Пример за пресметување на катапулт за воздушно лансирање на вселенска ракета. Аеродинамично загревање на ракетната структура Коефициент на влечење кај

Се размислува за воздушно лансирање (лансирање од авион) на ракетен фрлач со тежина од 103 тони.Катапултот мора да го забрза до брзина што обезбедува излез на ракетата без удари од авионот. Ракетата се движи по јаремите долж водичите, а откако еден пар јарем ќе остане на водичите, под влијание на гравитацијата почнува да стекнува аголна брзина, како резултат на што може да дојде до судир со рампата на авионот.

Ова ја одредува долната граница на брзината на исфрлање: iobk > 12,5 m/s.

Во споредба со минофрлачки лансирање, лансирањето ракетен фрлач од авион со помош на катапулт има голем број на предности: нема сила (бран) и термички ефект на жешки гасови врз авионот, проектилот може да има аеродинамични површини, димензиите на системот за лансирање се намалува, што го поедноставува неговото распоредување во товарниот простор, може да се лансира ракетата во правилна ориентација (главниот дел кон протокот). Последните предности овозможуваат да се искористи брзината на авионот за да се пренесе почетната брзина на ракетата.

Се користи дизајн на катапулт со два цилиндри за влечење. Врз основа на прелиминарните пресметки, вкупната маса на подвижните делови на катапултот беше земена еднаква на 410 кг. Бидејќи времето на работа на овој катапулт е значително подолго од она што беше дискутирано погоре, се разгледува шема со два генератори на гас кои работат во серија, што овозможува менување на протокот на гас во поголем опсег отколку во шема со еден генератор на гас. Земајќи го предвид големото растојание помеѓу цилиндрите за напојување (2,5 m) и, следствено, големата должина на поврзувачките цевководи, шеми со два GG кои ги хранат двата енергетски цилиндри во серија и со два пара GG, при што секој пар го храни својот цилиндар, се разгледуваат. Во овој случај, за изедначување на притисокот помеѓу цилиндрите се користи поврзувачка цевка со дијаметар од 50 mm. Врз основа на јачината на ракетата и единиците за поддршка (елементи против кои се потпира катапултниот крст), беа извршени пресметки за вредностите на вкупната сила создадена од катапултот: Lkat = 140 t и Lkat = 160 t. Забележете дека вкупната сила што делува на авионот при лансирање е помала од овие величини според големината на силата на триење во RLV јаремите. Ова коло користи пневматски уред за сопирање. При извршувањето на пресметките, земено е предвид дека во моментот на активирање на катапултот, леталото изведувало маневар „лизгање“. Во овој случај, аголот на наклон е 24°, што дополнително придонесува за забрзување на ракетниот фрлач поради проекцијата на гравитацијата, а привидното странично забрзување на слободниот пад во товарниот простор е 3 m/s2. Нискотемпературно балистичко гориво се користи со температура на согорување при постојан притисок од 2200 K. Максималниот притисок во генераторот на гас не треба да надминува 200-105 Pa.

Во опција 1 со максимална сила од 140 t (шема со два пара GGs), по серија прелиминарни пресметки, времето на работа на првата комора беше избрано да биде 0,45 s, а дијаметарот на отворот на млазницата беше 27 mm. . Дијаметарот на каналите во блоковите е 4 mm, почетната површина на согорување на првата комора е 0,096 m2, масата на полнење е 1,37 kg (за секој GG). Дијаметарот на отворот на млазницата на втората комора е 53 mm, дијаметарот на каналите во дама е 7,7 mm, почетната површина на согорување е 0,365 m2, масата на полнење е 4,95 kg. Дијаметарот на работната комора на енергетскиот цилиндар е 225 mm, дијаметарот на шипката е 50 mm, патеката на клипот пред почетокот на сопирањето е 5,0 m.

Максималното забрзување на ракетата беше 16,6 m/s2, брзината на ракетата во моментот на одвојување од траверсот беше 12,7 m/s (бидејќи должината на водилките при употреба на катапулт обично е поголема од ударот на катапултот , брзината на ракетата при напуштање на водилките е различна од брзината што ѝ ја дава на ракетата со катапулт). Максималната температура на внатрешниот ѕид на енергетскиот цилиндар е 837 К, шипката е 558 К.

Додаток 3 дава графикони што одговараат на оваа опција. Времето на префрлување на вториот GG е избрано на таков начин што притисокот во цилиндерот за напојување останува непроменет. Земајќи го предвид ширењето на времето на палење, вториот GG во реални услови се лансира нешто подоцна од пресметаното време, така што кривата на притисок во цилиндрите за напојување може да има мало намалување. Ако вториот GG се стартува порано, на кривата ќе се појави несакан наплив на притисок. На сл. А3.1 ја покажува зависноста на притисоците во главниот мотор, работните цилиндри и во комората за сопирање од движењето на подвижните делови на катапултот. Претставувањето на притисокот како функција на патеката овозможува појасно да се оцени ефикасноста на работниот циклус на катапултот, бидејќи работата што ја врши е пропорционална со интегралот на силата (притисок) долж патеката. Како што може да се види од кривите, површината на интеграндот е блиску до максималното можно (земајќи го предвид ограничувањето на максималната сила). Употребата на двостепен GG овозможува поголема брзина.

За опцијата 2 (катапулт што развива сила од 160 тони), дијаметарот на цилиндерот за напојување е зголемен на 240 mm, дијаметарот на шипката на 55 mm. По серија прелиминарни пресметки, времето на работа на првата комора беше избрано да биде 0,45 секунди, а дијаметарот на млазницата беше 28 mm. Дијаметарот на каналите во дама е 4 mm, почетната површина на согорување е 0,112 m2, масата на полнење е 1,43 kg (за секој GG). Дијаметарот на отворот на млазницата на втората комора е 60 mm, дијаметарот на каналите во блоковите е 7,4 mm, почетната површина на согорување е 0,43 m2, масата на полнење е 5,8 kg. Притоа, постигнато е максимално ракетно забрзување од 18,5 m/s2, брзината на ракетата во моментот на одвојување од траверсата била 13,4 m/s. Максималните температури на внатрешниот ѕид на цилиндарот за напојување (850 K) и шипката (572 K) останаа практично непроменети.

Следно, ќе разгледаме коло во кое двата цилиндри за напојување работат од истите два секвенцијално активирани GG. За да го направите ова, треба да користите прилично голем колектор (цевковод) што го поврзува генераторот на гас со цилиндрите за гас. Во оваа и последователните опции, претпоставуваме дека цевководот е изработен од челик со зголемена отпорност на топлина 12МХ, јачина на испуштање од 280 MPa на температура од 293 K и 170 MPa на температура од 873 K, што има висок коефициент на топлинска спроводливост .

За опција 3 со сила од 140 t, ќе го земеме дијаметарот на поврзувачкиот цевковод да биде 110 mm со дебелина на ѕидот од 13 mm. Дијаметарот на цилиндарот за напојување, како во опција 1, е 220 mm, дијаметарот на шипката е 50 mm. По серија прелиминарни пресметки, времето на работа на првата комора беше избрано да биде 0,46 секунди, а дијаметарот на млазницата беше 40 mm. Дијаметарот на каналите во дама е 16 mm, почетната површина на согорување е 0,43 m2, масата на полнење е 4,01 kg. Дијаметарот на отворот на млазницата на втората комора е 84 mm, дијаметарот на каналите во дама е 8,0 mm, почетната површина на согорување е 0,82 m2, масата на полнење е 11,0 kg.

Максималното забрзување на ракетата беше 16,5 m/s2, брзината на ракетата во моментот на одвојување од траверсот беше 12,65 m/s (0,05 m/s помалку отколку во опцијата 1). Максималната температура на внатрешниот ѕид на енергетскиот цилиндар е 755 K, шипката е 518 K (намалена за 40-80 K поради загубата на топлина во цевководот). Максималната температура на внатрешниот ѕид на цевководот е 966 К. Ова е прилично висока, но сосема прифатлива температура, имајќи предвид дека дебелината на зоната во која јакоста на истегнување на материјалот значително се намалува поради загревањето е само 3 mm.

За верзијата на катапулт која развива сила од 160 тони (опција 4), дијаметарот на енергетскиот цилиндар е земен на 240 mm, дијаметарот на шипката е 55 mm, а дијаметарот на цевководот е 120 mm. По серија прелиминарни пресметки, времето на работа на првата комора беше избрано да биде 0,46 секунди, а дијаметарот на отворот на млазницата беше 43 mm. Дијаметарот на каналите во дама е 16 mm, почетната површина на согорување е 0,515 m2, тежината на полнење е 4,12 kg. Дијаметарот на отворот на млазницата на втората комора е 90 mm, дијаметарот на каналите во дама е 7,8 mm, почетната површина на согорување е 0,95 m2, масата на полнење е 12,8 kg. Во овој случај, максималното забрзување на ракетата е 18,4 m/s2, брзината на ракетата во моментот на одвојување од траверсот е 13,39 m/s. Максималната температура на внатрешниот ѕид на енергетскиот цилиндар е 767 К, шипката е 530 К. Максималната температура на внатрешниот ѕид на цевководот е 965 К. Намалувањето на дијаметарот на цевководот на 95 mm доведува до зголемување на температурата на нејзините ѕидови до 1075 К, што е сè уште прифатливо.

Како заклучок, да го разгледаме влијанието на бројот на GG врз веродостојноста на катапултот. Еден едностепен GG ќе обезбеди максимална сигурност со минимална брзина на исфрлање на ракетата. Ако GG не се вклучи, не се случува несреќа. Стапката на емисија може да се зголеми со зголемување на стапката на согорување на горивото, индикатор во законот за согорување, притисокот на крајот од работата на GG до 60-80 MPa (притисокот во цилиндрите за напојување и цевководот останува непроменет), а дијаметарот на цевководот (почетен волумен).

Генералниот двостепен GG има помала сигурност, но обезбедува зголемување на брзината на исфрлање на ракетата. Ако втората фаза GG не успее да лансира, се случува една од следниве опции: ракетата се исфрла со мала брзина, што ја оневозможува нејзината понатамошна употреба, ракетата удира во авион со помали последици (неможност целосно да се затвори рампата,

неможност за последователно притискање на товарниот простор), искривување или удар на ракетата врз авионот, што доведува до дефекти или пожар и, на крајот, до смрт на авионот. Следниве мерки може да ја зголемат доверливоста во овој случај: спречување на најлошото сценарио: дуплирање на системите за лансирање на погонскиот систем во втората фаза, зголемување на времето на работа на погонскиот систем во првата фаза (поради што брзината на излезот на ракетата кога е само првата етапниот погонски систем што работи ќе се зголеми толку многу што последиците од нелансирањето нема да бидат толку опасни), промена во дизајнот на авионот, елиминирање на неговата несреќа кога ракетата ќе излезе со помала брзина. Треба да се напомене дека во опциите што се разгледуваат, кога ќе се активира само првиот GG, брзината на излезот на ракетата ќе се намали за 3-4 m/s.

АЕРОДИНАМИЧКО ГРЕЕЊЕ- загревање на тела кои се движат со голема брзинаво воздух или друг гас. А. н. нераскинливо поврзана со аеродинамично влечење, кои тела се тестираат за време на летот во атмосферата. Енергијата потрошена за да се надмине отпорот делумно се пренесува во телото во форма на анатомска енергија. Разгледување на физички Удобно е да се спроведат процесите што го одредуваат A. N. од гледна точка на набљудувач лоциран на тело во движење. Во овој случај, можете да забележите дека гасот што тече на телото е забавен во близина на површината на телото. Прво, сопирањето се случува во ударен бран, формиран пред телото ако летот се случи со суперсонична брзина. Дополнително забавување на гасот се случува, како и при субсонични брзини на летот, директно на самата површина на телото, каде што е предизвикано од вискозни сили, предизвикувајќи молекулите да се „залепат“ на површината со формирањето граничен слој.

При сопирање на протокот на гас, неговиот кинетски. енергијата се намалува, што во согласност со законот за зачувување на енергијата доведува до зголемување на внатрешните. енергијата на гасот и неговата температура. Макс. содржина на топлина ( енталпија) на гасот за време на неговото сопирање на површината на телото е блиску до енталпијата на сопирање: , каде е енталпијата на претстојниот проток и е брзината на летот. Ако брзината на летот не е превисока (1000 m/s), тогаш биете. топлински капацитет на константен притисок со стрможе да се смета за константна и од изразот може да се одреди соодветната температура за сопирање на гас

Каде Т е- рамнотежна температура (максимална температура до која би можела да се загрее површината на телото доколку немало отстранување на енергија), - коефициент. конвективен пренос на топлина, индексот ги означува параметрите на површината. Т ее блиску до температурата на сопирање и може да се утврди од изразот

Каде р-коеф. враќање на температурата (за ламинарна, за турбулентна), Т 1И М 1 - темп-па и Мах бројна надворешни граница на граничен слој, -ratio sp. топлинските капацитети на гасот се константни притисок и волумен, Пр- Број на Прандтл.

Вредноста зависи од брзината и висината на летот, обликот и големината на телото, како и од одредени други фактори. Теорија на сличностини овозможува да ги претставиме законите за пренос на топлина во форма на односи помеѓу главните бездимензионални критериуми - Нуселт број , Рејнолдс број , Прандтл по броји температурен фактор , земајќи ја предвид варијабилноста на термофизиката. својствата на гасот преку граничниот слој. Тука и - и брзина на гас, и - коефициент. вискозност и топлинска спроводливост, Л- карактеристична големина на телото. Наиб. влијание врз конвективниот a. n. го прикажува Рејнолдсовиот број. Во наједноставниот случај на надолжен проток околу рамна плоча, законот за конвективен пренос на топлина за ламинарен граничен слој има форма

каде и се пресметуваат на температура a за турбулентен граничен слој

На носниот дел од телото има тапа сферична форма. формите на ламинарен пренос на топлина се опишуваат со релацијата:

каде р да m e се пресметуваат на температура Т е. Овие формули може да се генерализираат во случај на пресметување на пренос на топлина при континуиран проток околу тела поголеми од сложена формасо произволна распределба на притисокот. За време на турбулентниот тек во граничниот слој, конвективната енергија се засилува, поради фактот што, покрај молекуларната топлинска спроводливост, суштествата. Турбулентните пулсирања почнуваат да играат улога во пренесувањето на енергијата на загреаниот гас на површината на телото.

Со теоретски пресметка на A. n. на возило што лета во густи слоеви на атмосферата, протокот околу телото може да се подели на два региони - невискозен и вискозен (граничен слој). Од пресметката на протокот на невискозниот гас во надворешниот површина, се одредува распределбата на притисокот над површината на телото. Протокот во вискозен регион со позната распределба на притисокот по телото може да се најде со нумеричка интеграција на равенките на граничниот слој или со пресметување на динамиката на протокот. може да се користат различни приближни методи.

А. н. игра суштества. улога и суперсоничен протокгас во каналите, првенствено во млазниците на ракетните мотори. Во граничниот слој на ѕидовите на млазницата, температурата на гасот може да биде блиску до температурата во комората за согорување ракетен мотор(до 4000 К). Во овој случај, истите механизми за пренос на енергија до ѕидот функционираат како во граничниот слој на летечко тело, како резултат на што се јавува атом. ѕидови на млазницата на ракетниот мотор.

За да се добијат податоци за А. студии за мали, геометриски слични модели во ветерни тунелисо репродукција на дефинирачките бездимензионални параметри (броеви М, Реи температурен фактор).

Како што се зголемува брзината на летот, температурата на гасот зад ударниот бран и во граничниот слој се зголемува, што резултира со дисоцијација на молекулите на гасот што доаѓа. Добиените атоми, јони и електрони дифундираат во постуден регион - до површината на телото. Таму се случува обратната хемија. реакција - рекомбинација, која се јавува со ослободување на топлина. Ова дава дополнителни. придонес кон конвективна а. Во случај на дисоцијација и јонизација, погодно е да се движите од температура до енталпии:

Каде - рамнотежна енталпија, и - енталпија и брзина на гас однадвор. граница на граничен слој, и е енталпија на влезниот гас на температурата на површината. Во овој случај, истите критични критериуми може да се користат за определување. соодноси, како и при релативно ниски брзини на летот.

При летање на големи височини, конвективното загревање може да биде под влијание на нерамнотежата на физичко-хемиското. трансформации. Овој феномен станува значаен кога се хемикалии карактеристичните времиња на дисоцијација, јонизација итн. реакциите стануваат еднакви (по редослед на големина) на времето на престој на гасните честички во област со зголемена температура во близина на телото. Влијанието на физичко-хемиските нерамнотежа на A. n. се манифестира во фактот дека производите на дисоцијација и јонизација формирани зад ударниот бран и во високотемпературниот дел од граничниот слој немаат време да се рекомбинираат во блискиот ѕид, релативно студениот дел од граничниот слој; топлината на реакцијата на рекомбинација не се ослободува и A. n. се намалува. Во овој случај, каталитичките агенси играат важна улога. својства на материјалот на површината на телото. Употреба на материјали или премази со ниска каталитичка активноста кон реакции на рекомбинација (на пример, силициум диоксид), големината на конвективниот A.N. може значително да се намали.

Ако гасовита течност за ладење се внесува („вбризгува“) во граничниот слој преку пропустливата површина на телото, тогаш интензитетот на конвективното A. n. се намалува. Ова се случува погл. arr. како резултат ќе додаде. потрошувачка на топлина за загревање на гасовите издувани во граничниот слој. Ефектот на намалување на конвективниот проток на топлина при инјектирање странски гасови е посилен, толку е помала нивната молекуларна тежина, бидејќи отчукувањата се зголемуваат. топлински капацитет на инјектираниот гас. Во режимот на ламинарен тек во граничниот слој ефектот на дување е поизразен отколку во турбулентниот. Со умерени отчукувања. потрошувачката на инјектираниот гас, намалувањето на конвективниот топлински флукс може да се определи со формулата

каде е конвективниот проток на топлина до еквивалентната непропустлива површина, G е спецификацијата. стапка на масовен проток на гас што се инјектира низ површината, а - коефициент. вбризгување, во зависност од режимот на проток во граничниот слој, како и својствата на влезните и инјектираните гасови. Радијативното загревање се јавува поради пренос на зрачна енергија од области со покачени температури на површината на телото. Во овој случај, тој игра најголема улога во УВ и видливите региони на спектарот. За теоретски пресметка на зрачење греење, потребно е да се реши системот на интегро-диференцијални равенки на зрачење. гас, земајќи ги предвид сопствените. емисија на гас, апсорпција на зрачењето од медиумот и пренос на зрачна енергија во сите правци во регионот на високотемпературен проток околу телото. Интегрален над спектарот на зрачење. проток q P0 на површината на телото може да се пресмета со користење Закон за зрачење на Стефан-Болцман:

каде T 2 - гас temp-pa помеѓу ударниот бран и телото, = 5,67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - Стефанова константа, - eff. степенот на емисивност на зрачниот волумен на гасот, кој, на прво приближување, може да се смета како рамен изотермал. Слој. Вредноста на e се одредува со збир на елементарни процеси кои предизвикуваат емисија на гасови при високи температури. Тоа зависи од брзината и висината на летот, како и од растојанието помеѓу ударниот бран и телото.

Доколку се применува. вредност на зрачење А. н. одлично, потоа суштества. Зрачењето почнува да игра улога. ладење на гасот зад ударниот бран, поврзано со отстранување на енергијата од зрачниот волумен во околината и намалување на неговата температура. Во овој случај, кога се пресметува зрачењето. А. н. мора да се воведе корекција, чија вредност се одредува со параметарот на екранот:

каде е брзината на летот и е густината на атмосферата. При летање во Земјината атмосфера со брзини под првото космичко зрачење. А. н. мал во споредба со конвективниот. Во текот на вториот простор брзини тие се споредуваат по редослед на големина, а при брзини на летот од 13-15 km/s, што одговара на враќањето на Земјата по летот на други планети, главната. придонесот го дава радијационата наука.

Посебен случај на A. N. е загревањето на телата што се движат нагоре. слоеви на атмосферата каде режимот на проток е слободен-молекуларен, т.е. молекулите на гасот се сразмерни или ја надминуваат големината на телото. Во овој случај, формирање на ударен бран не се случува дури и при големи брзини на летот (од редот на првата космичка брзина) за пресметување на аеронаутика. може да се користи едноставна формула

каде е аголот помеѓу нормалната на површината на телото и векторот на брзината на слободен проток, А- коефициент сместување, кое зависи од својствата на инцидентот гас и површинскиот материјал и, по правило, е блиску до единство.

Со А.н. Проблемот со „термичката бариера“ што се појавува при создавањето на суперсонични авиони и возила за лансирање е поврзан. Важната улога на А. н. игра за време на враќањето на космичката. возила во атмосферата на Земјата, како и при влегување во атмосферата на планетите со брзини од редот на втората космичка брзина и поголема. За борба против А. н. се применуваат посебни. системи термичка заштита.

Осветлено:Радијациони својства на гасовите при високи температури, М., 1971; Основи на теоријата на летот на вселенски летала, М., 1972; Основи на пренос на топлина во воздухопловството и ракетната и вселенската технологија, М., 1975 година. I. A. Анфимов.

За време на летот на OUT, структурата на телото на ракетата доживува аеродинамично загревање. Школките на преградите за гориво дополнително се загреваат при притисок на генератор на гас, температурата на греењето може да достигне 250-300 oC. При пресметување на безбедносните маргини и стабилноста, се земаат предвид механичките карактеристики на материјалот (јачина на истегнување и модул на еластичност) земајќи го предвид загревањето на конструкцијата.

Слика 1.3 покажува шематски дијаграм на товарење на одделот за гориво. Аксијалните сили се применуваат на потпорните школки (адаптери); сили на смолкнување и моменти на свиткување; дното и цилиндричните обвивки на резервоарите се под влијание на внатрешниот вишок на зголемен притисок pн и хидростатичкиот притисок, определен од висината на течната колона H и вредноста на аксијалното преоптоварување nx1. Слика 1.3, исто така, покажува дијаграм на аксијалните сили што се јавуваат во пресеците на одделот за гориво. Овде, ефектот на моментот на свиткување се намалува на дополнителната аксијална сила на притисок Δ N, која се пресметува од максималната вредност на нормалните напрегања во компримираниот панел:

Овде W=pR2h е моментот на отпорност на пресекот на цилиндричната обвивка на резервоарот за гориво. При Fsec=pDh еквивалентната аксијална сила е DN=4M/D.

Аксијалната потисна сила од дејството на притисокот на засилување ја дава својата компонента на надолжната сила. Во овој случај, во горниот резервоар, добиената сила NS има позитивна вредност (слика 1.3), т.е. цилиндричната обвивка на овој резервоар ќе доживее напнатост во аксијална (меридијална) насока (од зголемениот притисок). Оваа школка треба да се тестира само за цврстина.

Слика 1.3 - Шематски дијаграм на полнење на одделот за гориво.

Цилиндричната обвивка на долниот резервоар е предмет на надолжна компресија, затоа, покрај проверката на нејзината јачина, мора да се провери за стабилност. Носивоста на оваа обвивка ќе се определи со збирот на критичното оптоварување и аксијалната сила на потисок

, (1.4)

а земајќи ја предвид компонентата на свиткување

(1.5)

Определувањето на вредноста на критичниот стрес вклучена во овој израз е најважната задача при проверка на стабилноста на надолжно компресираната цилиндрична обвивка на резервоарот за гориво.

Теоретска основа за развој на методи за проценка на носивоста на тенкоѕидните конструкции на течни ракетни тела е теоријата на стабилност на еластичните школки.

Првите решенија за овој проблем датираат од почетокот на векот. Во 1908-1914 година. независно еден од друг Р. Лоренц и С.П. Тимошенко ја доби основната формула за одредување на критичните напрегања на надолжно компресирана еластична цилиндрична обвивка:

(1.6)

Оваа формула ја одредува горната граница на критичните напрегања на мазни (изотропни), идеално обликувани цилиндрични школки. Ако соодносот на Поасон се земе дека е m=0,3, тогаш формулата (1,6) ќе ја има формата:

(1.7)

Дадените формули се добиени под строги претпоставки за идеална форма и без моментална состојба на субкритична состојба на еластична цилиндрична обвивка, карактеристична за класичната формулација на проблемите на стабилност. Тие овозможуваат да се процени горната граница на носивоста на надолжно компресираните цилиндрични школки со тенкоѕида со средна должина. Бидејќи горенаведените претпоставки не се имплементирани во пракса, вистинските критични напрегања забележани при тестирање на цилиндричните обвивки за аксијална компресија се значително помали (2 пати или повеќе) од горните вредности. Обидите да се реши оваа противречност доведоа до создавање на нелинеарна теорија за стабилност на школка (теоријата на големи отклонувања).

Првите решенија на проблемот што се разгледува во нелинеарна формулација дадоа охрабрувачки резултати. Добиени се формули кои ја одредуваат таканаречената долна граница на стабилност. Една од овие формули:

(1.8)

долго време се користи за практични пресметки.

Во моментов, преовладува мислењето дека при проценката на стабилноста на реалните структури, треба да се фокусира на критичното оптоварување, определено земајќи го предвид влијанието на почетните неправилности во формата користејќи нелинеарна теорија. Сепак, дури и во во овој случајМожно е да се добијат само приближни вредности на критичните оптоварувања, бидејќи влијанието на нереализираните фактори (нерамномерно оптоварување, варијација во механичките карактеристики на материјалите итн.), по случаен карактер, за тенкоѕидните конструкции воведува забележлива грешка. Под овие услови, при проценката на носивоста на ракетните структури кои се развиваат во дизајнерски организациипретпочитаат да се фокусираат на резултатите од експерименталните студии.

Првите големи експерименти за проучување на стабилноста на надолжно компресираните цилиндрични школки со тенкоѕида датираат од 1928-1934 година. Оттогаш, акумулиран е значаен материјал, постојано дискутиран со цел да се добијат препораки за нормализирање на параметарот на критичното оптоварување; се дискутираат емпириските зависности предложени од различни автори за доделување на параметарот . Конкретно, за внимателно изработени школки, се препорачува формула, добиена од американски научници (Weingarten, Morgan, Seid) врз основа на статистичка обработка на резултатите од експерименталните студии објавени во странска литература пред 1965 година.

(1.9)

Целта на тестирањето на стабилноста на резервоарот за течно ракетно гориво е да се одредат перформансите на телото на резервоарот под дејство на надворешни оптоварувања кои предизвикуваат надолжна компресија на цилиндричната обвивка на резервоарот. Во согласност со стандардите за јачина, доверливоста на конструкцијата ќе се обезбеди доколку нејзината носивост, земајќи го предвид ефектот на загревањето врз критичниот стрес scr, е еднаква или поголема од пресметаната вредност на намаленото аксијално оптоварување, т.е. ќе биде исполнет условот што ја одредува маргината на стабилност за носивоста

, (1.10)

Дизајнерската носивост N p се одредува земајќи ги предвид безбедносните фактори f: според изразот (1.5),

Пресметката на маргината на стабилност на цилиндричната обвивка на резервоарот за гориво може да се изврши со споредување на напрегањата

(1.12)

каде што s 1р е пресметаната вредност на надолжните (меридијални) напрегања на компресија

Аеродинамично загревање на ракетната структура

Загревање на површината на ракетата додека се движи низ густите слоеви на атмосферата со голема брзина. А.Н. - резултат на фактот дека молекулите на воздухот што ја напаѓаат ракетата се забавуваат во близина на нејзиното тело. Во овој случај, кинетичката енергија на релативното движење на воздушните честички се трансформира во топлинска енергија.

Ако летот се изведува со суперсонична брзина, сопирањето се случува првенствено во ударниот бран што се појавува пред носот на ракетата. Понатамошното сопирање на молекулите на воздухот се случува директно на самата површина на ракетата, во т.н. граничен слој. Кога молекулите на воздухот се забавуваат, нивната топлинска енергија се зголемува, т.е. температурата на гасот во близина на површината се зголемува. Максималната температура до која може да се загрее гасот во граничниот слој на ракетата што се движи е блиску до т.н. температура на сопирање: T0 = Tn + v2/2cp, каде што Tn е температурата на влезниот воздух; v – брзина на летот на ракетата; cp е специфичен топлински капацитет на воздухот при постојан притисок.

Од области на гас со покачена температура, топлината се пренесува на ракета што се движи, предизвикувајќи нејзиниот А.Н. Постојат две форми на А.н. – конвективно и зрачење. Конвективното загревање е последица на пренос на топлина од надворешниот, „жешкиот“ дел од граничниот слој до телото на ракетата. Специфичниот конвективен топлински флукс се одредува квантитативно од односот: qk = ? (Te - Tw), каде што Te е температура на рамнотежа (температурата на обновување е максималната температура до која би можела да се загрее површината на ракетата доколку немало отстранување на енергијата); Tw – реална температура на површината; ? – коефициент на пренос на топлина на конвективен пренос на топлина, во зависност од брзината и висината на летот, обликот и големината на ракетата, како и други фактори.

Температурата на рамнотежа е блиску до температурата на стагнација. Вид на коефициент зависност? од наведените параметри се одредува со режимот на проток во граничниот слој (ламинарен или турбулентен). Во случај на турбулентен проток, конвективното загревање станува поинтензивно. Ова се должи на фактот што, покрај молекуларната топлинска спроводливост, пулсирањата со турбулентна брзина во граничниот слој почнуваат да играат значајна улога во преносот на енергија.

Како што се зголемува брзината на летот, температурата на воздухот зад ударниот бран и во граничниот слој се зголемува, што резултира со дисоцијација и јонизација на молекулите. Добиените атоми, јони и електрони дифундираат во постуден регион - до површината на телото. Таму се јавува обратна реакција (рекомбинација), исто така придружена со ослободување на топлина. Ова дава дополнителен придонес кон конвективноста.

Кога брзината на летот ќе достигне околу 5 км/сек, температурата зад ударниот бран достигнува вредности во кои воздухот почнува да зрачи. Поради радијативното пренесување на енергија од подрачја со покачени температури на површината на ракетата, доаѓа до нејзино радијативно загревање. Во овој случај, зрачењето во видливите и ултравиолетовите региони на спектарот игра најголема улога. Кога летате во Земјината атмосфера со брзини под првата брзина на бегство (8,1 км/сек), радијативното греење е мало во споредба со конвективното греење. При втората брзина на бегство (11,2 км/сек), нивните вредности се приближуваат, а при брзини на летот од 13-15 км/сек и повисоки, што одговараат на враќањето на Земјата, главниот придонес го дава загревањето со зрачење, неговото интензитетот се определува со специфичното зрачење (зрачено) проток на топлина: ql = ? ?0 Te4, каде? – степен на црнина на телото на ракетата; ?0 =5,67,10-8 W/(m2.K4) – емисија на црно тело.

Посебен случај на А.н. е загревање на ракета што се движи во горните слоеви на атмосферата, каде што режимот на проток е слободен-молекуларен, т.е. слободниот пат на молекулите на воздухот е сразмерен или дури и ја надминува големината на ракетата.

Особено важна улога има А.Н. игра за време на враќањето на вселенските летала и борбената опрема на наведувани балистички ракети во атмосферата на Земјата. За борба против А.н. се испорачуваат вселенски летала и елементи од борбена опрема специјални системитермичка заштита.

Лит.: Лвов А.И. Дизајн, сила и пресметка на ракетни системи. Упатство. – М.: Воена академија по име. F.E. Dzerzhinsky, 1980; Основи на пренос на топлина во авијацијата и ракетната технологија. – М., 1960; Доранс В.Х., Хиперсонични текови на вискозен гас. Пер. од англиски – М., 1966; Зелдович Ја.Б., Рајсер Ју.П., Физика на ударни бранови и хидродинамички феномени со висока температура, 2-ри изд. - М., 1966 година.

Норенко А.Ју.

Енциклопедија на стратешките ракетни сили. 2013 .

Аеродинамичната пресметка е најважниот елемент на аеродинамичкото проучување на авион или неговите поединечни делови (тело, крила, опашка, контролни уреди). Резултатите од таквите пресметки се користат во пресметките на траекторијата, во решавањето на проблемите поврзани со јачината на предметите што се движат и во одредувањето на карактеристиките на изведбата на летот на авионот.

Кога ги разгледувате аеродинамичките карактеристики, можете да го користите принципот на поделба на карактеристиките на поединечни компоненти за изолирани тела и површини за носење (крила и опашка), како и нивни комбинации. Во вториот случај, аеродинамичките сили и моменти се одредуваат како збир на соодветните карактеристики (за изолирано тело, крила и опашка) и корекции на пречки поради ефектите на интеракцијата.

Аеродинамичките сили и моменти може да се одредат со помош на аеродинамички коефициенти.

Според застапеноста на вкупната аеродинамичка сила и вкупниот аеродинамичен моментво проекциите на оската на брзината и сродните координатни системи, соодветно, се усвоени следните имиња на аеродинамички коефициенти: - аеродинамички коефициенти на влечење, странична сила на подигање; аеродинамични коефициенти на моменти на тркалање, скршнување и навивање.

Презентираниот метод за одредување на аеродинамичките карактеристики е приближен. На сликата е прикажан дијаграм на ракетата, тука L е должината на авионот, dm е дијаметарот на телото на авионот, е должината на носот, l е распонот на крилата со вентралниот дел (сл. 1).

ракетен авион со управувач

Сила на кревање

Силата на кревање се одредува со формулата

каде е притисокот на брзината, е густината на воздухот, S е карактеристичната област (на пример, површината на пресекот на трупот) и е коефициентот на подигање.

Коефициентот обично се одредува во координатен систем за брзина 0xyz. Заедно со коефициентот се разгледува и нормалниот коефициент на сила, кој се одредува во поврзан системкоординати

Овие коефициенти се меѓусебно поврзани со релацијата

Авионот го замислуваме како збир од следните главни делови: телото (трупот), предните (I) и задните (II) носечки површини. При мали агли на напад и агли на отклонување на површините на лежиштето, зависностите се блиску до линеарни, т.е., тие можат да бидат претставени во форма

тука и се аглите на отклонување на предните и задните носечки површини, соодветно; и се вредностите на и на; , - парцијални деривати на коефициентите во однос на аглите, и, земени на.

Вредностите за беспилотни авиони во повеќето случаи се блиску до нула, така што тие не се разгледуваат понатаму. Задните површини на лежиштата се користат како контроли.

Одредување на коефициентот

ајде да го најдеме изводот:

При мали агли на напад и за, можеме да ставиме, тогаш еднаквоста (2) добива форма. Да ја замислиме нормалната сила на авионот како збир од три члена

од кои секоја може да се изрази преку соодветниот нормален коефициент на сила:

Со делење на еднаквоста (3) член по член и отстранување на изводот во однос на, добиваме во точката 0

Каде; - коефициенти на забавување на протокот;

; ; - релативни области на делови од авиони.

Да ги разгледаме подетално количините вклучени во десната страна на еднаквоста (4).

Првиот термин ја зема предвид сопствената нормална сила на трупот, а при ниски агли на напад е еднаква на нормалната сила на изолираниот труп (без да се земе предвид влијанието на површините што носат товар)