Если нагрев снарядов и ракет при малых скоростях полета невелик, то на больших скоростях он становится серьезным препятствием на пути развития летательных аппаратов. Эти аппараты нагреваются теплом, излучаемым Солнцем, и теплом, выделяемым при работе двигателей и аппаратуры управления. Кроме того, они нагреваются при движении в воздушной среде.

Нагрев от движения в воздушной среде играет наиболее существенную роль, особенно при возврате баллистических ракет в атмосферу. При движении летательного аппарата в воздушной среде тепло возникает вследствие трения воздуха о поверхность ракеты и главным образом сжатия воздуха впереди летящего тела.

Как известно, советская ракета, запущенная в Тихий океан, развила скорость более 7200 м/сек. Если бы при ее возвращении в атмосферу эта скорость сохранилась и было обеспечено полное торможение воздуха впереди ракеты, то, как показывает элементарный подсчет на основании уравнения сохранения энергии для сжимаемых газов, температура воздуха перед ракетой могла увеличиться почти на 26 000°.

Однако зададим себе ряд вопросов. Во-первых, действительно ли воздух впереди летящей ракеты в результате сжатия нагревается до подсчитанной температуры? Ответ будет отрицательным. Теоретически полное торможение воздуху впереди обтекаемого тела, каким является снаряд или ракета, должно происходить только в одной точке, а именно: перед острием носовой части. На остальной части поверхности происходит только частичное торможение воздуха. Поэтому общий нагрев воздуха вблизи летательного аппарата значительно меньше. Кроме того, по мере нагрева и повышения плотности воздуха впереди ракеты меняются его термодинамические свойства, в частности увеличивается удельная теплоемкость, и нагрев воздуха оказывается меньшим. Наконец молекулы воздуха, нагретого до абсолютной температуры в 2 500 - 3 000°, начинают "раскалываться" на атомы. Атомы превращаются в ионы, т. е. теряют электроны. Эти процессы (диссоциация и ионизация) также берут часть тепла, снижая температуру воздуха.

Во-вторых, все ли тепло, которым обладает воздух, передается снаряду или ракете при их полете? Оказывается, нет. Нагретый воздух отдает много тепла окружающим массам воздуха путем теплопередачи и теплового излучения.

В-третьих, если воздух впереди летящего тела нагрет до определенной температуры, значит ли это, что и ракета нагревается до той же степени? Тоже нет. Обшивка всегда будет иметь температуру ниже, чем воздух около нее.

Летательный аппарат одновременно с получением тепла будет отдавать тепло окружающему воздуху и охлаждаться вследствие лучеиспускания. В целом аппарат нагреется до такой температуры, при которой установится некоторый сложный тепловой баланс.

Чтобы оценить вероятный нагрев снаряда или ракеты в полете, надо прежде всего знать, с какой скоростью и сколько времени она будет лететь через воздушные слои той или иной плотности и температуры. При пробивании атмосферы вверх пребывание баллистической ракеты в относительно плотной атмосфере очень кратковременно и измеряется секундами. Большую скорость она развивает по сути дела уже на выходе из атмосферы, т. е. там, где воздух очень разрежен.

Все эти обстоятельства, вместе взятые, приводят к тому, что интенсивность нагрева ракеты при полете вверх хотя и значительна, но вполне приемлема без принятия особых конструктивных мер.

Значительно большие трудности ожидают ракету (ее головную часть) при обратном возвращении в атмосферу. Помимо больших аэродинамических нагрузок, здесь может возникнуть так называемый "тепловой удар", связанный с быстрым повышением температуры ракеты.

Перечислим коротко некоторые способы борьбы с нагревом летательных аппаратов, приводимые в иностранной литературе * . Во-первых, уменьшение скорости их вынужденного движения в атмосфере (например, при возвращении ракеты) путем применения воздушных тормозов, парашютов, тормозных двигателей и т. д. Во-вторых, применение для постройки обшивки тугоплавких и жаропрочных материалов. В-третьих, использование для оболочки материалов или покрытий, которым свойственна высокая излучательная способность, т. е. способность отводить больше тепла в пространство. В-четвертых, тщательная полировка поверхности, что улучшает ее отражательную способность. В-пятых, теплоизоляция основных узлов конструкций, т. е. уменьшение скорости нагрева путем нанесения на поверхность слоя вещества с малой теплопроводностью или путем создания между внешней и внутренней обшивками слоисто-пористого теплоизолирующего набора.

* ("Эйроплейн" № 2478. )

И все же при очень высоких скоростях развиваются температуры, при которых непригодны ни металлические, ни какие-либо другие материалы без принятия мер по принудительному охлаждению обшивки. Поэтому шестой путь состоит в создании принудительного охлаждения, которое может быть создано различными способами, в зависимости от назначения летательного аппарата.

Головные части ракет иногда покрывают так называемыми обгорающими покрытиями. Снижение температуры в этом случае достигается созданием таких слоев защитной обшивки, которые предназначены расплавляться и обгорать. Тем самым они поглощают тепло, не допуская его до основных элементов конструкции. При расплавлении или испарении слоя обшивки одновременно образуется защитный слой, который уменьшает передачу тепла к остальной части конструкции.

Эффективность летательных аппаратов на современном уровне их развития непосредственно связана с разрешением тепловой проблемы. Вершиной достижений в этой области были полеты по круговой орбите с возвращением на Землю советских космонавтов Ю. А. Гагарина и Г. С. Титова.

Основные данные иностранных управляемых снарядов и ракет *

* (Приведенные данные заимствованы из иностранной печати (в основном из "Flight" № 2602 и 2643). Незаполненные графы означают отсутствие опубликованных сведений. )

Ином газе. Аэродинамический нагрев неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением, которое испытывают тела при движении в атмосфере; энергия, затрачиваемая на его преодоление, частично передаётся телу в виде аэродинамического нагрева. При движении тела встречный поток газа тормозится вблизи его поверхности. Если тело движется со сверхзвуковой скоростью, то торможение происходит сначала в ударной волне, возникающей перед телом, затем непосредственно у самой его поверхности, где торможение вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы газа «прилипать» к поверхности, образуя так называемый пограничный слой. При торможении потока его кинетическая энергия уменьшается, и соответственно увеличиваются внутренняя энергия газа и его температура. Так, при полёте ЛА со скоростью, втрое превышающей скорость звука (около 1 км/с), температура воздуха у его поверхности составляет около 400 К, при входе в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (около 8 км/с) достигает 8000 К, а со 2-й космической скоростью (11,2 км/с) - около 11 000 К. Из областей газа с повышенной температурой теплота передаётся движущемуся телу, происходит аэродинамический нагрев. Существуют две формы аэродинамического нагрева - конвективный и радиационный.

Конвективный нагрев - следствие передачи теплоты теплопроводностью из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела; зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, характера течения (ламинарное или турбулентное) в пограничном слое. В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. При дальнейшем увеличении скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходят диссоциация и ионизация молекул газа. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область потока - к поверхности тела, где происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это вносит дополнительный вклад в конвективный аэродинамический нагрев.

Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей газа с повышенной температурой к поверхности тела. Наибольшую роль играют излучения в видимой и УФ-областях спектра. При скорости полёта порядка 5 км/с температура газа за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным; при 2-й космической скорости их значения становятся близкими, а при скоростях 13-15 км/с и выше (соответствующих возвращению космического аппарата на Землю) основная доля аэродинамического нагрева принадлежит радиационнрй составляющей.

Аэродинамический нагрев также играет существенную роль при сверхзвуковом течении газа в каналах, в первую очередь в соплах ракетных двигателей. В пограничном слое на стенках сопла температура газа может быть близкой к температуре в камере сгорания ракетного двигателя (до 4000 К). При этом действуют те же механизмы переноса энергии, что и в пограничном слое на поверхности ЛА, в результате чего и возникает аэродинамический нагрев стенок сопла ракетного двигателя.

С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолётов, ракет-носителей и космических аппаратов. Но если при достаточно длительном сверхзвуковом полёте обшивка самолёта нагревается до температуры, близкой к температуре торможения (порядка 400 К), то поверхность космического аппарата при входе в атмосферу Земли или другой планеты со скоростью более 10-11 км/с неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности обычных материалов выдерживать столь большие температуры (порядка 6000-8000 К). Поэтому для противодействия аэродинамическому нагреву на космических аппаратах применяют тепловую защиту.

Лит.: Основы теории полёта космических аппаратов. М., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. 2-е изд. М., 1992.

Анимация

Описание

Аэродинамический нагрев - нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе.Аэродинамический нагрев - результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха (газа) тормозятся вблизи тела. Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью, торможение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. При торможении молекул воздуха в пограничном слое, непосредственно у поверхности тела, энергия их хаотического движения возрастает, что ведет к росту температуры газа в этом слое и аэродинамическому нагреву тела. Например, при полете сверхзвукового самолета со скоростью 1 км/с температура торможения составляет около 700 К, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с первой космической скоростью (~7,6 км/с) температура торможения достигает 8300 К. Если в первом случае температура обшивки самолета может быть близка к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнет разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры.

Максимальная температура, до которой может нагреваться газ в окрестности движущегося тела, близка к так называемой температуре торможения Т 0 :

,

где - температура набегающего воздуха;

V - cкорость полета тела;

c р - удельная теплоемкость газа при постоянном давлении.

С увеличением скорости движения тела температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает.

Степень аэродинамического нагрева существенно зависит от формы тела, которая учитывается путем введения аэродинамического коэффициента сопротивления Сх . Различают два вида аэродинамического нагрева: конвективный и радиационный. Конвективный нагрев - это перенос тепла из области пограничного слоя к поверхности движущегося объекта путем теплопроводности и диффузии. Радиационный нагрев - это перенос тепла за счет излучения молекул газа. Соотношение между тепловыми потоками конвекционными и радиационными зависят от скорости движения объекта. До значений первой космической скорости преобладает конвективный нагрев, при второй космической скорости (~11200м/с) конвективные и радиационные потоки примерно равны, а при скоростях более 13000 м/с преобладающим тепловым потоком становится радиационный.

Характеристики аэродинамического нагрева газов изучаются на установках, носящих название ударные трубы. Ударную волну можно создать путем взрыва, электрического разряда и т.д.

Временные характеристики

Время инициации (log to от -1 до 2);

Время существования (log tc от 13 до 15);

Время деградации (log td от -1 до 2);

Время оптимального проявления (log tk от 1 до 2).

Диаграмма:

Технические реализации эффекта

Техническая реализация эффекта

С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолетов и ракет-носителей. Важную роль аэродинамический нагрев играет при возращении космических аппаратов в атмосферу Земли, а также при входе в атмосферу планет со скоростями порядка второй космической и выше. Для борьбы аэродинамическим нагревом применяются специальные системы теплозащиты.

Аэродинамический нагрев обычно играет роль отрицательного фактора. Для борьбы с аэродинамическим нагревом летательные аппараты оснащают специальными системами теплозащиты. Существуют активные и пассивные методы теплозащиты. При активных методах газообразный или жидкий охладитель подается принудительно к защищаемой поверхности. Газообразный охладитель как бы загораживает поверхность от воздействия высокотемпературной внешней среды, а жидкий охладитель, образующий на поверхности защитную пленку, поглощает подходящую к поверхности теплоту в результате нагрева и испарения пленки, а также последующего нагрева паров. При пассивных методах теплозащиты воздействие теплового потока принимает на себя специальным образом сконструированная внешняя оболочка или специальное покрытие, наносимое на основную конструкцию. Наибольшее распространение получила теплозащита с помощью разрушающихся поверхностей, в которой тепловой поток расходуется на процессы плавления, испарения, сублимации ихимических реакций. Материалы таких покрытий - стеклопластики и другие пластмассы на органических и кремнийорганических связующих. Перспективны также углерод и углеродные композиции.

• 2.Уравнение тяги как результирующая действия всех газодинамических сил. Полный импульс тяги. Удельный импульс и удельная тяга. Давление, температура горения топлива, энергомассовое совершенство
• 3.Термодинамический расчет процессов в камере. Основные термодинамические характеристики топлива, порядок их определения.
• 5.Определение газодинамических параметров течения в сопле с помощью газодинамических фнункций.
• 6. Типы зарядов и их основные характеристики. Требования, предьявляемые к зарядам. Выбор требуемой поверхноси горения.Расчет заряда канально-щелевой формы.
• 8.Причины отклонения параметров рдтт от номинальной величины. Определение разброса вбх. Регулирование по давлению и тяге.
• 8.1 Классификация жрд, облости применения,преимущества и недостатки.Характеристики камеры и двигателя. Коэффициенты потерь. Характеристики: расходная высотная. Топлива для жрд.
• 9.Основные элементы процессов превращения. Назначение и виды форсунок. Головки к.С. Схемы расположения форсунок. Расчет соотношения по сечения камеры.
• 10. Регулирование жрд. Запуск и остановка двигателя. Основные задачи регулирования.
• 11. Охлаждение жрд. Процессы теплообмена и защиты стенок камеры сгорания. Особенности теплообмена. Способы охлаждения. Расчет охлаждения.
• 13. Система управления ла. Типы траекторий. Определение дальности полета. Траектория наведения. Системы управления ла.
• 14.Основные характеристки рдтт
• 15.Компоновка ла
• 16.Компоновочные схемы ракет; способы создания управляющих сил и моментов. Принцип разбиение ракеты по ступеням.
• 17.Основные весовые и геометрические характеристики ла
• 18. Основные конструктивные схемы гибридных, турбореактивных, ракетно-прямоточных двигателей, комбинированных ракетно-прямоточных двигателей. Основные узлы и элементы.
• 19.Эллиптическая траектория. Интеграл площадей и энергий. Форма и основные участки траектории.Оптимальный угол бросания.Оценка дальности полета по эллиптической и паробалической траекториям
• 21.Системы управления движением ла, их назначение и общая структурная схема. Управление дальностью полета.
• 3.Управление дальностью полета.
• 3.Управление дальностью полета. По Бульбовичу:
• 22. Возмущенное движение ла. Линеаризация уравнений возмущенного движения. Разложение возмущеного движения на продольное и боковое. Динамические коэффициенты.
• 25. Классификация динам. Нагрузок, действующих на ла на различных этапах его эксплуатации. Нагрузка при транспортировке. Ветровая нагрузка. Акустическая нагрузка. Пульсация давления в камере рдтт.
• 29.Задачи динамического анализа ла. Основные задачи динамического анализа. Методы решения динамических задач. Технические решения на этапе динамического анализа.
• 33.Основные особенности 2-х фазного течения. Потери удельного импульса в сопле: их классификация, физические процессы их обуславливающие.
• 37. Назначение хвостового оперения. Балансировочная зависимость. Общий подход к выбору оперения в начальном приближении.
• 44. Основные модели напряженно-деформированного состояния,используемые для прочноскрепленных зарядов рдтт. Запасы прочности, как соотношение разрушающей и расчетной нагрузок. Коэффициент безопасности.
• 45. Математическая постановка мкэ. Основные этапы решения задачи мкэ. Запись основных соотношений теории упругости для конечного элемента в матричной форме.
• 46.Расчет пластин. Основные уравнения и гипотезы. Вывод основных уравнений теории тонких пластин в декартовой системе координат.
• 47.Изгиб пластин. Дифференциальное уравнение упругой поверхности пластины. Методы решения дифференциального уравнения пластины.
• 48.Геометрия оболочек вращения. Гипотезы кирхгофа-лява и геометрические соотношения. Основные соотношения общей теории оболочек.
• 49. Уравнения безмоментной теории оболочек(бто). Уранения осесимметиричной задачи. Сферическая и цилиндрическая оболочки при действии внутреннего давления.
• 51.Устойчивость цилиндрических оболочек. Основные уравнения устойчивости цилиндрических оболочек. Устойчивость цилиндрических оболочек при осевом сжатии и внешнем давлении.
• 52. Основные силы, действующие на корпус ла в полёте и характер их изменений. Определение осевых сил, действующих на корпус ла в полёте.
• 53.Расчет топливных отсеков. Расчет корпуса рдтт. Расчет сферических, эллиптических и торосферических днищ. Особенности расчета на прочность конструкции жрд.
• 54.Конструкция и расчет сопловых блоков двигателей.
• 55.Конструкция и расчет обечаек камер сгорания рдтт.
• 56.Конструкция и расчет органов управления
• 57.Конструкторско-технологическая характеристика соединений.
• 2.Неразъемные
• 58. Конструкция баростендов для испытания двигателей
• 59. Надежность ла на этапе отработки.
• 60.Надежность ла на этапе серийного производства..
• 61. Содержание эксплуатационных испытаний рдтт при отработке.
• 62. Испытание рдтт на служебную безопасность.
• 63.Способы наведния на цель. Системы управления зур.
• 64.Расчетные траектории – телеуправляемые, самонаводящиеся, с комбинированной системой управления.
• 65.Классификация крылатых ракет. Типы траекторий крылатых ракет. Траектория пикирования крылатой ракеты.
• 66.Особенности конструкции, системы наведения и проектированияя авиационными ракетами. Противоспутниковые авиционные ракеты
• 68. Классификация ракетных снарядов
• 69.Методика проведения статического прочностного анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 70. Методика проведения модального анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно- элементных пакетов.
• 71.Методика проведения гармонического анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 72.Методика проведения динамического анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 73. Методика определения ндс прочноскрепленного заряда рдтт при действии температуры с использованием конечно-элементных пакетов.
• 74.Методика проведения температурно-прочностного анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 75.Методика проведения расчета на устойчивость цилиндрической оболочки с использованием конечно-элементных пакетов.
• 76.Общие сведения о пкм. Основные определения, структура материалов, фазы, назначение связующих и наполнителей в составе материалов.
• 78.Формование изделий из пкм методы форования:намотка, прессование, автоклавное формование, режимы формования.
• 79. Физико-мех., теплофизические и др. Свойства угле-, стекло-, органо, боропластиков, термопластичных км.
• 80. Теплонапряженные узлы ла и дла из пкм. Расчет температурных полей,анализ толщин с учетом и без учета абляции,оценка тепло и термостоикости.
• 81.Структурные особенности материала и учет их в конструкциях, анализ прочности.
• 82. Химическая стойкость пкм в конструкциях ла и дла
• 83. Техническая подготовка производства.
• 84. Тип производств и его определение.
• 85.Точечные диаграммы и практические кривые распределения (рассеивания) размеров(погрешностей).
• 86.Классификация баз. Принципы совмещения баз при постороении операций. Принцип постоянства баз.
• 87. Погрешности обработки, вызываемые установкой заготовок.
• 88.Припуски. Максимальный и минимальный припуски.
• 89.Понятине технологичности. Количественная оценка технологичности. Качественная оценка технологичности.
• 90. Основные принципы построения технологических процессов.
• 91 Принципы выбора топлива и формы заряда для конкретной конструкции рдтт
• 92. Сравнительный анализ характеристик баллиститных и смечевых твердых топлив.
• 93.Особенности проектирования заряда торцевого горения.
• 94. Факторы, влияющие на скорость горения твердого топлива
• 95. Принцип выбора бронирующего покрытия для заряда тт.
• 96.Типы воспламенительных составов и принципы проектированиявоспламенителей.
• 97. Технология производства зарядов из смесевых твердых топлив.
• 98.Технология изготовления зарядов из баллиститных твердых топлив.
• 99.Технология нанесения бронирующих (от 3 до 8 мм)
• 100.Технология крепления зарядов твердого топлива в камере сгорания рддт
• 101.Технология подготовки корпусов рдтт перед их заполнением.
• 102.Технология производства пиротехнических воспламенительных составов.
• 109. Назначение и содержание технического задания.
• 110.Назначение и содержание технического предложения
• 111. Назначение и содержание эскизного и технического проектов
• 112.Назначение и содержание программы и методики испытаний.
• 113.Назначение и содержание правил по обращению.

• 14.Основные характеристки рдтт

  1. Формула Циолковского

  где W- эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла

  Q Т - вес заряда

  q к =Q 0 -Q T - сухой вес ракеты

  2
  
  . Уравнение тяги

  Тяга – равнодействующая всех газодинамических сил, действующая на двигатель, как за счёт внутренних баллистических процессов в камере сгорания, так и внешних сил.

  Ра = Рн – расчётный режим тяги. В инженерной практике наряду с прямым расчетом тяги есть способ расчета:
  , гдеR уд =R/G– удельная тяга – главная энергетическая характеристика РДТТ (тяга, отнесенная к единице массового расхода)

  3
  . Суммарный импульс:

  

  Удельным (единичным) импульсом ДУ называется отношение I  за полное время работы к общей массе топлива.

  

  15.Компоновка ла

  После того определены масса и габарит­ные размеры размещаемых внутри корпуса агрегатов, грузов и блоков оборудования, переходят к следующему этапу - компо­новке Л А - выбор внешних форм и взаимно­го расположения частей, агрегатов и грузов, размещаемых на ЛА.

  Аэродинамическая (внешняя) компоновка ЛА характеризу­ется взаимным расположением корпуса и несущих поверхностей, создающих подъемную силу (крыльев, рулей, стабилизаторов и дестабилизаторов). Осн-я цель : определение аэродин-х нагрузок.

  Объемная (внутренняя) компоновка - раз­мещение всех агрегатов на борту ЛА (ДУ, целевого груза, аппа­ратуры системы управления, бортовых источников энергии). Должны быть созданы условия для надежной и эффективной работы всех размещаемых на ЛА грузов и оборудования;удобство технического. Обеспечение высокой плотности компоновки, что способству­ет уменьшению объема и массы ЛА. Должно обеспечено требуемое положения центра масс ЛА.

  Конструктивная компоновка характеризуется конструктивно-силовой схемой (КСС) и технологическими решениями, выбор которых обусловлен объемной компоновкой, аэродинамической схемой и внешними нагрузками, действующими на ЛА. Конструктивная компоновка влияет на: прочность и жесткость конструкции ЛА;принимаемые конструктивно-технологические решения и ме­тоды изготовления, испытаний, сборки и транспортировки ЛА; членение конструкции ЛА на агрегаты, отсеки и узлы; взаимозаменяемость отдельных элементов конструкции; форму ЛА и габаритные ограничения;на выбор места расположения стыковых узлов.

  Компоновка двигательных установок: топливо является расходуемой массой, по­этому его следует размещать вблизи ц.м. Требования к размещению двигателей во многом зависят от их типа и назначения ЛА.Камеры маршевых ЖРД обычно размещаются в хвостовой части корпуса. Нагрузки должны передаваться на силовой набор без деформации обшивки. При установке многокамерных ЖРД (многосопловых РДТТ)необходимо учитывать возникновение обратных конвективных тепловых потоков - го­рячих газов из сопла,- вызывающих дополнительный нагрев хвостовой части корпуса ЛА.РДТТ могут размещаться в хвостовой, средней и носовой частях корпуса ЛА.Хвостовое размещение РДТТ с конструктивной точки зрения наиболее удобно, однако оно создает наибольшую разбежку центра масс при выгорании топлива.Размещение РДТТ в средней части корпуса ЛА наиболее бла­гоприятно с точки зрения центровки ЛА, однако приводит к не­обходимости применять в РДТТ боковые сопла, которые создают дополнительные потери в тяге из-за наклона сопел к оси ЛА, либо устанавливать между камерой РДТТ и осевым соплом га-зовод, наличие которого усложняет компоновку оборудования в хвостовых отсеках ЛА и потери .При носовом расположении РДТТ истекающие из носового кольцевого сопла газы омывают весь корпус ЛА, что вызывает его нагрев, а также нарушает работу аэродинамических орга­нов управления.ВРД (ПВРД) устанавливаются обычно внутри корпуса ЛА, реже в специальных гондолах под корпусом или на крыльях.

  Компоновка оборудования: необходимо обеспечивать требуемые условия по темпе­ратуре, давлению и влажности, не допускать чрезмерных тепло­вых воздействий со стороны двигательной установки и аэродинамического нагрева, вредных электромагнитных наводок от смежно расположенных блоков аппаратуры, не допускать по­мех для приема и передачи сигналов управления, ограничивать возможные колебания и деформации приборных отсеков.Оборудование обычно комплектуется в блоки, каждый из которых имеет одинаковые условия эксплотации, а не своего целевого назначения. Должен быть обеспечен удобный доступ к оборудованию (люки). Система управления обычно устанавливается вблизи ц.м., т.к. там меньше воздействия на героскопы от колебания конструкции. Радиоэлектронное оборудование, датчики, вычислительные блоки обычно устанавливаются в носовой части ЛА. Антенны радиолокационных головок самона­ведения (РЛГСН) за­крываются радиопрозрачным обтекателем. Ис­полнительные элементы (рулевые машины и приводы) должны размещаться вблизи рулей и других органов управления. Бортовые электрические источники питания обычно устанав­ливаются вблизи основных потребителей энергии. Кабели, соединяющие приборы с источниками питания, а так­же различные трубопроводы могут прокладываться внутри кор­пуса ЛА либо в специальном гаргроте.

  "

Курсовой проект

Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк

Введение

тангаж ракета летательный аэродинамический

Проектирование летательного аппарата должно обязательно включать в себя расчёт его аэродинамических характеристик. Полученные результаты в дальнейшем позволяют оценить правильность выбора аэродинамической схемы, рассчитать траекторию ЛА.

Для расчётов вводится очень важное допущение: следует считать ЛА неподвижным, а набегающий поток воздуха, напротив, движущимся (т.н. «принцип обращения движения»).

Второе используемое допущение подразумевает расчленение ЛА на отдельные составляющие: корпус, оперение (крылья и рули), а также их комбинации. В таком случае характеристики вычисляются по отдельности для всех компонент, а их суммы вместе с интерференционными поправками, обуславливающими эффекты взаимодействия, определяют аэродинамические коэффициенты и моменты.

1. Крылатые ракеты

1.1 Общие сведения

Процесс создания современных КР является сложнейшей научно-технической задачей, которая решается совместно рядом научно-исследовательских, проектно-конструкторских и производственных коллективов. Можно выделить следующие основные этапы формирования КР: тактико-техническое задание, технические предложения, эскизное проектирование, рабочий проект, экспериментальная отработка, стендовые и натуральные испытания.

Работы по созданию современных образцов КР ведутся по следующим направлениям:

· увеличению дальности и скорости полёта до сверхзвуковой;

· использованию для наведения ракет комбинированных многоканальных систем обнаружения и самонаведения;

· снижению заметности ракет за счёт применения технологии «стелс»;

· повышению скрытности ракет путём уменьшения высоты полёта до предельных границ и усложнения траектории полёта на её конечном участке;

· оснащению бортовой аппаратуры ракет системой спутниковой навигации, которая определяет место нахождения ракеты с точностью до 10…..20 м;

· интегрированию ракет различного предназначения в единую ракетную систему морского, воздушного и наземного базирования.

Реализация перечисленных направлений достигается главным образом за счёт применения современных высоких технологий.

Технологический прорыв в авиастроении и ракетостроении, микроэлектроники и вычислительной техники, в разработке бортовых автоматических систем управления и искусственного интеллекта, двигательных установок и топлив, средств радиоэлектронной защиты и т.д. создал реальные разработки нового поколения КР и их комплексов. Стало возможным значительное увеличение дальности полёта как дозвуковых, так и сверхзвуковых КР, повышение избирательности и помехозащищённости бортовых систем автоматического управления с одновременным уменьшением (более чем в два раза) массогабаритных характеристик.

Крылатые ракеты подразделяются на две группы:

· наземного базирования;

· морского базирования.

К этой группе относятся ракеты стратегического и оперативно-тактического назначения с дальностью полёта от нескольких сот до нескольких тысяч километров, которые в отличие от баллистических ракет летят к цели в плотных слоях атмосферы и имеют для этого аэродинамические поверхности, создающие подъёмную силу. Такие ракеты предназначены для поражения важных стратегических.

Крылатые ракеты, способные запускаться с подводных лодок, надводных кораблей, наземных комплексов, самолётов, обеспечивают морским, наземным и воздушным силам исключительную гибкость.

Их основными преимуществами по сравнению с БР, являются:

· почти полная неуязвимость при внезапном ракетно-ядерном нападении противника благодаря мобильности базирования, тогда как места расположения пусковых шахт с БР часто заранее известны противнику;

· снижение по сравнению с БР затрат на выполнение боевой операции по поражению цели с заданной вероятностью;

· принципиальная возможность создания для КР усовершенствованной системы наведения, функционирующей автономно или использующей спутниковую навигационную систему. Эта система может обеспечить 100%-ную вероятность поражения цели, т.е. промах, близкий к нулю, что позволит сократить необходимое число ракет, а следовательно, и эксплуатационные затраты;

· возможность создания системы оружия, которая сможет решать как стратегические, так и тактические задачи;

· перспектива создания крылатых стратегических ракет нового поколения, имеющих ещё большую дальность, сверхзвуковые и гиперзвуковые скорости, допускающих перенацеливание в полёте.

На стратегических крылатых ракетах применяют, как правило, ядерные БЧ. На тактических вариантах этих ракет устанавливаются обычные БЧ. Например, на противокорабельных ракетах могут быть установлены БЧ проникающего, фугасного или фугасно-кумулятивного типа.

Система управления крылатых ракет существенно зависит от дальности полёта, траектории ракеты и радиолокационного контраста целей. Дальние ракеты обычно имеют комбинированные системы управления, например автономную (инерциальную, астроинерциальную) плюс самонаведение на конечном участке траектории. Пуск с наземной установки, подводной лодки, корабля требует применения ракетного ускорителя, который целесообразно отделять после выгорания топлива, поэтому крылатые ракеты наземного и морского базирования делаются двухступенчатыми. При пуске с самолёта-носителя ускоритель не требуется, так как имеется достаточная начальная скорость. В качестве ускорителя обычно применяют РДТТ. Выбор маршевого двигателя определяется требованиями малого удельного расхода топлива и большого времени полёта (десятки минут или даже несколько часов). Для ракет, скорость полёта которых сравнительно невелика (М<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2 удельные расходы топлива ТРД и ПВРД становятся соизмеримыми и основную роль при выборе двигателя играют другие факторы: простота конструкции, малая масса и стоимость. В качестве топлива маршевых двигателей используются углеводородные топлива.

В данном курсовом проекте для дальнейших исследований в качестве прототипа ЛА будет рассмотрена крылатая ракета типа «Tомагавк».

1.2 Крылатая ракета «Томагавк»

КР «Томагавк» в ядерном снаряжении имеет мощность ядерного заряда 200 кг. Её трудно обнаружить радиолокационными станциями. Длина КР - 6.25 м, а вес - 1450 кг. В обычном снаряжении эта ракета предназначается для нанесения ударов по надводным кораблям на дальностях до 550 км от места запуска и по береговым объектам - на дальностях до 1500 км.

Крылатая ракета «Томагавк» (BGM - 109A) морского базирования предназначена для нанесения ударов по важным военным и промышленным объектам. Дальность стрельбы - 2500 км. Точность стрельбы - не более 200 м. Система наведения ракеты - комбинированная, включает в состав инерциальную систему и систему коррекции траектории по контуру рельефа местности. Стартовая масса - 1225 кг, длина 5,5 м, диаметр корпуса - 530 мм, масса боевой части - 110 кг. Ракета оснащена ядерной боевой частью мощностью 200 кг. Ракета поступила на вооружение в 1984 году. Её боевое применение предусматривается как с подводных лодок, так и с надводных кораблей.

Рис. 1 Крылатая ракета «Томагавк» (BGM - 109A)

Траектория полета ракеты «Tомагавк» BGM-109С/D

Рис. 2 Траектория полета ракеты «Томагавк» BGM-109С/D:

2-район первой коррекции по системе TERCOM;

3-маршевый участок коррекция TERCOM с использованием системы NAVSTAR

4-коррекция траектории по системе DSMAC;

Тактико-технические характеристики

2. Расчет аэродинамических характеристик аналитическим методом Лебедева-Чернобровкина

Аэродинамический расчет является важнейшим элементом аэродинамического исследования ЛА или его отдельных частей (корпуса, крыльев, оперения, управляющих устройств). Результаты такого расчета используются при траекторных вычислениях, при решении задач, связанных с прочностью движущихся объектов, при определении летно-технических характеристик ЛА.

При рассмотрении аэродинамических характеристик можно использовать принцип расчленения характеристик на отдельные компоненты для изолированных корпусов и несущих поверхностей (крылья и оперение), а также их комбинации. В последнем случае аэродинамические силы и моменты определяются в виде суммы соответствующих характеристик (для изолированных корпуса, крыльев и оперения) и интерференционных поправок, обусловленных эффектами взаимодействия.

Аэродинамические силы и моменты можно определить с использованием аэродинамических коэффициентов.

По представлению полной аэродинамической силы и полного аэродинамического момента в проекциях на оси соответственно скоростной и связанной систем координат приняты следующие названия аэродинамических коэффициентов: - аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления, подъем боковой силы;

Для исследования динамики ЛА необходимо учесть действующие силы и моменты, в том числе и аэродинамические. Полную аэродинамическую силу, зависящую от ряда факторов можно представить составляющими по скоростным осям координат (x, y, z) или по связанным (), а полный аэродинамический момент М - разложенным по осям (). В случае симметричного ЛА подъемная сила Y и боковая сила Z имеют одинаковую зависимости соответственно от углов атаки и скольжения, от углов отклонения рулей и.

Таблица геометрических характеристик

2.1 Подъемная сила

Подъемная сила определяется по формуле

где - скоростной напор, - плотность воздуха, - характерная площадь, (например, площадь поперечного сечения фюзеляжа), - коэффициент подъемной силы.

Коэффициент принято определять в скоростной системе координат 0xyz. Наряду с коэффициентом далее рассматривается и коэффициент нормальной силы, определяется в связанной системе координат.

Эти коэффициенты связаны между собой соотношением

Представляем ЛА в виде совокупности следующих основных частей: корпуса (фюзеляжа), передних (I) и задних (II) несущих поверхностей. При небольших углах атаки и углах отклонения несущих поверхностей зависимости и близки к линейным, т.е. могут быть представлены в виде

здесь и - углы отклонения передних и задних несущих поверхностей соответственно; и - значения и при; , - частные производные коэффициентов и по углам, и, взятые при.

Значения и у беспилотных ЛА в большинстве случаев близки к нулю, поэтому в дальнейшем они не рассматриваются. В качестве органов управления принимаются задние несущие поверхности.

При малых углах атаки и при можно положить, тогда равенство (2) принимает вид. Представим нормальную силу ЛА в виде суммы трех слагаемых

каждое из которых выразим через соответствующий коэффициент нормальной силы:

Поделив равенство (3) почленно на и изъяв производную по, получим в точке 0

где; - коэффициенты торможения потока;; ; - относительные площади частей ЛА. Рассмотрим подробнее величины, входящие в правую часть равенства (4).

Первое слагаемое учитывает собственную нормальную силу фюзеляжа, и при малых углах атаки оно равно нормальной силе изолированного фюзеляжа (без учета влияния несущих поверхностей) .

Второе слагаемое характеризует нормальную силу, создаваемую передней несущей поверхностью и приложенную частично к консолям, а частично к корпусу в зоне их влияния.

Величина этой силы выражается через нормальную силу изолированных крыльев (т.е. крыльев, составленных из двух консолей) с помощью коэффициента интерференции k: . Величины и kI подсчитываются при числе Маха.

Третье слагаемое в выражении (4) аналогично второму. Единственное отличие состоит в том, что при определении угла атаки задней несущей поверхности надо учитывать средний угол скоса потока, вызываемого передней несущей поверхностью: . При малых углах атаки зависимость близка к линейной. В том случае и производную можно выразить в виде

Все величины, входящие в (5), подсчитываются при числе Маха.

2.2 Производная коэффициента подъемной силы ЛА по углу отклонения органов управления

продифференцируем выражение (1) по углу II:

При малых углах и это выражение принимает следующий вид:

Поделив равенство (3) почленно на qS и взяв производную по, получим

характеризует нормальную силу задней поверхности, приложенную частично к консолям, а частично к корпусу в зоне их влияния. Величина этой силы выражается через коэффициент интерференции и относительную эффективность органов управления n:

Расчет представлен в табл. 3.3, где - угол стреловидности оперения;- коэффициент снижения подъёмной силы из-за щели между рулём и корпусом при отклонении рулей.

Таблица расчетов

Таблица расчетов

2.3 Лобовое сопротивление

Сила лобового сопротивления подсчитывается по формуле

Коэффициент лобового сопротивления ЛА представим в виде суммы двух слагаемых, где - коэффициент сопротивления при; - коэффициент индуктивного сопротивления, под которым понимается сопротивление, зависящее от углов, и. Коэффициент ЛА может быть выражен в виде

где 1.05 - поправка на неучтенные детали; - отношение суммарной площади всех консолей передней несущей поверхности к характерной площади; - то же для задней несущей поверхности; ,- коэффициенты изолированных частей ЛА.

2.4 Коэффициент лобового сопротивления при

По физической природе лобовое сопротивление корпуса при можно разделить на сопротивления трения и давления. В соответствии с таким давлением можно выразить коэффициент лобового сопротивления корпуса при (отнесенный к площади миделя) в следующем виде:

где последние три слагаемых представляют собой сопротивление давления.

2.5 Коэффициент лобового сопротивления несущих поверхностей при

Методы расчета коэффициента передних и задних несущих поверхностей почти идентичны. Единственное отличие состоит в том, что расчет следует вести при числе Маха, а расчет при.

Лобовое сопротивление несущей поверхности с заостренными задними кромками при складывается из профильного и волнового сопротивления. В соответствии с этим можно написать

Профильное сопротивление обусловлено вязкостью воздуха. Оно определяется в основном силами трения и в незначительной степени - разностью давлений в носовой и хвостовой частях профиля.

Волновое сопротивление - сопротивление давления, обусловленное сжимаемостью воздуха. Оно возникает при, когда обтекание крыльев сопровождается появлением скачков уплотнения.

У ЛА с крестообразным расположением крыльев (++) сила лобового сопротивления создается двумя парами передних и задних несущих поверхностей, поэтому коэффициенты и должны перемножаться на соответствующие удвоенные безразмерные площади.

Таблица расчетов и

Таблица расчетов

2.6 Момент тангажа

При изучении моментов сил, действующих на ЛА, в частности моментов тангажа, будем пользоваться связанной системой координат 0x1y1z1 Момент тангажа или продольный момент вызывается аэродинамическими и реактивными силами. Рассматривая момент аэродинамических сил, удобно ввести понятие безразмерного коэффициента

Величина аэродинамического момента при данной скорости и высоте полета зависит от ряда факторов и прежде всего от угла атаки и углов отклонения органов управления. Кроме того, на величину момента влияет угловая скорость вращения ЛА, а также скорости изменения угла атаки и отклонения рулей, характеризуемые производными и. Таким образом,

При малых значениях аргументов выражение (6) можно представить в виде линейной функции

где и т.д. - частные производные момента тангажа по соответствующим параметрам.

Безразмерный коэффициент момента является функцией только безразмерных параметров. Так как величины, и имеют размерность I/с, то вместо них вводят безразмерную угловую скорость и безразмерные производные, . Общее выражение коэффициента продольного момента при малых значениях параметров, и и т.д. имеет вид

Для упрощения записи величин, входящих в выражения (6) и (7), индекс «I» будем в дальнейшем опускать. Кроме того, будем опускать черточки в обозначениях частных производных

2.7 Момент тангажа при

Рассмотрим величину аэродинамического продольного момента, действующего на ЛА, при условии, что угловая скорость, а угол атаки и углы отклонения органов управления остаются неизменными по времени.

Введем понятие центра давления ЛА. Центр давления - это точка на продольной оси 0x1, через которую проходит равнодействующая - аэродинамических сил.

Момент аэродинамических сил относительно центра давления можно выразить в виде, а коэффициент момента

здесь - координата центра тяжести ЛА, - координата центра давления (отчет производится от носа корпуса).

По аналогии с понятием центра давления всего ЛА введем также понятие центров давления его частей как точек приложения нормальных сил, создаваемых этими частями.

Из условия равновесия имеем

Отсюда находим выражение для:

При малых углах атаки и углах отклонения рулей удобно пользоваться понятием аэродинамических фокусов ЛА. Фокусом ЛА по углу атаки называется точка приложения той части нормальной силы, которая пропорциональна углу атаки (т.е.). Тогда при закрепленных органах управления момент аэродинамических сил относительно оси 0z1, проходящей через точку фокуса, не зависит от угла атаки. Аналогично можно показать, что момент относительно фокуса по не зависит от, а момент относительно фокуса по не зависит от.

Пользуясь понятием аэродинамических фокусов, можно записать следующее выражение коэффициента момента тангажа ЛА при малых углах, и:

В этих выражениях, - координаты фокусов по, и.

2.8 Момент тангажа, вызванный вращением ЛА вокруг оси Z

Рассмотрим ЛА, летящий со скоростью v и одновременно вращающийся вокруг своей оси (поперечной) с угловой скоростью.

При вращении ЛА каждая точка его поверхности приобретает дополнительную скорость, равную. Вследствие этого углы встречи потока с отдельными элементами поверхности получаются отличными от углов встречи при чисто поступательном движении. Изменение углов встречи приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил, которые можно свести к равнодействующей, приложенной в центре тяжести, и моменту относительно поперечной оси, проходящей через центр тяжести.

Величина очень мала и в расчётах подъёмной силы ею обычно пренебрегают.

Момент существенно влияет на динамические свойства ЛА. Он называется демпфирующим моментом тангажа или продольным демпфирующим моментом.

Величина демпфирующего момента пропорциональна угловой скорости. Поэтому.

Выразим производную через безразмерный коэффициент момента и безразмерную угловую скорость. Так как и, то, где - вращательная производной коэффициента момента.

Представим продольный демпфирующий момент как сумму моментов, создаваемых частями ЛА: . Это выражение можно переписать в соответствии с равенством (9):

Сокращая на, получаем:

Таблица расчетов и

Таблица расчетов

2.9 Сводная таблица аэродинамических коэффициентов

3. Расчет аэродинамических характеристик с помощью пакета SolidWorks 2014

SolidWorks - это система автоматизированного проектирования, инженерного анализа и подготовки производства изделий любой сложности и назначения. Разработчиком САПР SolidWorks является SolidWorks Corp. (США), независимое подразделение компании Dassault Systemes (Франция) - мирового лидера в области высокотехнологичного программного обеспечения. Разработки SolidWorks Corp. характеризуются высокими показателями качества, надежности и производительности, что в сочетании с квалифицированной поддержкой делает SolidWorks лучшим решением для промышленности и персонального использования. Программное обеспечение функционирует на платформе Windows, имеет поддержку русского языка, и, соответственно, поддерживает ГОСТ и ЕСКД.

Данный пакет позволяет построить модель ЛА и произвести расчёт аэродинамики с помощью Flow Simulation, являющегося модулем гидрогазодинамического анализа в среде SolidWorks, минимизируя ошибки, зависящие от человеческого фактора.

В данном курсовом проекте было произведено построение модели КР «Томагавк» и расчёт аэродинамики при помощи SolidWorks 2014 и SolidWorks Flow Simulation 2012.

Построенная с помощью САПР SolidWorks 2014 модель ЛА представлена на рисунках 3 и 4.

Рисунок 3 - Вид модели сбоку

Рисунок 4 - Вид модели спереди

3.2 Выбор углов атаки и скорости потока

Расчёт аэродинамических коэффициентов будет произведен для Маха: M=0.7, 1.2 и для угла атаки б= 0 градусов.

Аэродинамические силы и моменты можно определить, зная аэродинамические коэффициенты.

По представлению полной аэродинамической силы и полного аэродинамического момента в проекциях на оси соответственно скоростной и связанной систем координат приняты следующие названия аэродинамических коэффициентов: - аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления, подъемной и боковой силы; - аэродинамические коэффициенты моментов крена, рысканья и тангажа.

3.3 Результаты расчета

Результаты расчёта приведены для скорости потока М=0.7 и М=1.2 при б= 0 градусов. Результаты выведены на рисунках 5-14 и в таблице 10.

Для б=0 и М=1.2

Рисунок 5 - Результаты изменения скорости

Рисунок 6 - Результаты изменения давления

Рисунок 7 - Результаты изменения плотности

Рисунок 8 - Результаты изменения температуры

Для б=0 и М=0.7

Рисунок 9 - Результаты изменения скорости

Рисунок 10 - Результаты изменения давления

Рисунок 11 - Результаты изменения плотности

Рисунок 12 - Результаты изменения температуры

Рисунок 13-основные параметры для М=1.2

Рисунок 14-основные параметры для М=0.7

Так как нам известны значения подъёмной силы и силы лобового сопротивления, то можем из выражений Y=c y qS и X=c x qS выразить с у и с х

Таблица расчетов

Заключение

В данном курсовом проекте был рассмотрен ЛА типа КР «Томагавк» и произведён расчёт его аэродинамических коэффициентов.

В результате произведенных расчетов были получены значения коэффициентов лобового сопротивления, коэффициентов подъемной силы и коэффициентов аэродинамических моментов. При рассмотрении аэродинамических характеристик можно использовать принцип расчленения характеристик на отдельные компоненты для изолированных корпусов и несущих поверхностей (крылья и оперение), а также их комбинации. В последнем случае аэродинамические силы и моменты определяются в виде суммы соответствующих характеристик (для изолированных корпуса, крыльев, и оперения) и интерференционных поправок, обусловленных эффектами взаимодействия. Аэродинамические силы и моменты можно определить с использованием аэродинамических коэффициентов.

Результаты расчёта аэродинамических коэффициентов и сравнительный анализ аналитического метода Лебедева-Чернобровкина и численного моделирования приведены в таблице.

Сравнительный анализ результатов расчёта

Была создана модель исследуемого ЛА при помощи САПР SolidWorks 2014 SP5.0 и исследована его аэродинамика при помощи SolidWorks Flow Simulation. В результате проделанных расчётов следует считать, что методика численного моделирования позволяет избежать ошибок вычислений вызванных различием расчетной и реальной форм обдуваемого объекта. Методика также даёт возможность оценить степень влияния неточностей в изготовлении моделей на результаты их продувок в аэродинамических трубах.

Аналитический метод Лебедева-Чернобровкина основывается на полуэмпирических закономерностях, полученных из анализа многочисленных экспериментальных данных. Этот метод не подходит для точных научных расчетов, но может быть использован для учебных целей и для расчета аэродинамических коэффициентов в первом приближении

Библиографический список

1. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полёта. - М.: Машиностроение, 1973. - 615 с.: ил.

2. Шалыгин А.С. - Аэродинамические характеристики летательных аппаратов. - СПб: БГТУ, 2003. - 119 с.

3. SolidWorks - мировой стандарт автоматизированного проектирования [Электронный ресурс] - http://www.solidworks.ru/products/ - дата обращения 15 ноября 2014 г.

4. David Salomon. Curves and Surfaces for Computer Graphics. - Springer, 2006.

5. .В. Карпенко, С.М. Ганин «Отечественные авиационные тактические ракеты» 2000 г.

6. Синтез управления в системах стабилизации беспилотных летательных аппаратов. Учебное пособие под редакцией А.С. Шалыгина. СПБ 2005 г.

Подобные документы

Особенности построения теоретического профиля НЕЖ с помощью конформного отображения Н.Е. Жуковского. Геометрические параметры и сопротивление летательного аппарата. Методика определения сквозных и аэродинамических характеристик летательного аппарата.

курсовая работа , добавлен 19.04.2010


Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.

курсовая работа , добавлен 24.10.2012


Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.

курсовая работа , добавлен 17.06.2015


Расчет лобовых сопротивлений несущих элементов, фюзеляжа, мотогондол и подвесных баков летательного аппарата в условиях полностью турбулентного пограничного слоя. Зависимость лобового сопротивления ЛА по углу атаки. Расчет и построение поляры крыла.

курсовая работа , добавлен 03.12.2013


Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.

курсовая работа , добавлен 29.10.2012


Разработка системы стабилизации ракеты. Основные геометрические параметры частей летательного аппарата (AGM-158 Jassm). Отладка рулевого привода. Амплитудные, фазовые характеристики. Конструкция испытательного стенда. Проверка и расчет мощности двигателя.

дипломная работа , добавлен 22.04.2015


Проектировочный расчет фланцевого соединения отсеков корпуса. Силовые приводы аэродинамических органов управления. Конструкция и проектирование рычага механизма управления. Нагрузки, действующие на крыло и на корпус. Расчет деталей штампа на прочность.

курсовая работа , добавлен 29.01.2013


Управляемый полет летательного аппарата. Математическое описание продольного движения. Линеаризация движений продольного движения летательного аппарата. Имитационная модель для линеаризованной системы дифференциальных уравнений продольного движения.

курсовая работа , добавлен 04.04.2015


Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.

курсовая работа , добавлен 01.03.2015


Обтекание тела воздушным потоком. Крыло самолета, геометрические характеристики, средняя аэродинамическая хорда, лобовое сопротивление, аэродинамическое качество. Поляра самолета. Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки.