbimõõt - 530 mm, lõhkepea kaal - 110 kg. Rakett on varustatud 200 kg kaaluva tuumalõhkepeaga. Rakett võeti kasutusele 1984. aastal. Selle lahingukasutus on ette nähtud nii allveelaevadelt kui ka pinnalaevadelt.

Riis. 1 tiibrakett "Tomahawk" (BGM - 109A)

Tomahawk BGM-109С/D lennutrajektoori

Riis. 2 Tomahawki raketi BGM-109С/D lennutrajektoori:

2-esimese paranduse piirkond TERCOM süsteemi järgi;

3-marsilõigu TERCOM korrektsioon NAVSTAR süsteemi abil

4-trajektoori korrigeerimine DSMAC süsteemi järgi;

Taktikalised ja tehnilised omadused

2. Aerodünaamiliste karakteristikute arvutamine Lebedev-Tšernobrovkini analüütilise meetodiga

Aerodünaamiline arvutus on õhusõiduki või selle üksikute osade (kere, tiivad, emennaaž, juhtimisseadmed) aerodünaamilise uurimise kõige olulisem element. Sellise arvutuse tulemusi kasutatakse trajektooriarvutustes, liikuvate objektide tugevusega seotud ülesannete lahendamisel, õhusõiduki lennuvõime määramisel.

Aerodünaamiliste karakteristikute kaalumisel võib kasutada põhimõtet, et isoleeritud kerede ja kandepindade (tiivad ja sulestik) ning nende kombinatsioonide jaoks on karakteristikud jaotatud eraldi komponentideks. Viimasel juhul määratakse aerodünaamilised jõud ja momendid vastavate karakteristikute (isoleeritud kere, tiibade ja tiibade puhul) ja interaktsiooniefektidest tulenevate häirete korrektsioonide summana.

Aerodünaamilisi jõude ja momente saab määrata aerodünaamiliste koefitsientide abil.

Vastavalt aerodünaamilise summaarse jõu ja summaarse aerodünaamilise momendi esitamisele telje projektsioonides vastavalt kiiruse ja ühendatud süsteemid koordinaadid, aktsepteeritakse järgmisi aerodünaamiliste koefitsientide nimetusi: - aerodünaamilised takistustegurid, külgjõu tõus;

Lennuki dünaamika uurimiseks on vaja arvesse võtta mõjuvaid jõude ja momente, sealhulgas aerodünaamilisi. Kogu aerodünaamilist jõudu, mis sõltub paljudest teguritest, saab esitada komponentidena piki koordinaatide kiirustelge (x, y, z) või piki nendega seotud () ja kogu aerodünaamilist momenti M - laiendatuna piki telgesid ( ). Sümmeetrilise õhusõiduki puhul on tõstejõul Y ja külgjõul Z ühesugune sõltuvus vastavalt löögi- ja libisemisnurkadest, tüüride kõrvalekaldenurkadest ja vastavalt.

Geomeetriliste karakteristikute tabel

2.1 Tõstke

Tõstejõud määratakse valemiga

kus on kiiruse kõrgus, on õhutihedus, on iseloomulik pindala (näiteks kere ristlõikepindala), on tõste koefitsient.

Tavapärane on koefitsient määrata kiiruse koordinaatsüsteemis 0xyz. Koos koefitsiendiga võetakse arvesse ka normaaljõu koefitsienti, mis määratakse seotud koordinaatsüsteemis.

Need koefitsiendid on omavahel seotud suhte kaudu

Esitleme lennukit kombinatsioonina järgmistest põhiosadest: kere (kere), esi- (I) ja tagumised (II) kandepinnad. Kandepindade väikeste löögi- ja läbipaindenurkade korral on sõltuvused ja lähedased lineaarsele, s.o. saab esitada kujul

siin ja on vastavalt eesmise ja tagumise laagripinna läbipaindenurgad; ja - väärtused ja juures; , on koefitsientide osatuletised ja nurkade suhtes ning võetud.

Mehitamata õhusõidukite ja nende väärtused on enamikul juhtudel nullilähedased, seega ei võeta neid arvesse. Juhtseadistena võetakse tagumised laagripinnad.

Väikeste rünnakunurkade ja at saab määrata, siis võrdsus (2) võtab kuju Lennuki normaaljõudu esindame kolme liikme summana

millest igaüks on väljendatud normaaljõu vastava koefitsiendiga:

Jagades võrdsuse (3) liikme liikmega ja eemaldades tuletise suhtes, saame punktis 0

kus; - voolu stagnatsiooni koefitsiendid;; ; - õhusõiduki osade suhtelised alad. Vaatleme üksikasjalikumalt võrdsuse (4) paremal küljel sisalduvaid suurusi.

Esimene liige võtab arvesse kere normaalset jõudu ja madalate lööginurkade korral on see võrdne isoleeritud kere normaalse jõuga (arvestamata kandepindade mõju).

Teine liige iseloomustab normaalset jõudu, mille tekitab eesmine kandepind ja mida rakendatakse osaliselt konsoolidele ja osaliselt kehale nende mõjutsoonis.

Selle jõu suurust väljendatakse isoleeritud tiibade (st kahest konsoolist koosnevate tiibade) normaaljõuna, kasutades interferentsi koefitsienti k: . Kogused ja kI arvutatakse Machi arvu järgi.

Kolmas termin avaldises (4) on sarnane teisega. Ainus erinevus seisneb selles, et tagumise laagripinna lööginurga määramisel tuleb arvestada eesmise laagripinna poolt põhjustatud voolu kaldenurga keskmist: . Madala ründenurga korral on sõltuvus lineaarsele lähedane. Sel juhul võib tuletist väljendada ka kujul

Kõik punktis (5) sisalduvad kogused on arvutatud Machi arvu järgi.

2.2 Õhusõiduki tõsteteguri tuletis juhtpaindenurga suhtes

Eristagem avaldist (1) nurga II suhtes:

Väikeste nurkade korral on see avaldis järgmine:

Jagades võrdsuse (3) liikmega qS-ga ja võttes tuletise suhtes, saame

iseloomustab tagumise pinna normaalset jõudu, mida rakendatakse osaliselt konsoolidele ja osaliselt kehale nende mõjutsoonis. Selle jõu suurust väljendatakse häirekoefitsiendi ja juhtseadiste suhtelise efektiivsuse n:

Arvutus on esitatud tabelis. 3.3, kus on sulestiku pühkimisnurk; on tüüride kõrvalekaldumise korral rooli ja kere vahelisest pilust tingitud tõste vähenemise koefitsient.

Arvutustabel

Arvutustabel

2.3 Lohistage

Tõmbejõud arvutatakse valemiga

Õhusõiduki takistuskoefitsienti võib esitada kahe liikme summana, kus on õhutakistustegur at; - induktiivse takistuse koefitsient, mille all mõistetakse nurkadest sõltuvat takistust, u. LA koefitsienti saab väljendada kui

kus 1,05 - arvestamata detailide parandus; - eesmise laagripinna kõigi konsoolide kogupindala ja iseloomuliku pindala suhe; - sama ka tagumise kandepinna puhul; , - õhusõiduki eraldatud osade koefitsiendid.

2.4 Tõmbekoefitsient juures

Füüsikalise olemuse järgi võib kere eesmise takistuse at jagada hõõrde- ja survetakistusteks. Vastavalt sellele rõhule saab kere takistuse koefitsienti (viidatud keskosa alale) väljendada järgmiselt:

kus kolm viimast liiget on rõhutakistus.

2.5 Kandepindade tõmbekoefitsient juures

Esi- ja tagumise kandepinna koefitsiendi arvutamise meetodid on peaaegu identsed. Ainus erinevus seisneb selles, et arvutus tuleks läbi viia Machi numbriga ja arvutamine kella.

Teravate tagaservadega laagripinna esitakistus koosneb profiili- ja lainetakistusest. Vastavalt sellele võib kirjutada

Profiili takistus on tingitud õhu viskoossusest. Selle määravad peamiselt hõõrdejõud ja vähesel määral ka õhutiiba nina- ja sabaosa rõhkude erinevus.

Lainetakistus – õhu kokkusurutavusest tulenev survetakistus. See tekib siis, kui tiibade ümber voolava vooluga kaasneb lööklainete ilmumine.

Ristikujuliste tiibadega (++) lennukite puhul tekitavad tõmbejõu kaks paari eesmisi ja tagumisi kandepindu, seega tuleb koefitsiendid ja korrutada vastavate kahekordsete mõõtmeteta aladega.

Arvutustabel ja

Arvutustabel

2.6 Kaldemoment

Õhusõidukile mõjuvate jõudude momentide, eelkõige kallutusmomentide uurimisel kasutame vastavat koordinaatsüsteemi 0x1y1z1. Kaldemoment ehk pikimoment on põhjustatud aerodünaamiliste ja reaktiivjõudude poolt. Arvestades aerodünaamiliste jõudude momenti, on mugav kasutusele võtta dimensioonita koefitsiendi mõiste

Aerodünaamilise momendi suurus antud kiirusel ja lennukõrgusel sõltub mitmest tegurist, eelkõige lööginurgast ja juhtseadiste kõrvalekaldenurkadest. Lisaks mõjutab momendi suurust lennuki pöörlemise nurkkiirus, samuti tüüride ründenurga ja läbipainde muutumise kiirus, mida iseloomustavad tuletised ja. Sellel viisil,

Argumentide väikeste väärtuste korral saab avaldist (6) esitada lineaarse funktsioonina

kus jne. on kaldemomendi osatuletised vastavate parameetrite suhtes.

Mõõtmeteta momendi koefitsient on ainult mõõtmeteta parameetrite funktsioon. Kuna suurustel ja on mõõde I/s, siis nende asemel võtame kasutusele dimensioonita nurkkiiruse ja dimensioonideta tuletised, . Pikisuunalise momendi koefitsiendi üldavaldis parameetrite väikeste väärtuste korral jne. on vorm

Avaldistes (6) ja (7) sisalduvate suuruste märkimise lihtsustamiseks jäetakse indeks "I" välja. Lisaks jätame osatuletisi tähistusest välja kriipsud

2.7 Kõrgusmoment kell

Vaatleme lennukile mõjuva aerodünaamilise pikimomendi väärtust eeldusel, et nurkkiirus ning juhtseadiste löögi- ja läbipaindenurgad jäävad ajas muutumatuks.

Tutvustame õhusõiduki rõhukeskme mõistet. Rõhukese on punkt pikiteljel 0x1, mida läbivad resultant-aerodünaamilised jõud.

Aerodünaamiliste jõudude momenti rõhukeskme suhtes saab väljendada kui momendi koefitsienti

siin - lennuki raskuskeskme koordinaat, - rõhukeskme koordinaat (aruanne tehakse kere ninast).

Analoogiliselt kogu õhusõiduki rõhukeskme kontseptsiooniga tutvustame ka selle osade rõhukeskmete mõistet kui nende osade tekitatud normaaljõudude rakenduspunkte.

Meil olevast tasakaaluseisundist

Siit leiame väljendi:

Väikeste tüüride löögi- ja kõrvalekaldenurkade korral on mugav kasutada lennuki aerodünaamiliste fookuste mõistet. Lennuki fookus ründenurga seisukohalt on selle normaaljõu osa rakenduspunkt, mis on võrdeline ründenurgaga (st. Siis fikseeritud juhtseadiste korral fookuspunkti läbiva telje 0z1 ümber tekkivate aerodünaamiliste jõudude moment ründenurgast ei sõltu. Samamoodi saab näidata, et hetk fookuse suhtes sisse ei sõltu ja hetk fookuse suhtes ei sõltu .

Kasutades aerodünaamiliste fookuste kontseptsiooni, saame õhusõiduki kaldemomendi koefitsiendi väikeste nurkade korral kirjutada järgmise avaldise ja:

Nendes avaldistes on fookuste koordinaadid piki ja.

2.8 Kaldmoment, mis on põhjustatud lennuki pöörlemisest ümber Z-telje

Vaatleme lennukit, mis lendab kiirusega v ja pöörleb samaaegselt ümber oma telje (risti) nurkkiirusega.

Lennuki pöörlemise ajal omandab selle pinna iga punkt lisakiiruse, mis on võrdne. Selle tulemusena on voo kohtumisnurgad pinna üksikute elementidega erinevad kohtumisnurkadest puhtalt translatsioonilise liikumise korral. Kohtumisnurkade muutmine toob kaasa täiendavate aerodünaamiliste jõudude ilmnemise, mida saab taandada raskuskeskmes rakendatud resultaadile ja raskuskeset läbiva risttelje ümber olevale momendile.

Väärtus on väga väike ja tõstearvutustes jäetakse seda tavaliselt tähelepanuta.

Moment mõjutab oluliselt lennuki dünaamilisi omadusi. Seda nimetatakse pigi summutusmomendiks või pikisuunaliseks summutusmomendiks.

Sumbumismomendi suurus on võrdeline nurkkiirusega. Seetõttu.

Tuletist väljendame dimensioonita momendi koefitsiendi ja dimensioonita nurkkiiruse kaudu. Kuna ja kus siis on momendi koefitsiendi pöörlemistuletis.

Esitame pikisuunalist summutusmomenti õhusõiduki osade poolt tekitatud momentide summana: . Selle avaldise saab ümber kirjutada vastavalt võrdsusele (9):

Vähendades saame:

Arvutustabel ja

Arvutustabel

2.9 Aerodünaamiliste koefitsientide koondtabel

3. Aerodünaamiliste karakteristikute arvutamine SolidWorks 2014 paketi abil

SolidWorks on mis tahes keerukuse ja otstarbega toodete arvutipõhise projekteerimise, insenerianalüüsi ja eeltootmise süsteem. SolidWorksi CAD-i arendaja on SolidWorks Corp. (USA), Dassault Systemesi (Prantsusmaa) sõltumatu osakond – kõrgtehnoloogilise tarkvara maailmas liider. Arendus SolidWorks Corp. iseloomustab kõrge kvaliteet, töökindlus ja tootlikkus, mis koos kvalifitseeritud toega muudab SolidWorksi parim lahendus tööstuslikuks ja isiklikuks kasutamiseks. Tarkvara töötab Windowsi platvormil, toetab vene keelt ja toetab vastavalt GOST-i ja ESKD-d.

See pakett võimaldab ehitada lennukimudelit ja arvutada aerodünaamikat kasutades Flow Simulationit, mis on SolidWorksi keskkonnas vedelike dünaamilise analüüsi moodul, minimeerides inimfaktorist sõltuvad vead.

Selle kursuse projekti raames ehitati Tomahawk KR mudel ja aerodünaamika arvutati SolidWorks 2014 ja SolidWorks Flow Simulation 2012 abil.

SolidWorks 2014 CAD abil ehitatud lennukimudel on näidatud joonistel 3 ja 4.

Joonis 3 – mudeli külgvaade

Joonis 4 – mudeli eestvaade

3.2 Ründenurkade ja voolukiiruse valik

Machi jaoks arvutatakse aerodünaamilised koefitsiendid: M=0,7, 1,2 ja lööginurga puhul 6=0 kraadi.

Aerodünaamilisi jõude ja momente saab määrata aerodünaamiliste koefitsientide tundmisega.

Vastavalt aerodünaamilise summaarse jõu ja summaarse aerodünaamilise momendi esitusviisile vastavalt kiiruse ja sellega seotud koordinaatsüsteemide telgede projektsioonides aktsepteeritakse järgmisi aerodünaamiliste koefitsientide nimetusi: - takistuse, tõstejõu ja külgjõu aerodünaamilised koefitsiendid; - veeremis-, lengerdus- ja kaldemomentide aerodünaamilised koefitsiendid.

3.3 Arvutustulemused

Arvutustulemused on antud voolukiiruse М=0,7 ja М=1,2 kohta b= 0 kraadi juures. Tulemused on näidatud joonistel 5-14 ja tabelis 10.

Kui b = 0 ja M = 1,2

Joonis 5 – Kiiruse muutmise tulemused

Joonis 6 – rõhumuutuste tulemused

Joonis 7 – tiheduse muutuse tulemused

Joonis 8 – temperatuurimuutuse tulemused

Kui b = 0 ja M = 0,7

Joonis 9 – Kiiruse muutmise tulemused

Joonis 10 – rõhumuutuste tulemused

Joonis 11 – tiheduse muutuse tulemused

Joonis 12 – Temperatuurimuutuse tulemused

Joonis 13 – põhiparameetrid M=1,2 korral

Joonis 14-põhiparameetrid M=0,7 korral

Kuna me teame tõstejõu ja tõmbejõu väärtused, saame avaldistest Y \u003d c y qS ja X \u003d c x qS väljendada y ja x-ga.

Arvutustabel

Järeldus

Selles kursuse projektis käsitleti KR tüüpi lennukit "Tomahawk" ja arvutati selle aerodünaamilised koefitsiendid.

Arvutuste tulemusena saadi õhutakistustegurite, tõstetegurite ja aerodünaamiliste momentide koefitsientide väärtused. Aerodünaamiliste karakteristikute kaalumisel võib kasutada põhimõtet, et isoleeritud kerede ja kandepindade (tiivad ja sulestik) ning nende kombinatsioonide jaoks on karakteristikud jaotatud eraldi komponentideks. Viimasel juhul määratakse aerodünaamilised jõud ja momendid vastavate karakteristikute (isoleeritud kere, tiibade ja tiibade puhul) ja interaktsiooniefektidest tulenevate häirete korrektsioonide summana. Aerodünaamilisi jõude ja momente saab määrata aerodünaamiliste koefitsientide abil.

Aerodünaamiliste koefitsientide arvutamise tulemused ja Lebedev-Tšernobrovkini ja analüütilise meetodi võrdlev analüüs. numbriline simulatsioon on toodud tabelis.

Võrdlev analüüs arvutustulemused

Uuritava lennuki mudel loodi CAD SolidWorks 2014 SP5.0 abil ning selle aerodünaamikat uuriti SolidWorks Flow Simulation abil. Teostatud arvutuste tulemusena tuleb arvestada, et numbrilise simulatsiooni tehnika võimaldab vältida arvutusvigu, mis on põhjustatud puhutud objekti arvutusliku ja tegeliku kuju erinevusest. Samuti võimaldab see tehnika hinnata mudelite valmistamisel esinevate ebatäpsuste mõju nende tuuletunnelites puhumise tulemustele.

Lebedev-Tšernobrovkini analüüsimeetod põhineb poolempiirilistel mustritel, mis on saadud arvukate eksperimentaalsete andmete analüüsimisel. See meetod ei sobi täppisteaduslikeks arvutusteks, kuid seda saab kasutada hariduslikel eesmärkidel ja aerodünaamiliste koefitsientide arvutamiseks esimeses lähenduses.

Bibliograafiline loetelu

1. Lebedev A.A., Tšernobrovkin L.S. lennu dünaamika. - M.: Mashinostroenie, 1973. - 615 lk.: ill.

2. Shalygin A.S. - Õhusõidukite aerodünaamilised omadused. - Peterburi: BSTU, 2003. - 119 lk.

3. SolidWorks – arvutipõhise disaini maailmastandard [Elektrooniline ressurss] – http://www.solidworks.ru/products/ – vaadatud 15. novembril 2014

4 David Salomon Arvutigraafika kõverad ja pinnad. - Springer, 2006.

5. .B. Karpenko, S.M. Ganin "Kodise lennunduse taktikalised raketid" 2000

6. Juhtimise süntees mehitamata õhusõidukite stabiliseerimissüsteemides. Õpetus toimetanud A.S. Shalygin. SPB 2005

Sarnased dokumendid

Konformse kaardistamise abil teoreetilise NEZH-profiili koostamise omadused N.E. Žukovski. Lennuki geomeetrilised parameetrid ja takistus. Meetod õhusõiduki läbivate ja aerodünaamiliste omaduste määramiseks.

kursusetöö, lisatud 19.04.2010


Õhusõidukite õhkutõusmise ja maandumise karakteristikute uurimine: tiibade mõõtmete ja liikumisnurkade määramine; kriitilise Machi arvu arvutamine, aerodünaamiline koefitsient lohistada, tõsta. Stardi- ja maandumispolaaride ehitamine.

kursusetöö, lisatud 24.10.2012


Lennuki An-225 alakriitilise polaari ehitamine. Soovitatavad väärtused tiiva- ja tõmbeprofiilide paksuste jaoks. Lennuki lennuomaduste arvutamine, tõsteteguri sõltuvuse joonistamine lööginurgast. Polaarväljaku sõltuvus Machi arvust.

kursusetöö, lisatud 17.06.2015


Lennuki laagrielementide, kere, mootorigondlite ja välispaakide frontaaltakistuste arvutamine täiesti turbulentse piirkihi tingimustes. Lennuki takistuse sõltuvus ründenurgast. Tiiva polaararvutus ja ehitus.

kursusetöö, lisatud 12.03.2013


Lennuki kere geomeetriliste karakteristikute arvutamine, horisontaalne saba. Pülooni minimaalse õhutakistusteguri arvutamine. Lennuki õhkutõusmise ja maandumise omadused. Aerodünaamilise kvaliteedi sõltuvuse konstrueerimine lööginurgast.

kursusetöö, lisatud 29.10.2012


Raketi stabiliseerimissüsteemi väljatöötamine. Lennuki osade (AGM-158 Jassm) peamised geomeetrilised parameetrid. Rooliseadme silumine. Amplituud, faasiomadused. Testistendi disain. Mootori võimsuse kontrollimine ja arvutamine.

lõputöö, lisatud 22.04.2015


Korpuse sektsioonide äärikühenduse projektarvutus. Aerodünaamiliste juhtseadmete jõuajamid. Juhtmehhanismi kangi ehitus ja konstruktsioon. Tiivale ja kerele mõjuvad koormused. Stantsiosade tugevuse arvutamine.

kursusetöö, lisatud 29.01.2013


Lennuki juhitav lend. Pikisuunalise liikumise matemaatiline kirjeldus. Lennuki pikisuunalise liikumise liikumiste lineariseerimine. simulatsioonimudel pikisuunalise liikumise diferentsiaalvõrrandite lineariseeritud süsteemi jaoks.

kursusetöö, lisatud 04.04.2015


Allhelikiirusega polaaride arvutamine ja konstrueerimine reisilennuk. Tiiva ja kere minimaalse ja maksimaalse tõmbeteguri määramine. Kokkuvõte lennukite kahjulikest takistustest. Polaaride ja tõsteteguri kõvera konstrueerimine.

kursusetöö, lisatud 03.01.2015


Õhuvool keha ümber. Lennuki tiib, geomeetrilised omadused, keskmine aerodünaamiline kõõl, takistus, tõste-tõmbe suhe. Lennuk polaarne. Tiiva survekese ja selle asendi muutus sõltuvalt ründenurgast.

• 2. Tõukejõu võrrand kui kõigi gaasidünaamiliste jõudude mõju tulemus. Täielik tõukejõu impulss. Eriimpulss ja eritõukejõud. Rõhk, kütuse põlemistemperatuur, energia-massi täiuslikkus
• 3. Kambris toimuvate protsesside termodünaamiline arvutamine. Kütuse peamised termodünaamilised omadused, nende määramise protseduur.
• 5. Düüsi voolu gaasidünaamiliste parameetrite määramine gaasidünaamiliste funktsioonide abil.
• 6. Laengute liigid ja nende peamised omadused. Tasunõuded. Vajaliku põlemispinna valik Kanalipilulise vormi laengu arvutamine.
• 8. RDTT parameetrite nimiväärtusest kõrvalekaldumise põhjused. Hajuvuse vbh määramine. Rõhu ja tõmbe kontroll.
• 8.1 Rakettmootorite klassifikatsioon, kasutusvaldkonnad, eelised ja puudused Kambri ja mootori omadused. Kaotuse suhted. Omadused: kulutav kõrghoone. Kütus raudteele.
• 9. Transformatsiooniprotsesside põhielemendid. Düüside otstarve ja tüübid. K.S. pead Pihustite paigutus. Kambri sektsiooni suhte arvutamine.
• 10. Raudteemäärus. Mootori käivitamine ja seiskamine. Reguleerimise põhiülesanded.
• 11. Jahutus zhrd. Soojusülekande protsessid ja põlemiskambri seinte kaitse. Soojusülekande omadused. Jahutusmeetodid. Jahutusarvutus.
• 13. La juhtimissüsteem. Trajektooride tüübid. Lennukauguse määramine. juhtimistrajektoor. La juhtimissüsteemid.
• 14. Tahke raketikütuse peamised omadused
• 15.La paigutus
• 16. rakettide paigutusskeemid; kontrollijõudude ja -momentide loomise viisid. Raketi sammudeks jagamise põhimõte.
• 17. La peamised kaal ja geomeetrilised omadused
• 18. Hübriid-, turboreaktiiv-, rakett-reaktiivmootorite, kombineeritud rakett-reaktiivmootorite põhilised konstruktsiooniskeemid. Peamised sõlmed ja elemendid.
• 19. Elliptiline trajektoor. Valdkondade ja energiate integraal. Trajektoori kuju ja põhiosad
• 21. Lennuki liikumisjuhtimissüsteemid, nende otstarve ja üldine ehitusskeem. lennuulatuse juhtimine.
• 3. Lennuulatuse juhtimine.
• 3. Lennuulatuse juhtimine. Bulbovitši sõnul:
• 22. Häiritud liikumine la. Häiritud liikumise võrrandite lineariseerimine. Häiritud liikumise lagunemine piki- ja külgsuunaliseks. Dünaamilised koefitsiendid.
• 25. Dünaamika klassifikatsioon. Lennukile mõjuvad koormused selle käitamise erinevatel etappidel. Transpordikoormus. tuulekoormus. akustiline koormus. Rõhu pulsatsioon RTD kambris.
• 29. Dünaamilise analüüsi probleemid la. Dünaamilise analüüsi peamised ülesanded. Dünaamiliste ülesannete lahendamise meetodid. Tehnilised lahendused dünaamilise analüüsi etapis.
• 33. 2-faasilise voolu peamised omadused. Spetsiifilise impulsi kaotus düüsis: nende klassifikatsioon, neid põhjustavad füüsikalised protsessid.
• 37. Sabaüksuse määramine. sõltuvuse tasakaalustamine. Üldine lähenemine sulestiku valikule esialgses lähenduses.
• 44. Tahkekütuse rakettmootorite tugevalt kinnitatud laengute puhul kasutatavad pinge-deformatsiooni oleku peamised mudelid. Ohutusvarud, kui purunemis- ja arvutuskoormuste suhe. Ohutusfaktor.
• 45. MCE matemaatiline väide. MCE probleemi lahendamise peamised etapid. Elastsusteooria põhiseoste fikseerimine lõpliku elemendi jaoks maatrikskujul.
• 46. ​​Plaatide arvutamine. Põhivõrrandid ja hüpoteesid. Peenikeste plaatide teooria põhivõrrandite tuletamine Descartes'i koordinaatsüsteemis.
• 47. Plaatide painutamine. Plaadi elastse pinna diferentsiaalvõrrand. Plaatdiferentsiaalvõrrandi lahendamise meetodid.
• 48.Revolutsiooni kestade geomeetria. Kirchhoff-Love hüpoteesid ja geomeetrilised seosed. Karpide üldteooria põhiseosed.
• 49. Momenditu kestade teooria (bto) võrrandid. Telgsümmeetrilise ülesande võrrandid. Sfäärilised ja silindrilised kestad siserõhu all.
• 51. Silindriliste kestade stabiilsus. Silindriliste kestade stabiilsuse põhivõrrandid. Silindriliste kestade stabiilsus teljesuunalise surve ja välisrõhu all.
• 52. Peamised kerele lennu ajal mõjuvad jõud ja nende muutuste olemus. Kerele lennu ajal mõjuvate teljesuunaliste jõudude määramine.
• 53. Kütusekambrite arvutamine. Tahkekütuse rakettmootori kere arvutamine. Sfäärilise, elliptilise ja torosfäärilise põhja arvutamine. Raudtee konstruktsiooni tugevuse arvutuse tunnused.
• 54. Mootori düüsiplokkide projekteerimine ja arvutamine.
• 55. Tahkekütuse rakettmootorite põlemiskambrite kestade projekteerimine ja arvutamine.
• 56. Juhtseadiste projekteerimine ja arvutamine
• 57. Ühendite konstruktsioon ja tehnoloogilised omadused.
• 2. Ühes tükis
• 58. Mootorite katsetamiseks mõeldud survealuste konstruktsioon
• 59. La usaldusväärsus arendusetapis.
• 60.La töökindlus seeriatootmise etapis.
• 61. Tahkekütuse mootorite töökatsete sisu arenduse käigus.
• 62. RDTT teenuse ohutuse test.
• 63. Sihtimisviisid. Zur juhtimissüsteemid.
• 64. Arvestuslikud trajektoorid - kaugjuhitavad, homing, kombineeritud juhtimissüsteemiga.
• 65. Tiibrakettide klassifikatsioon. Tiibrakettide trajektooride tüübid. Tiibrakettide sukeldumise trajektoor.
• 66. Lennukirakettide konstruktsioonielemendid, juhtimissüsteemid ja konstruktsioon. Satelliidivastased õhusõidukite raketid
• 68. Raketimürskude klassifikatsioon
• 69. Tahkekütuse rakettmootorite tugevalt kinnitatud laengu staatilise tugevusanalüüsi läbiviimise meetod, kasutades lõplikke elemente.
• 70. Tahkekütuse rakettmootorite kindlalt kinnitatud laengu modaalanalüüsi läbiviimise tehnika, kasutades lõplikke elemente.
• 71. Tahkekütuse rakettmootorite tugevalt kinnitatud laengu harmoonilise analüüsi läbiviimise meetod, kasutades lõplikke elemente.
• 72. Tahkekütuse raketimootorite tugevalt seotud laengu dünaamilise analüüsi läbiviimise metoodika, kasutades lõplikke elemente.
• 73. Temperatuuri mõjul tugeva sidemega laengu RDTT käibemaksu määramise meetod lõplike elementide pakettide abil.
• 74. Tahkekütuse rakettmootorite tugevalt seotud laengu temperatuuri-tugevusanalüüsi läbiviimise metoodika, kasutades lõplikke elemente.
• 75. Silindrilise kesta stabiilsuse arvutamise metoodika lõplike elementide pakettide abil.
• 76. Üldteave PCM-i kohta. Põhimõisted, materjalide struktuur, faasid, sideainete ja täiteainete otstarve materjalide koostises.
• 78. Toodete vormimine PCM-vormimismeetoditest: mähkimine, pressimine, autoklaavvormimine, vormimisrežiimid.
• 79. Füüsikalis-mehaanilised, termofüüsikalised jne Süsiniku, klaasi, orgaanilise, boorplasti, termoplasti omadused km.
• 80. Kuumpingelised sõlmed la ja dla PCM-ist. Temperatuuriväljade arvutamine, paksuse analüüs ablatsiooniga ja ilma, soojus- ja soojustakistuse hindamine.
• 81. Materjali ehituslikud iseärasused ja nende arvestamine kavandites, tugevusanalüüs.
• 82. PCM-i keemiline vastupidavus konstruktsioonides la ja dla
• 83. Tootmise tehniline ettevalmistus.
• 84. Tootmise liik ja selle määratlus.
• 85. Suuruste (vigade) jaotumise (hajumise) punktdiagrammid ja praktilised kõverad.
• 86. Aluste klassifikatsioon. Aluste kombineerimise põhimõtted toimingute ülesehitamisel. Aluste püsivuse põhimõte.
• 87. Toorikute paigaldamisest tingitud töötlusvead.
• 88. Toetused. Maksimaalsed ja minimaalsed toetused.
• 89. Valmistatavuse mõiste. Valmistatavuse kvantifitseerimine. Valmistatavuse kvalitatiivne hindamine.
• 90. Tehnoloogiliste protsesside ülesehitamise aluspõhimõtted.
• 91 Tahkekütuse rakettmootorite konkreetse konstruktsiooni kütuse ja laadimisviisi valiku põhimõtted
• 92. Ballistiliste ja smech-tahkekütuste omaduste võrdlev analüüs.
• 93. Lõpppõlemislaengu konstruktsiooni tunnused.
• 94. Tahkekütuse põlemiskiirust mõjutavad tegurid
• 95. Soomuskatte valimise põhimõte laengule tt.
• 96. Süütekompositsioonide tüübid ja süütajate projekteerimise põhimõtted.
• 97. Segatud tahketest raketikütustest laengute tootmise tehnoloogia.
• 98. Tehnoloogia ballistilistest tahketest raketikütustest laengute valmistamiseks.
• 99. Tehnoloogia soomuse pealekandmiseks (3 kuni 8 mm)
• 100. Tahkekütuse laengute fikseerimise tehnoloogia tahke raketikütuse põlemiskambrisse
• 101. Tahkekütuse rakettmootorite valmistamise tehnoloogia enne nende täitmist.
• 102. Pürotehniliste süütekompositsioonide valmistamise tehnoloogia.
• 109. Lähteülesande eesmärk ja sisu.
• 110. Tehnilise ettepaneku eesmärk ja sisu
• 111. Eskiis- ja tehnilise projekti eesmärk ja sisu
• 112. Programmi eesmärk ja sisu ning katsemeetodid.
• 113. Ringluseeskirja määramine ja sisu.

• 14. Tahke raketikütuse peamised omadused

  1. Tsiolkovski valem

  kus W on düüsist põlemissaaduste väljavoolu efektiivne kiirus

  Q T - laengu kaal

  q kuni \u003d Q 0 -Q T - raketi kuivkaal

  2
  
  . tõukejõu võrrand

  Tõukejõud on kõigi mootorile mõjuvate gaasidünaamiliste jõudude tulemus, mis on tingitud nii põlemiskambri sisemistest ballistilistest protsessidest kui ka välistest jõududest.

  Ra \u003d Рn - disaini tõukejõu režiim. Inseneripraktikas on koos tõukejõu otsese arvutamisega ka arvutusmeetod:
  , kus R sp \u003d R / G - spetsiifiline tõukejõud - tahkekütuse rakettmootorite peamine energiaomadus (tõukejõud viitab massivoolu ühikule)

  3
  . Koguimpulss:

  

  Spetsiifiline (ühekordne) impulss DU on suhe I  täistööaja ja kütuse kogumassi kohta.

  

  15.La paigutus

  Pärast seda määratakse kere sisse asetatud üksuste, veoste ja varustusplokkide mass ja üldmõõtmed, need lähevad järgmisse etappi - lennuki paigutus - välisvormide valik ja osade, üksuste suhteline asukoht. ja lennukisse paigutatud lasti.

  Lennuki aerodünaamilist (välist) paigutust iseloomustab kere ja tõstejõudu loovate laagripindade vastastikune paigutus (tiivad, roolid, stabilisaatorid ja destabilisaatorid). Peamine eesmärk: aerodünaamiliste koormuste määramine.

  Mahuline (sisemine) paigutus - kõigi üksuste paigutus lennuki pardale (juhtimine, sihtkaubad, juhtimissüsteemi seadmed, parda toiteallikad). Tuleb luua tingimused kogu lennukisse paigutatud lasti ja varustuse usaldusväärseks ja tõhusaks tööks; tehniline mugavus. Suure pakkimistiheduse tagamine, mis aitab vähendada lennuki mahtu ja kaalu. Tuleb tagada õhusõiduki massikeskme nõutav asukoht.

  Konstruktsioonide paigutust iseloomustavad struktuurne-võimsusskeem (CSS) ja tehnoloogilised lahendused, mille valiku määravad mahuline paigutus, aerodünaamiline skeem ja lennukile mõjuvad väliskoormused. Konstruktsiooni paigutus mõjutab: õhusõiduki konstruktsiooni tugevust ja jäikust, õhusõiduki konstruktsiooni ja tehnoloogilisi lahendusi ning valmistamise, katsetamise, kokkupaneku ja transportimise meetodeid; õhusõiduki konstruktsiooni jagamine üksusteks, kambriteks ja sõlmedeks; üksikute konstruktsioonielementide vahetatavus; lennuki kuju ja üldised piirangud, põkkliidete asukoha valimine.

  Käiturisüsteemide paigutus: kütus on kuluv mass, seega tuleks see asetada raskuskeskme lähedale. Mootorite paigutuse nõuded sõltuvad suuresti nende tüübist ja lennuki otstarbest Sustainer rakettmootorite kambrid asuvad tavaliselt kere sabaosas. Koormused tuleb võimsuskomplektile üle kanda ilma naha deformatsioonita. Mitmekambriliste rakettmootorite (mitme düüsiga tahkekütuse rakettmootorite) paigaldamisel tuleb arvestada vastupidiste konvektiivsete soojusvoogude – düüsist väljuvate kuumade gaaside – esinemisega, mis põhjustavad lennuki kere sabaosa täiendavat kuumenemist. Tahkekütuse rakettmootoreid saab paigutada lennuki kere saba-, kesk- ja vööriosasse.kõige mugavam aga tekitab kütuse läbipõlemisel suurima massikeskme erinevuse Tahkekütuse rakettmootori paigutamine õhusõiduki kere keskossa. õhusõiduki kere on lennuki tsentreerimise seisukohalt kõige soodsam, kuid see toob kaasa vajaduse kasutada tahkekütuse rakettmootoris külgdüüse, mis tekitavad täiendavaid tõukejõu kadusid düüside kalde tõttu lennuki telje suhtes, või paigaldage tahkekütuse rakettmootori ja aksiaaldüüsi vahele gaasijuhe, mille olemasolu raskendab seadmete paigutust lennuki sabaruumides ja kadu. .Kui tahkekütuse rakettmootor asub ninas, siis nina rõngakujulisest otsikust voolavad gaasid uhuvad kogu lennuki kere, mis põhjustab selle kuumenemist ning häirib ka aerodünaamiliste juhtseadiste tööd.VRD (ramjet) paigaldatakse tavaliselt lennuki kere sisse, harvemini kere alla või tiibadele spetsiaalsetesse gondlitesse.

  Seadmete paigutus: on vaja tagada nõutavad temperatuuri, rõhu ja niiskuse tingimused, vältida liigseid soojusmõjusid tõukejõusüsteemi küljelt ja aerodünaamilist kuumenemist, kahjulikke elektromagnetilisi häireid külgnevatest seadmeüksustest, vältida häireid vastuvõtus ja edastamises juhtsignaalide võimalikud kõikumised ja instrumendisektsioonide deformatsiooni piiramiseks Seadmed komplekteeritakse tavaliselt plokkidena, millest igaühel on samad töötingimused, mitte ettenähtud otstarve. Seadmetele (luukide) peaks olema mugav juurdepääs. Juhtimissüsteem paigaldatakse tavaliselt keskjaama lähedusse, kuna struktuursed vibratsioonid avaldavad geroskoobidele vähem mõju. Tavaliselt paigaldatakse lennuki ninasse elektroonikaseadmed, andurid, arvutusüksused. Radari homingpeade (RLGSN) antennid on kaetud raadioläbipaistva kaitsekattega. Juhtelemendid (rooliseadmed ja ajamid) tuleks paigutada tüüride ja muude juhtseadiste lähedusse. Rongis olevad elektritoiteallikad paigaldatakse tavaliselt peamiste energiatarbijate lähedusse. Seadmeid toiteallikatega ühendavaid kaableid, aga ka erinevaid torustikke saab paigaldada lennuki kere sisse või spetsiaalsesse kattekihti.

  "

Lennul OUT suunas kogeb raketi korpuse struktuur aerodünaamilist kuumenemist. Kütusekambrite kestasid soojendatakse täiendavalt gaasigeneraatori survega, küttetemperatuur võib ulatuda 250-300 °C-ni. Ohutus- ja stabiilsusvarude arvutamisel võetakse arvesse materjali mehaanilisi omadusi (lõplik tugevus ja elastsusmoodul) konstruktsiooni kuumenemine.

Joonisel 1.3 on kujutatud kütusekambri laadimise skemaatiline diagramm. Tugikestadele (adapteritele) rakendatakse aksiaalseid jõude; põikjõud ja paindemomendid; mahutite põhja ja silindrilisi kestasid mõjutab sisemine ülerõhk pn ja hüdrostaatiline rõhk, mis on määratud vedelikusamba H kõrguse ja aksiaalse ülekoormuse nx1 suuruse järgi. Joonisel 1.3 on näidatud ka kütusekambri ristlõigetes tekkivate teljesuunaliste jõudude skeem. Siin vähendatakse paindemomendi mõju täiendavale aksiaalsele survejõule ΔN, mis arvutatakse kokkusurutud paneeli normaalpingete maksimaalsest väärtusest:

Siin on W=pR2h kütusepaagi silindrilise kesta ristlõike takistusmoment. Kui Fsec=pDh, on ekvivalentne aksiaaljõud DN=4M/D.

Ülelaadimisrõhu toimel tekkiv aksiaalne tõukejõud annab selle pikisuunalise jõu komponendi. Samal ajal on ülemises paagis tekkiv jõud NS positiivse väärtusega (joonis 1.3), st. selle paagi silindriline kest kogeb pinget aksiaalses (meridionaalses) suunas (alates ülelaadimisrõhust). Seda kesta tuleb kontrollida ainult tugevuse osas.

Joonis 1.3 – kütusekambri laadimise skemaatiline diagramm.

Alumise paagi juures töötab silindriline kest pikisuunas kokkusurumisel, seetõttu tuleb lisaks tugevuse kontrollimisele kontrollida selle stabiilsust. Selle kesta kandevõime määratakse kriitilise koormuse ja aksiaalse tõukejõu summaga

, (1.4)

ja võttes arvesse paindekomponenti

(1.5)

Selles avaldis sisalduva kriitilise pinge väärtuse määramine on kütusepaagi pikisuunas kokkusurutud õhukeseseinalise silindrilise kesta stabiilsuse kontrollimisel kõige olulisem ülesanne.

Vedelkütuse raketikehade õhukeseseinaliste konstruktsioonide kandevõime hindamise meetodite väljatöötamise teoreetiliseks aluseks on elastsete kestade stabiilsuse teooria.

Esimesed lahendused sellele probleemile pärinevad sajandi algusest. Aastatel 1908-1914. üksteisest sõltumatult R. Lorenz ja S.P. Timošenko sai põhivalemi pikisuunas kokkusurutud elastse silindrilise kesta kriitiliste pingete määramiseks:

(1.6)

See valem määrab ideaalse kujuga siledate (isotroopsete) silindriliste kestade kriitiliste pingete ülemise piiri. Kui Poissoni koefitsient võetakse m=0,3, saab valem (1.6) järgmise kuju:

(1.7)

Ülaltoodud valemid on saadud elastse silindrilise kesta alakriitilise oleku vormi ideaalsuse ja hetketuse rangete eelduste alusel, mis on tüüpilised stabiilsusülesannete klassikalisele sõnastamisele. Need võimaldavad hinnata pikisuunas kokkusurutud õhukeseseinaliste keskmise pikkusega silindriliste kestade kandevõime ülemist piiri. Kuna ülaltoodud eeldusi praktikas ei rakendata, on silindriliste kestade aksiaalsete survekatsete käigus täheldatud tegelikud kriitilised pinged oluliselt madalamad (2 korda või rohkem) kui ülemised väärtused. Katsed seda vastuolu lahendada viisid kesta stabiilsuse mittelineaarse teooria loomiseni (suurte läbipainete teooria).

Vaadeldava probleemi esimesed lahendused mittelineaarses keskkonnas andsid julgustavaid tulemusi. Saadi valemid, mis määravad nn alumise stabiilsuspiiri. Üks neist valemitest:

(1.8)

on praktilisteks arvutusteks kasutatud pikka aega.

Praegu on valdav arvamus, et reaalsete konstruktsioonide stabiilsuse hindamisel tuleks keskenduda kriitilisele koormusele, mis määratakse mittelineaarse teooria abil esialgsete kuju ebatasasuste mõju arvesse võttes. Siiski sisse sel juhul on võimalik saada ainult ligikaudseid kriitiliste koormuste väärtusi, kuna arvestamata tegurite mõju (ebaühtlane koormus, materjalide mehaaniliste omaduste levik jne), mis on olemuselt juhuslikud, põhjustab õhukeseseinaliste konstruktsioonide puhul märgatava vea. . Nendel tingimustel, hinnates väljatöötatud raketikonstruktsioonide kandevõimet disainiorganisatsioonid eelistavad keskenduda eksperimentaalsete uuringute tulemustele.

Esimesed massikatsed pikisuunas kokkusurutud õhukeseseinaliste silindriliste kestade stabiilsuse uurimiseks pärinevad aastatest 1928–1934. Sellest ajast peale on kogunenud märkimisväärset materjali, mida on korduvalt arutatud, et saada soovitusi kriitilise koormuse parameetri normaliseerimiseks, käsitletakse erinevate autorite pakutud empiirilisi sõltuvusi parameetri seadmiseks. . Eelkõige on hoolikalt valmistatud kestade puhul soovitatav kasutada Ameerika teadlaste (Weingarten, Morgan, Seid) saadud valemit enne 1965. aastat väliskirjanduses avaldatud eksperimentaalsete uuringute tulemuste statistilise töötlemise põhjal.

(1.9)

Vedelkütusega raketikütuse paagi stabiilsuse testimise eesmärk on määrata paagi korpuse töövõime väliste koormuste mõjul, mis põhjustavad paagi silindrilise kesta pikisuunalist kokkusurumist. Vastavalt tugevusnormidele on konstruktsiooni töökindlus tagatud juhul, kui selle kandevõime, arvestades kuumenemise mõju kriitilistele pingetele scr, on võrdne vähendatud aksiaalkoormuse arvutusliku väärtusega või sellest suurem, s.o. täidetud on tingimus, mis määrab stabiilsusvaru kandevõime osas

, (1.10)

Arvutuslik kandevõime N p määratakse, võttes arvesse ohutustegureid f: vastavalt avaldisele (1.5),

Kütusepaagi silindrilise kesta stabiilsusvaru saab arvutada pingete võrdlemisel

(1.12)

kus s 1p on pikisuunaliste (meridionaalsete) survepingete arvutuslik väärtus