חישוב החימום האווירודינמי של הרקטה בתא הלחצים. חישוב המקדמים האווירודינמיים של טיל השיוט מסוג טומהוק. מומנט ההתנדנדות הנגרם כתוצאה מסיבוב המטוס סביב ציר Z

פרויקט הקורס

חישוב המקדמים האווירודינמיים של טיל שיוט מסוג טומהוק

מבוא

מטוס רקטה אווירודינמית

העיצוב של כלי טיס חייב לכלול בהכרח את חישוב המאפיינים האווירודינמיים שלו. התוצאות שהתקבלו מאפשרות לנו להעריך את נכונות הבחירה של התכנית האווירודינמית, כדי לחשב את מסלול המטוס.

עבור חישובים, הנחה חשובה מאוד מוצגת: המטוס צריך להיחשב נייח, ואת זרימת האוויר המתקרב, להיפך, נע (מה שנקרא "עקרון היפוך תנועה").

ההנחה השנייה בה נעשה שימוש מרמזת על חלוקת המטוס לרכיבים נפרדים: גוף, נוצות (כנפיים והגאים), וכן שילוביהם. במקרה זה, המאפיינים מחושבים בנפרד עבור כל הרכיבים, וסכומם, יחד עם תיקוני ההפרעות הקובעים את השפעות האינטראקציה, קובעים את המקדמים והמומנטים האווירודינמיים.

1. טילי שיוט

1.1 מידע כללי

תהליך יצירת CR מודרני הוא המשימה המדעית והטכנית הקשה ביותר, אשר נפתרת במשותף על ידי מספר צוותי מחקר, עיצוב וייצור. אנו יכולים לייחד את השלבים העיקריים הבאים ביצירת התקליטור: מפרטים טקטיים וטכניים, הצעות טכניות, תכנון ראשוני, תכנון מפורט, בדיקות ניסויות, ספסל ובדיקות טבעיות.

העבודה על יצירת דוגמאות מודרניות של CR מתבצעת בתחומים הבאים:

הגדלת טווח הטיסה והמהירות לעל קולי;

· שימוש במערכות זיהוי וביתות רב-ערוציות משולבות להנחיית טילים;

צמצום הנראות של טילים באמצעות שימוש ב"התגנבות" טכנולוגית;

· הגברת התגנבות הטילים על ידי הפחתת גובה הטיסה עד הקצה וסיבוך מסלול הטיסה בקטע הסופי שלו;

· הצטיידות הציוד המשולב של הטילים במערכת ניווט לוויינית הקובעת את מיקומו של הטיל בדיוק של 10...20 מ';

· שילוב טילים למטרות שונות למערכת טילים אחת של ים, אוויר ויבשה.

יישום תחומים אלה מושג בעיקר באמצעות שימוש בטכנולוגיות מודרניות גבוהות.

פריצת דרך טכנולוגית בכלי טיס ורקטות, מיקרואלקטרוניקה וטכנולוגיית מחשוב, בפיתוח מערכות בקרה אוטומטיות ובינה מלאכותית, מערכות הנעה ודלקים, ציוד מיגון אלקטרוני וכו'. יצר פיתוחים אמיתיים של דור חדש של CR והמתחמים שלהם. ניתן היה להגדיל באופן משמעותי את טווח הטיסה של CR תת-קולי וגם על-קולי, להגדיל את הסלקטיביות וחסינות הרעש של מערכות בקרה אוטומטיות על הסיפון עם ירידה בו-זמנית (יותר מפעמיים) במאפייני המשקל והגודל.

טילי שיוט מחולקים לשתי קבוצות:

מבוססי קרקע

מבוסס ים.

קבוצה זו כוללת טילים אסטרטגיים ומבצעיים-טקטיים עם טווח טיסה של כמה מאות עד כמה אלפי קילומטרים, שבניגוד לטילים בליסטיים, טסים אל המטרה בשכבות צפופות של האטמוספירה ויש להם משטחים אווירודינמיים לכך, היוצרים עילוי. טילים כאלה נועדו להשמיד טילים אסטרטגיים חשובים.

טילי שיוט משוגרים מצוללות, ספינות שטח, מערכות קרקע וכלי טיס, מספקים לכוחות ימיים, יבשתיים ואוויר גמישות יוצאת דופן.

היתרונות העיקריים שלהם על BR הם:

· אי פגיעות כמעט מוחלטת במקרה של התקפת טילים גרעיניים מפתיעים על ידי האויב בשל ניידות הבסיס, בעוד מיקומי ממגורות שיגור עם טילים בליסטיים ידועים לרוב לאויב מראש;

· הפחתה בהשוואה ל-BR של עלות ביצוע פעולת לחימה לפגיעה במטרה בהסתברות נתונה;

· האפשרות הבסיסית ליצור מערכת הנחייה משופרת עבור ה-KR, הפועלת באופן אוטונומי או באמצעות מערכת ניווט לוויינית. מערכת זו יכולה לספק הסתברות של 100% לפגוע במטרה, כלומר. החמצה קרובה לאפס, שתצמצם את מספר הטילים הנדרש וכתוצאה מכך את עלויות התפעול;

האפשרות ליצור מערכת נשק שיכולה לפתור משימות אסטרטגיות וטקטיות כאחד;

· הסיכוי ליצור דור חדש של טילי שיוט אסטרטגיים עם טווח גדול עוד יותר, מהירויות על-קוליות והיפרסוניות, המאפשרים מיקוד מחדש בטיסה.

ככלל, ראשי נפץ גרעיניים משמשים בטילי שיוט אסטרטגיים. ראשי נפץ קונבנציונליים מותקנים על גרסאות טקטיות של טילים אלה. לדוגמה, ניתן להתקין ראשי נפץ חודרים, בעלי נפץ גבוה או מצטבר גבוה בחומר נפץ, על טילים נגד ספינות.

מערכת הבקרה של טילי שיוט תלויה באופן משמעותי בטווח הטיסה, מסלול הטילים וניגודיות המכ"ם של מטרות. לטילים ארוכי טווח יש בדרך כלל מערכות בקרה משולבות, למשל, אוטונומיות (אינרציאליות, אסטרואינרציאליות) בתוספת ביות בחלק האחרון של המסלול. שיגור ממתקן קרקעי, צוללת, ספינה מצריך שימוש במגבר רקטות, שרצוי להפריד לאחר שריפת הדלק, ולכן טילי שיוט יבשתיים וימיים מיוצרים דו-שלביים. בשיגור ממטוס נושא, אין צורך במאיץ, מכיוון שיש מהירות התחלתית מספקת. RDTT משמש בדרך כלל כמאיץ. הבחירה במנוע מקיים נקבעת על פי הדרישות של צריכת דלק ספציפית נמוכה וזמן טיסה ארוך (עשרות דקות או אפילו מספר שעות). לטילים שמהירות הטיסה שלהם נמוכה יחסית (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2, צריכת הדלק הספציפית של מנועי טורבו-סילון ו-ramjet הופכת להיות תואמת, וגורמים אחרים משחקים את התפקיד העיקרי בבחירת המנוע: פשטות העיצוב, משקל נמוך ועלות. דלקים פחמימניים משמשים כדלק למנועי הנעה.

בפרויקט קורס זה למחקר נוסף, טיל שיוט מסוג טומהוק ייחשב כאב טיפוס של מטוס.

טיל שיוט 1.2 טומהוק

KR "Tomahawk" בציוד גרעיני יש קיבולת מטען גרעיני של 200 ק"ג. קשה לזהות על ידי תחנות מכ"ם. אורכו של ה-KR הוא 6.25 מ', והמשקל הוא 1450 ק"ג. בציוד קונבנציונלי, טיל זה מיועד לפגוע בספינות שטח בטווחים של עד 550 ק"מ מאתר השיגור ובמטרות חוף בטווחים של עד 1,500 ק"מ.

טיל שיוט "טומהוק" (BGM - 109A) מבוסס ים נועד לפגוע במתקנים צבאיים ותעשייתיים חשובים. טווח ירי - 2500 ק"מ. דיוק הירי אינו עולה על 200 מ' מערכת הנחיית הטילים משולבת, היא כוללת מערכת אינרציאלית ומערכת תיקון מסלול לאורך קו המתאר של השטח. משקל שיגור - 1225 ק"ג, אורך 5.5 מ', קוטר גוף - 530 מ"מ, משקל ראש נפץ - 110 ק"ג. הטיל מצויד בראש נפץ גרעיני במשקל 200 ק"ג. הטיל נכנס לשירות ב-1984. השימוש הקרבי שלו צפוי הן מצוללות והן מספינות שטח.

אורז. 1 טיל שיוט "טומהוק" (BGM - 109A)

נתיב טיסה של Tomahawk BGM-109С/D

אורז. 2 נתיב הטיסה של טיל הטומהוק BGM-109С/D:

2-אזור של התיקון הראשון לפי מערכת TERCOM;

מקטע 3 צועדים תיקון TERCOM באמצעות מערכת NAVSTAR

4-תיקון המסלול לפי מערכת DSMAC;

מאפיינים טקטיים וטכניים

2. חישוב מאפיינים אווירודינמיים בשיטה האנליטית של לבדב-צ'רנוברובקין

חישוב אווירודינמי הוא המרכיב החשוב ביותר במחקר האווירודינמי של כלי טיס או חלקים בודדים שלו (גוף, כנפיים, ספינות, התקני בקרה). התוצאות של חישוב כזה משמשות בחישובי מסלול, בפתרון בעיות הקשורות לחוזק של עצמים נעים, בקביעת ביצועי הטיסה של כלי טיס.

כאשר בוחנים מאפיינים אווירודינמיים, ניתן להשתמש בעקרון של חלוקת המאפיינים לרכיבים נפרדים עבור קליפות מבודדות ומשטחים נושאי עומס (כנפיים ונוצות), כמו גם השילובים שלהם. במקרה האחרון, הכוחות והמומנטים האווירודינמיים נקבעים כסכום המאפיינים התואמים (עבור גוף מבודד, כנפיים ואמפנאז') ותיקוני הפרעות עקב השפעות אינטראקציה.

ניתן לקבוע כוחות ומומנטים אווירודינמיים באמצעות מקדמים אווירודינמיים.

על פי ייצוג הכוח האווירודינמי הכולל והמומנט האווירודינמי הכולל בתחזיות על צירי המהירות ומערכות הקואורדינטות הנלוות, בהתאמה, מקובלים השמות הבאים של מקדמים אווירודינמיים: - מקדמי גרר אווירודינמיים, עליית כוח רוחבי;

כדי ללמוד את הדינמיקה של כלי טיס, יש צורך לקחת בחשבון את הכוחות והמומנטים הפועלים, כולל אווירודינמיים. הכוח האווירודינמי הכולל, התלוי במספר גורמים, יכול להיות מיוצג כמרכיבים לאורך צירי המהירות של הקואורדינטות (x, y, z) או לאורך ה-(), והמומנט האווירודינמי הכולל M - מתרחב לאורך הצירים ( ). במקרה של מטוס סימטרי, לכוח ההרמה Y ולכוח הצידי Z יש תלות זהה בזוויות ההתקפה וההחלקה, בזוויות הסטייה של ההגאים ובהתאמה.

טבלת מאפיינים גיאומטריים

2.1 הרמה

כוח ההרמה נקבע על ידי הנוסחה

היכן ראש המהירות, הוא צפיפות האוויר, הוא השטח האופייני, (לדוגמה, שטח החתך של גוף המטוס), הוא מקדם העילוי.

נהוג לקבוע את המקדם במערכת קואורדינטות המהירות 0xyz. יחד עם המקדם, נחשב גם מקדם הכוח הנורמלי והוא נקבע במערכת הקואורדינטות המצמדות.

מקדמים אלה קשורים זה לזה על ידי היחס

אנו מציגים את המטוס כשילוב של החלקים העיקריים הבאים: גוף (גוף גוף), משטחי נושא קדמי (I) ואחורי (II). בזוויות התקפה והסטה קטנות של משטחי הנושא, התלות וקרובות לליניאריות, כלומר. ניתן להציג בטופס

הנה והן זוויות הסטייה של משטחי המיסב הקדמיים והאחוריים, בהתאמה; ו- ערכים וב-; , הן הנגזרות החלקיות של המקדמים וביחס לזוויות ונלקחות ב.

הערכים של ועבור כלי טיס בלתי מאוישים ברוב המקרים קרובים לאפס, ולכן הם לא נחשבים יותר. משטחי נושאות אחוריים נלקחים כפקדים.

ניתן להגדיר בזוויות התקפה קטנות וב-, אז שוויון (2) מקבל את הצורה אנו מייצגים את הכוח הנורמלי של המטוס כסכום של שלושה איברים

שכל אחד מהם מבוטא במונחים של המקדם המתאים של הכוח הנורמלי:

חלוקת שוויון (3) מונח אחר מונח לפי והסרת הנגזרת בכבוד, נקבל בנקודה 0

איפה; - מקדמי קיפאון זרימה;; ; - שטחים יחסיים של חלקי מטוסים. הבה נבחן ביתר פירוט את הכמויות הנכללות בצד הימני של השוויון (4).

המונח הראשון לוקח בחשבון את הכוח הרגיל של גוף המטוס, ובזוויות התקפה נמוכות הוא שווה לכוח הנורמלי של גוף המטוס המבודד (מבלי לקחת בחשבון את השפעת משטחי המיסב).

המונח השני מאפיין את הכוח הרגיל שנוצר על ידי משטח הנושא הקדמי ומופעל בחלקו על הקונסולות, ובחלקו על הגוף באזור השפעתם.

גודל הכוח הזה מתבטא במונחים של הכוח הנורמלי של כנפיים מבודדות (כלומר כנפיים המורכבות משתי קונסולות) באמצעות מקדם ההפרעה k:. הכמויות וה-kI מחושבים לפי מספר מאך.

המונח השלישי בביטוי (4) דומה לשני. ההבדל היחיד הוא שכאשר קובעים את זווית ההתקפה של משטח המיסב האחורי, יש צורך לקחת בחשבון את הזווית הממוצעת של שיפוע הזרימה הנגרמת על ידי משטח המיסב הקדמי: . בזוויות התקפה נמוכות, התלות קרובה לליניארית. במקרה זה, ניתן לבטא את הנגזרת גם כ

כל הכמויות הכלולות ב-(5) מחושבות לפי מספר מאך.

2.2 נגזרת של מקדם הרמה של מטוס ביחס לזווית סטיית השליטה

הבה נבדיל את הביטוי (1) ביחס לזווית II:

בזוויות קטנות והביטוי הזה לובש את הצורה הבאה:

חלוקת שוויון (3) מונח אחר מונח ב-qS ולקחת את הנגזרת לגבי, אנו מקבלים

מאפיין את הכוח הרגיל של המשטח האחורי, המופעל בחלקו על הקונסולות, ובחלקו על הגוף באזור השפעתם. גודל הכוח הזה מתבטא במונחים של מקדם ההתאבכות והיעילות היחסית של הפקדים n:

החישוב מוצג בטבלה. 3.3, היכן זווית הסוויף של הנוצות; הוא מקדם הפחתת העילוי עקב הפער בין ההגה לגוף כאשר ההגאים מוסטים.

טבלת חישוב

טבלת חישוב

2.3 גרור

כוח הגרירה מחושב על ידי הנוסחה

ניתן לייצג את מקדם הגרר של המטוס כסכום של שני איברים, היכן הוא מקדם הגרר ב; - מקדם ההתנגדות האינדוקטיבית, המובן כהתנגדות בהתאם לזוויות, u. ניתן לבטא את מקדם LA כ

כאשר 1.05 - תיקון לפרטים לא מפורטים; - היחס בין השטח הכולל של כל הקונסולות של משטח הנושא הקדמי לאזור האופייני; - אותו הדבר עבור משטח הנושא האחורי; , - מקדמים של החלקים המבודדים של המטוס.

2.4 מקדם גרירה ב

על פי הטבע הפיזי, ניתן לחלק את ההתנגדות הקדמית של גוף הספינה להתנגדויות חיכוך ולחץ. בהתאם ללחץ זה, ניתן לבטא את מקדם הגרר של גוף הספינה ב (הכוונה לאזור האמצע) באופן הבא:

כאשר שלושת האיברים האחרונים הם התנגדות הלחץ.

2.5 מקדם גרירה של משטחים נושאי עומס ב

השיטות לחישוב המקדם של משטחי העומס הקדמי והאחורי כמעט זהות. ההבדל היחיד הוא שהחישוב צריך להתבצע במספר מאך, והחישוב ב-.

ההתנגדות החזיתית של משטח הנושא עם קצוות נגררים מחודדים מורכבת מפרופיל והתנגדות גלים. בהתאם, אפשר לכתוב

התנגדות הפרופיל נובעת מצמיגות האוויר. הוא נקבע בעיקר על ידי כוחות חיכוך ובמידה קטנה על ידי הפרש הלחץ בחלקי האף והזנב של ציר האוויר.

התנגדות גל - עמידות בלחץ עקב כושר הדחיסה של האוויר. זה מתרחש כאשר הזרימה סביב הכנפיים מלווה בהופעת גלי הלם.

עבור מטוסים עם כנפיים צולבות (++), כוח הגרירה נוצר על ידי שני זוגות של משטחי נשיאה קדמיים ואחוריים, ולכן יש להכפיל את המקדמים בשטחים חסרי הממד הכפולים המתאימים.

טבלת חישוב ו

טבלת חישוב

2.6 רגע פיץ'

כאשר לומדים את רגעי הכוחות הפועלים על כלי הטיס, בפרט, את מומנטי ההתנדנדות, נשתמש במערכת הקואורדינטות הקשורה 0x1y1z1. מומנט ההתנדנדות או המומנט האורך נגרם על ידי כוחות אווירודינמיים ותגובתיים. בהתחשב ברגע של כוחות אווירודינמיים, נוח להציג את הרעיון של מקדם חסר מימד

גודל המומנט האווירודינמי במהירות ובגובה טיסה נתון תלוי במספר גורמים, בעיקר בזווית ההתקפה ובזוויות הסטייה של הפקדים. בנוסף, עוצמת הרגע מושפעת ממהירות הסיבוב הזוויתית של המטוס, וכן מקצב השינוי בזווית התקיפה והסטת ההגאים, המאופיינת בנגזרות ו. בדרך זו,

עבור ערכים קטנים של הארגומנטים, ביטוי (6) יכול להיות מיוצג כפונקציה לינארית

איפה וכו'. הם הנגזרות החלקיות של מומנט ההתנדנדות ביחס לפרמטרים המתאימים.

מקדם המומנט חסר הממדים הוא פונקציה של פרמטרים חסרי ממדים בלבד. מכיוון שלכמויות יש את הממד I/s, במקום אותם אנו מציגים את המהירות הזוויתית חסרת הממדים ונגזרות חסרות הממד,. הביטוי הכללי למקדם המומנט האורך בערכים קטנים של הפרמטרים וכו'. יש את הצורה

כדי לפשט את סימון הכמויות הנכללות בביטויים (6) ו-(7), המדד "I" יושמט עוד יותר. בנוסף, נשמיט את המקפים בסימון של נגזרות חלקיות

2.7 רגע מגרש ב

הבה נשקול את הערך של מומנט האורך האווירודינמי הפועל על המטוס, בתנאי שהמהירות הזוויתית וזווית ההתקפה והסטייה של הפקדים יישארו ללא שינוי בזמן.

הבה נציג את הרעיון של מרכז הלחץ של מטוס. מרכז הלחץ הוא נקודה על ציר האורך 0x1 שדרכה עוברים הכוחות האווירודינמיים הנוצרים.

ניתן לבטא את מומנט הכוחות האווירודינמיים ביחס למרכז הלחץ, ומקדם הרגע

כאן - הקואורדינטה של ​​מרכז הכובד של המטוס, - הקואורדינטה של ​​מרכז הלחץ (הדיווח נעשה מהאף של גוף הספינה).

באנלוגיה למושג מרכז הלחץ של המטוס כולו, אנו מציגים גם את המושג מוקדי לחץ של חלקיו כנקודות יישום של הכוחות הנורמליים שנוצרו על ידי חלקים אלו.

ממצב שיווי המשקל שיש לנו

מכאן אנו מוצאים את הביטוי עבור:

בזוויות התקפה והסטה קטנות של ההגאים, נוח להשתמש במושג מוקדים אווירודינמיים של מטוסים. המוקד של כלי הטיס מבחינת זווית ההתקפה הוא נקודת ההפעלה של אותו חלק מהכוח הרגיל שהוא פרופורציונלי לזווית ההתקפה (כלומר). לאחר מכן, עם בקרות קבועות, הרגע של כוחות אווירודינמיים סביב ציר 0z1 העוברים דרך נקודת המוקד אינו תלוי בזווית ההתקפה. באופן דומה, ניתן להראות שהרגע ביחס לפוקוס ב- אינו תלוי ב, והרגע ביחס לפוקוס ב- אינו תלוי ב.

באמצעות המושג מוקדים אווירודינמיים, נוכל לכתוב את הביטוי הבא עבור מקדם מומנט ההתנדנדות של המטוס בזוויות קטנות, וכן:

בביטויים אלה, נמצאות הקואורדינטות של המוקדים לאורך, ו.

2.8 מומנט התנדנדות הנגרם מסיבוב המטוס סביב ציר Z

ראה כלי טיס שטס במהירות v ובו זמנית מסתובב סביב צירו (רוחבי) במהירות זוויתית.

במהלך סיבוב המטוס, כל נקודה של פני השטח שלו רוכשת מהירות נוספת השווה ל. כתוצאה מכך, זוויות המפגש של הזרימה עם האלמנטים הבודדים של פני השטח שונות מזוויות המפגש בתנועה תרגום גרידא. שינוי זוויות המפגש מוביל להופעת כוחות אווירודינמיים נוספים, אותם ניתן לצמצם לתוצאה המופעלת במרכז הכובד ולרגע העובר על הציר הרוחבי דרך מרכז הכובד.

הערך קטן מאוד ובדרך כלל מוזנח בחישובי עילוי.

הרגע משפיע באופן משמעותי על המאפיינים הדינמיים של המטוס. זה נקרא מומנט שיכוך גובה או מומנט שיכוך אורך.

גודל מומנט השיכוך הוא פרופורציונלי למהירות הזוויתית. לכן.

הבה נבטא את הנגזרת במונחים של מקדם המומנט חסר הממדים ומהירות הזווית חסרת הממדים. מאז, אז איפה הנגזרת הסיבובית של מקדם הרגע.

הבה נציג את מומנט השיכוך האורך כסכום המומנטים שנוצרו על ידי חלקי המטוס: . ניתן לשכתב ביטוי זה בהתאם לשוויון (9):

בצמצום ב-, אנו מקבלים:

טבלת חישוב ו

טבלת חישוב

2.9 טבלת סיכום של מקדמים אווירודינמיים

3. חישוב מאפיינים אווירודינמיים באמצעות חבילת SolidWorks 2014

SolidWorks היא מערכת של תכנון בעזרת מחשב, ניתוח הנדסי וייצור מקדים של מוצרים מכל מורכבות ומטרה. מפתח SolidWorks CAD הוא SolidWorks Corp. (ארה"ב), חטיבה עצמאית של דאסו סיסטמס (צרפת) - המובילה העולמית בתוכנת היי-טק. פיתוח SolidWorks Corp. מאופיין ברמות גבוהות של איכות, אמינות וביצועים, אשר בשילוב עם תמיכה מוסמכת, הופכים את SolidWorks לפתרון הטוב ביותר לתעשייה ולשימוש אישי. התוכנה פועלת על פלטפורמת Windows, יש תמיכה בשפה הרוסית, ובהתאם, תומכת ב-GOST ו-ESKD.

חבילה זו מאפשרת לבנות מודל מטוס ולחשב אווירודינמיקה באמצעות Flow Simulation, שהוא מודול ניתוח דינמי נוזלי בסביבת SolidWorks, תוך מזעור שגיאות התלויות בגורם האנושי.

בפרויקט הקורס הזה, נבנה מודל Tomahawk KR וחושב האווירודינמיקה באמצעות SolidWorks 2014 ו- SolidWorks Flow Simulation 2012.

דגם המטוס שנבנה באמצעות SolidWorks 2014 CAD מוצג באיורים 3 ו-4.

איור 3 - מבט מהצד של הדגם

איור 4 - מבט קדמי של הדגם

3.2 בחירת זוויות התקפה ומהירות זרימה

מקדמים אווירודינמיים יחושבו עבור מאך: M=0.7, 1.2 ועבור זווית תקיפה 6=0 מעלות.

ניתן לקבוע כוחות ומומנטים אווירודינמיים על ידי הכרת המקדמים האווירודינמיים.

על פי ייצוג הכוח האווירודינמי הכולל והמומנט האווירודינמי הכולל בתחזיות על צירי המהירות ומערכות הקואורדינטות הנלוות, בהתאמה, מאומצים השמות הבאים של מקדמים אווירודינמיים: - מקדמים אווירודינמיים של גרירה, עילוי וכוח רוחבי; - מקדמים אווירודינמיים של רגעי גלגול, פיהוק וגובה.

3.3 תוצאות חישוב

תוצאות החישוב ניתנות עבור מהירות הזרימה М=0.7 ו-М=1.2 ב-b=0 מעלות. התוצאות מוצגות באיורים 5-14 ובטבלה 10.

עבור b=0 ו-M=1.2

איור 5 - תוצאות של שינוי המהירות

איור 6 - תוצאות שינויי לחץ

איור 7 - תוצאות שינוי בצפיפות

איור 8 - תוצאות של שינוי טמפרטורה

עבור b=0 ו-M=0.7

איור 9 - תוצאות של שינוי המהירות

איור 10 - תוצאות של שינויי לחץ

איור 11 - תוצאות שינוי בצפיפות

איור 12 - תוצאות שינוי טמפרטורה

איור 13 פרמטרים בסיסיים עבור M=1.2

איור 14 פרמטרים בסיסיים עבור M=0.7

מכיוון שאנו יודעים את הערכים של כוח ההרמה וכוח הגרירה, אנו יכולים לבטא מהביטויים Y \u003d c y qS ו- X \u003d c x qS כדי לבטא עם y ועם x

טבלת חישוב

סיכום

בפרויקט קורס זה נשקל מטוס מסוג KR "טומהוק" וחושב המקדמים האווירודינמיים שלו.

כתוצאה מהחישובים התקבלו ערכי מקדמי גרר, מקדמי עילוי ומקדמי מומנטים אווירודינמיים. כאשר בוחנים מאפיינים אווירודינמיים, ניתן להשתמש בעקרון של חלוקת המאפיינים לרכיבים נפרדים עבור קליפות מבודדות ומשטחים נושאי עומס (כנפיים ונוצות), כמו גם השילובים שלהם. במקרה האחרון, הכוחות והמומנטים האווירודינמיים נקבעים כסכום המאפיינים התואמים (עבור גוף מבודד, כנפיים ואמפנאז') ותיקוני הפרעות עקב השפעות אינטראקציה. ניתן לקבוע כוחות ומומנטים אווירודינמיים באמצעות מקדמים אווירודינמיים.

תוצאות חישוב המקדמים האווירודינמיים וניתוח השוואתי של השיטה האנליטית לבדב-צ'רנוברובקין והסימולציה מספרית ניתנות בטבלה.

ניתוח השוואתי של תוצאות חישוב

דגם של המטוס שנחקר נוצר באמצעות CAD SolidWorks 2014 SP5.0 והאווירודינמיקה שלו נחקרה באמצעות SolidWorks Flow Simulation. כתוצאה מהחישובים שבוצעו, יש לקחת בחשבון שטכניקת הסימולציה המספרית מאפשרת הימנעות מטעויות חישוב הנגרמות מההבדל בין הצורה המחושבת והמציאותית של האובייקט המפוצץ. הטכניקה מאפשרת גם להעריך את מידת ההשפעה של אי-דיוקים בייצור דגמים על תוצאות נושבתם במנהרות רוח.

השיטה האנליטית של לבדב-צ'רנוברובקין מבוססת על דפוסים סמי-אמפיריים המתקבלים מניתוח נתונים ניסיוניים רבים. שיטה זו אינה מתאימה לחישובים מדעיים מדויקים, אך יכולה לשמש למטרות חינוכיות ולחישוב מקדמים אווירודינמיים בקירוב ראשון.

רשימה ביבליוגרפית

1. Lebedev A.A., Chernobrovkin L.S. דינמיקת טיסה. - M.: Mashinostroenie, 1973. - 615 p.: ill.

2. שליגין א.ש. - מאפיינים אווירודינמיים של מטוסים. - סנט פטרסבורג: BSTU, 2003. - 119 עמ'.

3. SolidWorks - התקן העולמי לתכנון בעזרת מחשב [משאב אלקטרוני] - http://www.solidworks.ru/products/ - נגיש ב-15 בנובמבר 2014

4 דוד סלומון עקומות ומשטחים עבור גרפיקה ממוחשבת. - ספרינגר, 2006.

5. .ב. קרפנקו, ש.מ. גנין "טילים טקטיים תעופה פנים" 2000

6. סינתזה של בקרה במערכות ייצוב לכלי טיס בלתי מאוישים. ספר לימוד בעריכת א.ש. שליגין. SPB 2005

מסמכים דומים

תכונות של בניית פרופיל NEZH תיאורטי באמצעות מיפוי קונפורמי N.E. ז'וקובסקי. פרמטרים גיאומטריים והתנגדות של המטוס. שיטה לקביעת מאפייני דרך ואווירודינמיים של כלי טיס.

עבודת לימוד, התווספה 19/04/2010


לימוד מאפייני המראה ונחיתה של מטוסים: קביעת ממדי כנפיים וזוויות סוויפה; חישוב מספר המאך הקריטי, מקדם גרר אווירודינמי, כוח הרמה. בניית קוטבי המראה ונחיתה.

עבודת קודש, התווספה 24/10/2012


בניית הקוטב התת-קריטי של מטוס ה-An-225. ערכים מומלצים לעוביים של פרופילי הכנף והאממנאז'. חישוב מאפייני הטיסה של המטוס, התוות התלות של מקדם העילוי בזווית ההתקפה. התלות של המזבלה הקוטבית במספר מאך.

עבודת קודש, נוספה 17/06/2015


חישוב התנגדויות חזיתיות של אלמנטים נושאי עומס, גוף גוף, תאולי מנוע ומכלים חיצוניים של כלי טיס בתנאים של שכבת גבול סוערת לחלוטין. התלות של המטוס גרר בזווית ההתקפה. חישוב ובניית קוטב הכנף.

עבודת קודש, נוספה 12/03/2013


חישוב המאפיינים הגיאומטריים של גוף המטוס, זנב אופקי. חישוב מקדם הגרר המינימלי של העמוד. מאפייני המראה ונחיתה של מטוסים. בניית התלות של האיכות האווירודינמית בזווית ההתקפה.

עבודת קודש, נוספה 29/10/2012


פיתוח מערכת ייצוב רקטות. הפרמטרים הגיאומטריים העיקריים של חלקי המטוס (AGM-158 Jassm). איתור באגים בהיגוי. משרעת, מאפייני פאזה. עיצוב עמדת מבחן. בדיקה וחישוב כוח מנוע.

עבודת גמר, נוספה 22/04/2015


חישוב עיצובי של חיבור האוגן של תאי הדיור. כונני כוח של בקרות אווירודינמיות. בנייה ועיצוב של ידית מנגנון הבקרה. עומסים הפועלים על הכנף ועל גוף הספינה. חישוב חלקי קוביות עבור חוזק.

עבודת קודש, נוספה 29/01/2013


טיסה מבוקרת של כלי טיס. תיאור מתמטי של תנועה אורכית. לינאריזציה של תנועות תנועת האורך של המטוס. מודל סימולציה למערכת לינארית של משוואות דיפרנציאליות של תנועה אורכית.

עבודת קודש, התווספה 04/04/2015


חישוב ובניית הקוטבים של מטוס נוסעים תת קולי. קביעת מקדמי הגרר המינימליים והמקסימליים של הכנף ושל גוף המטוס. סיכום של גרירת מטוסים מזיקה. בניית קוטבים ועקומת מקדם עילוי.

עבודת קודש, התווסף 03/01/2015


זרימת אוויר מסביב לגוף. כנף מטוס, מאפיינים גיאומטריים, פירוש אקורד אווירודינמי, גרירה, יחס הרמה לגרירה. מטוס קוטבי. מרכז הלחץ של הכנף ושינוי מיקומה בהתאם לזווית ההתקפה.

נשקל שיגור אווירי (שיגור מכלי טיס) של 103 טון ILV. על המעוט להאיץ אותו למהירות המבטיחה יציאה ללא זעזועים של הרקטה מהמטוס. הרקטה נעה על העול לאורך המדריכים, ולאחר שנותר זוג עוולים אחד על המדריכים, היא מתחילה לצבור מהירות זוויתית בפעולת הכבידה, וכתוצאה מכך עלולה להתרחש התנגשות עם רמפת המטוס.

זה קובע את הגבול התחתון של מהירות הפליטה: vobk > 12.5 m/s.

בהשוואה לשיגור מרגמה, לשיגור ILV מכלי טיס באמצעות קטפולטה יש מספר יתרונות: אין כוח (גל) והשפעה תרמית של גזים חמים על מטוס, רקטה יכולה להיות בעלת משטחים אווירודינמיים, מידות מערכת השיגור מופחתת, מה שמפשט את הפריסה שלו בתא המטען, אפשר לשגר טיל בכיוון הנכון (ראש לכיוון הזרימה). היתרונות האחרונים מאפשרים להשתמש במהירות המטוס כדי ליידע את הרקטה על המהירות ההתחלתית.

נעשה שימוש בתכנית קטפולטה עם שני גלילי משיכה. המסה הכוללת של החלקים הנעים של הבליסטרה, בהתבסס על חישובים ראשוניים, הונחה להיות 410 ק"ג. מכיוון שזמן ההפעלה של המעוט הזה ארוך בהרבה מזה שנחשב לעיל, נחשבת תכנית עם שני GGs הפועלים בסדרה, המאפשרת לשנות את זרימת הגז בטווח גדול יותר מאשר בתכנית עם GG אחד. בהתחשב במרחק הגדול בין גלילי הכוח (2.5 מ') וכתוצאה מכך, האורך הגדול של צינורות החיבור, נשקלות תוכניות עם שני GGs המספקים את שני גלילי הכוח בסדרה, ועם שני זוגות GGs, כל זוג מזין את שלו. צילינדר משלו. במקרה זה, צינור חיבור בקוטר 50 מ"מ משמש להשוואת הלחצים בין הצילינדרים. בהתבסס על חוזק הרקטה ויחידות התמיכה (יסודות שעליהם נחצה המעוט), בוצעו החישובים עבור ערכי הכוח הכולל שיצרה הבליסטרה: Lcat = 140 t ו- Lcat = 160 t. שימו לב שסך הכוח הפועל על המטוס בעת השיגור קטן מערכים אלו על גודל כוח החיכוך בעול של ILV. בתכנית זו, נעשה שימוש במכשיר בלם פנאומטי. בעת ביצוע חישובים, נלקח בחשבון שברגע שהקטפולטה מופעלת, המטוס מבצע תמרון "גבעה". במקרה זה, זווית הזינוק היא 24°, מה שנוסף תורם להאצת ה-IVV עקב הקרנת כוח הכבידה, וההאצה הרוחבית הנראית לעין של נפילה חופשית בתא המטען היא 3 m/s2. דלק בליסטי בטמפרטורה נמוכה משמש עם טמפרטורת בעירה בלחץ קבוע של 2200 K. הלחץ המרבי ב-GG לא יעלה על 200-105 Pa.

באופציה 1 בכוח מרבי של 140 טון (תכנית עם שני זוגות של GG), לאחר סדרה של חישובים ראשוניים, זמן ההפעלה של החדר הראשון נבחר להיות 0.45 שניות, וקוטר חור הזרבובית היה 27 מ"מ . קוטר התעלות בדמקה הוא 4 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני של החדר הראשון הוא 0.096 מ"ר, מסת המטען היא 1.37 ק"ג (עבור כל GG). קוטר פתח הזרבובית של החדר השני הוא 53 מ"מ, קוטר התעלות בדמקה הוא 7.7 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.365 מ"ר, ומסת המטען היא 4.95 ק"ג. קוטר תא העבודה של גליל הכוח הוא 225 מ"מ, קוטר המוט הוא 50 מ"מ, נתיב הבוכנה לפני תחילת הבלימה הוא 5.0 מ'.

התאוצה המקסימלית של ה-ILV הייתה 16.6 מ'/שנ'2, מהירות הרקטה ברגע ההיפרדות מהחציה הייתה 12.7 מ'\ש' (שכן אורך המדריכים בעת שימוש בבליסט, ככלל, גדול מ- מהלך המעוט, מהירות הרקטה ביציאה מהמדריכים שונה במהירות שהבליטה אומרת לטיל). הטמפרטורה המקסימלית של הדופן הפנימית של גליל הכוח היא 837 K, המוט הוא 558 K.

נספח 3 מספק גרפים התואמים אפשרות זו. זמן הפעלת ה-GG השני נבחר בצורה כזו שהלחץ בגליל הכוח נשאר ללא שינוי. אם לוקחים בחשבון את פיזור זמן ההצתה, ה-GG השני בתנאים אמיתיים מתחיל מעט מאוחר מהזמן המחושב, כך שלעקומת הלחץ בגלילי הכוח עשויה להיות צניחה קטנה. אם ה-GG השני מתחיל מוקדם יותר, אז יופיע עליית לחץ לא רצויה על העקומה. על איור. A3.1 מציג את תלות הלחץ ב-GG, בצילינדרים הפועלים ובתא הבלימה על תנועת החלקים הנעים של המעוט. ייצוג הלחץ כפונקציה של הנתיב מאפשר להעריך בצורה ברורה יותר את יעילות מחזור העבודה של המעוט, שכן העבודה המבוצעת על ידה היא פרופורציונלית לאינטגרל של הכוח (הלחץ) לאורך הנתיב. כפי שניתן לראות מהעקומות, שטח האינטגרנד קרוב למקסימום האפשרי (בהתחשב בהגבלה על הכוח המרבי). השימוש ב-GG דו-שלבי מאפשר לך להשיג יותר מהירות.

עבור אפשרות 2 (מעוט מפתחת כוח של 160 טון), קוטר גליל הכוח גדל ל-240 מ"מ, קוטר המוט הוא עד 55 מ"מ. לאחר סדרה של חישובים ראשוניים, זמן הפעולה של החדר הראשון נבחר להיות 0.45 שניות, וקוטר חור הזרבובית היה 28 מ"מ. קוטר התעלות בדמקה הוא 4 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.112 מ"ר, מסת המטען היא 1.43 ק"ג (לכל GG). קוטר פתח הזרבובית של החדר השני הוא 60 מ"מ, קוטר התעלות בדמקה הוא 7.4 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.43 מ"ר, ומסת המטען היא 5.8 ק"ג. במקביל, הושגה תאוצת ILV המקסימלית של 18.5 מ'/שנ'2, מהירות הרקטה ברגע ההפרדה מהחצה הייתה 13.4 מ'\ש'. הטמפרטורות המקסימליות של הדופן הפנימית של גליל הכוח (850 K) והמוט (572 K) נותרו כמעט ללא שינוי.

לאחר מכן, שקול תוכנית שבה שני גלילי הכוח פועלים מאותם שני GGs המופעלים ברציפות. לשם כך, יש צורך להשתמש באספן גדול מספיק (צינור) המחבר את ה-GG עם בלוני הגז. בגרסאות זו ובגרסאות הבאות, אנו רואים שהצינור עשוי מפלדה עם עמידות חום מוגברת 12MX, חוזק תפוקה של 280 MPa בטמפרטורה של 293 K ו- 170 MPa בטמפרטורה של 873 K, בעלת מוליכות תרמית גבוהה.

עבור אפשרות 3 בכוח של 140 טון, קוטר הצינור המחבר יילקח שווה ל-110 מ"מ בעובי דופן של 13 מ"מ. קוטר גליל הכוח, כמו באופציה 1, הוא 220 מ"מ, קוטר המוט הוא 50 מ"מ. לאחר סדרה של חישובים ראשוניים, זמן הפעולה של החדר הראשון נבחר להיות 0.46 שניות, וקוטר חור הזרבובית היה 40 מ"מ. קוטר התעלות בדמקה הוא 16 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.43 מ"ר, מסת המטען היא 4.01 ק"ג. קוטר פתח הזרבובית של החדר השני הוא 84 מ"מ, קוטר התעלות בדמקה הוא 8.0 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.82 מ"ר, ומסת המטען היא 11.0 ק"ג.

תאוצת ILV המקסימלית הייתה 16.5 מ'/שנ'2, מהירות הרקטה ברגע ההפרדה מהחציה הייתה 12.65 מ'/שנ' (0.05 מ'/שנ' פחות מאשר בגרסה 1). הטמפרטורה המקסימלית של הדופן הפנימית של גליל הכוח היא 755 K, המוט הוא 518 K (ירד ב-40-80 K עקב הפסדי חום בצנרת). הטמפרטורה המקסימלית של הקיר הפנימי של הצינור היא 966 K. זוהי טמפרטורה גבוהה למדי, אך מקובלת למדי, בהתחשב בכך שעובי האזור בו חוזק המתיחה של החומר יורד באופן ניכר עקב חימום הוא רק 3 מ"מ.

עבור גרסת המעוט המפתחת כוח של 160 טון (אופציה 4), קוטר גליל הכוח הוא 240 מ"מ, קוטר המוט הוא 55 מ"מ, וקוטר הצינור הוא 120 מ"מ. לאחר סדרה של חישובים ראשוניים, זמן הפעולה של החדר הראשון נבחר להיות 0.46 שניות, וקוטר חור הזרבובית היה 43 מ"מ. קוטר התעלות בדמקה הוא 16 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.515 מ"ר, מסת המטען היא 4.12 ק"ג. קוטר פתח הזרבובית של החדר השני הוא 90 מ"מ, קוטר התעלות בדמקה הוא 7.8 מ"מ, שטח פני הבעירה הראשוני הוא 0.95 מ"ר, ומסת המטען היא 12.8 ק"ג. יחד עם זאת, התאוצה המקסימלית של ה-ILV היא 18.4 מ'/שנ'2, מהירות הרקטה ברגע ההפרדה מהמעבר היא 13.39 מ'\ש'. הטמפרטורה המקסימלית של הדופן הפנימית של גליל הכוח היא 767 K, המוט הוא 530 K. הטמפרטורה המקסימלית של הדופן הפנימית של הצינור היא 965 K. הקטנת קוטר הצינור ל-95 מ"מ מביאה לעלייה ב- טמפרטורת הקירות שלו ל-1075 K, וזה עדיין מקובל.

לסיכום, הבה נבחן את ההשפעה של מספר HG על מהימנות המעוט. GG חד-שלבי אחד יספק אמינות מירבית עם מהירות פליטת רקטה מינימלית. אם ה-GG לא מופעל, התאונה לא מתרחשת. ניתן להגדיל את קצב הפליטה על ידי הגדלת קצב שריפת הדלק, המחוון בחוק הבעירה, הלחץ בתום פעולת ה-GG ל-60-80 MPa (הלחץ בגלילי החשמל ובצנרת נשאר ללא שינוי), קוטר הצינור (נפח התחלתי).

ל-GG הדו-שלבי הכללי יש פחות אמינות, אך מספק עלייה במהירות פליטת הרקטות. אם השלב השני GG אינו משוגר, מתרחשת אחת מהאפשרויות הבאות: הרקטה נפלטת במהירות נמוכה, למעט שימוש נוסף בה, הרקטה נוגעת בכלי הטיס עם השלכות קלות (חוסר האפשרות לסגור לחלוטין את הרמפה,

חוסר האפשרות של הפעלת לחץ לאחר מכן של תא המטען), חוסר יישור או פגיעה של הרקטה על המטוס, מה שיוביל לתקלות או אש ובסופו של דבר למוות של המטוס. האמצעים הבאים יכולים לשפר את המהימנות למקרה זה, ולמנוע את כפילות התרחיש הגרוע ביותר של מערכות שיגור לשלב השני GG, להגדיל את זמן הפעולה של השלב הראשון GG (שבגלל מהירות יציאת הרקטה במהלך פעולת השלב הראשון בלבד GG יגדל עד כדי כך שההשלכות של אי-שיגור לא יהיו כל כך מסוכנות), שינוי בעיצוב המטוס, למעט התאונה שלו כאשר הרקטה יוצאת במהירות נמוכה יותר. יצוין כי באפשרויות הנבדקות, כאשר רק ה-GG הראשון מופעל, מהירות יציאת הרקטה תרד ב-3-4 מ"ש.

חימום אווירודינמי של מבנה הרקטה

חימום פני השטח של הרקטה במהלך תנועתה בשכבות צפופות של האטמוספירה במהירות גבוהה. א.נ. - התוצאה של העובדה שמולקולות אוויר המתנפלות על רקטה מואטות ליד גופה. במקרה זה, האנרגיה הקינטית של התנועה היחסית של חלקיקי האוויר מומרת לאנרגיה תרמית.

אם הטיסה מתבצעת במהירות על-קולית, הבלימה מתרחשת בעיקר בגל ההלם המתרחש מול יריעת האף של הרקטה. האטה נוספת של מולקולות אוויר מתרחשת ישירות על פני השטח של הרקטה, במה שנקרא. שכבת גבול. כאשר מולקולות האוויר מואטות, התרמית שלהן עולה, כלומר. הטמפרטורה של הגז ליד פני השטח עולה. הטמפרטורה המקסימלית שאליה ניתן לחמם גז בשכבת הגבול של רקטה נעה קרובה למה שנקרא. טמפרטורת סטגנציה: T0 = Тн + v2/2cp, כאשר Тн - טמפרטורת אוויר; v היא מהירות הטיסה של הרקטה; cp הוא קיבולת החום הספציפית של אוויר בלחץ קבוע.

מאזורי הגז עם טמפרטורה מוגברת מועבר חום לרקטה נעה, ה-A.N שלה. ישנן שתי צורות של A.n. - הסעה וקרינה. חימום הסעה הוא תוצאה של העברת חום מהחלק החיצוני וה"חם" של שכבת הגבול לגוף הרקטה. מבחינה כמותית, שטף החום ההסעה הספציפי נקבע מהקשר: qk = ? (Te - Tw), כאשר Te היא טמפרטורת שיווי המשקל (טמפרטורת התאוששות היא הטמפרטורה המגבילה שאליה ניתן היה לחמם את פני הרקטה אם לא הייתה פינוי אנרגיה); Tw הוא טמפרטורת פני השטח בפועל; ? הוא מקדם העברת החום של העברת חום הסעה, התלוי במהירות ובגובה הטיסה, בצורת וגודל הרקטה ובגורמים נוספים.

טמפרטורת שיווי המשקל קרובה לטמפרטורת הקיפאון. סוג התלות במקדם? מהפרמטרים המפורטים נקבע על ידי משטר הזרימה בשכבת הגבול (למינרית או סוערת). במקרה של זרימה סוערת, חימום הסעה הופך אינטנסיבי יותר. זאת בשל העובדה שבנוסף למוליכות תרמית מולקולרית, תנודות מהירות טורבולנטיות בשכבת הגבול מתחילות למלא תפקיד משמעותי בהעברת אנרגיה.

ככל שמהירות הטיסה עולה, טמפרטורת האוויר מאחורי גל ההלם ובשכבת הגבול עולה, וכתוצאה מכך ניתוק ויוניזציה של מולקולות. האטומים, היונים והאלקטרונים המתקבלים מתפזרים לאזור קר יותר - אל פני הגוף. שם מתרחשת תגובה הפוכה (רקומבינציה), שמתמשכת גם עם שחרור החום. זה נותן תרומה נוספת להסעה.

כאשר מהירות הטיסה מגיעה לכ-5 ק"מ לשנייה, הטמפרטורה מאחורי גל ההלם מגיעה לערכים שבהם האוויר מתחיל להקרין. עקב העברת אנרגיה מקרינה מאזורים בעלי טמפרטורות גבוהות אל פני הרקטה, היא מתחממת על ידי קרינה. במקרה זה, קרינה באזורים הנראים והאולטרה סגולים של הספקטרום משחקת את התפקיד הגדול ביותר. כאשר טסים באטמוספירה של כדור הארץ במהירויות הנמוכות ממהירות הבריחה הראשונה (8.1 ק"מ לשנייה), החימום הקריני קטן בהשוואה לחימום הסעה. במהירות הקוסמית השנייה (11.2 קמ"ש), ערכיהם מתקרבים, ובמהירויות טיסה של 13-15 קמ"ש ומעלה, המקבילות לחזרה לכדור הארץ, התרומה העיקרית כבר נעשית על ידי חימום קרינתי, עוצמתו נקבעת על ידי זרימת החום הקרינה הספציפית: ql = ? ?0 Te4, איפה? - מידת השחור של גוף הרקטה; ?0 \u003d 5.67.10-8 W / (m2.K4) - הפליטה של ​​גוף שחור לחלוטין.

מקרה מיוחד של א.נ. הוא חימום של רקטה הנעה בשכבות העליונות של האטמוספירה, שבהן משטר הזרימה הוא חופשי-מולקולרי, כלומר, הנתיב החופשי הממוצע של מולקולות האוויר תואם או אפילו עולה על ממדי הרקטה.

תפקיד חשוב במיוחד של א.נ. משחק במהלך החזרה לאטמוספירה של כדור הארץ של חלליות וציוד לחימה של טילים בליסטיים מונחים. להילחם בא.נ. חלליות ואלמנטים של ציוד לחימה מסופקים עם מערכות הגנה תרמיות מיוחדות.

ליט.: לבוב א.י. תכנון, חוזק וחישוב מערכות רקטות. הדרכה. - מ .: האקדמיה הצבאית. F.E. Dzerzhinsky, 1980; יסודות העברת חום בטכנולוגיית התעופה והרקטות. - מ', 1960; Dorrens W.Kh., זרימות היפרסוניות של גז צמיג. לְכָל. מאנגלית. - מ', 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., פיזיקה של גלי הלם ותופעות הידרודינמיות בטמפרטורה גבוהה, מהדורה 2. - מ', 1966.

נורנקו א.יו.

אנציקלופדיה של כוחות הטילים האסטרטגיים. 2013 .

אנימציה

תיאור

חימום אווירודינמי – חימום של גופים הנעים במהירות גבוהה באוויר או בגז אחר חימום אווירודינמי הוא תוצאה של העובדה שמולקולות אוויר (גז) הנופלות על הגוף מאטה את הקצב ליד הגוף. אם הטיסה מתבצעת במהירות על-קולית, הבלימה מתרחשת בעיקר בגל ההלם המתרחש מול הגוף. כאשר מולקולות האוויר מואטות בשכבת הגבול, ישירות על פני הגוף, גוברת אנרגיית התנועה הכאוטית שלהן, מה שמוביל לעלייה בטמפרטורת הגז בשכבה זו ולחימום אווירודינמי של הגוף. לדוגמה, במהלך טיסה של מטוס על-קולי במהירות של 1 ק"מ לשנייה, טמפרטורת הקיפאון היא כ-700 K, וכאשר החללית נכנסת לאטמוספירה של כדור הארץ עם המהירות הקוסמית הראשונה (~7.6 ק"מ לשנייה), הקיפאון. הטמפרטורה מגיעה ל-8300 K. אם במקרה הראשון הטמפרטורה של עור המטוס עשויה להיות קרובה לטמפרטורת הקיפאון, הרי שבמקרה השני פני השטח של החללית בהכרח יתחילו להתמוטט עקב חוסר יכולתם של החומרים לעמוד בגובה כה גבוה. טמפרטורות.

הטמפרטורה המקסימלית שאליה ניתן לחמם את הגז בקרבת גוף נע קרובה למה שנקרא טמפרטורת הקיפאון T 0:

,

היכן הטמפרטורה של האוויר הנכנס;

V - מהירות טיסה של הגוף;

c p הוא קיבולת החום הסגולית של הגז בלחץ קבוע.

ככל שמהירות הגוף עולה, הטמפרטורה של האוויר מאחורי גל ההלם ובשכבת הגבול עולה.

מידת החימום האווירודינמי תלויה באופן משמעותי בצורת הגוף, אשר נלקחת בחשבון על ידי הצגת מקדם הגרר האווירודינמי Cx. ישנם שני סוגים של חימום אווירודינמי: הסעה וקרינה. חימום הסעה הוא העברת חום מאזור שכבת הגבול אל פני השטח של עצם נע על ידי הולכה ודיפוזיה. חימום קרינתי הוא העברת חום על ידי קרינה של מולקולות גז. היחס בין הסעה לשטפי חום קרינה תלוי במהירות האובייקט. עד לערכי המהירות הקוסמית הראשונה, שורר חימום הסעה, במהירות הקוסמית השנייה (~11200m/s) שטפי ההסעה והקרינה שווים בערך, ובמהירות מעל 13000 m/s, שטף החום הקרינה הופך מִשׁתַלֵט.

מאפיינים של חימום אווירודינמי של גזים נלמדים במתקנים הנקראים צינורות הלם. גל הלם יכול להיווצר מפיצוץ, פריקה חשמלית וכו'.

תִזמוּן

זמן התחלה (לוג עד -1 עד 2);

משך חיים (log tc 13 עד 15);

זמן השפלה (log td -1 עד 2);

זמן פיתוח אופטימלי (log tk 1 עד 2).

תרשים:

מימושים טכניים של האפקט

יישום טכני של האפקט

חימום אווירודינמי קשור לבעיית "המחסום התרמי" המתעוררת בעת יצירת מטוסים על-קוליים ורכבי שיגור. תפקיד חשוב ממלא חימום אווירודינמי במהלך החזרה של חלליות לאטמוספירה של כדור הארץ, כמו גם במהלך הכניסה לאטמוספירה של כוכבי לכת עם מהירויות בסדר גודל של הקוסמי השני ומעלה. כדי להילחם בחימום אווירודינמי, נעשה שימוש במערכות הגנה תרמיות מיוחדות.

חימום אווירודינמי בדרך כלל משחק את התפקיד של גורם שלילי. כדי להילחם בחימום אווירודינמי, מטוסים מצוידים במערכות הגנה תרמיות מיוחדות. ישנן שיטות אקטיביות ופסיביות להגנה תרמית. בשיטות פעילות, נוזל קירור גזי או נוזלי נאלץ למשטח המוגן. נוזל הקירור הגזי, כביכול, חוסם את פני השטח מפעולה של סביבה חיצונית בטמפרטורה גבוהה, ונוזל הקירור הנוזלי, היוצר סרט מגן על פני השטח, סופג חום המתקרב לפני השטח כתוצאה מחימום והתאיידות של סרט, כמו גם חימום לאחר מכן של אדים. בשיטות פסיביות של הגנה תרמית, ההשפעה של שטף החום מונחת על ידי מעטפת חיצונית שתוכננה במיוחד או ציפוי מיוחד המוחל על המבנה הראשי. הנפוצה ביותר היא הגנה תרמית בעזרת משטחים קורסים, שבהם שטף החום מושקע בתהליכי התכה, אידוי, סובלימציה ותגובות כימיות. החומרים של ציפויים כאלה הם פיברגלס ופלסטיק אחר על קלסרים אורגניים וסיליקון אורגני. גם הרכבי הפחמן והפחמן מבטיחים.

חימום אווירודינמי- חימום של גופים הנעים במהירות גבוהה באוויר או בגז אחר. א.נ. קשור באופן בלתי נפרד עם גרר אווירודינמי, שבודקים גופים במהלך טיסה באטמוספירה. האנרגיה המושקעת כדי להתגבר על התנגדות מועברת חלקית לגוף בצורה של A.n. שיקול פיזי. נוח לבצע את התהליכים הקובעים את ה-A.N מנקודת מבטו של צופה שנמצא על גוף נע. במקרה זה, ניתן לראות כי אירוע הגזים על הגוף מואט בסמוך לפני השטח של הגוף. ראשית, בלימה מתרחשת ב גל הלם, שנוצר מול הגוף אם הטיסה מתרחשת במהירות על-קולית. האטה נוספת של הגז מתרחשת, כמו במקרה של מהירויות טיסה תת-קוליות, ישירות על פני השטח של הגוף, שם היא נגרמת על ידי כוחות צמיגים הגורמים למולקולות "להיצמד" אל פני השטח עם היווצרות שכבת גבול.

בעת האטת זרימת הגז, הקינטית שלו. ירידת אנרגיה, אשר, בהתאם לחוק שימור האנרגיה, מביאה לעלייה ב-ext. אנרגיית הגז והטמפרטורה שלו. מקסימום תכולת חום ( אנטלפיה) של הגז במהלך האטתו ליד פני הגוף קרוב לאנטלפיה של הקיפאון: , היכן היא האנטלפיה של הזרימה המתקרבת, והיא מהירות הטיסה. אם מהירות הטיסה אינה גבוהה מדי (1000 מ' / שניות), אז פעימות. קיבולת חום ב-DC לַחַץ עם עיכול להיחשב קבוע וניתן לקבוע את קצב האטת הגז המתאים מהביטוי

איפה ה- טמפרטורת שיווי משקל-pa (הטמפרטורה המגבילה, שאליה פני הגוף יכולים להתחמם אם לא הייתה הסרת אנרגיה), - מקדם. העברת חום הסעה, המדד מסמן את הפרמטרים על פני השטח. הקרוב לטמפרטורת האטה וניתן לקבוע מהביטוי

איפה ר-מְקַדֵם התאוששות טמפרטורה (עבור למינרית, עבור סוער-), T1ו M 1 - temp-pa ו מספר מאךלשלוחה. גבול שכבת הגבול, פעימות -יחס. יכולות חום של גז ב-DC. לחץ ונפח יחסי ציבורהוא מספר Prandtl.

הערך תלוי במהירות ובגובה הטיסה, בצורת הגוף ובגודלו, וכן בגורמים נוספים. תורת הדמיוןמאפשר לנו לייצג את חוקי העברת החום בצורה של יחסים בין הקריטריונים העיקריים חסרי הממדים - מספר נוסלט , מספר ריינולדס , מספר Prandtlוגורם טמפרטורה , תוך התחשבות בשונות של thermophys. תכונות גז על פני שכבת הגבול. כאן ו- ומהירות הגז, ו- מקדם. צמיגות ומוליכות תרמית, ל- גודל גוף אופייני. נאיב. השפעה על א.נ הסעה. מציג את מספר ריינולדס. במקרה הפשוט ביותר של זרימה אורכית סביב צלחת שטוחה, לחוק העברת חום הסעה לשכבת גבול למינרית יש את הצורה

איפה ומחושבים בטמפרטורה a עבור שכבת גבול סוערת

על החלק האף של הגוף עם כדורי קהה. העברת חום למינרית מתוארת על ידי הקשר:

איפה ר הו-m e מחושבים בטמפרטורה ה. ניתן להכליל פונקציות אלו גם למקרה של חישוב העברת חום בזרימה לא מופרדת סביב גופים בעלי צורה מורכבת יותר עם חלוקת לחץ שרירותית. בזרימה סוערת בשכבת הגבול, מתרחשת התעצמות של A. N. ההסעה, בשל העובדה שבנוסף למוליכות תרמית מולקולרית, ישויות. פעימות סוערות מתחילות לשחק תפקיד בהעברת האנרגיה של הגז המחומם אל פני הגוף.

עם התיאורטי חישוב א נ. עבור מנגנון שטס בשכבות צפופות של האטמוספירה, ניתן לחלק את הזרימה ליד הגוף לשני אזורים - לא צמיגי וצמיג (שכבת גבול). מתוך חישוב זרימת הגז הבלתי צמיג בחוץ. השטח נקבע על ידי התפלגות הלחץ על פני הגוף. ניתן למצוא את הזרימה באזור צמיג עם חלוקת לחץ ידועה לאורך הגוף על ידי שילוב מספרי של משוואות שכבת הגבול או, לחישוב ה-A.n. ניתן להשתמש בהבדל. שיטות משוערות.

א.נ. משחק יצורים. תפקיד ו זרימה על-קוליתגז בתעלות, בעיקר בחרירי מנועי רקטות. בשכבת הגבול על דפנות הזרבובית, טמפרטורת הגז יכולה להיות קרובה לטמפרטורה בתא הבעירה של מנוע רקטי (עד 4000 K). במקרה זה פועלים אותם מנגנוני העברת אנרגיה לקיר כמו בשכבת הגבול על גוף מעופף, וכתוצאה מכך נוצר AE. קירות זרבובית של מנועי רקטות.

כדי לקבל נתונים על A. n., במיוחד עבור גופים בעלי צורה מורכבת, כולל גופים מיועלים עם היווצרות אזורי הפרדה, מבוצע ניסוי. מחקרים על מודלים בקנה מידה קטן, דומים גיאומטרית ב מנהרות רוחעם רפרודוקציה של פרמטרים חסרי מימד מגדירים (מספרים M, Reוגורם טמפרטורה).

עם עלייה במהירות הטיסה עולה טמפרטורת הגז מאחורי גל ההלם ובשכבת הגבול, וכתוצאה מכך מתרחשת גם התנתקות של מולקולות הגז הנכנסות. האטומים, היונים והאלקטרונים המתקבלים מתפזרים לאזור קר יותר - אל פני הגוף. יש כימיה הפוכה. תגובה - רקומבינציה, הולך עם שחרור חום. זה נותן תוספת. תרומה להסעה א' נ. במקרה של דיסוציאציה ויינון, נוח לעבור מטמפרטורה לאנתלפיה:

איפה - אנטלפיה של שיווי משקל, וכן - אנטלפיה ומהירות הגז בחוץ. שכבת הגבול, והיא האנטלפיה של הגז הנכנס בטמפרטורת פני השטח. במקרה זה, ניתן להשתמש באותם ערכים קריטיים כדי לקבוע. יחס, כמו במהירויות טיסה נמוכות יחסית.

כאשר טסים בגובה רב, חימום הסעה יכול להיות מושפע מחוסר שיווי המשקל של הפיזיקלי והכימי. טרנספורמציות. תופעה זו הופכת למשמעותית כאשר הזמנים האופייניים של דיסוציאציה, יינון וכימיקלים אחרים. התגובות הופכות להיות שוות (בסדר גודל) לזמן השהייה של חלקיקי גז באזור עם טמפרטורה מוגברת ליד הגוף. השפעת פיזיקו-כימיים. חוסר שיווי משקל על א' נ. מתבטא בעובדה שלתוצרי הדיסוציאציה והיינון הנוצרים מאחורי גל ההלם ובחלק הטמפרטורה הגבוהה של שכבת הגבול אין זמן להתחבר מחדש בחלק הקרוב לקיר, קר יחסית של שכבת הגבול; יורד. במקרה זה, קטליטי משחק תפקיד חשוב. תכונות חומר פני השטח. על ידי שימוש בחומרים או ציפויים בעלי קטליטי נמוך פעילות ביחס לתגובות רקומבינציה (למשל, דו תחמוצת הסיליקון), ניתן להפחית באופן משמעותי את כמות ההסעה של A. n.

אם מסופק נוזל קירור גז ("נושב") לתוך שכבת הגבול דרך פני השטח החדירים של הגוף, אזי עוצמת ההסעה של A. n. יורד. זה קורה כ'. arr. יוסיף כתוצאה מכך. צריכת חום לחימום הגזים המונפים לשכבת הגבול. ההשפעה של הפחתת שטף החום ההסעה במהלך הזרקת גזים זרים היא חזקה יותר, ככל שהמשקל המולקולרי שלהם נמוך יותר, שכן ה-sp. קיבולת חום של גז מוזרק. במשטר הזרימה הלמינרית בשכבת הגבול, אפקט הנשיפה חזק יותר מאשר בזו הסוערת. עם פעימות מתונות. קצב זרימת הגז הנפוח, ניתן לקבוע את הירידה בשטף החום ההסעה על ידי הנוסחה

היכן שטף החום ההסעה למשטח האטום השקול, G הוא ה-sp. קצב זרימת מסה של גז מוזרק דרך פני השטח, וכן - מקדם. נשיפה, התלויה במשטר הזרימה בשכבת הגבול, כמו גם במאפיינים של הגזים הנכנסים והמפוצצים. חימום קרינתי מתרחש עקב העברת אנרגיית קרינה מאזורים עם טמפרטורה מוגברת אל פני הגוף. במקרה זה, הוא ממלא את התפקיד הגדול ביותר ב-UV ובאזורים הנראים של הספקטרום. בשביל התיאורטי חישוב של קרינה חימום, יש צורך לפתור מערכת של משוואות אינגרו-דיפרנציאליות של קרינה. גז, תוך התחשבות בעצמו. פליטת גז, קליטת קרינה על ידי המדיום והעברת אנרגיית קרינה לכל הכיוונים באזור הזרימה בטמפרטורה גבוהה המקיף את הגוף. אינטגרלי על ספקטרום הקרינה. זְרִימָה ש P0 למשטח הגוף ניתן לחשב באמצעות חוק הקרינה של סטפן-בולצמן:

כאשר T 2 - טמפ' גז בין גל ההלם לגוף, \u003d 5.67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - קבוע של סטפן, - eff. מידת השחור של נפח הגז המקרין, שבקירוב הראשון יכול להיחשב כאיזוטרמי שטוח. שִׁכבָה. ערכו של e נקבע על ידי שילוב של תהליכים אלמנטריים הגורמים לפליטת גזים בטמפרטורות גבוהות. זה תלוי במהירות ובגובה הטיסה, כמו גם במרחק בין גל ההלם לגוף.

אם זה קשור. כמות הקרינה. א.נ. נהדר, אז יצורים. התפקיד מתחיל לשחק קרינה. קירור גז מאחורי גל ההלם, הקשור בסילוק האנרגיה מנפח הקרינה אל הסביבה וירידה בטמפרטורה שלו. במקרה זה, בעת חישוב הקרינה. א.נ. יש להכניס תיקון, שערכו נקבע לפי פרמטר ההדגשה:

היכן מהירות הטיסה, היא צפיפות האטמוספירה. כאשר טסים באטמוספירה של כדור הארץ במהירויות מתחת לקרינה הקוסמית הראשונה. א.נ. קטן בהשוואה להסעה. בקוסמי השני מהירויות הן מושווים בסדר גודל, ובמהירויות טיסה של 13-15 קמ"ש, המקבילות לחזרה לכדור הארץ לאחר טיסה לכוכבי לכת אחרים, עיקרית. התרומה נעשית על ידי קרינה א.נ.

מקרה מיוחד של A.n הוא חימום של גופים הנעים כלפי מעלה. שכבות של האטמוספירה, שבהן משטר הזרימה הוא חופשי-מולקולרי, כלומר, מולקולות גז תואמות או אפילו עולות על גודל הגוף. במקרה זה, היווצרות גל הלם אינה מתרחשת אפילו במהירויות טיסה גבוהות (מסדר הגודל הקוסמי הראשון). ניתן להשתמש בנוסחה פשוטה

היכן הזווית בין הנורמלי לפני השטח של הגוף לווקטור המהירות של הזרימה המתקרבת, א- מקדם לינה, התלויה בתכונות הגז הנכנס וחומר פני השטח, וככלל, קרובה לאחדות.

עם. קשורה לבעיית "מחסום תרמי", המתעוררת ביצירת מטוסים על-קוליים ורכבי שיגור. תפקיד חשוב של א.נ. משחק בהחזרת החלל. מכשירים לאטמוספירה של כדור הארץ, כמו גם כאשר נכנסים לאטמוספירה של כוכבי לכת עם מהירויות בסדר גודל של הקוסמי השני ומעלה. להילחם בא.נ. להחיל מיוחד. מערכות הגנה תרמית.

מוּאָר.:תכונות קרינה של גזים בטמפרטורות גבוהות, מ', 1971; יסודות התיאוריה של טיסה בחללית, מ', 1972; יסודות העברת החום בתעופה וטכנולוגיית רקטות וחלל, מ', 1975. י.א. אנפימוב.