Calculul încălzirii aerodinamice a rachetei din compartiment. Calculul coeficienților aerodinamici ai unei rachete de croazieră de tip Tomahawk. Principalele caracteristici ale RDTT

  • 2. Ecuația impulsului ca rezultat al acțiunii tuturor forțelor dinamice gazoase. Impuls complet. Impuls specific și forță specifică. Presiunea, temperatura de ardere a combustibilului, energia și perfecțiunea masei
  • 3. Calculul termodinamic al proceselor din cameră. Caracteristicile termodinamice de bază ale combustibilului, procedura de determinare a acestora.
  • 5. Determinarea parametrilor gazodinamici ai debitului în duză utilizând funcții gazodinamice.
  • 6. Tipuri de taxe și principalele caracteristici ale acestora. Cerințe pentru taxe. Selectarea suprafeței de ardere necesare Calculul încărcării formei canal-slot.
  • 8. Motivele abaterii parametrilor rdmt de la valoarea nominală. Determinarea dispersiei vbx. Presiunea și regulamentul de proiectare.
  • 8.1 Clasificarea lichidelor, domenii de aplicare, avantaje și dezavantaje Caracteristicile camerei și ale motorului. Factori de pierdere. Caracteristici: mare consumabil. Combustibil pentru lichid
  • 9. Principalele elemente ale proceselor de transformare. Scop și tipuri de duze. Capetele K.S. Diagramele de dispunere a duzelor. Calculul raportului secțiunii camerei.
  • 10. Reglementarea căilor ferate Pornirea și oprirea motorului. Principalele sarcini ale reglementării.
  • 11. Lichid de răcire. Transferul de căldură și protecția pereților camerei de ardere. Caracteristici ale transferului de căldură. Metode de răcire. Calcul de răcire.
  • 13. Sistemul de control. Tipuri de traiectorii. Determinarea intervalului de zbor. Traiectoria de ghidare. La sistemele de control.
  • 14. Principalele caracteristici ale RDTT
  • 15. Aspectul La
  • 16. Scheme de amenajare a rachetelor; modalități de a crea forțe și momente de guvernare. Principiul spargerii rachetei în etape.
  • 17. Greutatea principală și caracteristicile geometrice ale aeronavei
  • 18. Scheme de proiectare de bază ale motoarelor hibrid, turbojet, rachetă-ramjet, motoare combinate rachetă-ramjet. Principalele noduri și elemente.
  • 19. Traiectoria eliptică. Integral de zone și energii. Forma și principalele segmente ale traiectoriei Unghiul optim de aruncare Estimarea intervalului de zbor de-a lungul traiectoriilor eliptice și parobalice.
  • 21. Sisteme de control al mișcării LA, scopul lor și diagrama structurală generală. Controlul distanței de zbor.
  • 3. Controlul distanței de zbor.
  • 3. Controlul distanței de zbor. Potrivit lui Bulbovich:
  • 22. Mișcarea revoltată la. Linearizarea ecuațiilor mișcării perturbate. Descompunerea mișcării perturbate în longitudinal și lateral. Coeficienți dinamici.
  • 25. Dinam de clasificare. Sarcini care acționează asupra la la diferite etape ale funcționării sale. Sarcina de transport. Sarcina vântului. Încărcare acustică. Pulsarea presiunii în camera rdmt.
  • 29. Probleme de analiză dinamică a la. Principalele sarcini ale analizei dinamice. Metode de rezolvare a problemelor dinamice. Soluții tehnice în etapa analizei dinamice.
  • 33. Principalele caracteristici ale fluxului bifazic. Pierderi de impuls specifice în duză: clasificarea lor, procesele fizice care le determină.
  • 37. Numirea cozii. Echilibrarea dependenței. Abordare generală a alegerii penelor în aproximarea inițială.
  • 44. Modele de bază ale stării de solicitare-tensiune utilizate pentru încărcări ferm atașate de RDTT. Marje de siguranță ca raportul dintre rupere și sarcini de proiectare. Factor de securitate.
  • 45. Formularea matematică a MEC. Principalele etape ale rezolvării problemei microelectronicii. Scrierea relațiilor de bază ale teoriei elasticității pentru un element finit în formă matricială.
  • 46. \u200b\u200bCalculul plăcilor. Ecuații și ipoteze de bază. Derivarea ecuațiilor de bază ale teoriei plăcilor subțiri într-un sistem de coordonate cartesiene.
  • 47 Îndoirea plăcilor. Ecuație diferențială pentru suprafața elastică a plăcii. Metode de rezolvare a ecuației diferențiale a unei plăci.
  • 48. Geometria cochiliilor de revoluție. Ipotezele și relațiile geometrice ale lui Kirchhoff-Lyav. Relațiile de bază ale teoriei generale a scoicilor.
  • 49. Ecuațiile teoriei fără rost a cochiliilor (bto). Eliminarea problemei aximetrice. Cochilii sferice și cilindrice sub presiune internă.
  • 51. Stabilitatea cojilor cilindrice. Ecuații de bază ale stabilității cojilor cilindrice. Stabilitatea cojilor cilindrice sub compresie axială și presiune externă.
  • 52. Principalele forțe care acționează asupra corpului în zbor și natura schimbărilor lor. Determinarea forțelor axiale care acționează asupra corpului aeronavei în zbor.
  • 53. Calculul compartimentelor de combustibil. Calculul corpului RDTT. Calculul capetelor sferice, eliptice și torisferice. Caracteristici ale calculului rezistenței structurii
  • 54. Proiectarea și calculul blocurilor de duze ale motorului.
  • 55. Proiectarea și calcularea cochiliilor camerelor de ardere ale RDTT.
  • 56. Proiectarea și calculul controalelor
  • 57. Proiectarea și caracteristicile tehnologice ale conexiunilor.
  • 2. Inseparabil
  • 58. Proiectarea băncilor de testare a presiunii pentru motoare
  • 59. Fiabilitatea la etapa de dezvoltare.
  • 60. Fiabilitatea la etapa de producție în serie.
  • 61. Conținutul testelor operaționale ale RDTT în timpul dezvoltării.
  • 62. Testarea RDTT pentru siguranța serviciului.
  • 63. Metode de vizare a țintei. Sisteme de control Zur.
  • 64. Traiectorii estimate - controlate de la distanță, autoguidate, cu un sistem de control combinat.
  • 65. Clasificarea rachetelor de croazieră. Tipuri de traiectorii ale rachetelor de croazieră. Traiectoria scufundării unei rachete de croazieră.
  • 66. Caracteristici ale proiectării, ghidării și proiectării rachetelor aeronavei. Rachete anti-satelit
  • 68. Clasificarea proiectilelor de rachete
  • 69. Metode pentru efectuarea analizei de rezistență statică a unei sarcini atașate ferm de RDTT utilizând pachete de elemente finite.
  • 70. Tehnică pentru analiza modală a unei sarcini solid atașate de RDTT utilizând pachete de elemente finite.
  • 71. Metode pentru analiza armonică a unei sarcini atașate ferm de RDTT utilizând pachete de elemente finite.
  • 72. Metode pentru analiza dinamică a unei sarcini atașate ferm de RDTT utilizând pachete de elemente finite.
  • 73. Metode de determinare a cuvei unei sarcini bine legate rdmt sub acțiunea temperaturii utilizând pachete de elemente finite.
  • 74. Metoda de efectuare a analizei temperatură-rezistență a unei sarcini atașate ferm de RDTT utilizând pachete de elemente finite.
  • 75. Metodologie pentru calcularea stabilității unei carcase cilindrice utilizând pachete de elemente finite.
  • 76. Informații generale despre pkm. Definiții de bază, structura materialelor, faze, scopul lianților și materialelor de umplere în compoziția materialelor.
  • 78. Formarea produselor din metode de formare PCM: înfășurare, presare, turnare în autoclavă, moduri de turnare.
  • 79. Fizică și mecanică, termofizică etc. Proprietăți de carbon, sticlă, organo, boroplastic, km termoplastic.
  • 80. Noduri cu tensiune la și dla de la pkm. Calculul câmpurilor de temperatură, analiza grosimilor cu sau fără ablație, evaluarea rezistenței termice și termice.
  • 81. Caracteristicile structurale ale materialului și luarea în considerare a acestora în structuri, analiza rezistenței.
  • 82. Rezistența chimică a PCM în structurile la și for
  • 83. Pregătirea tehnică a producției.
  • 84. Tipul producției și definiția acesteia.
  • 85. Diagramele punctelor și curbele practice de distribuție (dispersie) a dimensiunilor (erori).
  • 86. Clasificarea bazelor. Principiile alinierii bazelor la construirea operațiilor. Principiul constanței bazelor.
  • 87. Erori în procesare cauzate de instalarea de semifabricate.
  • 88. Indemnizații. Alocații maxime și minime.
  • 89. Conceptul de fabricabilitate. Cuantificarea fabricabilității. Evaluarea calitativă a fabricabilității.
  • 90. Principiile de bază ale construcției proceselor tehnologice.
  • 91 Principii pentru selectarea combustibilului și forma de încărcare pentru un design specific al unui motor rachetă
  • 92. Analiza comparativă a caracteristicilor combustibilului solid balistic și mixt.
  • 93. Caracteristicile proiectării sarcinii finale de ardere.
  • 94. Factori care afectează rata de ardere a combustibilului solid
  • 95. Principiul alegerii unei acoperiri de rezervare pentru taxa vt.
  • 96. Tipuri de compoziții inflamabile și principii de proiectare ale aprinderilor.
  • 97. Tehnologia producției de încărcături din combustibili solizi compuși.
  • 98. Tehnologia tarifelor de fabricație din combustibili solizi balistici.
  • 99. Tehnologia aplicării armurii (de la 3 la 8 mm)
  • 100. Tehnologia de fixare a încărcăturilor de combustibil solid în camera de ardere a RDDT
  • 101. Tehnologia pregătirii corpurilor RDTT înainte de a le umple.
  • 102. Tehnologie pentru producerea de compoziții de aprindere pirotehnice.
  • 109. Numirea și conținutul sarcinii tehnice.
  • 110 Scopul și conținutul propunerii tehnice
  • 111. Scopul și conținutul proiectelor și proiectelor tehnice
  • 112. Numirea și conținutul programului și metodele de testare.
  • 113. Scopul și conținutul regulilor de manipulare.

  • 14. Principalele caracteristici ale RDTT

    1. Formula lui Ciolkovski

    unde W este debitul efectiv al produselor de ardere din duză

    Q T - greutate de încărcare

    q k \u003d Q 0 -Q T - greutatea uscată a rachetei

    2

    ... Ecuația de împingere

    Impulsul este rezultatul tuturor forțelor dinamice gazoase care acționează asupra motorului, atât datorită proceselor balistice interne din camera de ardere, cât și forțelor externe.

    Ra \u003d Rn - modul de propulsie de proiectare. În practica inginerească, împreună cu calculul direct al tracțiunii, există o metodă de calcul:
    , unde R bate \u003d R / G - propulsie specifică - caracteristica principală a energiei propulsorilor solizi (împingere referită la unitatea de flux de masă)

    3
    ... Impuls total:

    Impulsul specific (unic) al sistemului de propulsie este raportul I  pentru timpul total de funcționare și masa totală a combustibilului.

    15. Aspectul La

    După aceea, se determină masa și dimensiunile globale ale unităților, sarcinilor și blocurilor de echipamente plasate în interiorul corpului, etapa următoare este dispunerea aeronavei - alegerea formelor externe și poziția relativă a pieselor, unităților și sarcinilor plasate pe Aeronava.

    Aspectul aerodinamic (extern) al aeronavei este caracterizat de poziția relativă a corpului și a suprafețelor portante care creează ridicarea (aripi, cârme, stabilizatori și destabilizatori). Scopul principal: determinarea sarcinilor aerodinamice.

    Dispunerea volumetrică (internă) - amplasarea tuturor unităților la bordul aeronavei (sistem de propulsie, încărcătură țintă, echipament sistem de control, surse de alimentare la bord). Trebuie create condiții pentru funcționarea fiabilă și eficientă a tuturor încărcăturii și echipamentelor plasate pe aeronavă; confort tehnic. Oferind o densitate mare de ambalare, care ajută la reducerea volumului și greutății aeronavei. Trebuie asigurată poziția necesară a centrului de masă al aeronavei.

    Structura structurală este caracterizată printr-o schemă de putere structurală (FSS) și soluții tehnologice, a căror alegere se datorează structurii volumetrice, designului aerodinamic și sarcinilor externe care acționează asupra aeronavei. Structura structurală afectează: rezistența și rigiditatea structurii aeronavei, proiectarea adoptată și soluțiile tehnologice și metodele de fabricație, testare, asamblare și transport al aeronavelor; împărțirea structurii aeronavei în unități, compartimente și unități; interschimbabilitatea elementelor structurale individuale; forma aeronavei și restricțiile dimensionale; alegerea locației articulațiilor cap la cap.

    Structura sistemelor de propulsie: combustibilul este o masă consumabilă, prin urmare ar trebui să fie plasat lângă contorul central. Cerințele pentru amplasarea motoarelor depind în mare măsură de tipul lor și de scopul aeronavei. Camerele principalelor motoare rachete sunt situate de obicei în secțiunea coada a corpului. Încărcăturile trebuie transferate către setul portant fără deformarea pielii. La instalarea motoarelor cu rachete cu combustibil lichid cu mai multe camere (propulsori solizi cu mai multe duze), este necesar să se țină seama de apariția fluxurilor de căldură convectivă inversă - gaze fierbinți din duză, - provocând încălzire suplimentară a părții din coadă a aeronavei cel mai convenabil, cu toate acestea, creează cea mai mare răspândire a centrului de masă atunci când combustibilul arde. Amplasarea rachetei cu combustibil solid în mijlocul corpului aeronavei este cea mai favorabilă din punctul de vedere al centrării aeronavei. totuși, conduce la necesitatea utilizării duzelor laterale în racheta cu propulsor solid, care creează pierderi suplimentare de forță datorită înclinației duzelor către axa aeronavei sau instalează o conductă de gaz între camera rachetei cu propulsor solid și axial duza, a cărei prezență complică dispunerea echipamentului în secțiunile de coadă ale aeronavei și pierderile .Când motorul rachetei cu combustibil solid este localizat nazal, gazele care curg din duza inelară a nasului se spală pe întregul corp al aeronavei, ceea ce face ca acesta să se încălzească și, de asemenea, să perturbe funcționarea comenzilor aerodinamice.

    Dispunerea echipamentului: este necesar să se asigure condițiile necesare în ceea ce privește temperatura, presiunea și umiditatea, pentru a preveni efectele termice excesive din sistemul de propulsie și încălzirea aerodinamică, interferențele electromagnetice nocive din blocurile de echipamente adiacente, pentru a preveni interferențele cu recepția și transmisia semnalele de control, pentru a limita fluctuațiile și deformările posibile ale compartimentelor instrumentului. Echipamentul este de obicei asamblat în blocuri, fiecare dintre ele având aceleași condiții de funcționare și nu scopul propus. Ar trebui asigurat acces convenabil la echipamente (trape). Sistemul de control este de obicei instalat în apropierea sistemului de încălzire centrală, deoarece există un impact mai mic asupra geroscoapelor din vibrațiile structurii. Echipamentele electronice radio, senzorii, unitățile de calcul sunt instalate de obicei în nasul aeronavei. Antenele pentru capetele de radar (RLGSN) sunt acoperite cu un carenaj radio-transparent. Actuatoarele (treptele de direcție și acționările) trebuie să fie amplasate în apropierea volanelor și a altor comenzi. Sursele de alimentare electrică de la bord sunt instalate de obicei lângă consumatorii principali de energie. Cablurile care conectează dispozitivele la sursele de alimentare, precum și diferite conducte pot fi așezate în interiorul corpului aeronavei sau într-o pradă specială.

    "

Se are în vedere o lansare aeriană (lansarea de pe un avion) \u200b\u200ba unui ILV cu o masă de 103 tone. Catapulta trebuie să o accelereze la o viteză care să asigure racheta să părăsească aeronava fără șocuri. Racheta se mișcă pe juguri de-a lungul ghidajelor și după ce o pereche de juguri rămâne pe ghidaje, sub influența gravitației începe să dobândească o viteză unghiulară, ca urmare a căreia poate apărea o coliziune cu rampa aeronavei.

Aceasta determină limita inferioară a vitezei de ejectare: uobc\u003e 12,5 m / s.

Comparativ cu o lansare cu mortar, lansarea unui ILV dintr-o aeronavă folosind o catapultă are o serie de avantaje: nu există forță (val) și efect termic al gazelor fierbinți asupra aeronavei, racheta poate avea suprafețe aerodinamice, dimensiunile lansării sistemul este redus, ceea ce simplifică dispunerea acestuia în compartimentul de marfă, poate fi îndepărtată racheta în orientarea corectă (se îndreaptă spre cursul de apă). Ultimele avantaje permit utilizarea vitezei aeronavei pentru a conferi rachetei o viteză inițială.

Se utilizează o schemă de catapultă cu doi cilindri de tragere. Masa totală a părților în mișcare a catapultei, pe baza calculelor preliminare, a fost luată egală cu 410 kg. Deoarece timpul de funcționare al acestei catapulte este mult mai lung decât cel considerat mai sus, este luată în considerare o schemă cu două GG care funcționează în serie, ceea ce face posibilă schimbarea debitului de gaz într-un interval mai larg decât într-o schemă cu un GG. Luând în considerare distanța mare dintre cilindrii de putere (2,5 m) și, prin urmare, lungimea mare a conductelor de conectare, schemele sunt luate în considerare cu două GG-uri care alimentează ambii cilindri de putere în serie și cu două perechi de GG-uri, fiecare pereche alimentându-și cilindru propriu. În acest caz, se utilizează o țeavă de legătură cu un diametru de 50 mm pentru egalizarea presiunilor dintre cilindri. Pe baza puterii rachetei și a nodurilor de susținere (elementele împotriva cărora traversează catapulta), calculele au fost efectuate pentru valorile forței totale create de catapultă: Lcat \u003d 140 t și Lcat \u003d 160 t. Rețineți că forța totală care acționează asupra aeronavei la pornire este mai mică decât aceste valori prin magnitudinea forței de frecare în jugurile ILV. Acest circuit utilizează un dispozitiv de frânare pneumatic. La efectuarea calculelor s-a avut în vedere faptul că în momentul declanșării catapultei, avionul face o manevră de „alunecare”. În acest caz, unghiul de pas este de 24 °, ceea ce contribuie în plus la accelerarea ILV datorită proiecției forței de greutate, iar accelerația laterală aparentă a gravitației în compartimentul de marfă este de 3 m / s2. Combustibilul balistic cu temperatură scăzută este utilizat cu o temperatură de ardere la o presiune constantă de 2200 K. Presiunea maximă din generatorul de gaz nu trebuie să depășească 200-105 Pa.

În varianta 1 cu o forță maximă de 140 de tone (o schemă cu două perechi de generatoare de gaz), după o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,45 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 27 mm . Diametrul canalelor din dame este de 4 mm, suprafața inițială de ardere a primei camere este de 0,096 m2, iar masa de încărcare este de 1,37 kg (pentru fiecare GG). Diametrul deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 53 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,7 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,365 m2, iar masa de încărcare este de 4,95 kg. Diametrul camerei de lucru a cilindrului electric este de 225 mm, diametrul tijei este de 50 mm, traseul pistonului înainte de începerea frânării este de 5,0 m.

Accelerația maximă ILV a fost de 16,6 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă a fost de 12,7 m / s (deoarece lungimea ghidajelor la utilizarea catapultei, de regulă, este mai mare decât cursul catapultei , viteza rachetei la ieșirea din ghiduri diferă de viteza pe care catapulta o dă rachetei). Temperatura maximă a peretelui interior al cilindrului electric este de 837 K, tija este de 558 K.

Anexa 3 conține grafice corespunzătoare acestei opțiuni. Timpul de pornire al celui de-al doilea GG este selectat în așa fel încât presiunea din cilindrul de putere să rămână neschimbată. Luând în considerare răspândirea timpului de aprindere al celui de-al doilea GG în condiții reale, acesta pornește puțin mai târziu decât timpul estimat, prin urmare, curba de presiune din cilindrii de putere poate avea o scădere mică. Dacă al doilea HS este pornit mai devreme, va apărea o creștere de presiune nedorită pe curbă. În fig. A3.1 arată dependența presiunilor din generatorul de gaz, cilindrii de lucru și din camera de frânare de mișcarea părților mobile ale catapultei. Reprezentarea presiunii în funcție de traseu face posibilă evaluarea mai clară a eficienței ciclului de lucru al catapultei, deoarece munca efectuată de aceasta este proporțională cu integrala forței (presiunii) de-a lungul traseului. După cum se poate vedea din curbe, aria integrandului este aproape de maximul posibil (ținând cont de limitarea forței maxime). Utilizarea unui HG în două trepte permite viteză mare.

Pentru opțiunea 2 (o catapultă care dezvoltă o forță de 160 de tone), diametrul cilindrului de putere a fost mărit la 240 mm, diametrul tijei la 55 mm. După o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,45 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 28 mm. Diametrul canalelor din dame este de 4 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,122 m2, masa de încărcare este de 1,43 kg (pentru fiecare GG). Diametrul deschiderii duzei a doua cameră este de 60 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,4 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,43 m2, iar masa de încărcare este de 5,8 kg. În același timp, accelerația maximă ILV a fost de 18,5 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă a fost de 13,4 m / s. Temperaturile maxime ale peretelui interior al cilindrului electric (850 K) și ale tijei (572 K) practic nu s-au modificat.

Apoi, luați în considerare o schemă în care ambii cilindri de putere sunt alimentați de aceleași două GG-uri declanșate succesiv. Pentru a face acest lucru, trebuie să utilizați un colector (conductă) suficient de mare care să conecteze generatorul de gaz la buteliile de gaz. În această versiune și în versiunile ulterioare, considerăm că conducta este realizată din oțel cu rezistență crescută la căldură 12МХ, rezistență la randament 280 MPa la o temperatură de 293 K și 170 MPa la o temperatură de 873 K, care are un coeficient ridicat de conductivitate termică.

Pentru varianta 3 cu o forță de 140 de tone, se presupune că diametrul conductei de legătură este de 110 mm cu grosimea peretelui de 13 mm. Diametrul cilindrului electric, ca în versiunea 1, este de 220 mm, diametrul tijei este de 50 mm. După o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,46 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 40 mm. Diametrul canalelor din dame este de 16 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,43 m2, iar masa de încărcare este de 4,01 kg. Diametrul orificiului duzei din a doua cameră este de 84 mm, diametrul canalelor din dame este de 8,0 mm, suprafața inițială a suprafeței de ardere este de 0,82 m2, iar masa încărcăturii este de 11,0 kg.

Accelerația maximă ILV a fost de 16,5 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă a fost de 12,65 m / s (cu 0,05 m / s mai mică decât în \u200b\u200bopțiunea 1). Temperatura maximă a peretelui interior al cilindrului electric este de 755 K, tija este de 518 K (scăzută cu 40-80 K din cauza pierderilor de căldură din conductă). Temperatura maximă a peretelui interior al conductei este de 966 K. Aceasta este o temperatură destul de ridicată, dar destul de acceptabilă, având în vedere că grosimea zonei în care rezistența la tracțiune a materialului scade semnificativ datorită încălzirii este de numai 3 mm.

Pentru varianta catapultei care dezvoltă o forță de 160 de tone (varianta 4), diametrul cilindrului de putere este luat egal cu 240 mm, diametrul tijei este de 55 mm, iar diametrul conductei este de 120 mm. După o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,46 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 43 mm. Diametrul canalelor din dame este de 16 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,515 m2, iar masa de încărcare este de 4,12 kg. Diametrul deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 90 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,8 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,95 m2, iar masa de încărcare este de 12,8 kg. În același timp, accelerația maximă ILV este de 18,4 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă este de 13,39 m / s. Temperaturile maxime ale peretelui interior al cilindrului electric sunt de 767 K, tija este de 530 K. Temperatura maximă a peretelui interior al conductei este de 965 K. O scădere a diametrului conductei la 95 mm duce la o creștere la temperatura pereților săi până la 1075 K, ceea ce este încă permis.

În concluzie, să luăm în considerare influența numărului de GG-uri asupra fiabilității catapultei. O singură etapă GG va oferi fiabilitate maximă la viteza minimă de ejectare a rachetelor. În cazul neînceperii GH, accidentul nu are loc. Rata de emisie poate fi mărită prin creșterea ratei de ardere a combustibilului, indicatorul din legea combustiei, presiunea la sfârșitul operațiunii GG la 60-80 MPa (presiunea din cilindrii de putere și conducta rămâne neschimbată), conducta diametru (volum inițial).

GG în două trepte general are o fiabilitate mai mică, dar asigură o creștere a vitezei de ejecție a rachetelor. În cazul nedeclanșării celei de-a doua etape, apare una dintre următoarele opțiuni: racheta este evacuată la o viteză redusă, excluzând utilizarea sa ulterioară, racheta atinge aeronava cu consecințe nesemnificative (incapacitatea de a închide complet rampa,

imposibilitatea presurizării ulterioare a compartimentului de marfă), distorsionarea sau impactul rachetei asupra aeronavei, ducând la avarii sau incendii și, în cele din urmă, la moartea aeronavei. Fiabilitatea pentru acest caz poate fi crescută prin următoarele măsuri care previn dezvoltarea mai proastă a evenimentelor, duplicarea sistemelor de lansare a generatorului principal din a doua etapă, o creștere a timpului de funcționare a generatorului principal din prima etapă (datorită căruia viteza de ieșire a rachetei este numai generatorul principal din prima etapă funcționează va crește atât de mult, încât consecințele non-lansării nu vor fi atât de periculoase), schimbare în proiectarea aeronavei, cu excepția accidentului său atunci când racheta iese la o viteză mai mică. Trebuie remarcat faptul că în variantele luate în considerare, atunci când este declanșat doar primul GG, viteza de ieșire a rachetelor va scădea cu 3-4 m / s.

În zbor spre OUT, structura corpului rachetei experimentează încălzire aerodinamică. Placarea compartimentelor de combustibil este încălzită suplimentar cu generatorul de gaz, temperatura de încălzire poate ajunge la 250-300 ° C. La calcularea marjelor de siguranță și a stabilității, caracteristicile mecanice ale materialului (rezistență finală și modul elastic) sunt luate în considerare încălzirea structurii.

Figura 1.3 prezintă o diagramă schematică a încărcării compartimentului pentru combustibil. Forțele axiale sunt aplicate pe carcase de susținere (adaptoare); forțe laterale și momente de încovoiere; fundurile și cojile cilindrice ale rezervoarelor sunt afectate de suprapresiunea internă pн și de presiunea hidrostatică determinată de înălțimea coloanei de lichid H și valoarea supraîncărcării axiale nx1. Figura 1.3 prezintă, de asemenea, o diagramă a forțelor axiale care apar în secțiunile transversale ale compartimentului pentru combustibil. Aici, efectul momentului de încovoiere este redus la o forță de compresie axială suplimentară Δ N, care se calculează din valoarea maximă a tensiunilor normale din panoul comprimat:

Aici W \u003d pR2h este momentul rezistenței secțiune transversală carcasă cilindrică a rezervorului de combustibil. Cu Fsec \u003d pDh, forța axială echivalentă este DN \u003d 4M / D.

Forța forței axiale din acțiunea presiunii de creștere dă componenta sa a forței longitudinale. În acest caz, în rezervorul superior, forța rezultată NS are o valoare pozitivă (Figura 1.3), adică carcasa cilindrică a acestui rezervor va experimenta tensiune în direcția axială (meridiană) (de la presiunea de creștere). Această carcasă trebuie verificată numai pentru rezistență.

Figura 1.3 - Diagrama schematică a încărcării compartimentului pentru combustibil.

La rezervorul inferior, carcasa cilindrică funcționează pentru compresie longitudinală, prin urmare, pe lângă verificarea rezistenței, trebuie verificată stabilitatea. Capacitatea portantă a acestui înveliș va fi determinată de suma sarcinii critice și forța de împingere axială

, (1.4)

și luând în considerare componenta de la îndoire

(1.5)

Determinarea valorii tensiunii critice incluse în această expresie este cea mai importantă sarcină la verificarea stabilității unei carcase cilindrice cu perete subțire comprimat longitudinal al unui rezervor de combustibil.

Baza teoretică pentru dezvoltarea metodelor de evaluare a capacității portante a structurilor cu pereți subțiri ai corpurilor de rachete cu propulsie lichidă este teoria stabilității învelișului elastic.

Primele soluții la această problemă datează de la începutul secolului. În 1908-1914. independent unul de celălalt R. Lorenz și S.P. Timoșenko a obținut o formulă fundamentală pentru determinarea eforturilor critice ale unui înveliș cilindric elastic comprimat longitudinal:

(1.6)

Această formulă determină limita superioară a eforturilor critice ale învelișurilor cilindrice netede (izotrope) de formă ideală. Dacă raportul lui Poisson este luat m \u003d 0, З, atunci formula (1.6) va arăta astfel:

(1.7)

Formulele prezentate sunt obținute sub ipoteze stricte privind idealitatea formei și lipsa de moment a stării subcritice a unei învelișuri cilindrice elastice, care sunt caracteristice formulării clasice a problemelor de stabilitate. Acestea permit estimarea limitei superioare a capacității portante a cochiliilor cilindrice cu pereți subțiri comprimate longitudinal de lungime medie. Deoarece ipotezele de mai sus nu sunt puse în aplicare în practică, eforturile critice actuale observate în timpul testelor de compresie axială a cojilor cilindrice sunt semnificativ mai mici (de 2 ori sau mai mult) decât valorile superioare. Încercările de a rezolva această contradicție au dus la crearea unei teorii neliniare a stabilității învelișului (teoria deflecțiilor mari).

Primele soluții ale problemei luate în considerare într-un cadru neliniar au dat rezultate promițătoare. Au fost obținute formule care determină așa-numita limită inferioară a stabilității. Una dintre aceste formule:

(1.8)

a fost folosit pentru calcule practice de mult timp.

În prezent, opinia predominantă este că, atunci când se evaluează stabilitatea structurilor reale, ar trebui să se concentreze asupra sarcinii critice, determinată luând în considerare influența neregulilor inițiale în formă folosind o teorie neliniară. Cu toate acestea, în acest caz, pot fi obținute doar valori aproximative ale sarcinilor critice, deoarece influența factorilor neevidențiali (încărcare neuniformă, dispersie a caracteristicilor mecanice ale materialelor etc.), de natură aleatorie, introduce o eroare notabilă pentru subțire -structuri murate. În aceste condiții, la evaluarea capacității portante a structurilor de rachete dezvoltate în organizații de proiectare prefer să se concentreze pe rezultate cercetare experimentală.

Primele experimente în masă pentru a studia stabilitatea cojilor cilindrice cu pereți subțiri comprimați longitudinal datează din 1928-1934. De atunci, s-a acumulat material considerabil, care a fost discutat în mod repetat pentru a obține recomandări pentru normalizarea parametrului de sarcină critică, dependențe empirice propuse de diverși autori pentru atribuirea parametrului ... În special, pentru carcasele fabricate cu atenție, se recomandă o formulă obținută de oamenii de știință americani (Weingarten, Morgan, Seid) pe baza procesării statistice a rezultatelor studiilor experimentale publicate în literatura străină înainte de 1965.

(1.9)

Scopul testării stabilității rezervorului de combustibil al unei rachete lichide este de a determina operabilitatea corpului rezervorului sub acțiunea unor sarcini externe care determină compresia longitudinală a carcasei cilindrice a rezervorului. În conformitate cu standardele de rezistență, fiabilitatea structurii va fi asigurată dacă capacitatea sa portantă, ținând cont de efectul încălzirii asupra tensiunilor critice scr, este egală sau mai mare decât valoarea calculată a sarcinii axiale reduse, adică se va îndeplini condiția care determină marja de stabilitate a capacității portante

, (1.10)

Capacitatea portantă de proiectare N p se determină ținând cont de factorii de siguranță f: conform expresiei (1.5),

Calculul marjei de stabilitate a carcasei cilindrice a rezervorului de combustibil poate fi realizat prin compararea eforturilor

(1.12)

unde s 1р este valoarea calculată a tensiunilor de compresiune longitudinale (meridionale)

Încălzirea aerodinamică a structurii rachetei

Încălzirea suprafeței unei rachete în timpul mișcării acesteia în straturi dense ale atmosferei la viteză mare. UN. - rezultatul moleculelor de aer care afectează racheta sunt decelerate în apropierea corpului său. În acest caz, are loc tranziția energiei cinetice a mișcării relative a particulelor de aer la energia termică.

Dacă zborul este la viteză supersonică, frânarea are loc în principal în unda de șoc care are loc în fața conului nasului rachetei. Decelerarea suplimentară a moleculelor de aer are loc direct chiar la suprafața rachetei, incl. strat limită. Când moleculele de aer sunt decelerate, energia lor termică crește; temperatura gazului de lângă suprafață crește. Temperatura maximă la care poate fi încălzit gazul din stratul limită al unei rachete în mișcare este aproape de așa-numita. temperatura de frânare: T0 \u003d Тн + v2 / 2cp, unde Тн este temperatura aerului de intrare; v este viteza de zbor a rachetei; cp - capacitatea termică specifică a aerului la presiune constantă.

Din zonele de gaz cu o temperatură crescută, căldura este transferată către o rachetă în mișcare, A.N. Există două forme de A. n. - convectiv și radiații. Încălzirea convectivă este o consecință a transferului de căldură din partea exterioară, „fierbinte” a stratului limită către corpul rachetei. Cantitativ, fluxul specific de căldură convectivă este determinat din raportul: qk \u003d? (Te - Tw), unde Te este temperatura de echilibru (temperatura de recuperare este temperatura limitativă la care suprafața rachetei s-ar putea încălzi dacă nu a existat eliminarea energiei); Tw este temperatura reală a suprafeței; ? - coeficientul de transfer de căldură al transferului de căldură convectiv, în funcție de viteza și altitudinea zborului, forma și dimensiunea rachetei, precum și alți factori.

Temperatura de echilibru este aproape de temperatura de stagnare. Tipul dependenței coeficientului? din parametrii enumerați este determinată de regimul de curgere în stratul limită (laminar sau turbulent). În cazul unui flux turbulent, încălzirea convectivă devine mai intensă. Acest lucru se datorează faptului că, pe lângă conductivitatea termică moleculară, fluctuațiile turbulente ale vitezei în stratul limită încep să joace un rol important în transferul de energie.

Pe măsură ce viteza de zbor crește, temperatura aerului din spatele undei de șoc și în stratul limită crește, ca urmare a căreia are loc disocierea și ionizarea moleculelor. Atomii, ionii și electronii rezultați se difuzează într-o regiune mai rece - la suprafața corpului. Acolo are loc o reacție inversă (recombinare), care are loc și cu eliberarea căldurii. Acest lucru oferă o contribuție suplimentară la convectiv.

Când se atinge o viteză de zbor de aproximativ 5 km / s, temperatura din spatele undei de șoc atinge valori la care aerul începe să radieze. Datorită transferului radiant de energie din zonele cu temperaturi ridicate la suprafața rachetei, are loc încălzirea radiației sale. În acest caz, cel mai mare rol îl joacă radiațiile din regiunile vizibile și ultraviolete ale spectrului. Când zburați în atmosfera Pământului la viteze sub prima viteză cosmică (8,1 km / s), încălzirea prin radiație este mică în comparație cu încălzirea convectivă. La a doua viteză cosmică (11,2 km / s), valorile lor devin apropiate, iar la viteze de zbor de 13-15 km / s și mai mari, corespunzătoare întoarcerii pe Pământ, contribuția principală este adusă de încălzirea prin radiații, intensitatea este determinată de fluxul de căldură specific radiației (radiante): ql \u003d? ? 0 Te4, unde? - gradul de negru al corpului rachetei; ? 0 \u003d 5.67.10-8 W / (m2.K4) - emisivitatea unui corp absolut negru.

Un caz particular al lui A.N. este încălzirea unei rachete care se deplasează în atmosfera superioară, unde regimul de curgere este molecular liber, adică calea liberă a moleculelor de aer este proporțională sau chiar depășește dimensiunea rachetei.

Rolul deosebit de important al lui A.N. joacă în timpul revenirii în atmosfera Pământului a navei spațiale și a echipamentului de luptă al rachetelor balistice ghidate. Pentru a combate A.N. navele spațiale și elementele echipamentului de luptă sunt furnizate cu sisteme speciale de protecție termică.

Lit.: Lvov A.I. Proiectarea, rezistența și calculul sistemelor de rachete. Tutorial... - M.: Academia Militară. F.E. Dzerzhinsky, 1980; Bazele transferului de căldură în tehnologia aviației și a rachetelor. - M., 1960; Dorrens W.H., Fluxuri de gaze vâscoase hipersonice. Pe. din engleza - M., 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., Fizica undelor de șoc și a fenomenelor hidrodinamice la temperatură înaltă, ed. A II-a. - M., 1966.

Norenko A.Yu.

Enciclopedia forțelor strategice de rachetă. 2013 .

ÎNCĂLZIRE AERODINAMICĂ - încălzirea corpurilor care se deplasează cu viteză mare în aer sau alt gaz. A. n. indisolubil legat de rezistență aerodinamică, un corp de testare tăiat atunci când zboară în atmosferă. Energia cheltuită pentru depășirea rezistenței este transferată parțial în corp sub forma de A. n. Considerare fizică. a proceselor care determină A. n., este convenabil să se desfășoare din punctul de vedere al unui observator care se află pe un corp în mișcare. În acest caz, se poate observa că incidentul gazos asupra corpului este decelerat în apropierea suprafeței corpului. În primul rând, frânarea are loc în undă de șocformat în fața corpului dacă zborul are loc la viteza supersonică. Decelerarea suplimentară a gazului are loc, ca și în cazul vitezei de zbor subsonice, direct la suprafața corpului, unde este cauzată de forțe vâscoase, forțând moleculele să se „lipească” de suprafață odată cu formarea strat limită.

La decelerarea fluxului de gaz, cineticul acestuia. energia scade, ceea ce în conformitate cu legea conservării energiei duce la o creștere a int. energia gazului și temperatura acestuia. Max. conținut de căldură ( entalpia) al gazului atunci când este decelerat lângă suprafața corpului este aproape de entalpia de decelerare:, unde este entalpia fluxului incident și este viteza de zbor. Dacă viteza de zbor nu este prea mare (1000 m / s), atunci bate. capacitate termică constantă. presiune cu p poate fi considerat constant și temperatura corespunzătoare de decelerare a gazului poate fi determinată din expresie


unde T e - echilibru temp-pa (limitarea temperaturii, până la o tăietură, suprafața corpului s-ar putea încălzi dacă nu există nicio eliminare a energiei), - coeficient. prin transfer convectiv de căldură, indicele marchează parametrii la suprafață. T e este aproape de rata de decelerare și poate fi determinată din expresie

unde r-coeff. recuperarea temperaturii (pentru laminar, pentru turbulent), T 1 și M 1 - temp-pa și Numărul Mach a ext. marginea stratului limită, - raportul bătăilor. capacitatea termică a gazului la constantă. presiune și volum, Relatii cu publicul - numărul Prandtl.

Valoarea depinde de viteza și altitudinea zborului, de forma și dimensiunea corpului, precum și de alți factori. Teoria asemănărilor vă permite să reprezentați legile transferului de căldură sub formă de rapoarte între principalele criterii adimensionale - Numărul Nusselt , Numărul lui Reynolds , Numărul Prandtl și factorul de temperatură luând în considerare variabilitatea fizicii termice. proprietățile gazului de-a lungul stratului limită. Aici și - și viteza gazului, și - coeff. vâscozitatea și conductivitatea termică, L - dimensiunea caracteristică a corpului. Naib. influență asupra convective A. n. redă numărul Reynolds. În cel mai simplu caz al unui flux longitudinal în jurul unei plăci plate, legea transferului de căldură convectivă pentru un strat limitar laminar are forma

unde și sunt calculate la temperatura a pentru un strat limită turbulent

Pe nasul corpului cu sferic plictisitor. forma de transfer de căldură laminară este descrisă prin raportul:

unde r e și m е se calculează la temperatură T e... Acestea pot fi generalizate în cazul calculării transferului de căldură într-un flux continuu în jurul corpurilor de o formă mai complexă cu o distribuție arbitrară a presiunii. Într-un flux turbulent în stratul limită, apare o intensificare a A. n convectivă, asociată cu faptul că, pe lângă conducerea moleculară a căldurii, există. pulsațiile turbulente încep să joace un rol în transferul de energie al gazului încălzit pe suprafața corpului.

Cu teoretic. calcul A. n. o navă spațială care zboară în straturi dense ale atmosferei, fluxul din apropierea corpului poate fi împărțit în două regiuni - inviscidă și vâscoasă (stratul limită). Pe baza fluxului de gaz inviscid din ext. aria este determinată de distribuția presiunii pe suprafața corpului. Debitul într-o regiune vâscoasă cu o distribuție de presiune cunoscută de-a lungul corpului poate fi găsit prin integrarea numerică a ecuațiilor stratului limită sau pentru calcularea A. n. poate fi folosit decomp. metode aproximative.

A. n. joacă creaturi. rol în flux supersonic gaz în canale, în principal în duzele motoarelor rachete. În stratul limită de pe pereții duzei, temperatura gazului poate fi apropiată de temperatura din camera de ardere a motorului rachetă (până la 4000 K). În acest caz, aceleași mecanisme de transfer al energiei către perete funcționează ca în stratul limită al unui corp zburător, ca urmare a căruia A. n. pereții duzei motoarelor rachete.

Pentru a obține date despre A. n., În special pentru corpurile de formă complexă, inclusiv corpurile, simplificate cu formarea regiunilor de separare, efectuați un experiment. studii pe modele mici, similare din punct de vedere geometric în tunele de vânt cu reproducerea parametrilor fără dimensiune definitori (numere M, Re și factorul de temperatură).

Odată cu creșterea vitezei de zbor, temperatura gazului în spatele undei de șoc și în stratul limită crește, ca urmare a căreia are loc și disocierea moleculelor de gaz incidente. Atomii, ionii și electronii rezultați se difuzează într-o regiune mai rece - la suprafața corpului. Există o substanță chimică inversă. reacție - o recombinare care continuă cu eliberarea căldurii. Acest lucru oferă complement. contribuție la convectiv A. n. În cazul disocierii și ionizării, este convenabil să treci de la temperatură la entalpii:


unde -entalpia de echilibru și - entalpia și viteza gazului la ext. limita stratului limită și este entalpia gazului incident la temperatura suprafeței. În acest caz, aceeași critică poate fi utilizată pentru a determina. raport la viteze de zbor relativ mici.

Când zburați la altitudini mari, fizico-chimicul fără echilibru poate afecta încălzirea convectivă. transformări. Acest fenomen devine semnificativ când se caracterizează timpii caracteristici de disociere, ionizare etc. reacțiile devin egale (în ordinea mărimii) cu timpul de ședere al particulelor de gaz într-o regiune cu o temperatură crescută în apropierea corpului. Influența fizică și chimică. neechilibru pe A. n. se manifestă prin faptul că produsele de disociere și ionizare, formate în spatele undei de șoc și în partea de temperatură înaltă a stratului limită, nu au timp să se recombine în partea de perete apropiat, relativ rece a stratului limită, căldura reacției de recombinare nu este eliberată, iar A. scade. În acest caz, catalizatorul joacă un rol important. proprietățile materiale ale suprafeței corpului. Folosind materiale sau acoperiri cu catalizator redus. activitate în legătură cu reacțiile de recombinare (de exemplu, dioxid de siliciu), este posibilă reducerea semnificativă a valorii convective A. n.

Dacă prin suprafața permeabilă a corpului există o alimentare ("suflare") a unui agent de răcire gazos în stratul limită, atunci intensitatea A. n convectivă. scade. Acest lucru se întâmplă cap. arr. ca rezultat, adăugați. consumul de căldură pentru încălzirea gazelor suflate în stratul limită. Efectul reducerii fluxului de căldură convectivă la injectarea gazelor străine este cu atât mai puternic, cu cât este mai mică greutatea moleculară a acestora, deoarece bătăile cresc. capacitatea termică a gazului injectat. În cazul unui flux laminar în stratul limită, efectul de suflare este mai pronunțat decât în \u200b\u200bcel turbulent. Cu bătăi moderate. debitul gazului injectat, scăderea fluxului de căldură convectivă poate fi determinată de formulă

unde este fluxul de căldură convectivă la suprafața impermeabilă echivalentă, G - bate. debitul masic al gazului injectat prin suprafață și - coeficientul. injectare, în funcție de regimul de curgere în stratul limită, precum și de proprietățile gazelor de intrare și injectate. Încălzirea prin radiație are loc din cauza transferului de energie radiantă din zonele cu o temperatură crescută pe suprafața corpului. În acest caz, joacă cel mai mare rol în regiunile UV și vizibile ale spectrului. Pentru teoretic. calculul radiației încălzirea este necesară rezolvarea sistemului de ecuații integro-diferențiale ale radiației. gaz, luând în considerare propriile. emisia de gaze, absorbția radiației de către mediu și transferul energiei radiante în toate direcțiile în regiunea de temperatură înaltă a fluxului care înconjoară corpul. Radiația integrală a spectrului curgere q P0 la suprafața corpului poate fi calculat folosind Legea radiației lui Stefan-Boltzmann:

unde T 2 - gaz temp-pa între unda de șoc și corp, \u003d 5,67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - constanta lui Stefan, - ef. gradul de emisivitate al volumului radiant de gaz, care în prima aproximare poate fi considerat ca o izotermă plană. strat. Valoarea lui e este determinată de un set de procese elementare care determină emisii de gaze la temperatura ridicată pax. Depinde de viteza și altitudinea zborului, precum și de distanța dintre unda de șoc și corp.

Dacă da. valoarea radiației A. n. grozav atunci creaturi. începe să joace rolul radiațiilor. răcirea gazului în spatele undei de șoc asociată cu transferul de energie din volumul radiant în mediu inconjurator și scăderea temperaturii acestuia. În acest caz, la calcularea radiației. A. n. trebuie introdusă o modificare, a cărei valoare este determinată de parametrul de evidențiere:


unde este viteza de zbor, este densitatea atmosferei. Când zburați în atmosfera Pământului la viteze sub prima radiație cosmică. A. n. mic comparativ cu convectiv. La al doilea cosm. viteza sunt comparate în ordinea mărimii și la viteze de zbor de 13-15 km / s, corespunzătoare întoarcerii pe Pământ după zbor către alte planete, principale. contribuția se face prin radiații A. n.

Un caz special de A. n. Încălzirea corpurilor se deplasează în sus. straturi ale atmosferei, unde regimul de curgere este liber-molecular, adică moleculele de gaz sunt proporționale sau chiar depășesc dimensiunile corpului. În acest caz, educația undă de șoc nu apare la viteze mari de zbor (de ordinul primei cosmice) pentru calcularea A. n. se poate folosi f-la simplu

unde este unghiul dintre normal la suprafața corpului și vectorul vitezei de curgere care se apropie, și - coeff. cazarea, care depinde de proprietățile gazului incident și de materialul de suprafață și, de regulă, este aproape de unitate.

Cu un. legat de problema „barierei termice” apărută în crearea avioanelor supersonice și a vehiculelor de lansare. Un rol important al lui A. n. se joacă atunci când cosmicul se întoarce. vehiculele în atmosfera Pământului, precum și atunci când intră în atmosfera planetelor cu viteze de ordinul celui de-al doilea spațiu și mai mari. Pentru a combate A. n. se aplică specialități. sisteme protectie termala.

Lit.: Proprietăți de radiație ale gazelor la temperaturi ridicate, M., 1971; Fundamentele teoriei zborului navei spațiale, M., 1972; Bazele transferului de căldură în tehnologia aeronautică și spațială a rachetelor, M., 1975. I. A. Anfimov.

 

Ar putea fi util să citiți: