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

  • 2. Ecuația împingerii ca rezultat al acțiunii tuturor forțelor gazodinamice. Impuls de tracțiune completă. Impuls specific și împingere specifică. Presiune, temperatura de ardere a combustibilului, energie și perfecțiunea masei
  • 3. Calculul termodinamic al proceselor din camera. Caracteristicile termodinamice de bază ale combustibilului, procedura de determinare a acestora.
  • 5. Determinarea parametrilor gazodinamici ai debitului în duză folosind funcții gazodinamice.
  • 6. Tipuri de taxe și principalele lor caracteristici. Cerințe pentru taxe. Alegerea suprafeței de ardere necesare Calculul sarcinii formei canal-slot.
  • 8. Motivele abaterii parametrilor RDTT de la valoarea nominală. Determinarea dispersiei vbx. Presiune și proiect de regulament.
  • 8.1 Clasificarea lichidelor, domenii de aplicare, avantaje si dezavantaje Caracteristicile camerei si motorului. Factori de pierdere. Caracteristici: consumabil mare. Combustibil pentru lichid
  • 9. Principalele elemente ale proceselor de transformare. Scopul și tipurile de duze. capete K.S Diagrame de aranjare a duzelor. Calculul raportului secțiunii transversale a camerei.
  • 10. Reglementarea căii ferate Pornirea și oprirea motorului. Principalele sarcini ale reglementării.
  • 11. Lichid de răcire. Procesele de schimb de căldură și de protecție a pereților camerei de ardere. Caracteristicile transferului de căldură. Metode de răcire. Calcul de răcire.
  • 13. La sistem de control. Tipuri de traiectorii. Determinarea intervalului de zbor. Traiectoria de ghidare. La sistemele de control.
  • 14. Principalele caracteristici ale RDTT
  • 15.La layout
  • 16. Diagrame de amplasare a rachetelor; modalităţi de a crea forţe şi momente de guvernare. Principiul spargerii rachetei în etape.
  • 17. Greutatea principală și caracteristicile geometrice ale aeronavei
  • 18. Scheme de proiectare de bază ale motoarelor hibride, turboreactor, rachetă-estasioreactor, combinate rachetă-statorreactor. Noduri și elemente de bază.
  • 19.Traiectoria eliptică. Integrală de zone și energii. Forma și secțiunile principale ale traiectoriei Unghiul optim de aruncare Estimarea razei de zbor pe traiectorii eliptice și parobalice.
  • 21. Sisteme de control al mișcării LA, scopul lor și diagrama structurală generală. Controlul intervalului de zbor.
  • 3. Controlul intervalului de zbor.
  • 3. Controlul intervalului de zbor. Potrivit lui Bulbovich:
  • 22. Mișcare revoltată la. Linearizarea ecuațiilor mișcării perturbate. Descompunerea mișcării perturbate în longitudinal și lateral. Coeficienți dinamici.
  • 25. Dinam de clasificare. Încărcături care acționează asupra la la diferite etape ale funcționării acestuia. Sarcina de transport. Sarcina de vant. Încărcare acustică. Pulsația de presiune în camera rdmt.
  • 29. Probleme de analiză dinamică a la. Principalele sarcini ale analizei dinamice. Metode de rezolvare a problemelor dinamice. Soluții tehnice în stadiul analizei dinamice.
  • 33. Principalele caracteristici ale fluxului bifazic. Pierderile de impuls specifice în duză: clasificarea lor, procesele fizice care le provoacă.
  • 37. Numirea cozii. Echilibrarea dependenței. Abordare generală a alegerii penelor în aproximarea inițială.
  • 44. Modele de bază ale stării efort-deformare, utilizate pentru sarcinile ferm atașate ale RDTT. Marjele de siguranță ca raport dintre sarcinile de rupere și 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 sub formă de matrice.
  • 46. ​​​​Calculul plăcilor. Ecuații și ipoteze de bază. Derivarea ecuațiilor de bază ale teoriei plăcilor subțiri într-un sistem de coordonate carteziene.
  • 47 Îndoirea plăcilor. Ecuația diferențială pentru suprafața elastică a plăcii. Metode de rezolvare a ecuației diferențiale a unei plăci.
  • 48. Geometria scoicilor revoluției. Ipotezele lui Kirchhoff-Lyav și relațiile geometrice. Relații de bază ale teoriei generale a cochiliilor.
  • 49. Ecuații ale teoriei instantanee a cochiliilor (bto). Eliminarea problemei axisimetrice. Învelișuri sferice și cilindrice sub acțiunea presiunii interne.
  • 51. Stabilitatea carcaselor cilindrice. Ecuații de bază ale stabilității învelișurilor cilindrice. Stabilitatea carcaselor cilindrice sub compresie axială și presiune externă.
  • 52. Principalele forțe care acționează asupra carenei în zbor și natura modificărilor acestora. 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 cristalului lichid.
  • 54. Proiectarea și calculul blocurilor de duze motor.
  • 55. Proiectarea și calculul carcasei camerelor de ardere ale RDTT.
  • 56. Proiectarea și calculul comenzilor
  • 57. Proiectarea și caracteristicile tehnologice ale conexiunilor.
  • 2.Inseparabil
  • 58. Proiectarea bancurilor de încercare a presiunii pentru motoare
  • 59. Fiabilitatea la stadiul de dezvoltare.
  • 60.La fiabilitatea în stadiul de producție în serie.
  • 61. Conținutul testelor operaționale ale RDTT în timpul dezvoltării.
  • 62. Testul RDTT pentru siguranța serviciului.
  • 63. Metode de țintire a țintei. Sisteme de control Zur.
  • 64. Traiectorii estimate - telecomandate, autoghidate, cu sistem de control combinat.
  • 65. Clasificarea rachetelor de croazieră. Tipuri de traiectorii rachetelor de croazieră. Traiectoria de scufundare a unei rachete de croazieră.
  • 66. Caracteristici ale proiectării, sistemului de ghidare și proiectării rachetelor aeronavelor. Rachete anti-satelit
  • 68. Clasificarea proiectilelor rachete
  • 69. Metode de realizare a analizei de rezistență statică a unei sarcini de RDTT ferm atașate folosind pachete cu elemente finite.
  • 70. Tehnica pentru analiza modală a unei sarcini solid atașate de RDTT folosind pachete cu elemente finite.
  • 71. Metode de analiză armonică a unei sarcini de RDTT ferm atașate folosind pachete cu elemente finite.
  • 72. Metode pentru analiza dinamică a unei sarcini de RDTT ferm atașate folosind pachete cu elemente finite.
  • 73. Metode de determinare a cuvei unei sarcini ferm legate rdmt sub acțiunea temperaturii folosind pachete cu elemente finite.
  • 74. Metoda de realizare a analizei temperatură-rezistență a unei încărcături de RDTT ferm atașate folosind pachete cu elemente finite.
  • 75. Metodologie de calcul a stabilității unei carcase cilindrice folosind pachete cu elemente finite.
  • 76. Informații generale despre pkm. Definiții de bază, structura materialelor, faze, scopul lianților și materialelor de umplutură în compoziția materialelor.
  • 78. Produse de formare din metode PCM de formare: bobinare, presare, turnare în autoclavă, moduri de turnare.
  • 79. Fizica si mecanica, termofizica etc. Proprietati carbon, sticla, organo, boroplastice, termoplastice km.
  • 80. Nodurile tensionate termic la și dla din pcm. Calculul câmpurilor de temperatură, analiza grosimilor cu și fără ablație, evaluarea căldurii și rezistenței termice.
  • 81. Caracteristicile structurale ale materialului și luarea în considerare a acestora în structuri, analiza rezistenței.
  • 82. Rezistenta chimica a PCM in structurile la si dla
  • 83. Pregătirea tehnică a producţiei.
  • 84. Tipul de producție și definiția ei.
  • 85. Diagrame cu puncte și curbe practice de distribuție (dispersie) a dimensiunilor (erori).
  • 86. Clasificarea bazelor. Principii de aliniere a bazelor la construirea operațiunilor. Principiul constanței bazelor.
  • 87. Erori la prelucrare cauzate de instalarea semifabricatelor.
  • 88. Alocații. Alocații maxime și minime.
  • 89. Conceptul de fabricabilitate. Cuantificarea fabricabilității. Evaluarea calitativă a fabricabilității.
  • 90. Principii de bază ale construcției proceselor tehnologice.
  • 91 Principii pentru selectarea combustibilului și a formei de încărcare pentru un proiect specific al unui motor de rachetă
  • 92. Analiza comparativă a caracteristicilor combustibililor solizi balistici și mixti.
  • 93. Caracteristici ale designului sarcinii finale de ardere.
  • 94. Factori care afectează viteza de ardere a combustibilului solid
  • 95. Principiul alegerii unei acoperiri de rezervare pentru taxa vt.
  • 96. Tipuri de compoziții inflamabile și principii de proiectare a aprindetoarelor.
  • 97. Tehnologie pentru producerea de încărcături din combustibili solizi compoziți.
  • 98. Tehnologia de fabricație a încărcăturilor din combustibili solizi balistici.
  • 99. Tehnologia de aplicare a 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 umplerea acestora.
  • 102. Tehnologia de producere a compoziţiilor de aprindere pirotehnice.
  • 109. Numirea și conținutul caietului de sarcini.
  • 110 Scopul și conținutul propunerii tehnice
  • 111. Scopul și conținutul proiectelor și proiectelor tehnice
  • 112. Numirea și conținutul programului și metodelor 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 - greutatea încărcării

    q k = Q 0 -Q T - greutatea uscată a rachetei

    2

    ... Ecuația de împingere

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

    Ra = Rn - modul de tracțiune de proiectare. În practica ingineriei, împreună cu calculul direct al forței, există o metodă de calcul:
    , unde R bate = R / G - împingerea specifică - principala caracteristică energetică a combustibililor solizi (împingerea raportată la unitatea de debit de masă)

    3
    ... Impulsul total:

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

    15.La layout

    După aceea, se determină masa și dimensiunile totale ale unităților, încărcăturilor și blocurilor de echipamente plasate în interiorul carenei, următoarea etapă este amenajarea aeronavei - alegerea formelor exterioare și aranjarea reciprocă a pieselor, unităților și sarcinilor plasate pe Aeronava.

    Dispunerea aerodinamică (externă) a aeronavei este caracterizată de poziția relativă a carenei și a suprafețelor de sprijin care creează portanță (aripi, cârme, stabilizatoare și destabilizatoare). Scopul principal: determinarea sarcinilor aerodinamice.

    Aspect volumetric (intern) - amplasarea tuturor unităților la bordul aeronavei (sistem de propulsie, marfă țintă, echipamente ale sistemului de control, surse de energie la bord). Trebuie create condiții pentru funcționarea fiabilă și eficientă a tuturor mărfurilor și echipamentelor amplasate pe aeronavă; confort tehnic. Oferă o densitate mare a aspectului, ceea ce ajută la reducerea volumului și greutății aeronavei. Trebuie asigurată poziția necesară a centrului de masă a aeronavei.

    Dispunerea structurală se caracterizează prin schema structural-putere (CSC) și soluții tehnologice, a căror alegere se datorează aspectului volumetric, designului aerodinamic și sarcinilor externe care acționează asupra aeronavei. Dispunerea structurală afectează: rezistența și rigiditatea structurii aeronavei, deciziile de proiectare și tehnologia adoptate și metodele de fabricație, testare, asamblare și transport a aeronavei; împărțirea structurii aeronavei în unități, compartimente și ansambluri; interschimbabilitatea elementelor structurale individuale; forma aeronavei și restricțiile generale; alegerea locației articulațiilor cap la cap.

    Dispunerea sistemelor de propulsie: combustibilul este o masă consumabilă, de aceea trebuie plasat lângă CM. Cerințele pentru amplasarea motoarelor depind în mare măsură de tipul lor și de scopul aeronavei.Camerele motoarelor principale de rachetă sunt de obicei situate în secțiunea de coadă a carenei. Sarcinile trebuie transferate la ansamblul portant fără deformarea pielii. La instalarea motoarelor de rachetă cu propulsie lichidă cu mai multe camere (propelenți solizi cu mai multe duze), este necesar să se țină cont de apariția fluxurilor de căldură convective inverse - gaze fierbinți din duză - care provoacă încălzirea suplimentară a secțiunii de coadă a LA. . cel mai convenabil, cu toate acestea, creează cea mai mare răspândire a centrului de masă în timpul consumului de combustibil. Amplasarea rachetei cu combustibil solid în partea de mijloc a corpului aeronavei este cea mai favorabilă din punctul de vedere al alinierii aeronavei, totuși, duce la necesitatea folosirii duzelor laterale la combustibilii solizi, care creează pierderi suplimentare de tracțiune datorită înclinării duzelor față de axa aeronavei, sau instalarea unei conducte de gaz între camera rachetei cu combustibil solid și duza axială, prezența ceea ce complică dispunerea echipamentelor din compartimentele de coadă ale aeronavei și pierderi Atunci când motoarele de rachetă cu propulsie solidă sunt amplasate nazal, gazele care curg din duza inelară din nas se spală peste întregul corp a aeronavei, ceea ce determină încălzirea acestuia și, de asemenea, perturbă funcționarea comenzilor aerodinamice.

    Dispunerea echipamentului: este necesar să se asigure condițiile cerute în ceea ce privește temperatura, presiunea și umiditatea, pentru a preveni influențele termice excesive din sistemul de propulsie și încălzirea aerodinamică, interferența electromagnetică dăunătoare de la unitățile de echipamente adiacente, pentru a preveni interferențele cu recepția și transmiterea semnale de control, pentru limitarea eventualelor fluctuații și deformare a compartimentelor instrumentelor.Echipamentul este de obicei completat în blocuri, fiecare având aceleași condiții de funcționare, și nu scopul propus. Trebuie asigurat acces comod la echipamente (trape). Sistemul de control este instalat de obicei în apropierea sistemului de încălzire centrală, deoarece există un impact mai mic asupra geroscoapelor din cauza vibrațiilor structurii. Echipamentele electronice, senzorii, unitățile de calcul sunt de obicei instalate în nasul aeronavei. Antenele pentru capete de orientare radar (RLGSN) sunt acoperite cu un caren radio-transparent. Elementele de acționare (caile de direcție și transmisii) trebuie să fie amplasate în apropierea volanelor și a altor comenzi. Sursele de energie electrică de bord sunt de obicei instalate în apropierea consumatorilor majori de energie. Cablurile care conectează dispozitivele cu surse de alimentare, precum și diverse conducte pot fi așezate în interiorul corpului aeronavei sau într-un cablaj special.

    "

Se are în vedere o lansare aeriană (lansare dintr-o aeronavă) a unui ILV cu o masă de 103 tone.Catapulta trebuie să o accelereze până la o viteză care să asigure că racheta părăsește aeronava fără șoc. Racheta se deplasează pe juguri de-a lungul ghidajelor, iar după ce o pereche de juguri rămâne pe ghidaje, sub acțiunea gravitației începe să dobândească o viteză unghiulară, în urma căreia se poate produce o coliziune cu rampa aeronavei.

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

În comparație cu o lansare cu mortar, lansarea unui ILV dintr-o aeronavă folosind o catapultă are o serie de avantaje: nu există forță (undă) și efect termic al gazelor fierbinți asupra aeronavei, racheta poate avea suprafețe aerodinamice, dimensiunile lansării. sistem sunt reduse, ceea ce simplifică dispunerea acestuia în compartimentul de marfă, poate fi îndepărtată racheta în orientarea corectă (capul spre flux). Ultimele avantaje permit ca viteza aeronavei să fie utilizată pentru a conferi o viteză inițială rachetei.

Se folosește o schemă de catapultă cu doi cilindri de tragere. Masa totală a părților mobile ale catapultei, pe baza calculelor preliminare, a fost luată egală cu 410 kg. Deoarece timpul de funcționare al acestei catapulte este mult mai mare decât cel considerat mai sus, se are în vedere o schemă cu două GG care funcționează în serie, ceea ce permite modificarea debitului de gaz într-un interval mai mare decât într-o schemă cu un GG. Având în vedere distanța mare dintre cilindrii de putere (2,5 m) și, prin urmare, lungimea mare a conductelor de legătură, se au în vedere scheme cu două GG-uri care alimentează ambii cilindri de putere în serie și cu două perechi de GG-uri, fiecare pereche alimentând propriul cilindru. . În acest caz, se folosește o țeavă de legătură cu un diametru de 50 mm pentru a egaliza presiunile dintre cilindri. Pe baza puterii rachetei și a nodurilor de sprijin (elementele împotriva cărora se sprijină traversarea catapultei), calculele au fost efectuate pentru valorile forței totale create de catapultă: Lcat = 140 t și Lcat = 160 t. Rețineți că forța totală care acționează asupra aeronavei la pornire este mai mică decât aceste valori de mărimea forței de frecare în jugurile ILV. Acest circuit folosește un dispozitiv de frânare pneumatic. La efectuarea calculelor s-a avut în vedere că în momentul declanșării catapultei, avionul face o manevră de „alunecare”. În acest caz, unghiul de înclinare este de 24 °, ceea ce contribuie suplimentar la accelerarea ILV datorită proiecției forței gravitaționale, iar accelerația laterală aparentă a gravitației în compartimentul de marfă este de 3 m / s2. Se utilizează un combustibil balistic la temperatură joasă, cu o temperatură de ardere la o presiune constantă de 2200 K. Presiunea maximă în generatorul de gaz nu trebuie să depășească 200-105 Pa.

În varianta 1 cu o forță maximă de 140 tone (schemă cu două perechi de generatoare de gaz), după o serie de calcule preliminare, s-a ales timpul de funcționare al primei camere 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 orificiului duzei din cea de-a doua cameră este de 53 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,7 mm, aria inițială a suprafeței de ardere este de 0,365 m2, iar masa încărcăturii este de 4,95 kg. Diametrul camerei de lucru a cilindrului de putere 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 traversare a fost de 12,7 m/s (deoarece lungimea ghidajelor la utilizarea catapultei este, de regulă, mai mare decât cursul catapultei). , viteza rachetei la părăsirea ghidajelor diferă de viteza pe care catapulta o conferă rachetei). Temperatura maximă a peretelui interior al cilindrului de putere este de 837 K, tija este de 558 K.

Anexa 3 oferă grafice corespunzătoare acestei opțiuni. Timpul de pornire al celui de-al doilea HG este selectat astfel 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 ceva mai târziu decât timpul estimat, prin urmare, curba presiunii în cilindrii de putere poate avea o mică scădere. Dacă al doilea HS este pornit mai devreme, va apărea o creștere nedorită a presiunii pe curbă. În fig. A3.1 arată dependențele 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 căii. După cum se poate observa din curbe, aria integrandului este aproape de maximul posibil (ținând cont de limitarea forței maxime). Utilizarea unui HG în două trepte permite o viteză mare.

Pentru varianta 2 (o catapulta care dezvolta un efort de 160 t) diametrul cilindrului de putere a fost crescut la 240 mm, diametrul tijei a fost crescut 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 0,112 m2, masa încărcăturii este de 1,43 kg (pentru fiecare GG). Diametrul deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 60 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,4 mm, aria inițială a suprafeței de ardere este de 0,43 m2, iar masa încărcăturii este de 5,8 kg. În același timp, accelerația maximă ILV a fost de 18,5 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversare a fost de 13,4 m / s. Temperaturile maxime ale peretelui interior al cilindrului de putere (850 K), tijei (572 K) practic nu s-au schimbat.

În continuare, luați în considerare o schemă în care ambii cilindri de putere funcționează din aceleași două GG-uri declanșate succesiv. Pentru a face acest lucru, trebuie să utilizați un colector (conductă) suficient de mare care conectează 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, un punct de curgere de 280 MPa la o temperatură de 293 K și 170 MPa la o temperatură de 873 K, care are un coeficient termic ridicat. conductivitate.

Pentru varianta 3 cu o forță de 140 de tone, se presupune că diametrul conductei de legătură este de 110 mm cu o grosime a peretelui de 13 mm. Diametrul cilindrului de putere, ca și 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 deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 84 mm, diametrul canalelor din dame este de 8,0 mm, aria 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 traversare a fost de 12,65 m/s (0,05 m/s mai mică decât în ​​opțiunea 1). Temperatura maximă a peretelui interior al cilindrului de putere este de 755 K, tija este de 518 K (scăzută cu 40-80 K din cauza pierderii de căldură în 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 este redusă considerabil 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 și masa de încărcare este de 12,8 kg. În același timp, accelerația maximă a ILV este de 18,4 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversare este de 13,39 m / s. Temperaturile maxime ale peretelui interior al cilindrului de putere sunt 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 la 1075 K, ceea ce este încă permis.

În concluzie, să luăm în considerare influența numărului de GG-uri asupra fiabilității catapultei. Un GG cu o singură treaptă va oferi fiabilitate maximă la viteza minimă de evacuare a rachetei. În cazul nepornirii GH, accidentul nu are loc. Rata de emisie poate fi crescută prin creșterea vitezei de ardere a combustibilului, a indicatorului din legea arderii, a presiunii la sfârșitul funcționării GG la 60-80 MPa (presiunea în cilindrii de putere și în conductă rămâne neschimbată), diametrul a conductei (volumul initial).

GG general în două trepte are mai puțină fiabilitate, dar oferă o creștere a vitezei de ejectare a rachetei. În cazul nelansării celei de-a doua etape, apare una dintre următoarele opțiuni: racheta este aruncată la o viteză mică, excluzând utilizarea ulterioară a acesteia, racheta atinge aeronava cu consecințe nesemnificative (incapacitatea de a închide complet rampa,

imposibilitatea presurizării ulterioare a compartimentului de marfă), deformarea sau impactul rachetei asupra aeronavei, ducând la avarii sau incendiu și, în cele din urmă, la moartea aeronavei. Pentru a crește fiabilitatea în acest caz, pot fi luate următoarele măsuri pentru a preveni dezvoltarea mai proastă a evenimentelor, dublarea sistemelor de lansare a generatorului principal din etapa a doua și o creștere a timpului de funcționare a generatorului principal din prima etapă (datorită căreia ieșirea rachetei) viteza atunci când funcționează numai generatorul principal din prima etapă va crește atât de mult încât consecințele nelansării nu vor fi atât de periculoase), o schimbare în proiectarea aeronavei, excluzând accidentul acesteia atunci când racheta iese cu o viteză mai mică. De menționat că, în variantele luate în considerare, atunci când se declanșează doar primul GG, viteza de ieșire a rachetei va scădea cu 3-4 m/s.

În zbor spre OUT, structura corpului rachetei experimentează încălzire aerodinamică. Învelișurile compartimentelor de combustibil sunt încălzite suplimentar cu un generator de gaz, temperatura de încălzire poate ajunge la 250-300 ° C. La calcularea marjelor de siguranță și a stabilității, caracteristicile mecanice ale materialului (rezistența finală și modulul de elasticitate) sunt luate în considerare ținând cont de încălzirea structurii.

Figura 1.3 prezintă o diagramă schematică a încărcării compartimentului de combustibil. Forțe axiale sunt aplicate carcaselor de sprijin (adaptoare); forțe laterale și momente încovoietoare; fundurile și carcasele cilindrice ale rezervoarelor sunt afectate de suprapresiunea internă pн și presiunea hidrostatică determinată de înălțimea coloanei de lichid H și de valoarea suprasarcinii axiale nx1. Figura 1.3 prezintă, de asemenea, o diagramă a forțelor axiale care apar în secțiunile transversale ale compartimentului de combustibil. Aici, efectul unui moment încovoietor este redus la o forță suplimentară de compresiune axială Δ N, care este calculată din valoarea maximă a tensiunilor normale într-un panou comprimat:

Aici W = pR2h este momentul de rezistență secțiune transversală carcasa cilindrica a rezervorului de combustibil. Cu Fsec = pDh, forța axială echivalentă este DN = 4M / D.

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

Figura 1.3 - Schema de incarcare a compartimentului de combustibil.

La rezervorul de jos, carcasa cilindrica funcționează pentru compresie longitudinală, prin urmare, pe lângă verificarea rezistenței, trebuie verificată stabilitatea. Capacitatea portantă a acestei carcase va fi determinată de suma sarcinii critice și a forței axiale de împingere

, (1.4)

si tinand cont de componenta de la indoire

(1.5)

Determinarea valorii critice a tensiunii incluse în această expresie este cea mai importantă sarcină atunci când se verifică stabilitatea unei carcase cilindrice cu pereți subțiri comprimate longitudinal a unui rezervor de combustibil

Baza teoretică pentru dezvoltarea metodelor de evaluare a capacității de transport a structurilor cu pereți subțiri ale corpurilor de rachete cu propulsie lichidă este teoria stabilității obuzelor elastice.

Primele soluții la această problemă datează de la începutul secolului. În 1908-1914. independent unul de celălalt R. Lorenz şi S.P. Timoșenko a obținut o formulă fundamentală pentru determinarea tensiunilor critice ale unei carcase cilindrice elastice comprimate longitudinal:

(1.6)

Această formulă determină limita superioară a tensiunilor critice ale carcasei cilindrice netede (izotrope) de formă ideală. Dacă raportul lui Poisson este luat m = 0, З, atunci formula (1.6) va lua forma:

(1.7)

Formulele prezentate sunt obținute în baza unor ipoteze stricte ale idealității formei și a instantaneului stării subcritice a unei învelișuri cilindrice elastice, care sunt caracteristice formulării clasice a problemelor de stabilitate. Ele fac posibilă estimarea limitei superioare a capacității portante a carcaselor cilindrice cu pereți subțiri comprimate longitudinal de lungime medie. Deoarece ipotezele de mai sus nu sunt implementate în practică, tensiunile critice reale observate în timpul testelor de compresie axială ale carcaselor cilindrice sunt semnificativ mai mici (de 2 ori sau mai mult) decât valorile superioare. Încercările de a rezolva această contradicție au condus la crearea unei teorii neliniare a stabilității cochiliei (teoria deviațiilor mari).

Primele soluții ale problemei luate în considerare într-o formulare neliniară au dat rezultate încurajatoare. 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 pe sarcina critică, determinată ținând cont de influența neregularităților inițiale ale formei folosind o teorie neliniară. Cu toate acestea, în acest caz, pot fi obținute doar valori aproximative ale sarcinilor critice, deoarece influența unor factori necontabiliați (încărcare neuniformă, împrăștiere a caracteristicilor mecanice ale materialelor etc.), de natură aleatorie, introduce o eroare vizibilă pentru subțiri. -structuri cu ziduri. În aceste condiții, la evaluarea capacității portante a structurilor de rachete dezvoltate în organizații de proiectare preferă să se concentreze pe rezultate cercetare experimentală.

Primele experimente de masă pentru a studia stabilitatea cochiliilor cilindrice cu pereți subțiri comprimate 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, se discută dependențe empirice propuse de diverși autori pentru atribuirea parametrului. ... În special, pentru carcasele realizate cu grijă este recomandată o formulă obținută de oamenii de știință americani (Weingarten, Morgan, Seid) pe baza prelucrării statistice a rezultatelor studiilor experimentale publicate în literatura străină înainte de 1965.

(1.9)

Scopul verificării stabilității rezervorului de combustibil al unei rachete lichid este de a determina funcționarea corpului rezervorului sub acțiunea sarcinilor externe care provoacă compresia longitudinală a carcasei cilindrice a rezervorului. În conformitate cu standardele de rezistență, fiabilitatea structurii va fi asigurată dacă capacitatea portantă a acesteia, ținând cont de efectul încălzirii asupra tensiunilor critice scr, este egală sau mai mare decât valoarea calculată a sarcinii axiale reduse, adică. va fi îndeplinită condiţia care determină marja de stabilitate pentru capacitatea portantă

, (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 efectuat prin compararea tensiunilor

(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 faptului că moleculele de aer care lovesc racheta sunt decelerate în apropierea corpului acesteia. În acest caz, are loc tranziția energiei cinetice a mișcării relative a particulelor de aer la energia termică.

Dacă zborul se face din viteza supersonică, frânarea are loc în primul rând în unda de șoc care apare în fața conului nasului rachetei. Decelerația suplimentară a moleculelor de aer are loc direct chiar la suprafața rachetei, inclusiv. 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 apropiată de așa-numita. temperatura de frânare: T0 = Тн + v2 / 2cp, unde Тн - 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 ridicată, căldura este transferată către o rachetă în mișcare, A.N. Există două forme de A. n. - convective și radiații. Încălzirea convectivă este o consecință a transferului de căldură din partea exterioară, „fierbintă” a stratului limită către corpul rachetei. Cantitativ, fluxul de căldură convectiv specific este determinat din raportul: qk =? (Te - Tw), unde Te este temperatura de echilibru (temperatura de recuperare este temperatura limită la care suprafața rachetei s-ar putea încălzi dacă nu ar exista o eliminare de energie); Tw este temperatura reală a suprafeței; ? - coeficientul de transfer de căldură al transferului de căldură convectiv, în funcție de viteza și altitudinea zborului, de forma și dimensiunea rachetei, precum și de alți factori.

Temperatura de echilibru este apropiată de temperatura de stagnare. Tipul de dependență de coeficient? din parametrii enumerați este determinat 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 vitezei turbulente în stratul limită încep să joace un rol esențial în transferul de energie.

Odată cu creșterea vitezei de zbor, temperatura aerului din spatele undei de șoc și din stratul limită crește, în urma căreia are loc disocierea și ionizarea moleculelor. Atomii, ionii și electronii rezultați difuzează într-o regiune mai rece - la suprafața corpului. Acolo, are loc o reacție inversă (recombinare), care are loc și cu eliberarea de căldură. Aceasta oferă o contribuție suplimentară la convectivă.

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 prin radiație a acesteia. În acest caz, cel mai mare rol îl joacă radiațiile în regiunile vizibile și ultraviolete ale spectrului. Când zboară în atmosfera Pământului la viteze mai mici decât prima viteză cosmică (8,1 km/sec), încălzirea prin radiație este mică în comparație cu încălzirea convectivă. La a doua viteză cosmică (11,2 km/s), valorile lor se apropie, iar la viteze de zbor de 13-15 km/s și mai mari, corespunzătoare întoarcerii pe Pământ, contribuția principală o are încălzirea prin radiație, intensitatea este determinată de fluxul de căldură specific radiației (radiante): ql =? ? 0 Te4, unde? - gradul de întuneric al corpului rachetei; ? 0 = 5,67,10-8 W / (m2.K4) - emisivitatea unui corp absolut negru.

Într-un caz anume, 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 întoarcerii în atmosfera Pământului a navelor spațiale și a echipamentelor de luptă ale rachetelor balistice ghidate. Pentru a combate A.N. navele spațiale și elementele echipamentului de luptă sunt dotate cu sisteme speciale de protecție termică.

Lit.: Lvov A.I. Proiectarea, rezistența și calculul sistemelor de rachete. Tutorial... - M .: Academia Militară. F.E. Dzerjinski, 1980; Fundamentele transferului de căldură în aviație și ingineria 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 rachete. 2013 .

ÎNCĂLZIRE AERODINAMICĂ- încălzirea corpurilor care se deplasează cu viteză mare în aer sau alt gaz. A. n. indisolubil legată de rezistenta aerodinamica, un corp de testare tăiat atunci când zboară în atmosferă. Energia cheltuită pentru depășirea rezistenței este parțial transferată organismului sub formă de A. n. Considerarea fizică. dintre procesele care determină A. n., este convenabil să se efectueze din punctul de vedere al unui observator care se află pe un corp în mișcare. În acest caz, se poate observa că gazul incident pe corp este decelerat lângă suprafața corpului. În primul rând, frânarea are loc în unda de soc formata in fata corpului daca zborul are loc cu viteza supersonica. Decelerația ulterioară a gazului are loc, ca și în cazul vitezelor de zbor subsonice, direct chiar la suprafața corpului, unde este cauzată de forțele de vâscozitate, forțând moleculele să se „lipească” de suprafață odată cu formarea. strat limită.

Când decelerați fluxul de gaz, cinetica 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 ( entalpie) a gazului când este decelerat lângă suprafața corpului este aproape de entalpia de decelerare:, unde este entalpia debitului incident și este viteza de zbor. Dacă viteza de zbor nu este prea mare (1000 m / s), atunci bate. capacitatea termică constantă. presiune cu p poate fi considerat constant iar decelerația gazului corespunzătoare temp-pa poate fi determinată din expresie


Unde T e- temp-pa de echilibru (temperatură limită, până la o tăietură suprafața corpului s-ar putea încălzi dacă nu ar exista eliminarea energiei), - koef. transfer de căldură convectiv, indicele marchează parametrii pe suprafață. T e este apropiată de temperatura de frânare și poate fi determinată din expresie

Unde r-coeff. recuperarea temperaturii (pentru laminare, pentru turbulente), T 1și M 1 - temp-pa si Numărul Mach la ext. marginea stratului limită, - raportul de bătăi. capacitatile termice ale gazului la constanta. presiune și volum, Relatii cu publicul este 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 Reynolds , numărul Prandtlși factorul de temperatură ţinând cont de variabilitatea fizicii termice. proprietățile gazului peste stratul limită. Aici și - și viteza gazului, și - coeff. vâscozitate și conductivitate termică, L- dimensiunea tipică a corpului. Naib. influență asupra A convectivă. redă numărul Reynolds. În cel mai simplu caz al unui flux longitudinal în jurul unei plăci plane, legea transferului de căldură convectiv pentru un strat limită laminar are forma

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

Pe nasul corpului cu sferic plictisitor. transferul de căldură laminar este descris de raportul:

unde r eși m е se calculează la temperatură T e... Aceste f-ly pot fi generalizate în cazul calculării transferului de căldură într-un flux continuu în jurul corpurilor de formă mai complexă cu o distribuție arbitrară a presiunii. Cu un flux turbulent în stratul limită se produce 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 energiei gazului încălzit la suprafața corpului.

Cu teoretic. calculul A. n. o navă spațială care zboară în straturi dense ale atmosferei, fluxul din apropierea corpului poate fi împărțit în două regiuni - inviscid și vâscos (stratul limită). Din calculul debitului de gaz neviscid în ext. aria este determinată de distribuția presiunii pe suprafața corpului. Debitul într-o regiune vâscoasă cu o distribuție cunoscută a presiunii 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 primul rând 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 de energie către perete funcționează ca și în stratul limită pe un corp zburător, drept urmare 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, se efectuează un experiment. studii pe modele la scară mică, similare geometric în tuneluri de vant cu reproducerea parametrilor adimensionali definitori (numerele M, Reși factorul de temperatură).

Odată cu creșterea vitezei de zbor, temperatura gazului în spatele undei de șoc și în stratul limită crește, în urma căreia are loc disocierea moleculelor gazului incident. Atomii, ionii și electronii rezultați difuzează într-o regiune mai rece - la suprafața corpului. Există o substanță chimică inversă. reacție - recombinare care procedează cu degajare de căldură. Aceasta oferă complementul. contribuție la convectiv A. n. În cazul disocierii și ionizării, este convenabil să treceți 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, același critic poate fi folosit pentru a determina. raport ca la viteze de zbor relativ mici.

Când zboară la altitudini mari, efectul fizico-chimic de neechilibru poate afecta încălzirea convectivă. transformări. Acest fenomen devine semnificativ atunci când timpii caracteristici de disociere, ionizare etc. reacțiile devin egale (în ordinea mărimii) cu timpul de rezidență 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 apropiată a peretelui, partea relativ rece a stratului limită, căldura reacţiei de recombinare nu este eliberată şi A. n. scade. În acest caz, cataliticul joacă un rol important. proprietățile materiale ale suprafeței corpului. Folosind materiale sau acoperiri cu catalitic scăzut. activitate în raport cu reacțiile de recombinare (de exemplu, dioxid de siliciu), este posibil să se reducă semnificativ valoarea convectivă A. n.

Dacă prin suprafața permeabilă a corpului există o alimentare („suflare”) a unui lichid de răcire gazos în stratul limită, atunci intensitatea convectivă A. n. scade. Acest lucru se întâmplă cap. arr. ca urmare, adăugați. consumul de căldură pentru încălzirea gazelor suflate în stratul limită. Efectul reducerii fluxului de căldură convectiv la injectarea gazelor străine este cu atât mai puternic, cu atât greutatea moleculară a acestora este mai mică, deoarece aceasta mărește bătăile. capacitatea termică a gazului injectat. În cazul unui flux laminar în stratul limită, efectul de suflare este mai pronunțat decât într-unul turbulent. Cu bătăi moderate. debitul gazului injectat, scăderea fluxului de căldură convectivă poate fi determinată prin formula

unde este fluxul de căldură convectiv către suprafața impermeabilă echivalentă, G - bate. debitul masic al gazului injectat prin suprafață și - coeficient. injecție, în funcție de regimul de curgere în stratul limită, precum și de proprietățile gazelor de intrare și injectate. Încălzirea prin radiații are loc datorită transferului de energie radiantă din zonele cu o temperatură crescută la suprafața corpului. În acest caz, joacă cel mai mare rol în regiunile UV și vizibile ale spectrului. Pentru teoretic. calculul radiatiilor încălzirea este necesară rezolvarea sistemului de ecuaţii integro-diferenţiale ale radiaţiilor. gaz, ținând cont de propria. emisia de gaze, absorbția radiațiilor de către mediu și transferul de energie radiantă 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, = 5,67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - constanta lui Stefan, - eff. gradul de emisivitate a volumului radiant de gaz, care în prima aproximare poate fi considerat ca o izotermă plată. strat. Valoarea lui e este determinată de un set de procese elementare care provoacă emisii de gaze la temperatură ridicată pax. Depinde de viteza și altitudinea zborului, precum și de distanța dintre unda de șoc și corp.

Dacă o face. valoarea radiatiei A. n. mari atunci creaturi. incepe sa joace rolul radiatiilor. răcirea gazului în spatele undei de șoc, asociată cu transferul de energie de la volumul radiant către mediu inconjuratorși 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 zboară în atmosfera Pământului la viteze sub prima radiație cosmică. A. n. mic comparativ cu convectiv. Cu al doilea cosm. viteza sunt comparate în ordinea mărimii, iar la viteze de zbor de 13-15 km/s, corespunzătoare revenirii pe Pământ după zborul către alte planete, principal. contributia se face de radiatia A. n.

Un caz special de A. n. Este încălzirea corpurilor care 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, formarea unei unde de șoc nu are loc nici la viteze mari de zbor (de ordinul primei cosmice) pentru calcularea A. n. se poate folosi f-la simplu

unde este unghiul dintre normala la suprafața corpului și vectorul viteză al fluxului incident, A- coeff. acomodarea, to-ry depinde de proprietățile gazului incident și ale materialului de suprafață și, de regulă, este aproape de unitate.

Cu un. legat de problema „barierei termice” apărută în crearea aeronavelor supersonice și a vehiculelor de lansare. Rol important A. n. joacă când cosmicul revine. nave spațiale în atmosfera Pământului, precum și atunci când planetele intră în atmosferă cu viteze de ordinul celei de-a doua viteze spațiale și mai mari. Pentru a combate A. n. se aplica speciale. sisteme protectie termala.

Lit.: Proprietățile de radiație ale gazelor la temperaturi ridicate, M., 1971; Fundamentele teoriei zborului navelor spațiale, M., 1972; Fundamentele transferului de căldură în aviație și tehnologie spațială de rachete, M., 1975. I. A. Anfimov.

 

Ar putea fi util să citiți: