A rakéta aerodinamikai felmelegedésének kiszámítása a légkamrában. A Tomahawk típusú cirkálórakéta aerodinamikai együtthatóinak kiszámítása. A repülõgép Z tengely körüli forgása által okozott billenõnyomaték

tanfolyam projekt

Tomahawk típusú cirkálórakéta aerodinamikai együtthatóinak kiszámítása

Bevezetés

pitch rakéta repülőgép aerodinamikai

A repülőgép tervezésének feltétlenül tartalmaznia kell aerodinamikai jellemzőinek kiszámítását. A kapott eredmények továbbá lehetővé teszik az aerodinamikai séma kiválasztásának helyességének értékelését, a repülőgép röppályájának kiszámítását.

A számításokhoz bevezetünk egy nagyon fontos feltevést: a repülőgépet állónak kell tekinteni, a szembejövő légáramot pedig éppen ellenkezőleg, mozgónak kell tekinteni (az úgynevezett "mozgás megfordításának elve").

A második használt feltevés magában foglalja a repülőgép felosztását különálló alkatrészekre: testre, tollazatra (szárnyak és kormányok), valamint ezek kombinációira. Ebben az esetben a karakterisztikákat minden komponensre külön számítják ki, és ezek összegei a kölcsönhatási hatásokat meghatározó interferencia-korrekciókkal együtt határozzák meg az aerodinamikai együtthatókat és nyomatékokat.

1. Cruise rakéták

1.1 Általános információk

A modern CR létrehozásának folyamata a legnehezebb tudományos és műszaki feladat, amelyet számos kutató, tervező és gyártó csapat közösen old meg. A CD kialakításának a következő főbb állomásait emelhetjük ki: taktikai és műszaki specifikációk, műszaki javaslatok, előzetes tervezés, részletes tervezés, kísérleti tesztelés, próbapadi és természetes tesztek.

A CR modern mintáinak létrehozására irányuló munka a következő területeken folyik:

a repülési hatótáv és a sebesség növelése szuperszonikusra;

· kombinált többcsatornás észlelő és irányító rendszerek alkalmazása rakétairányításra;

a rakéták láthatóságának csökkentése a „lopakodó” technológia alkalmazásával;

· a rakéták lopakodásának növelése a repülési magasság határértékre történő csökkentésével és a repülési útvonal bonyolításával az utolsó szakaszban;

· A rakéták fedélzeti berendezéseinek felszerelése műholdas navigációs rendszerrel, amely 10…20 m-es pontossággal határozza meg a rakéta helyét;

· különböző célú rakéták integrálása egyetlen tengeri, légi és szárazföldi rakétarendszerbe.

E területek megvalósítása elsősorban a modern csúcstechnológiák alkalmazásával valósul meg.

Technológiai áttörés a repülőgép- és rakétatechnikában, a mikroelektronikában és a számítástechnikában, a fedélzeti automata vezérlőrendszerek és a mesterséges intelligencia fejlesztésében, a meghajtórendszerek és üzemanyagok, az elektronikus védelmi berendezések stb. valódi fejlesztéseket hozott létre a CR és komplexumaik új generációjáról. Lehetővé vált mind a szubszonikus, mind a szuperszonikus CR repülési hatótávolságának jelentős növelése, a fedélzeti automatikus vezérlőrendszerek szelektivitásának és zajállóságának növelése a súly- és méretjellemzők egyidejű (több mint kétszeres) csökkenésével.

A cirkáló rakétákat két csoportra osztják:

földi alapú

tengeri alapú.

Ebbe a csoportba tartoznak a több száz-több ezer kilométeres repülési hatótávolságú stratégiai és hadműveleti-taktikai rakéták, amelyek a ballisztikus rakétákkal ellentétben a légkör sűrű rétegeiben repülnek a célponthoz, és ehhez aerodinamikai felületük van, ami felhajtóerőt hoz létre. Az ilyen rakétákat fontos stratégiai rakéták megsemmisítésére tervezték.

Tengeralattjáróról, felszíni hajóról, földi rendszerről, repülőgépről indítható cirkáló rakéták tengeri, szárazföldi és légierő kivételes rugalmasság.

Fő előnyei a BR-hez képest a következők:

· a bázis mobilitása miatt szinte teljes sebezhetetlenség az ellenség hirtelen nukleáris rakétatámadása esetén, míg a ballisztikus rakétákkal ellátott kilövősilók helyét gyakran előre ismeri az ellenség;

· a BR-hez képest a cél adott valószínűséggel történő eltalálása érdekében végzett harci művelet költségeinek csökkentése;

· az alapvető lehetőség egy továbbfejlesztett, önállóan működő, vagy műholdas navigációs rendszert használó irányítási rendszer létrehozására a KR számára. Ez a rendszer 100%-os valószínűséget tud biztosítani a cél eltalálására, pl. nullához közeli hiányzás, amely csökkenti a szükséges rakéták számát, és ennek következtében a működési költségeket;

stratégiai és taktikai feladatokat egyaránt megoldani képes fegyverrendszer kialakításának lehetősége;

· a stratégiai cirkálórakéták új generációjának létrehozásának lehetősége még nagyobb hatótávolsággal, szuperszonikus és hiperszonikus sebességgel, lehetővé téve az újracélzást repülés közben.

A nukleáris robbanófejeket általában stratégiai cirkáló rakétákon használják. Ezeknek a rakétáknak a taktikai változataira hagyományos robbanófejeket szerelnek fel. Például áthatoló, nagy robbanásveszélyes vagy nagy robbanásveszélyes kumulatív típusú robbanófejek telepíthetők hajóelhárító rakétákra.

A cirkáló rakéták vezérlőrendszere jelentősen függ a célpontok repülési hatótávolságától, a rakéta pályájától és a radarkontraszttól. A nagy hatótávolságú rakéták általában kombinált vezérlőrendszerekkel rendelkeznek, például autonóm (inerciális, asztroinerciális) plusz a röppálya utolsó részében irányító rendszerrel. Földi létesítményről, tengeralattjáróról, hajóról való kilövéshez rakétaerősítő alkalmazása szükséges, amelyet az üzemanyag kiégése után célszerű szétválasztani, így a szárazföldi és tengeri cirkálórakétákat kétlépcsőssé teszik. Szállító repülőgépről indítva nincs szükség gyorsítóra, mivel elegendő a kezdeti sebesség. Az RDTT-t általában gyorsítóként használják. A fenntartó motor kiválasztását az alacsony fajlagos üzemanyag-fogyasztás és a hosszú repülési idő (tíz perc vagy akár több óra) követelményei határozzák meg. Olyan rakétákhoz, amelyek repülési sebessége viszonylag alacsony (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2, a turbó- és sugárhajtású motorok fajlagos üzemanyag-fogyasztása arányossá válik, és a motor kiválasztásában más tényezők játszanak főszerepet: a tervezés egyszerűsége, az alacsony tömeg és a költség. A szénhidrogén üzemanyagokat hajtómotorok üzemanyagaként használják.

Ebben a további kutatási kurzusban a Tomahawk típusú cirkálórakétát repülőgép prototípusnak tekintik.

1.2 Tomahawk cirkálórakéta

A nukleáris berendezésekben lévő KR "Tomahawk" nukleáris töltési kapacitása 200 kg. Nehéz megtalálni radarállomások. A KR hossza 6,25 m, súlya 1450 kg. Hagyományos felszerelésben ezt a rakétát úgy tervezték, hogy az indítóhelytől legfeljebb 550 km-es hatótávolságú felszíni hajókra, illetve 1500 km-es hatótávolságú part menti célokra csapjon be.

A „Tomahawk” (BGM – 109A) tengeri bázisú cirkálórakétát fontos katonai és ipari létesítmények elleni csapásra tervezték. Lőtáv - 2500 km. A tüzelési pontosság nem haladja meg a 200 m-t A rakétavezető rendszer kombinált, tartalmaz egy tehetetlenségi rendszert és egy pályakorrekciós rendszert a terep kontúrja mentén. Kilövési súly - 1225 kg, hossza 5,5 m, hajótest átmérője - 530 mm, robbanófej súlya - 110 kg. A rakéta 200 kg-os nukleáris robbanófejjel van felszerelve. A rakéta 1984-ben állt szolgálatba. Harci felhasználását tengeralattjárókról és felszíni hajókról egyaránt tervezik.

Rizs. 1 "Tomahawk" cirkálórakéta (BGM - 109A)

Tomahawk BGM-109С/D repülési útvonal

Rizs. 2 A Tomahawk BGM-109С/D rakéta repülési útvonala:

az első korrekció 2-régiója a TERCOM rendszer szerint;

3 menetes szakasz TERCOM korrekciója NAVSTAR rendszerrel

4-a pálya korrekciója a DSMAC rendszer szerint;

Taktikai és technikai jellemzők

2. Az aerodinamikai jellemzők számítása Lebegyev-Csernobrovkin analitikai módszerével

Az aerodinamikai számítás az lényeges elem légi jármű vagy annak egyes részeinek (törzs, szárnyak, empennage, vezérlőberendezések) aerodinamikai vizsgálata. Az ilyen számítás eredményeit a pályaszámításoknál, a mozgó tárgyak szilárdságával kapcsolatos problémák megoldásában, a repülőgép repülési teljesítményének meghatározásában használják fel.

Az aerodinamikai jellemzők figyelembevételekor alkalmazható az az elv, hogy a jellemzőket különálló alkatrészekre osztják fel az elszigetelt hajótestek és teherhordó felületek (szárnyak és tollazat), valamint ezek kombinációi esetében. Utóbbi esetben az aerodinamikai erők és nyomatékok a megfelelő jellemzők (szigetelt hajótest, szárnyak és légterelő) és az interakciós hatások miatti interferencia-korrekciók összegeként kerülnek meghatározásra.

Az aerodinamikai erők és nyomatékok aerodinamikai együtthatók segítségével határozhatók meg.

A sebesség és a hozzá tartozó koordinátarendszerek tengelyeire vonatkozó vetületekben a teljes aerodinamikai erő, illetve a teljes aerodinamikai nyomaték ábrázolása szerint az aerodinamikai együtthatóknak az alábbi elnevezéseket fogadjuk el: - aerodinamikai légellenállási együtthatók, oldalirányú erőnövekedés;

A repülőgép dinamikájának tanulmányozásához figyelembe kell venni a ható erőket és nyomatékokat, beleértve az aerodinamikaiakat is. A több tényezőtől függő teljes aerodinamikai erőt a koordináták sebességtengelyei (x, y, z) vagy a hozzájuk tartozó () komponensekként ábrázolhatjuk, az M teljes aerodinamikai nyomatékot pedig a tengelyek mentén kiterjesztve ( ). Szimmetrikus repülőgép esetén az Y emelőerő és a Z oldalerő azonos mértékben függ a támadási és csúszási szögektől, a kormányok elhajlási szögeitől, ill.

Geometriai jellemzők táblázata

2.1 Emelés

Az emelőerőt a képlet határozza meg

ahol a sebességmagasság, a levegő sűrűsége, a jellemző terület (például a törzs keresztmetszete), az emelési tényező.

Az együtthatót a 0xyz sebességkoordináta-rendszerben szokás meghatározni. Az együtthatóval együtt a normál erőegyütthatót is figyelembe veszik, és a csatolt koordinátarendszerben határozzák meg.

Ezek az együtthatók a reláción keresztül kapcsolódnak egymáshoz

A repülőgépet a következő főbb részek kombinációjaként mutatjuk be: karosszéria (törzs), első (I) és hátsó (II) csapágyfelületek. A csapágyfelületek kis ütközési és elhajlási szögeinél a függések és közel lineárisak, azaz. formában lehet bemutatni

itt és az első és a hátsó csapágyfelületek elhajlási szögei; és - értékek és at; , az együtthatók parciális deriváltjai a szögekre vonatkoztatva és a szögekre vonatkoztatva.

A pilóta nélküli repülőgépek értékei a legtöbb esetben a nullához közelítenek, ezért ezeket nem vesszük figyelembe. A hátsó csapágyfelületek vezérlőelemek.

Kis támadási szögeknél és at beállítható, ekkor a (2) egyenlőség formát ölt A repülőgép normál erejét három tag összegeként ábrázoljuk

amelyek mindegyike a normál erő megfelelő együtthatójával van kifejezve:

A (3) egyenlőség tagját taggal osztva és a vonatkozásból származó deriváltot eltávolítva a 0 pontban kapjuk

ahol; - áramlási stagnálási együtthatók; ; - a repülőgép-alkatrészek relatív területei. Tekintsük részletesebben a (4) egyenlőség jobb oldalán szereplő mennyiségeket.

Az első tag figyelembe veszi a törzs normál erejét, és kis ütési szögeknél megegyezik az izolált törzs normál erejével (anélkül, hogy figyelembe venné a csapágyfelületek hatását).

A második tag az elülső csapágyfelület által keltett normál erőt jellemzi, amely részben a konzolokra, részben a testre ható hatászónában hat.

Ennek az erőnek a nagyságát az izolált szárnyak (azaz két konzolból álló szárnyak) normálerejében fejezzük ki a k ​​interferencia-együttható segítségével: . A mennyiségeket és a kI-t a Mach-számmal kell kiszámítani.

A (4) kifejezés harmadik tagja hasonló a másodikhoz. Az egyetlen különbség az, hogy a hátsó csapágyfelület ütési szögének meghatározásakor figyelembe kell venni az elülső csapágyfelület okozta áramlás átlagos ferdeszögét: . Alacsony támadási szögeknél a függőség közel van a lineárishoz. Ebben az esetben a derivált úgy is kifejezhető

Az (5)-ben szereplő összes mennyiség Mach-számmal van kiszámítva.

2.2 A légijármű-emelési együttható származéka a vezérlőelhajlási szög tekintetében

Megkülönböztetjük az (1) kifejezést a II. szögre vonatkozóan:

Kis szögek esetén ez a kifejezés a következő formában jelenik meg:

A (3) egyenlőség tagját elosztjuk qS-vel, és a deriváltot figyelembe véve megkapjuk

a hátsó felület normál erejét jellemzi, részben a konzolokra, részben a testre ható zónában. Ennek az erőnek a nagyságát az interferencia együtthatója és a vezérlőelemek relatív hatékonysága fejezi ki:

A számítás a táblázatban látható. 3.3, ahol a tollazat elmozdulási szöge; az emeléscsökkentési együttható a kormánylapát és a test közötti rés miatt, amikor a kormányokat elhajlítják.

Számítási táblázat

Számítási táblázat

2.3 Húzás

A húzóerőt a képlet számítja ki

A légi jármű légellenállási együtthatója két tag összegeként ábrázolható, ahol a légellenállási együttható at; - az induktív ellenállás együtthatója, amely alatt a szögektől függő ellenállást értjük, u. Az LA együttható a következővel fejezhető ki

ahol 1,05 - az el nem számolt részletek korrekciója; - az elülső csapágyfelület összes konzoljának teljes területének aránya a jellemző területhez képest; - ugyanez a hátsó csapágyfelületre; , - a repülőgép elszigetelt részeinek együtthatói.

2.4 Ellenállási együttható at

Fizikai természeténél fogva a hajótest frontális ellenállása súrlódási és nyomásállóságra osztható. Ennek a nyomásnak megfelelően a hajótest légellenállási együtthatója (a középső területre vonatkoztatva) a következőképpen fejezhető ki:

ahol az utolsó három tag a nyomásállóság.

2.5 Teherbíró felületek légellenállási együtthatója a

Az elülső és a hátsó teherhordó felületek együtthatójának számítási módszerei szinte azonosak. Az egyetlen különbség az, hogy a számítást a Mach-számmal kell elvégezni, a számítást pedig a számmal.

A hegyes kifutó élekkel rendelkező csapágyfelület homlokellenállása profilból és hullámellenállásból tevődik össze. Ennek megfelelően lehet írni

A profil ellenállása a levegő viszkozitásának köszönhető. Főleg a súrlódási erők és kis mértékben a légszárny orr- és farrészében kialakuló nyomáskülönbség határozza meg.

Hullámellenállás - nyomásállóság a levegő összenyomhatósága miatt. Akkor fordul elő, ha a szárnyak körüli áramlást lökéshullámok megjelenése kíséri.

A keresztes szárnyú (++) repülőgépeknél a légellenállási erőt két pár elülső és hátsó csapágyfelület hozza létre, így a és együtthatókat meg kell szorozni a megfelelő megkétszerezett dimenzió nélküli területekkel.

Számítási táblázat és

Számítási táblázat

2.6 Hangszögnyomaték

A repülõgépre ható erõnyomatékok, ezen belül is a billenõnyomatékok vizsgálatánál a hozzá tartozó 0x1y1z1 koordinátarendszert használjuk, A billenõnyomatékot vagy a hossznyomatékot aerodinamikai és reaktív erõk okozzák. Figyelembe véve az aerodinamikai erők nyomatékát, célszerű bevezetni a dimenzió nélküli együttható fogalmát

Az aerodinamikai nyomaték nagysága adott sebességnél és repülési magasságnál számos tényezőtől függ, elsősorban a támadási szögtől és a kezelőszervek elhajlási szögeitől. Ezenkívül a nyomaték nagyságát befolyásolja a repülőgép forgási szögsebessége, valamint a kormányok támadási és elhajlási szögének változási sebessége, amelyet deriváltak és. Ily módon

Az argumentumok kis értékei esetén a (6) kifejezés lineáris függvényként ábrázolható

hol stb. a pitching momentum parciális deriváltjai a megfelelő paraméterekhez képest.

A dimenzió nélküli nyomatékegyüttható csak dimenzió nélküli paraméterek függvénye. Mivel a és mennyiségek I/s dimenzióval rendelkeznek, helyettük bevezetjük a dimenzió nélküli szögsebességet és a dimenzió nélküli deriváltokat, . A hosszanti nyomatékegyüttható általános kifejezése a paraméterek kis értékeinél stb. van formája

A (6) és (7) kifejezésben szereplő mennyiségek jelölésének egyszerűsítése érdekében az „I” indexet a továbbiakban elhagyjuk. Ezenkívül a részleges származékok jelöléséből kihagyjuk a kötőjeleket

2.7 Hangmagasság momentum at

Tekintsük a repülőgépre ható aerodinamikai hossznyomaték értékét, feltéve, hogy a vezérlőszervek szögsebessége, ütési és elhajlási szögei időben változatlanok maradnak.

Vezessük be a repülőgép nyomásközéppontjának fogalmát. A nyomás középpontja a 0x1 hossztengely azon pontja, amelyen az eredő - aerodinamikai erők áthaladnak.

Az aerodinamikai erők nyomásközépponthoz viszonyított nyomatéka a nyomatékegyütthatóval fejezhető ki

itt - a repülőgép súlypontjának koordinátája, - a nyomásközéppont koordinátája (a jelentés a hajótest orrából készül).

A teljes repülőgép nyomásközéppontjának fogalmával analóg módon bevezetjük a részei nyomásközéppontjainak fogalmát is, mint az ezen részek által keltett normál erők alkalmazási pontjait.

A rendelkezésünkre álló egyensúlyi feltételből

Innen a következő kifejezést találjuk:

A kormányok kis támadási és eltérítési szögeinél kényelmes a repülőgép aerodinamikai gócainak fogalma. A repülőgép fókuszpontja a támadási szög szempontjából a normál erő azon részének alkalmazási pontja, amely arányos a támadási szöggel (azaz). Ekkor rögzített vezérléssel a fókuszponton átmenő 0z1 tengely körüli aerodinamikai erők nyomatéka nem függ a támadási szögtől. Hasonlóképpen kimutatható, hogy a -ben lévő fókuszhoz viszonyított pillanat nem függ -től, és a -ben lévő fókuszhoz viszonyított pillanat nem függ -től.

Az aerodinamikai gócok fogalmát használva a következő kifejezést írhatjuk fel a repülőgép dőlési nyomaték együtthatójára kis szögekben, és:

Ezekben a kifejezésekben a fókusz koordinátái a és mentén vannak.

2.8 A repülőgépnek a Z tengely körüli forgása által okozott dőlési nyomaték

Tekintsünk egy repülőgépet, amely v sebességgel repül, és egyidejűleg szögsebességgel forog tengelye körül (keresztirányú).

A repülőgép forgása során felületének minden pontja további sebességre tesz szert, amely megegyezik a. Ennek eredményeként az áramlás és a felület egyes elemeinek találkozási szögei eltérnek a tisztán transzlációs mozgásban lévő találkozási szögektől. A találkozási szögek megváltoztatása további aerodinamikai erők megjelenéséhez vezet, amelyek a súlypontban alkalmazott eredőre és a súlyponton átmenő kereszttengely körüli nyomatékra csökkenthetők.

Az érték nagyon kicsi, és általában figyelmen kívül hagyják az emelési számításoknál.

A pillanat jelentősen befolyásolja a repülőgép dinamikus tulajdonságait. Pitch csillapító nyomatéknak vagy longitudinális csillapító nyomatéknak nevezik.

A csillapító nyomaték nagysága arányos a szögsebességgel. Ezért.

A deriváltot fejezzük ki a dimenzió nélküli nyomatékegyütthatóval és a dimenzió nélküli szögsebességgel. Mivel és akkor hol van a nyomatéki együttható forgási deriváltja.

A hosszirányú csillapítónyomatékot ábrázoljuk a repülőgép részei által létrehozott nyomatékok összegeként: . Ez a kifejezés a (9) egyenlőségnek megfelelően átírható:

Ezzel csökkentve a következőket kapjuk:

Számítási táblázat és

Számítási táblázat

2.9 Az aerodinamikai együtthatók összefoglaló táblázata

3. Az aerodinamikai jellemzők kiszámítása a SolidWorks 2014 csomag segítségével

A SolidWorks egy számítógéppel támogatott tervezési, mérnöki elemzési és előgyártási rendszer, amely bármilyen bonyolultságú és célú terméket tartalmaz. A SolidWorks CAD fejlesztője a SolidWorks Corp. (USA), a Dassault Systemes (Franciaország) független részlege – a csúcstechnológiás szoftverek világvezetője. Fejlesztési SolidWorks Corp. magas szintű minőség, megbízhatóság és teljesítmény jellemzi, amely minősített támogatással kombinálva a SolidWorks-t a legjobb megoldássá teszi az ipari és személyes használatra. A szoftver Windows platformon működik, támogatja az orosz nyelvet, és ennek megfelelően támogatja a GOST-t és az ESKD-t.

Ez a csomag lehetővé teszi, hogy repülőgép-modellt építsünk és aerodinamikai adatokat számítsunk ki a Flow Simulation segítségével, amely egy folyadékdinamikai elemző modul a SolidWorks környezetben, minimalizálva az emberi tényezőtől függő hibákat.

Ebben a kurzusprojektben egy Tomahawk KR modellt építettek, és az aerodinamikát SolidWorks 2014 és SolidWorks Flow Simulation 2012 segítségével számították ki.

A SolidWorks 2014 CAD segítségével épített repülőgépmodell a 3. és 4. ábrán látható.

3. ábra - A modell oldalnézete

4. ábra - A modell elölnézete

3.2 A támadási szögek és az áramlási sebesség kiválasztása

Az aerodinamikai együtthatókat Mach-ra kell számítani: M=0,7, 1,2 és 6=0 fokos ütési szögre.

Az aerodinamikai erők és nyomatékok az aerodinamikai együtthatók ismeretében határozhatók meg.

A teljes aerodinamikai erőnek és a teljes aerodinamikai nyomatéknak a sebesség és a kapcsolódó koordinátarendszerek tengelyeire vonatkozó vetületekben való ábrázolása szerint az aerodinamikai együtthatók alábbi elnevezései fogadhatók el: - légellenállási, emelési és oldalirányú erő aerodinamikai együtthatói; - a gördülési, lengési és dőlési nyomatékok aerodinamikai együtthatói.

3.3 Számítási eredmények

A számítási eredményeket М=0,7 és М=1,2 áramlási sebességre adjuk meg b= 0 fokon. Az eredményeket az 5-14. ábra és a 10. táblázat mutatja.

Ha b=0 és M=1,2

5. ábra - A sebesség változtatásának eredménye

6. ábra - A nyomásváltozások eredményei

7. ábra - A sűrűségváltozás eredményei

8. ábra - A hőmérsékletváltozás eredményei

Ha b=0 és M=0,7

9. ábra - A sebesség változtatásának eredménye

10. ábra - A nyomásváltozások eredményei

11. ábra - A sűrűségváltozás eredményei

12. ábra - A hőmérsékletváltozás eredményei

13. ábra – M=1,2 alapparaméterek

14. ábra – M=0,7 alapparaméterek

Mivel ismerjük az emelőerő és a húzóerő értékeit, az Y \u003d c y qS és X \u003d c x qS kifejezésekből kifejezhetjük y-vel és x-szel.

Számítási táblázat

Következtetés

Ebben a kurzusprojektben egy KR "Tomahawk" típusú repülőgépet vettek figyelembe, és kiszámították annak aerodinamikai együtthatóit.

A számítások eredményeként a légellenállási együtthatók, az emelési együtthatók és az aerodinamikai nyomatékok együtthatói értékeit kaptuk. Az aerodinamikai jellemzők figyelembevételekor alkalmazható az az elv, hogy a jellemzőket különálló alkatrészekre osztják fel az elszigetelt hajótestek és teherhordó felületek (szárnyak és tollazat), valamint ezek kombinációi esetében. Utóbbi esetben az aerodinamikai erőket és nyomatékokat a megfelelő jellemzők (szigetelt hajótest, szárnyak és légterelő) és az interakciós hatások miatti interferencia-korrekciók összegeként határozzuk meg. Az aerodinamikai erők és nyomatékok aerodinamikai együtthatók segítségével határozhatók meg.

Az aerodinamikai együtthatók kiszámításának és a Lebegyev-Csernobrovkin analitikai módszer és a numerikus szimuláció összehasonlító elemzésének eredményeit a táblázat tartalmazza.

Számítási eredmények összehasonlító elemzése

A vizsgált repülőgép modelljét CAD SolidWorks 2014 SP5.0 segítségével készítették el, aerodinamikáját pedig SolidWorks Flow Simulation segítségével tanulmányozták. Az elvégzett számítások eredményeként figyelembe kell venni, hogy a numerikus szimulációs technika lehetővé teszi a kifújt tárgy számított és valós alakjai közötti különbségből adódó számítási hibák elkerülését. A technika lehetővé teszi a modellek gyártása során fellépő pontatlanságok befolyásának mértékét is a szélcsatornákban való fújás eredményeire.

Lebegyev-Csernobrovkin analitikai módszere számos kísérleti adat elemzéséből nyert fél-empirikus mintákon alapul. Ez a módszer nem alkalmas egzakt tudományos számításokra, de használható oktatási célokra és aerodinamikai együtthatók számítására első közelítésben.

Bibliográfiai lista

1. Lebegyev A.A., Csernobrovkin L.S. repülési dinamika. - M.: Mashinostroenie, 1973. - 615 p.: ill.

2. Shalygin A.S. - Repülőgépek aerodinamikai jellemzői. - Szentpétervár: BSTU, 2003. - 119 p.

3. SolidWorks – a számítógéppel segített tervezés világszabványa [Elektronikus forrás] – http://www.solidworks.ru/products/ – Hozzáférés: 2014. november 15.

4 Dávid Salomon Görbék és felületek számítógépes grafikához. - Springer, 2006.

5. .B. Karpenko, S.M. Ganin "Hazai repülési taktikai rakéták" 2000

6. Vezérlés szintézise pilóta nélküli légi járművek stabilizációs rendszereiben. Oktatóanyag szerkesztette: A.S. Shalygin. SPB 2005

Hasonló dokumentumok

Elméleti NEZH-profil megalkotásának jellemzői konformális leképezéssel N.E. Zsukovszkij. A repülőgép geometriai paraméterei és ellenállása. Módszer egy légi jármű átmenő és aerodinamikai jellemzőinek meghatározására.

szakdolgozat, hozzáadva 2010.04.19


Repülőgépek fel- és leszállási jellemzőinek tanulmányozása: szárnyméretek és elmozdulási szögek meghatározása; a kritikus Mach-szám, aerodinamikai légellenállási együttható, emelőerő számítása. Fel- és leszállási sarkok építése.

szakdolgozat, hozzáadva 2012.10.24


Az An-225 repülőgép szubkritikus sarkának építése. Javasolt értékek a szárny- és empennage profilok vastagságához. A repülőgép repülési jellemzőinek kiszámítása, az emelési együttható függésének ábrázolása a támadási szögtől. A poláris dump függése a Mach-számtól.

szakdolgozat, hozzáadva 2015.06.17


Repülőgép csapágyelemei, törzse, motorgondolái és külső tartályai frontális ellenállásának számítása teljesen turbulens határréteg körülményei között. A repülőgép ellenállásának függése a támadási szögtől. A szárny sarkának számítása és felépítése.

szakdolgozat, hozzáadva 2013.12.03


A repülőgép törzsének, vízszintes farok geometriai jellemzőinek számítása. A pilon minimális légellenállási együtthatójának kiszámítása. A repülőgép fel- és leszállási jellemzői. Az aerodinamikai minőség támadási szögtől való függésének felépítése.

szakdolgozat, hozzáadva 2012.10.29


Rakétastabilizáló rendszer fejlesztése. A repülőgép alkatrészeinek fő geometriai paraméterei (AGM-158 Jassm). Kormánymű hibakeresés. Amplitúdó, fázisjellemzők. Tesztállvány kialakítása. A motor teljesítményének ellenőrzése és kiszámítása.

szakdolgozat, hozzáadva: 2015.04.22


A házrekeszek karimás csatlakozásának tervezési számítása. Az aerodinamikai vezérlések teljesítményhajtásai. A vezérlőszerkezet karjának felépítése és kialakítása. A szárnyra és a hajótestre ható terhelések. A szerszámrészek szilárdsági számítása.

szakdolgozat, hozzáadva 2013.01.29


Repülőgép irányított repülése. A hosszanti mozgás matematikai leírása. A repülőgép hosszirányú mozgásának mozgásainak linearizálása. Szimulációs modell hosszirányú mozgások differenciálegyenleteinek linearizált rendszeréhez.

szakdolgozat, hozzáadva 2015.04.04


Szubszonikus utasszállító repülőgép pólusainak számítása és megépítése. A szárny és a törzs minimális és maximális légellenállási együtthatóinak meghatározása. A légijárművek káros légellenállásainak összefoglalása. Polárisok és emelési együttható görbe felépítése.

szakdolgozat, hozzáadva 2015.03.01


A levegő áramlása a test körül. Repülőgép szárny, geometriai jellemzők, átlagos aerodinamikai húr, légellenállás, emelő-ellenállás arány. Repülőgép sarki. A szárny nyomásközéppontja és helyzetének változása a támadási szögtől függően.

103 tonna tömegű ILV légi indítását (repülőgépről való kilövést) fontolgatják, amelyet a katapultnak olyan sebességre kell felgyorsítania, amely biztosítja a rakéta ütésmentes kilépését a repülőgépből. A rakéta a jármokon mozog a vezetők mentén, és miután egy pár járom marad a vezetőkön, a gravitáció hatására szögsebességet kezd szerezni, aminek következtében ütközés léphet fel a repülőgép rámpájával.

Ez határozza meg a kilökési sebesség alsó határát: vobk > 12,5 m/s.

Az aknavetős kilövéshez képest az ILV repülőgépről katapult segítségével történő kilövésének számos előnye van: nincs forró gázok teljesítménye (hulláma) és hőhatása a repülőgépre, a rakéta aerodinamikai felületekkel rendelkezhet, a rakéta méretei Az indítórendszer lecsökkent, ami leegyszerűsíti annak elrendezését a raktérben, lehetséges a rakéta megfelelő orientációban történő kilövése (fejjel az áramlás felé). Ez utóbbi előnyök lehetővé teszik, hogy a repülőgép sebességét felhasználva tájékoztassák a rakétát a kezdeti sebességről.

Két húzóhengeres katapultsémát használnak. A katapult mozgó részeinek össztömege az előzetes számítások alapján 410 kg-ot tett ki. Mivel ennek a katapultnak a működési ideje jóval hosszabb, mint a fentebb, ezért egy olyan sémát veszünk figyelembe, amelyben két sorba kapcsolt GG van, amely lehetővé teszi a gázáramlás nagyobb tartományban történő megváltoztatását, mint egy GG-vel. Figyelembe véve a teljesítményhengerek közötti nagy távolságot (2,5 m) és ebből adódóan az összekötő vezetékek nagy hosszát, olyan sémákat veszünk figyelembe, amelyekben két GG-vel van ellátva mindkét teljesítményhenger sorba kapcsolva, és két pár GG-vel, amelyek mindegyike táplálja a saját tápellátását. saját henger. Ebben az esetben egy 50 mm átmérőjű összekötő csövet használnak a hengerek közötti nyomások kiegyenlítésére. A rakéta és a támasztó egységek (azok az elemek, amelyeken a katapult áthaladása felfekszik) szilárdsága alapján a számításokat a katapult által keltett összerő értékeire végeztük: Lcat = 140 t és Lcat = 160 t. Vegye figyelembe, hogy a repülőgépre az indításkor ható összerő kisebb, mint ezek az értékek az ILV jármában lévő súrlódási erő nagyságában. Ebben a sémában pneumatikus fékberendezést használnak. A számítások elvégzésekor figyelembe vették, hogy a katapult aktiválásakor a repülőgép „hegyi” manővert hajt végre. Ebben az esetben a dőlésszög 24°, ami ráadásul hozzájárul az ILV gravitációs vetülete miatti gyorsulásához, és a raktérben a szabadesés látszólagos keresztirányú gyorsulása 3 m/s2. Alacsony hőmérsékletű ballisztikus tüzelőanyagot használnak, amelynek égési hőmérséklete állandó 2200 K nyomáson. A GG maximális nyomása nem haladhatja meg a 200-105 Pa-t.

Az 1. lehetőségnél 140 tonna maximális erővel (két pár GG-vel vázolt séma) előzetes számítások sorozata után az első kamra üzemidejét 0,45 s-ra választottuk, a fúvóka furat átmérője pedig 27 mm volt. . Az ellenőrző csatornák átmérője 4 mm, az első kamra kezdeti égési felülete 0,096 m2, a töltet tömege 1,37 kg (minden GG-re). A második kamra fúvókanyílásának átmérője 53 mm, a kockákban lévő csatornák átmérője 7,7 mm, a kezdeti égési felület 0,365 m2, a töltet tömege 4,95 kg. Az erőhenger munkakamrájának átmérője 225 mm, a rúd átmérője 50 mm, a dugattyú útja a fékezés megkezdése előtt 5,0 m.

Az ILV maximális gyorsulása 16,6 m/s2 volt, a rakéta sebessége a keresztirányú leválás pillanatában 12,7 m/s (mivel a vezetők hossza katapult használatakor általában nagyobb, mint a katapult lökete , a rakéta sebessége a vezetők elhagyásakor különbözik attól a sebességtől, amelyet a katapult a rakétának mond). Az erőhenger belső falának maximális hőmérséklete 837 K, a rúd 558 K.

A 3. melléklet ennek a lehetőségnek megfelelő grafikonokat tartalmaz. A második GG bekapcsolásának időpontját úgy választják meg, hogy a teljesítményhengerben lévő nyomás változatlan maradjon. Figyelembe véve a gyújtási idő szórását, a második GG valós körülmények között kicsit később indul, mint a számított idő, így a teljesítményhengerekben a nyomásgörbe kis emelkedést mutathat. Ha a második GG-t korábban kezdik, akkor nemkívánatos nyomásemelkedés jelenik meg a görbén. ábrán. Az A3.1 mutatja a nyomásfüggéseket a GG-ben, a munkahengerekben és a fékkamrában a katapult mozgó alkatrészeinek mozgásától. A nyomás ábrázolása az út függvényében lehetővé teszi a katapult munkaciklusának hatékonyságának pontosabb felmérését, mivel az általa végzett munka arányos a nyomvonal mentén fellépő erő (nyomás) integráljával. Amint az a görbékből látható, az integrandus területe közel van a lehető legnagyobbhoz (figyelembe véve a maximális erő korlátozását). A kétfokozatú GG használatával nagyobb sebesség érhető el.

A 2. opciónál (160 tonnás erőt kifejtő katapult) az erőhenger átmérője 240 mm-re, a rúd átmérője 55 mm-re nő. Előzetes számítások sorozata után az első kamra működési idejét 0,45 s-ra választottuk, a fúvóka furatának átmérője pedig 28 mm volt. A dámákban a csatornák átmérője 4 mm, a kezdeti égési felület 0,112 m2, a töltet tömege 1,43 kg (GG-nként). A második kamra fúvókanyílásának átmérője 60 mm, a csatornák átmérője a kockákban 7,4 mm, a kezdeti égési felület 0,43 m2, a töltet tömege 5,8 kg. Ezzel párhuzamosan a maximális 18,5 m/s2 ILV gyorsulást is elértük, a rakéta sebessége a traverztől való leválasztás pillanatában 13,4 m/s volt. Az erőhenger belső falának (850 K) és a rúdnak (572 K) a maximális hőmérséklete gyakorlatilag nem változott.

Ezután vegyünk egy olyan sémát, amelyben mindkét teljesítményhenger ugyanarról a két egymást követő GG-ről működik. Ehhez kellően nagy kollektort (csővezetéket) kell használni, amely összeköti a GG-t a gázpalackokkal. Ebben és a későbbi verziókban úgy gondoljuk, hogy a csővezeték acélból készült, megnövelt hőállósággal 12MX, folyáshatára 280 MPa 293 K hőmérsékleten és 170 MPa 873 K hőmérsékleten, amely magas hővezetési együtthatóval rendelkezik. .

A 3. lehetőségnél 140 tonnás erővel a csatlakozó csővezeték átmérője 110 mm, falvastagsága 13 mm. A teljesítményhenger átmérője az 1-es opcióhoz hasonlóan 220 mm, a rúd átmérője 50 mm. Előzetes számítások sorozata után az első kamra működési idejét 0,46 s-ra választottuk, a fúvóka furatának átmérője pedig 40 mm. A dámákban lévő csatornák átmérője 16 mm, kezdeti égési felülete 0,43 m2, a töltet tömege 4,01 kg. A második kamra fúvókanyílásának átmérője 84 mm, a csatornák átmérője 8,0 mm, a kezdeti égési felület 0,82 m2, a töltet tömege 11,0 kg.

A maximális ILV gyorsulás 16,5 m/s2 volt, a rakéta sebessége a traverztől való elszakadás pillanatában 12,65 m/s (0,05 m/s kisebb, mint az 1. változatban). Az erőhenger belső falának maximális hőmérséklete 755 K, a rúd 518 K (a csővezeték hőveszteségei miatt 40-80 K-vel csökkent). A csővezeték belső falának maximális hőmérséklete 966 K. Ez egy meglehetősen magas, de meglehetősen elfogadható hőmérséklet, tekintettel arra, hogy annak a zónának a vastagsága, amelyben az anyag szakítószilárdsága érezhetően csökken a melegítés hatására, mindössze 3 mm.

A katapult 160 tonnás erőt kifejtő változatánál (4. opció) az erőhenger átmérőjét 240 mm-nek, a rúd átmérőjét 55 mm-nek, a csővezeték átmérőjét 120 mm-nek feltételezzük. Előzetes számítások sorozata után az első kamra működési idejét 0,46 s-ra választottuk, a fúvóka lyuk átmérője pedig 43 mm. A dámákban lévő csatornák átmérője 16 mm, kezdeti égési felülete 0,515 m2, a töltet tömege 4,12 kg. A második kamra fúvókanyílásának átmérője 90 mm, a csatornák átmérője 7,8 mm, a kezdeti égési felület 0,95 m2, a töltet tömege 12,8 kg. Ugyanakkor az ILV maximális gyorsulása 18,4 m/s2, a rakéta sebessége a keresztirányú elválasztás pillanatában 13,39 m/s. Az erőhenger belső falának maximális hőmérséklete 767 K, a rúd 530 K. A csővezeték belső falának maximális hőmérséklete 965 K. A csővezeték átmérőjének 95 mm-re csökkentése a csővezeték átmérőjének növekedéséhez vezet. falainak hőmérséklete 1075 K, ami még elfogadható.

Végezetül nézzük meg a HG számának a katapult megbízhatóságára gyakorolt ​​hatását. Egy egyfokozatú GG maximális megbízhatóságot biztosít minimális rakéta kilökési sebesség mellett. Ha a GG nem indul el, a baleset nem következik be. A kibocsátási arány növelhető a tüzelőanyag égési sebességének, az égési törvényben lévő mutatónak, a GG művelet végén a nyomásnak 60-80 MPa-ra történő növelésével (a nyomás az erőhengerekben és a csővezetékben változatlan marad), a csővezeték átmérője (kezdeti térfogat).

Az általános kétfokozatú GG kevésbé megbízható, de növeli a rakéta kilökési sebességét. Ha a GG második fokozata nem indul el, a következő lehetőségek egyike következik be: a rakétát kis sebességgel kilökik, kizárva a további használatát, a rakéta kisebb következményekkel érinti a repülőgépet (a rámpa teljes bezárásának lehetetlensége,

a rakománytér utólagos nyomás alá helyezésének lehetetlensége), ferdeség vagy rakéta becsapódás a repülőgépre, ami meghibásodáshoz vagy tűzhöz, és végső soron a repülőgép halálához vezet. A következő intézkedések javíthatják a megbízhatóságot ebben az esetben, megakadályozva a második GG kilövőrendszerek legrosszabb forgatókönyvének megkettőzését, növelve az első fokozat GG üzemidejét (ami miatt a rakéta kilépési sebessége csak az első fokozat működése során A GG szakasz annyira megnövekszik, hogy a kilövés elmaradásának következményei nem lesznek olyan veszélyesek), a repülőgép kialakításának változása, kizárva annak balesetét, amikor a rakéta kisebb sebességgel lép ki. Meg kell jegyezni, hogy a szóban forgó lehetőségeknél, amikor csak az első GG aktiválódik, a rakéta kilépési sebessége 3-4 m/s-kal csökken.

A rakétaszerkezet aerodinamikai fűtése

A rakéta felületének felmelegítése a légkör sűrű rétegeiben való nagy sebességű mozgás során. A.n. - annak az eredménye, hogy a rakétára beeső levegőmolekulák a test közelében lelassulnak. Ebben az esetben a levegőrészecskék relatív mozgásának kinetikus energiája hőenergiává alakul.

Ha a repülést szuperszonikus sebességgel hajtják végre, a fékezés elsősorban a lökéshullámban történik, amely a rakéta orrburkolata előtt jelentkezik. A levegőmolekulák további lassulása közvetlenül a rakéta felszínén, az ún. határréteg. Amikor a levegőmolekulák lelassulnak, hőjük megnő, azaz. a gáz hőmérséklete a felszín közelében emelkedik. Egy mozgó rakéta határrétegében a maximális hőmérséklet, amelyre a gáz felmelegszik, közel van az ún. stagnálási hőmérséklet: T0 = Тн + v2/2cp, ahol Тн – levegő hőmérséklete; v a rakéta repülési sebessége; cp a levegő fajlagos hőkapacitása állandó nyomáson.

Olyan területekről, ahol gáz van emelkedett hőmérséklet hőt adnak át egy mozgó rakétának, annak A.N. Az A.n-nek két formája van. - konvektív és sugárzás. A konvektív fűtés a határréteg külső, „forró” részéből a rakétatestbe történő hőátadás következménye. Mennyiségileg a fajlagos konvektív hőáramot a következő összefüggésből határozzuk meg: qk = ? (Te - Tw), ahol Te az egyensúlyi hőmérséklet (a visszanyerési hőmérséklet az a határhőmérséklet, amelyre a rakéta felülete felmelegedhetne, ha nem lenne energiaelvonás); Tw a tényleges felületi hőmérséklet; ? a konvektív hőátadás hőátbocsátási tényezője, amely a repülési sebességtől és magasságtól, a rakéta alakjától és méretétől, valamint egyéb tényezőktől függ.

Az egyensúlyi hőmérséklet közel áll a stagnálási hőmérséklethez. Az együttható függés típusa? a felsorolt ​​paraméterek közül a határrétegben (lamináris vagy turbulens) uralkodó áramlási rendszer határozza meg. Turbulens áramlás esetén a konvektív fűtés intenzívebbé válik. Ennek az az oka, hogy a molekuláris hővezető képesség mellett a határrétegben a turbulens sebességingadozások kezdenek jelentős szerepet játszani az energiaátadásban.

A repülési sebesség növekedésével a léghőmérséklet a lökéshullám mögött és a határrétegben növekszik, ami a molekulák disszociációját és ionizációját eredményezi. A keletkező atomok, ionok és elektronok egy hidegebb régióba – a test felszínére – diffundálnak. Ott egy fordított reakció (rekombináció) megy végbe, amely szintén hőkibocsátással megy végbe. Ez további hozzájárulást ad a konvektívhez.

Amikor a repülési sebesség eléri az 5 km/sec-et, a lökéshullám mögötti hőmérséklet eléri azt az értéket, amelynél a levegő elkezd kisugározni. A magas hőmérsékletű területekről a rakéta felszínére történő sugárzó energiaátvitel miatt sugárzás hatására felmelegszik. Ebben az esetben a spektrum látható és ultraibolya tartományában lévő sugárzás játssza a legnagyobb szerepet. Ha a Föld légkörében az első szökési sebesség (8,1 km/s) alatti sebességgel repülünk, a sugárzó fűtés kicsi a konvektív fűtéshez képest. A második kozmikus sebességnél (11,2 km/s) értékük közeledik, a Földre való visszatérésnek megfelelő 13-15 km/s és annál nagyobb repülési sebességeknél pedig már a sugárzásos fűtés adja a fő hozzájárulást. , intenzitását a fajlagos sugárzó (sugárzó) hőáram határozza meg: ql = ? ?0 Te4, hol? - a rakétatest feketeségének mértéke; ?0 \u003d 5,67,10-8 W / (m2,K4) - egy teljesen fekete test emissziós tényezője.

Egy speciális eset A.n. A légkör felső rétegeiben mozgó rakéta felfűtése, ahol az áramlási rezsim szabadmolekuláris, azaz a levegőmolekulák átlagos szabad útja arányos vagy akár meghaladja a rakéta méreteit.

Különösen fontos szerepe volt A.n. Az űrhajók és az irányított ballisztikus rakéták harci berendezéseinek visszatérése során játszik a Föld légkörébe. Az A.n. leküzdésére. űrhajók és harci felszerelések elemei speciális hővédelmi rendszerekkel vannak ellátva.

Sz.: Lvov A.I. Rakétarendszerek tervezése, szilárdsága és számítása. oktatóanyag. - M .: Katonai Akadémia. F. E. Dzerzsinszkij, 1980; A hőátadás alapjai a repülés- és rakétatechnikában. - M., 1960; Dorrens W.Kh., Viszkózus gáz hiperszonikus áramlásai. Per. angolról. - M., 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., Physics of lökéshullámok és magas hőmérsékletű hidrodinamikai jelenségek, 2. kiadás. - M., 1966.

Norenko A.Yu.

Enciklopédia a Stratégiai Rakéta Erőkről. 2013 .

Élénkség

Leírás

Aerodinamikus melegítés - levegőben vagy más gázban nagy sebességgel mozgó testek felmelegítése Az aerodinamikai melegítés annak az eredménye, hogy a testre jutó levegő (gáz) molekulák lelassulnak a test közelében. Ha a repülés szuperszonikus sebességgel történik, a fékezés elsősorban a test előtt fellépő lökéshullámban történik. Amikor a levegőmolekulák lelassulnak a határrétegben, közvetlenül a test felszínén, kaotikus mozgásuk energiája megnő, ami a gáz hőmérsékletének növekedéséhez vezet ebben a rétegben és a test aerodinamikai felmelegedéséhez. Például egy szuperszonikus repülőgép 1 km/s sebességű repülése során a stagnálás hőmérséklete körülbelül 700 K, és amikor egy űreszköz az első kozmikus sebességgel (~7,6 km/s) belép a Föld légkörébe, akkor a stagnálás. A hőmérséklet eléri a 8300 K-t. Ha az első esetben a repülőgép burkolatának hőmérséklete megközelítheti a stagnálási hőmérsékletet, akkor a második esetben az űreszköz felülete elkerülhetetlenül elkezd összeomlani, mivel az anyagok nem képesek ilyen magasnak ellenállni. hőmérsékletek.

Az a maximális hőmérséklet, amelyre a gáz mozgó test közelében felmelegszik, közel van az úgynevezett stagnálási hőmérséklethez T 0:

,

hol van a beáramló levegő hőmérséklete;

V - test repülési sebessége;

c p a gáz fajlagos hőkapacitása állandó nyomáson.

A test sebességének növekedésével a lökéshullám mögött és a határrétegben lévő levegő hőmérséklete nő.

Az aerodinamikai melegítés mértéke jelentősen függ a karosszéria alakjától, amit a Cx aerodinamikai légellenállási tényező bevezetésével veszünk figyelembe. Kétféle aerodinamikus fűtés létezik: konvektív és sugárzásos. A konvektív fűtés a hő átadása a határréteg tartományából a mozgó tárgy felületére vezetés és diffúzió útján. A sugárzó fűtés a hő átadása gázmolekulák kisugárzásával. A konvekciós és a sugárzási hőáram aránya a tárgy sebességétől függ. Az első kozmikus sebesség értékéig a konvektív fűtés érvényesül, a második kozmikus sebességnél (~11200 m/s) a konvektív és a sugárzó fluxus megközelítőleg egyenlő, 13000 m/s feletti sebességeknél pedig a sugárzó hőáram uralkodóvá válik.

A gázok aerodinamikus melegítésének jellemzőit sokkoló csöveknek nevezett berendezésekben tanulmányozzák. Lökéshullám keletkezhet robbanással, elektromos kisüléssel stb.

Időzítés

Kezdési idő (log -1-től 2-ig);

Élettartam (log tc 13-15);

Lebomlási idő (log td -1-től 2-ig);

Optimális fejlesztési idő (log tk 1-től 2-ig).

Diagram:

A hatás technikai megvalósításai

A hatás technikai megvalósítása

Az aerodinamikai fűtés a szuperszonikus repülőgépek és hordozórakéták létrehozásakor felmerülő "hőgát" problémához kapcsolódik. Fontos szerep Az aerodinamikai felmelegedés az űrjárműveknek a Föld légkörébe való visszatérésekor, valamint a bolygók légkörébe való belépésekor a második kozmikus és annál nagyobb sebességgel lép fel. Az aerodinamikus fűtés leküzdésére speciális hővédelmi rendszereket használnak.

Az aerodinamikai fűtés általában negatív tényező szerepét tölti be. Az aerodinamikus fűtés elleni küzdelem érdekében a repülőgépeket speciális hővédelmi rendszerekkel látják el. Vannak aktív és passzív hővédelmi módszerek. Aktív módszerekkel gáz- vagy folyékony hűtőfolyadékot kényszerítenek a védett felületre. A gáznemű hűtőközeg mintegy blokkolja a felületet a magas hőmérsékletű külső környezet hatásától, a folyékony hűtőközeg pedig, amely védőréteget képez a felületen, elnyeli a felület felmelegedése és elpárolgása következtében közeledő hőt. film, valamint a gőzök későbbi melegítése. Passzív hővédelmi módszerekkel a hőáram hatását egy speciálisan kialakított külső héj, vagy a fő szerkezetre felvitt speciális bevonat feltételezi. A legelterjedtebb az összeomló felületek segítségével történő hővédelem, amelyben a hőáramot az olvadás, a párolgás, a szublimáció és a kémiai reakciók folyamataira fordítják. Az ilyen bevonatok anyaga üvegszál és egyéb műanyagok szerves és szerves szilícium kötőanyagon. A szén és a szén összetétele is ígéretes.

AERODINAMIKUS FŰTÉS- levegőben vagy más gázban nagy sebességgel mozgó testek melegítése. A. n. elválaszthatatlanul összefügg aerodinamikai légellenállás, amelyek testeket tesztelnek repülés közben a légkörben. Az ellenállás leküzdésére fordított energia részben A. n formájában kerül át a testbe. Fizikai megfontolás. Kényelmes végrehajtani azokat a folyamatokat, amelyek az A. N.-t a mozgó testen tartózkodó megfigyelő szemszögéből határozzák meg. Ebben az esetben látható, hogy a testre jutó gáz a test felszíne közelében lelassul. Először a fékezés történik lökéshullám, amely a test előtt képződik, ha a repülés szuperszonikus sebességgel történik. A gáz további lassulása, mint a szubszonikus repülési sebességeknél, közvetlenül a test felszínén történik, ahol a viszkozitási erők okozzák, így a molekulák a képződéssel a felszínhez "tapadnak" határréteg.

A gáz áramlásának lassításánál annak kinetikája. az energia csökken, ami az energiamegmaradás törvényének megfelelően az ext növekedéséhez vezet. gáz energiája és hőmérséklete. Max. hőtartalom ( entalpia) a gáz testfelszín közelében történő lassulása során közel van a stagnálási entalpiához: , ahol a szembejövő áramlás entalpiája, és a repülési sebesség. Ha a repülési sebesség nem túl nagy (1000 m / s), akkor veri. hőkapacitás DC-n nyomás pállandónak tekinthető, és a kifejezésből meghatározható a megfelelő gázlassulási sebesség

ahol T e- egyensúlyi hőmérséklet-pa (határhőmérséklet, amelyre a test felülete felmelegedhet, ha nincs energiaelvonás), - együttható. konvektív hőátadás, az index jelöli a paramétereket a felületen. T e közel van a lassítási hőmérséklethez, és a kifejezésből meghatározható

ahol r-együttható hőmérséklet-visszanyerés (laminárishoz, turbulenshez), T1és M 1 - temp-pa és mach szám ext. határréteg határa, -arány üt. a gáz hőkapacitása egyenen. nyomás és térfogat Pr a Prandtl szám.

Az érték függ a repülés sebességétől és magasságától, a test alakjától és méretétől, valamint néhány egyéb tényezőtől. Hasonlóság elmélet lehetővé teszi számunkra, hogy a hőátadás törvényeit a fő dimenzió nélküli kritériumok közötti kapcsolatok formájában ábrázoljuk - Nusselt szám , Reynolds szám , Prandtl számés hőmérsékleti tényező , figyelembe véve a termofizika változékonyságát. gáztulajdonságok a határrétegen keresztül. Itt és - és a gázsebesség, és - együttható. viszkozitás és hővezető képesség, L- jellegzetes testméret. Naib. befolyása a konvektív A. n. rendereli a Reynolds-számot. A lapos lemez körüli hosszirányú áramlás legegyszerűbb esetben a lamináris határrétegre vonatkozó konvektív hőátadás törvénye a következőképpen alakul.

ahol és a hőmérsékleten számítják turbulens határrétegre

A test orrrészén tompa gömb alakú. A lamináris hőátadást a következő összefüggés írja le:

ahol r eés m e-t olyan hőmérsékleten számítjuk ki T e. Ezek a képletek általánosíthatók arra az esetre is, ha a hőátadást nem elválasztott áramlásban számoljuk bonyolultabb alakú testek körül tetszőleges nyomáseloszlás mellett. A határrétegben turbulens áramlásban a konvektív A. N. felerősödése következik be, aminek oka, hogy a molekuláris hővezető képesség mellett a lények. turbulens lüktetések kezdenek szerepet játszani a felhevült gáz energiájának a test felületére való átvitelében.

Az elméletivel számítás A. n. A légkör sűrű rétegeiben repülő berendezés esetében a test közelében lévő áramlás két részre osztható - inviscid és viszkózus (határréteg). Az inviscid gáz külső áramlásának számításából. területét a nyomásnak a test felületén való eloszlása ​​határozza meg. Az áramlás egy viszkózus tartományban ismert nyomáseloszlás mellett a test mentén a határréteg egyenleteinek numerikus integrálásával vagy az A. n. használható diff. közelítő módszerek.

A. n. lényeket játszik. szerepet és szuperszonikus áramlás gáz a csatornákban, elsősorban a rakétahajtóművek fúvókáiban. A fúvóka falán lévő határrétegben a gáz hőmérséklete megközelítheti a rakétamotor égésterében uralkodó hőmérsékletet (4000 K-ig). Ebben az esetben ugyanazok az energiaátviteli mechanizmusok működnek a fal felé, mint a határrétegben egy repülő testen, aminek következtében AE keletkezik. rakétahajtóművek fúvókafalai.

Kísérletet végzünk az A. n.-re vonatkozó adatok megszerzésére, különösen összetett alakú testekre, beleértve az elválasztó régiók kialakításával áramvonalas testeket. kis léptékű, geometriailag hasonló modelleken végzett tanulmányok in szélcsatornák definiáló dimenzió nélküli paraméterek (számok) reprodukálásával M, Reés hőmérsékleti tényező).

A repülési sebesség növekedésével a lökéshullám mögött és a határrétegben lévő gáz hőmérséklete megemelkedik, aminek következtében a beérkező gázmolekulák disszociációja is bekövetkezik. A keletkező atomok, ionok és elektronok egy hidegebb régióba – a test felszínére – diffundálnak. Van egy fordított kémia. reakció - rekombináció, amely hő felszabadulással jár. Ez kiegészítést ad. hozzájárulás a konvektív A. n. Disszociáció és ionizáció esetén célszerű a hőmérsékletről az entalpiára váltani:

ahol - egyensúlyi entalpia, és - a gáz entalpiája és sebessége az ext. a határréteg határa, és a belépő gáz entalpiája a felületi hőmérsékleten. Ebben az esetben ugyanazokat a kritikus értékeket lehet meghatározni. arány, mint viszonylag alacsony repülési sebességeknél.

Nagy magasságban történő repüléskor a konvektív fűtést befolyásolhatja a fizikai és kémiai egyensúly hiánya. átalakulások. Ez a jelenség akkor válik jelentőssé, amikor a jellegzetes disszociációs, ionizációs és egyéb kémiai idők. a reakciók egyenlővé válnak (nagyságrendileg) a gázrészecskék tartózkodási idejével a test közelében, megnövekedett hőmérsékletű régióban. Fiziko-kémiai hatása. egyensúlyhiány az A. n. abban nyilvánul meg, hogy a lökéshullám mögött és a határréteg magas hőmérsékletű részében keletkező disszociációs és ionizációs termékeknek nincs idejük a határréteg falközeli, viszonylag hideg részében rekombinálni; csökken. Ebben az esetben a katalizátor fontos szerepet játszik. felületi anyag tulajdonságai. Alacsony katalizátortartalmú anyagok vagy bevonatok használatával A rekombinációs reakciók (például szilícium-dioxid) aktivitásának köszönhetően jelentősen csökkenthető a konvektív A. n.

Ha a test áteresztő felületén keresztül gáznemű hűtőközeget juttatunk ("fúj") a határrétegbe, akkor a konvektív A. n. csökken. Ez történik ch. arr. ennek eredményeként hozzáadódik. hőfelhasználás a határrétegbe fújt gázok fűtésére. Az idegen gázok befecskendezése során a konvektív hőáramot csökkentő hatás annál erősebb, minél kisebb a molekulatömegük, mivel a sp. a befecskendezett gáz hőkapacitása. A határrétegben a lamináris áramlási üzemmódban a fúvóhatás erősebb, mint a turbulensben. Mérsékelt ütemekkel. fúvott gáz áramlási sebessége, a konvektív hőáram csökkenése a képlettel határozható meg

ahol a konvektív hőáram az ekvivalens áthatolhatatlan felületre, G az sp. a felületen keresztül befecskendezett gáz tömegáramlási sebessége, és - együttható. fúvás, amely a határréteg áramlási rendjétől, valamint a bejövő és kifújt gázok tulajdonságaitól függ. A sugárzó felmelegedés a megnövekedett hőmérsékletű területekről a test felszínére történő sugárzási energia átvitele miatt következik be. Ebben az esetben a spektrum UV- és látható tartományában játssza a legnagyobb szerepet. Az elméletihez sugárzás számítása fűtés esetén meg kell oldani a sugárzás integro-differenciálegyenletrendszerét. gáz, figyelembe véve a saját. gázkibocsátás, a közeg általi sugárzás elnyelése és a sugárzási energia átvitele minden irányban a testet körülvevő magas hőmérsékletű áramlási tartományban. Integrál a sugárzás spektrumában. folyam q P0-t a testfelületre a segítségével lehet kiszámítani Stefan-Boltzmann sugárzás törvénye:

ahol T 2 - gáz temp-pa a lökéshullám és a test között, \u003d 5,67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - Stefan állandója, - eff. a kisugárzott gáztérfogat feketeségi foka, amely első közelítésben lapos izotermnek tekinthető. réteg. Az e értékét olyan elemi folyamatok kombinációja határozza meg, amelyek magas hőmérsékleten gázkibocsátást okoznak. Ez függ a repülés sebességétől és magasságától, valamint a lökéshullám és a test távolságától.

Ha ez vonatkozik. a sugárzás mennyisége. A. n. nagyszerű, akkor lények. a szerep elkezd sugározni. a lökéshullám mögötti gáz lehűlése, amely az energia eltávolításával jár a sugárzó térfogatból környezetés csökkenti a hőmérsékletét. Ebben az esetben a sugárzás kiszámításakor. A. n. korrekciót kell bevezetni, melynek értékét a kiemelési paraméter határozza meg:

ahol a repülési sebesség, a légkör sűrűsége. Amikor a Föld légkörében repül az első kozmikus sugárzás alatti sebességgel. A. n. kicsi a konvektívhez képest. A második kozmikusnál sebességeket nagyságrendileg hasonlítják össze, és 13-15 km/s repülési sebességnél, ami megfelel a Földre való visszatérésnek, miután más bolygókra repült, fő. hozzájárulást sugárzó A. n.

Az A. n. speciális esete a felfelé mozgó testek felmelegedése. a légkör olyan rétegei, ahol az áramlási rezsim szabadmolekuláris, azaz a gázmolekulák arányosak, sőt meg is haladják a test méretét. Ebben az esetben a lökéshullám kialakulása még nagy (az első kozmikus nagyságrendű) repülési sebességnél sem következik be. egyszerű képlet használható

ahol a test felületének normálisa és a szembejövő áramlás sebességvektora közötti szög, a- együttható szállás, amely a bejövő gáz és a felületi anyag tulajdonságaitól függ, és általában közel áll az egységhez.

Egy valamivel. a szuperszonikus repülőgépek és hordozórakéták létrehozása során felmerülő "hőgát" problémájához kapcsolódik. Fontos szerepe volt A. n. tér visszatérésekor játszik. eszközöket a Föld légkörébe, valamint a bolygók légkörébe való belépésekor a második kozmikus és annál nagyobb sebességű bolygók légkörébe. Az A. n. speciális alkalmazása. rendszerek hővédelem.

Megvilágított.: A gázok sugárzási tulajdonságai at magas hőmérsékletek, M., 1971; Az űrhajó-repülés elméletének alapjai, M., 1972; A hőátadás alapjai a repülés- és rakéta- és űrtechnológiában, M., 1975. I. A. Anfimov.