Näide katapuldi arvutusest kosmoseraketi õhustardi jaoks. Raketi konstruktsiooni aerodünaamiline kuumutamine Tõmbekoefitsient juures

Kaalumisel on 103-tonnise massiga ILV õhusaatmine (stardiga lennukilt), mille katapult peab kiirendama kiiruseni, mis tagab raketi põrutusvaba väljumise lennukist. Rakett liigub iketel mööda juhikuid ja pärast ühe ikke paari jäämist juhikutele hakkab see gravitatsiooni mõjul omandama nurkkiirust, mille tagajärjel võib tekkida kokkupõrge lennuki rambiga.

See määrab äraviskekiiruse alampiiri: vobk > 12,5 m/s.

Võrreldes mördiheitega on katapuldiga lennukilt ILV väljalaskmisel mitmeid eeliseid: lennukile puudub kuumade gaaside võimsus (laine) ja termiline mõju, raketil võivad olla aerodünaamilised pinnad, raketi mõõtmed. stardisüsteem on vähendatud, mis lihtsustab selle paigutust lastiruumis, on võimalik rakett välja lasta õiges suunas (peaga voolu suunas). Viimased eelised võimaldavad kasutada lennuki kiirust, et teavitada raketist algkiirusest.

Kasutatakse kahe tõmbesilindriga katapuldiskeemi. Katapuldi liikuvate osade kogumassiks eeldati esialgsete arvutuste põhjal 410 kg. Kuna selle katapuldi tööaeg on palju pikem kui eelpool vaadeldud, siis vaadeldakse kahe järjestikku töötava GG-ga skeemi, mis võimaldab gaasivoolu muuta suuremas vahemikus kui ühe GG-ga skeemil. Võttes arvesse jõusilindrite suurt vahemaad (2,5 m) ja sellest tulenevalt ka ühendustorustike suurt pikkust, kaalutakse skeeme kahe GG-ga, mis varustavad mõlemat jõusilindrit järjestikku, ja kahe GG-paariga, millest kumbki paar toidab oma elektrit. oma silinder. Sel juhul kasutatakse silindrite vaheliste rõhkude ühtlustamiseks ühendustoru läbimõõduga 50 mm. Raketi ja tugiüksuste (elemendid, mille vastu katapuldi traavers toetub) tugevuse põhjal tehti arvutused katapuldi tekitatud kogujõu väärtuste kohta: Lcat = 140 t ja Lcat = 160 t. Pange tähele, et õhusõidukile käivitamisel mõjuv kogujõud on väiksem kui need väärtused ILV ikede hõõrdejõu suuruse järgi. Selles skeemis kasutatakse pneumaatilist piduriseadet. Arvutuste tegemisel võeti arvesse, et ragulka aktiveerimise hetkel sooritab lennuk “mäe” manöövri. Sel juhul on kaldenurk 24°, mis lisaks aitab kaasa raskusjõu projektsioonist tingitud ILV kiirendusele ning vabalangemise näiv põikkiirendus kaubaruumis on 3 m/s2. Madala temperatuuriga ballistilist kütust kasutatakse põlemistemperatuuriga konstantsel rõhul 2200 K. Maksimaalne rõhk GG-s ei tohiks ületada 200-105 Pa.

Variant 1 maksimaalse jõuga 140 tonni (skeem kahe paari GG-ga) valiti pärast mitmeid esialgseid arvutusi esimese kambri tööajaks 0,45 s ja düüsi ava läbimõõduks 27 mm. . Kabe kanalite läbimõõt on 4 mm, esimese kambri esialgne põlemispind on 0,096 m2, laengu mass on 1,37 kg (iga GG kohta). Teise kambri düüsiava läbimõõt on 53 mm, kabe kanalite läbimõõt 7,7 mm, algpõlemispind 0,365 m2 ja laengu mass 4,95 kg. Jõusilindri töökambri läbimõõt on 225 mm, varda läbimõõt 50 mm, kolvi teekond enne pidurdamise algust 5,0 m.

ILV maksimaalne kiirendus oli 16,6 m/s2, raketi kiirus traaversist eraldumise hetkel 12,7 m/s (kuna juhikute pikkus katapuldi kasutamisel on tavaliselt suurem kui katapuldi käik , on raketi kiirus juhikute juurest lahkumisel erinev kiirusest, mida katapult raketile ütleb). Jõusilindri siseseina maksimaalne temperatuur on 837 K, varda 558 K.

Lisas 3 on antud valikule vastavad graafikud. Teise GG sisselülitamise aeg valitakse nii, et rõhk jõusilindris jääks muutumatuks. Võttes arvesse süüteaja hajumist, algab teine ​​GG reaalsetes tingimustes arvutatud ajast veidi hiljem, seega võib jõusilindrite rõhukõver olla väikese langusega. Kui teist GG-d käivitatakse varem, ilmub kõverale soovimatu rõhu tõus. Joonisel fig. A3.1 näitab rõhu sõltuvusi GG-s, töösilindrites ja pidurikambris katapuldi liikuvate osade liikumisest. Rõhu kujutamine tee funktsioonina võimaldab selgemalt hinnata katapuldi töötsükli efektiivsust, kuna selle poolt tehtav töö on võrdeline rajal oleva jõu (rõhu) integraaliga. Nagu kõveratest näha, on integrandi pindala maksimaalsele võimalikule lähedal (võttes arvesse maksimaalse jõu piirangut). Kaheastmelise GG kasutamine võimaldab teil saada rohkem kiirust.

2. variandi puhul (160-tonnist jõudu arendav katapult) suurendatakse jõusilindri läbimõõtu 240 mm-ni, varda läbimõõt on kuni 55 mm. Pärast mitmeid esialgseid arvutusi valiti esimese kambri tööajaks 0,45 s ja düüsi ava läbimõõduks 28 mm. Kabes olevate kanalite läbimõõt on 4 mm, algpõlemispind 0,112 m2, laengu mass 1,43 kg (iga GG kohta). Teise kambri düüsiava läbimõõt on 60 mm, kabe kanalite läbimõõt 7,4 mm, algpõlemispind 0,43 m2 ja laengu mass 5,8 kg. Samal ajal saavutati maksimaalne ILV kiirendus 18,5 m/s2, raketi kiirus traaversist eraldumise hetkel oli 13,4 m/s. Jõusilindri siseseina (850 K) ja varda (572 K) maksimumtemperatuurid jäid praktiliselt muutumatuks.

Järgmisena kaaluge skeemi, milles mõlemad jõusilindrid töötavad sama kahe järjestikuse käivitatava GG-ga. Selleks on vaja kasutada piisavalt suurt kollektorit (torujuhet), mis ühendab GG gaasiballoonidega. Selles ja järgmistes versioonides leiame, et torujuhe on valmistatud terasest, millel on kõrgendatud kuumakindlus 12MX, voolavuspiir 280 MPa temperatuuril 293 K ja 170 MPa temperatuuril 873 K, millel on kõrge soojusjuhtivuse koefitsient .

140-tonnise jõuga variandi 3 puhul võetakse ühendustorujuhtme läbimõõduks 110 mm seinapaksusega 13 mm. Jõusilindri läbimõõt, nagu variandis 1, on 220 mm, varda läbimõõt on 50 mm. Pärast mitmeid esialgseid arvutusi valiti esimese kambri tööajaks 0,46 s ja düüsiava läbimõõduks 40 mm. Kabes olevate kanalite läbimõõt on 16 mm, algpõlemispind 0,43 m2, laengu mass 4,01 kg. Teise kambri düüsiava läbimõõt on 84 mm, kabe kanalite läbimõõt 8,0 mm, algpõlemispind 0,82 m2 ja laengu mass 11,0 kg.

Maksimaalne ILV kiirendus oli 16,5 m/s2, raketi kiirus traaversist eraldumise hetkel 12,65 m/s (0,05 m/s vähem kui variandis 1). Jõusilindri siseseina maksimaalne temperatuur on 755 K, varda 518 K (torustiku soojuskadude tõttu vähenenud 40-80 K võrra). Torujuhtme siseseina maksimaalne temperatuur on 966 K. See on üsna kõrge, kuid üsna vastuvõetav temperatuur, arvestades, et tsooni paksus, kus materjali tõmbetugevus kuumutamise tõttu märgatavalt väheneb, on vaid 3 mm.

Katapuldi versiooni puhul, mis arendab jõudu 160 tonni (valik 4), eeldatakse, et jõusilindri läbimõõt on 240 mm, varda läbimõõt on 55 mm ja torujuhtme läbimõõt on 120 mm. Pärast mitmeid esialgseid arvutusi valiti esimese kambri tööajaks 0,46 s ja düüsi ava läbimõõduks 43 mm. Kabes olevate kanalite läbimõõt on 16 mm, algpõlemispind 0,515 m2, laengu mass 4,12 kg. Teise kambri düüsiava läbimõõt on 90 mm, kabe kanalite läbimõõt 7,8 mm, algpõlemispind 0,95 m2 ja laengu mass 12,8 kg. Samal ajal on ILV maksimaalne kiirendus 18,4 m/s2, raketi kiirus traaversist eraldumise hetkel 13,39 m/s. Jõusilindri siseseina maksimaalne temperatuur on 767 K, varda maksimaalne temperatuur on 530 K. Torujuhtme siseseina maksimaalne temperatuur on 965 K. Torujuhtme läbimõõdu vähendamine 95 mm-ni toob kaasa torustiku suurenemise. selle seinte temperatuuri 1075 K-ni, mis on endiselt vastuvõetav.

Kokkuvõtteks vaatleme HG arvu mõju katapuldi töökindlusele. Üks üheastmeline GG tagab maksimaalse töökindluse minimaalse raketi väljapaiskumiskiirusega. Kui GG-d ei käivitata, siis õnnetust ei juhtu. Heitkoguste määra on võimalik suurendada, suurendades kütuse põlemiskiirust, põlemisseaduse indikaatorit, rõhku GG töö lõpus 60-80 MPa-ni (rõhk jõusilindrites ja torustikus jääb muutumatuks), torujuhtme läbimõõt (esialgne maht).

Üldise kaheastmelise GG töökindlus on väiksem, kuid see suurendab raketi väljapaiskumiskiirust. Kui teise astme GG-d ei käivitata, ilmneb üks järgmistest võimalustest: rakett väljutatakse väikese kiirusega, välistades selle edasise kasutamise, rakett puudutab õhusõidukit väikeste tagajärgedega (rambi täieliku sulgemise võimatus,

lastiruumi hilisema survestamise võimatus), viltu või raketi kokkupõrge õhusõidukiga, mis põhjustab rikkeid või tulekahju ja lõpuks õhusõiduki surma. Järgmised meetmed võivad sel juhul töökindlust parandada, vältides teise astme GG stardisüsteemide halvima stsenaariumi dubleerimist, suurendades esimese astme GG tööaega (mille tõttu raketi väljumiskiirus ainult esimese astme käitamise ajal etapp GG suureneb nii palju, et startimata jätmise tagajärjed ei ole nii ohtlikud) , lennuki konstruktsiooni muudatus, välistades selle õnnetuse, kui rakett väljub väiksema kiirusega. Tuleb märkida, et vaadeldavate võimaluste puhul, kui käivitatakse ainult esimene GG, väheneb raketi väljumiskiirus 3-4 m/s.

AERODÜNAAMILINE KÜTE- kaasa liikuvate kehade soojendamine suur kiirusõhus või muus gaasis. 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 seinte piirkihis võib gaasi temperatuur olla lähedane põlemiskambri temperatuurile raketi mootor(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. sisestatud 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.

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

Aerodünaamiline küte raketi disain

Raketi pinna kuumutamine selle liikumise ajal atmosfääri tihedates kihtides suurel kiirusel. A.n. - raketile langevate õhumolekulide pidurdamine selle keha lähedal. Sel juhul muudetakse õhuosakeste suhtelise liikumise kineetiline energia soojusenergiaks.

Kui lend sooritatakse ülehelikiirusel, toimub pidurdamine peamiselt lööklaines, mis tekib raketi ninakorpuse ees. Õhumolekulide edasine aeglustumine toimub otse raketi pinnal, nn. piirkiht. Kui õhumolekulid aeglustuvad, suureneb nende termiline, s.t. gaasi temperatuur pinna lähedal tõuseb. Maksimaalne temperatuur, milleni saab liikuva raketi piirkihis gaasi soojendada, on lähedane nn. paigalseisu temperatuur: T0 = Тн + v2/2cp, kus Тн – õhutemperatuur; v on raketi lennukiirus; cp on õhu erisoojusmaht konstantsel rõhul.

Kõrgendatud temperatuuriga gaasialadelt kandub soojus liikuvale raketile, selle A.N. A.n on kaks vormi. - konvektiivne ja kiirgus. Konvektiivne kuumutamine on soojusülekande tagajärg piirkihi välimisest, "kuumast" osast raketi korpusele. Kvantitatiivselt määratakse spetsiifiline konvektiivsoojusvoog seosest: qk = ? (Te - Tw), kus Te on tasakaalutemperatuur (taastumistemperatuur on piirtemperatuur, milleni saaks raketi pinda soojendada, kui energiat ei eemaldataks); Tw on tegelik pinnatemperatuur; ? on konvektiivse soojusülekande soojusülekandetegur, mis sõltub lennukiirusest ja kõrgusest, raketi kujust ja suurusest ning muudest teguritest.

Tasakaalutemperatuur on lähedane stagnatsioonitemperatuurile. Koefitsiendi sõltuvuse tüüp? loetletud parameetritest määrab voolurežiim piirkihis (laminaarne või turbulentne). Turbulentse voolu korral muutub konvektiivne küte intensiivsemaks. See on tingitud asjaolust, et lisaks molekulaarsele soojusjuhtivusele hakkavad energiaülekandes olulist rolli mängima turbulentsed kiiruste kõikumised piirkihis.

Lennukiiruse kasvades tõuseb õhutemperatuur lööklaine taga ja piirkihis, mille tulemuseks on molekulide dissotsiatsioon ja ioniseerumine. Saadud aatomid, ioonid ja elektronid hajuvad külmemasse piirkonda – keha pinnale. Seal toimub pöördreaktsioon (rekombinatsioon), mis kulgeb ka soojuse vabanemisega. See annab täiendava panuse konvektiivsele.

Kui lennukiirus jõuab umbes 5 km/sek, saavutab lööklaine taga olev temperatuur väärtused, mille juures õhk hakkab kiirgama. Tänu energia kiirgusülekandele kõrgendatud temperatuuriga aladelt raketi pinnale kuumutatakse seda kiirgusega. Sel juhul mängib suurimat rolli kiirgus spektri nähtavas ja ultraviolettpiirkonnas. Maa atmosfääris lennates kiirusega, mis on alla esimese põgenemiskiiruse (8,1 km/sek), on kiirgussoojenemine konvektiivküttega võrreldes väike. Teise kosmilise kiiruse (11,2 km/s) juures lähevad nende väärtused lähedaseks ning Maale tagasipöördumisele vastava lennukiiruse 13-15 km/s ja kõrgemal annab peamise panuse juba kiirgusküte. , selle intensiivsuse määrab erikiirguse (kiirgusega) soojusvoog: ql = ? ?0 Te4, kus? - raketi korpuse mustuse aste; ?0 \u003d 5,67,10-8 W / (m2,K4) - täiesti musta keha kiirgusvõime.

Erijuhtum A.n. on atmosfääri ülemistes kihtides liikuva raketi kuumutamine, kus voolurežiim on vabamolekulaarne, st õhumolekulide keskmine vaba tee on proportsionaalne või isegi ületab raketi mõõtmeid.

Eriti oluline roll A.n. mängib kosmoselaevade ja juhitavate ballistiliste rakettide lahinguvarustuse naasmisel Maa atmosfääri. Võitlemaks A.n. on varustatud kosmoselaevade ja lahinguvarustuse elementidega spetsiaalsed süsteemid termiline kaitse.

Kirjand: Lvov A.I. Raketisüsteemide projekteerimine, tugevus ja arvutamine. Õpetus. - M .: Sõjaväeakadeemia. F.E. Dzeržinski, 1980; Soojusülekande alused lennunduses ja raketitehnoloogias. - M., 1960; Dorrens W.Kh., Viskoosse gaasi hüperhelivoolud. Per. inglise keelest. - M., 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., Lööklainete ja kõrgtemperatuursete hüdrodünaamiliste nähtuste füüsika, 2. väljaanne. - M., 1966.

Norenko A. Yu.

Strateegiliste raketivägede entsüklopeedia. 2013 .

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 kiiruse ja sellega seotud koordinaatsüsteemide telgede projektsioonides kasutatakse aerodünaamiliste koefitsientide järgmisi nimetusi: - takistuse aerodünaamilised koefitsiendid, tõste külgjõud; aerodünaamilised veeremis-, lengerdus- ja kaldemomentide koefitsiendid.

Antud meetod aerodünaamiliste omaduste määramiseks on ligikaudne. Joonisel on kujutatud raketi skeem, siin L on lennuki pikkus, dm on lennuki kere läbimõõt, on nina pikkus, l on tiibade siruulatus koos ventraalse osaga (joonis 1).

mootori rooliga rakett lendab

tõstejõud

Tõstejõud määratakse valemiga

kus on kiiruse kõrgus, on õhutihedus, S on iseloomulik pindala (näiteks kere ristlõikepindala), on tõusutegur.

Tavapärane on koefitsient määrata kiiruse koordinaatsüsteemis 0xyz. Koos koefitsiendiga arvestatakse ka normaaljõukoefitsienti, mis määratakse aastal ühendatud süsteem koordinaadid.

Need koefitsiendid on omavahel seotud suhte kaudu

Esitleme lennukit kombinatsioonina järgmistest põhiosadest: kere (kere), esi- (I) ja tagumised (II) kandepinnad. Kandepindade väikeste löögi- ja kõrvalekaldenurkade korral on sõltuvused ja lähedased lineaarsele, st.

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.

Koefitsiendi määratlus

leia tuletis:

Väikeste rünnakunurkade ja juures, saame panna, 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 aeglustuskoefitsiendid;

; ; - 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 laagripindade mõju)