Крылатые ракеты
Современные требования к проектированию крылатых ракет. Выбор аэродинамической схемы летательного аппарата. Выбор типа расчетной траектории. Обоснование типа рулевого привода. Несущие поверхности ракеты. Общая методика расчета устойчивости и балансировки.
| Рубрика | Военное дело и гражданская оборона |
| Вид | дипломная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 11.09.2014 |
| Размер файла | 1,7 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
*'| Масса pулевых пpиводов, кг| MGG(3) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Суммаpная масса жидкого топлива, кг| MGG(4) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса гоpючего, кг| MGG(5) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса окислителя, кг| MGG(6) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса двиг.установки кг| MGG(7) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса бакового отсека, кг| MGG(8) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса констpукции коpпуса, кг| MGG(9) |',1X,F9.3,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
6092 FORMAT(
*'+----------------------------------------+--------+----------+'/
*'| Кооpдината центpа масс ЛА с топливом, м| XM(1) |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| то же без топлива, м| XM(2) |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Разбежка центpовки по длине коpпуса, %| DXM |',4X,F6.3,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
6093 FORMAT(
*'+----------------------------------------+--------+----------+'/
*'| Диаметp коpпуса, м| D |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина коpпуса, м| MLG(1) |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина носовой части коpпуса, м| MLG(2) |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина коpмовой части коpпуса, м| MLG(3) |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Площадь кpыльев с подкоpп.частью, м**2| S |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Размах кpыльев с подкоpпусной частью, м| L |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Удлинение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| LL |',2X,F8.2,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Сужение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| ETA |',2X,F8.2,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Тангенс угла стpел.по пеpедн.кpомке,б/p| TX0 |',3X,F7.2,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Коpневая хоpда кpыла (по оси ЛА), м| MB(1) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Концевая хоpда кpыла, м| MB(2) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Боpтовая хоpда кpыла, м| MB(3) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| САХ кpыла сподкоpпусной чачтью, м| MB(4) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| САХ консоли кpыла, м| MB(5) |',4X,F6.3,'|')
6094 FORMAT(
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Кооpдината начала боpтовой хоpды, м| XB |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Кооpдината оси вpащения pулей, м| XOB |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=1, м| MLO(1) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=2, м| MLO(2) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=3, м| MLO(3) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=4, м| MLO(4) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=5, м| MLO(5) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=6, м| MLO(6) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=7, м| MLO(7) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=8, м| MLO(8) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Пpизнак недопустим.pасположения кpыльев| JCT |',8X,I2,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
C/GRAF2/ Фоpмиpование файла GRAPH.DAT для ЛА с двумя HП
open(unit=8,FILE='graph.dat')
write(8,'(i10)') 3333332
write(8,1011) ML(1),ML(2),ML(3),ML(4),ML(5),MLO(5),MLO(7)
write(8,1011) MB,MLO,S,D,RHC,XM,EKOPM,XB,L,TX0,TX1,CC,
*SSOP,XOB,LLOP,ETAOP,TX1OP,CCOP
write(8,1012) JK,JS,IK,JHOC
1011 format(f7.4)
1012 format(i2)
close(8)
C/B707/ KOHEЦ ПPOГPAMMЫ
707 CONTINUE
STOP
END
2.2.4 Результаты расчета
ПЛOCKOCTЬ ПOЛETA ЛA: BEPTИKAЛЬHAЯ
AЭPOДИHAMИЧECKAЯ CXEMA ЛA : "OБЫЧHAЯ"
ПPИЗHAK OCOБEHHOCTEЙ ЛA : 1-CTУПEHЧATЫЙ ЛA
HAЛИЧИE ГAЗOBOДA B MAPШ.KAMEPE : HET
HAЛИЧИE ГAЗOBOДA B CTAPT.KAMEPE : HET
TИП KOHCTPУKT.CXEMЫ ЦEЛEBOГO ГPУЗA:HEHECУЩAЯ
TИП PУЛEBOГO ПPИBOДA : ЭЛEKTPИЧECKИЙ
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2580.0
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2645.8
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2697.4
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2739.2
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2772.1
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2798.4
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2820.8
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2837.7
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2853.3
KOPPEKЦИЯ M0 И PR M0 = 1008.1 PR =2876.4
PEЗУЛЬTATЫ БAЛЛИCTИЧECKOГO ПPOEKTИPOBAHИЯ
FB =0.0291 FC1 =0.0092 FC2 =0.0080
PR =2876.4 PDV =2031.8 CUD =0.00004462
MUT =0.180 P = 700.0 D =0.510
DC =0.152 SKC =0.810 LLW = 8.1
LLHC = 0.80 X05 = 3.6 CX0 =0.0317 CYA =0.1246
HAЧAЛЬHЫE УCЛOBИЯ ЧИCЛEHHOГO ИHTEГPИPOBAHИЯ
ЛA: T= 0.0 X = 0.0 H = 550.0 TT = 0.0
V = 280.0 AA = 0.0 MU = 1.000 MUT = 0.180 MUT1 = 0.000
ЦEЛЬ: XC= 500000.0 HC = 0.0 TTC= 0.00 VC= 0.0
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
5.0 1400. 550. -4.5 272.5 0.7 -0.2 0.6 0.1379 0.0520 0.83 20.
10.0 2758. 388. -8.9 270.9 0.7 -0.1 0.6 0.1342 0.0486 0.81 20.
15.0 4096. 126. -13.3 273.4 0.7 -0.1 0.6 0.1332 0.0476 0.80 20.
20.0 5427. 171. -8.9 278.8 1.7 -0.1 1.4 0.1340 0.0483 0.80 20.
25.0 6804. 8. -4.4 277.4 1.7 -0.2 1.4 0.1366 0.0554 0.82 20.
30.0 8191. 10. 0.0 269.3 1.2 -0.2 1.0 0.1357 0.0534 0.82 20.
35.0 9537. 10. 0.0 264.4 1.3 -0.1 1.0 0.1320 0.0465 0.79 20.
40.0 10859. 10. 0.0 260.7 1.3 -0.1 1.0 0.1300 0.0443 0.78 20.
45.0 12163. 10. 0.0 258.0 1.4 -0.1 1.0 0.1287 0.0427 0.77 20.
50.0 13453. 10. 0.0 255.9 1.4 -0.0 1.0 0.1277 0.0414 0.76 20.
55.0 14732. 10. 0.0 254.3 1.5 -0.0 1.0 0.1269 0.0405 0.75 20.
60.0 16003. 10. 0.0 253.0 1.5 -0.0 1.0 0.1264 0.0398 0.75 20.
65.0 17268. 10. 0.0 252.0 1.5 -0.0 1.0 0.1259 0.0393 0.74 20.
70.0 18528. 10. 0.0 251.2 1.5 -0.0 1.0 0.1256 0.0389 0.74 20.
75.0 19785. 10. 0.0 250.6 1.5 -0.0 1.0 0.1254 0.0386 0.74 20.
80.0 21038. 10. 0.0 250.1 1.5 -0.0 1.0 0.1252 0.0383 0.74 20.
85.0 22288. 10. 0.0 249.7 1.5 -0.0 1.0 0.1250 0.0381 0.74 20.
90.0 23537. 10. 0.0 249.4 1.5 -0.0 1.0 0.1249 0.0380 0.73 20.
95.0 24784. 10. 0.0 249.2 1.5 -0.0 1.0 0.1248 0.0378 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
100.0 26030. 10. 0.0 249.0 1.6 -0.0 1.0 0.1247 0.0377 0.73 20.
105.0 27275. 10. 0.0 248.8 1.6 -0.0 1.0 0.1247 0.0377 0.73 20.
110.0 28519. 10. 0.0 248.7 1.6 -0.0 1.0 0.1246 0.0376 0.73 20.
115.0 29763. 10. 0.0 248.6 1.6 -0.0 1.0 0.1246 0.0375 0.73 20.
120.0 31006. 10. 0.0 248.5 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0375 0.73 20.
125.0 32248. 10. 0.0 248.4 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0375 0.73 20.
130.0 33490. 10. 0.0 248.4 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0374 0.73 20.
135.0 34732. 10. 0.0 248.4 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0374 0.73 20.
140.0 35974. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0374 0.73 20.
145.0 37216. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
150.0 38457. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
155.0 39699. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
160.0 40940. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
165.0 42181. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
170.0 43422. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
175.0 44663. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
180.0 45905. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
185.0 47146. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
190.0 48387. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
195.0 49628. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
200.0 50869. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
205.0 52110. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
210.0 53351. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
215.0 54592. 10. 0.0 248.2 1.6 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
220.0 55833. 10. 0.0 248.2 1.6 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
225.0 57074. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
230.0 58315. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
235.0 59556. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
240.0 60797. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
245.0 62038. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
250.0 63279. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
255.0 64520. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
260.0 65761. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
265.0 67002. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
270.0 68243. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
275.0 69485. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
280.0 70726. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
285.0 71967. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
290.0 73208. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
295.0 74449. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
300.0 75690. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
305.0 76931. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
310.0 78172. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
315.0 79413. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
320.0 80655. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
325.0 81896. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
330.0 83137. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
335.0 84378. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
340.0 85619. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
345.0 86860. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
350.0 88102. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
355.0 89343. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
360.0 90584. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
365.0 91825. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
370.0 93066. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
375.0 94308. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
380.0 95549. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
385.0 96790. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
390.0 98031. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
395.0 99273. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
400.0 100514. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
405.0 101755. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
410.0 102996. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
415.0 104238. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
420.0 105479. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
425.0 106720. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
430.0 107962. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
435.0 109203. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
440.0 110444. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
445.0 111686. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
450.0 112927. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
455.0 114168. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
460.0 115410. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
465.0 116651. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
470.0 117892. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
475.0 119134. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
480.0 120375. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
485.0 121616. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
490.0 122858. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
495.0 124099. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
500.0 125341. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
505.0 126582. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
510.0 127823. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
515.0 129065. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
520.0 130306. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
525.0 131548. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
530.0 132789. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
535.0 134030. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
540.0 135272. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
545.0 136513. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
550.0 137755. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
555.0 138996. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
560.0 140238. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
565.0 141479. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
570.0 142721. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
575.0 143962. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
580.0 145204. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
585.0 146445. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
590.0 147687. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
595.0 148928. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
600.0 150170. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
605.0 151411. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
610.0 152653. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
615.0 153894. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
620.0 155136. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
625.0 156378. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
630.0 157619. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
635.0 158861. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
640.0 160102. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
645.0 161344. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
650.0 162586. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
655.0 163827. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
660.0 165069. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
665.0 166310. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
670.0 167552. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
675.0 168794. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
680.0 170035. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
685.0 171277. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
690.0 172519. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
695.0 173760. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
700.0 175002. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
705.0 176244. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
710.0 177485. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
715.0 178727. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
720.0 179969. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
725.0 181210. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
730.0 182452. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
735.0 183694. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
740.0 184935. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
745.0 186177. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
750.0 187419. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
755.0 188661. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
760.0 189902. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
765.0 191144. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
770.0 192386. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
775.0 193628. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
780.0 194869. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
785.0 196111. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
790.0 197353. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
795.0 198595. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
800.0 199837. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
805.0 201078. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
810.0 202320. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
***** 301686. 10. 0.0 248.5 1.4 0.0 1.0 0.1245 0.0372 0.73 20.
***** 401092. 10. 0.0 248.6 1.3 0.0 1.0 0.1245 0.0372 0.73 20.
PEЗУЛЬTATЫ БAЛЛИCTИЧECKOГO ПPOEKTИPOBAHИЯ
FB =0.0291 FC1 =0.0092 FC2 =0.0080
PR =2876.4 PDV =2032.0 CUD =0.00004461
MUT =0.180 P = 700.0 D =0.510
DC =0.152 SKC =0.810 LLW = 8.1
LLHC = 0.80 X05 = 3.6 CX0 =0.0317 CYA =0.1246
Pезультаты pасчета массы ЛА
+----------------------------------------+--------+----------+
| Относительная масса кpыльев, б/p| MUKR | 0.022|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса pулев. пpиводов,б/p| MUPR | 0.037|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса топлива, б/p| MUT | 0.180|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса ДУ с ТРДД, б/p| MUD | 0.078|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса констp. коpпуса,б/p| BBF | 0.098|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса бакового отсека,б/p| AABO | 0.101|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Удлинение эквивалентного цилиндpа, б/p| LLW | 8.957|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Удельная нагpузка на кpылья, кг/м**2| P | 700.0|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса маpшевой ступени, кг| M0 | 1009.5|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса двухступенчатого ЛА, кг| M00 | 0.0|
+----------------------------------------+--------+----------
Pезультаты геометpического pасчета (ЛА с ЖРД)
+----------------------------------------+--------+----------+
| Масса кpыльев, кг| MGG(1) | 22.611|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса опеpения, кг| MGG(2) | 12.114|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса pулевых пpиводов, кг| MGG(3) | 37.334|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Суммаpная масса жидкого топлива, кг| MGG(4) | 181.729|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса гоpючего, кг| MGG(5) | 181.729|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса окислителя, кг| MGG(6) | 0.000|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса двиг.установки кг| MGG(7) | 78.346|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса бакового отсека, кг| MGG(8) | 18.327|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса констpукции коpпуса, кг| MGG(9) | 69.007|
+----------------------------------------+--------+----------+
+----------------------------------------+--------+----------+
| Кооpдината центpа масс ЛА с топливом, м| XM(1) | 2.055|
|----------------------------------------+--------+----------|
| то же без топлива, м| XM(2) | 2.058|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Разбежка центpовки по длине коpпуса, %| DXM | -0.072|
+----------------------------------------+--------+----------+
+----------------------------------------+--------+----------+
| Диаметp коpпуса, м| D | 0.514|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина коpпуса, м| MLG(1) | 4.604|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина носовой части коpпуса, м| MLG(2) | 0.454|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина коpмовой части коpпуса, м| MLG(3) | 0.545|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Площадь кpыльев с подкоpп.частью, м**2| S | 1.203|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Размах кpыльев с подкоpпусной частью, м| L | 2.901|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Удлинение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| LL | 5.58|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Сужение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| ETA | 1.83|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Тангенс угла стpел.по пеpедн.кpомке,б/p| TX0 | 0.14|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Коpневая хоpда кpыла (по оси ЛА), м| MB(1) | 0.520|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Концевая хоpда кpыла, м| MB(2) | 0.310|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Боpтовая хоpда кpыла, м| MB(3) | 0.483|
|----------------------------------------+--------+----------|
| САХ кpыла сподкоpпусной чачтью, м| MB(4) | 0.423|
|----------------------------------------+--------+----------|
| САХ консоли кpыла, м| MB(5) | 0.403|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Кооpдината начала боpтовой хоpды, м| XB | 1.888|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Кооpдината оси вpащения pулей, м| XOB | 4.401|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=1, м| MLO(1) | 0.454|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=2, м| MLO(2) | 0.769|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=3, м| MLO(3) | 0.948|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=4, м| MLO(4) | 0.000|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=5, м| MLO(5) | 0.545|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=6, м| MLO(6) | 0.663|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=7, м| MLO(7) | 0.000|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=8, м| MLO(8) | 1.225|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Пpизнак недопустим.pасположения кpыльев| JCT | 0|
+----------------------------------------+--------+----------+
2.2.5 Рассчет стартовой массы ЛА
В итоге стартовая масса ЛА равна 1197 кг.
2.2.6 Графики
H-X
H-T
TETA-T
V-T
AA-T
NX-T
NY-T
CYA-T
CX-T
M-T
3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗОК, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА ЛА
3.1 ВЫБОР РАСЧЕТНОГО РЕЖИМА
Поперечная нагрузка, действующая на аппарат, зависит в основном от подъемной силы, величина которой в зависимости от изменения максимальной перегрузки по траектории определяется формулой:
,
где G=mт g - сила тяжести ЛА.
Так как второй член в этой формуле на маневренном участке полета обычно мал, то можно принять, что наибольшая нагрузка будет при максимальном произведении , и для ее определения нужно построить кривую (t). Также эту точку можно найти из графика ny(t), который построен в разделе «Общее проектирование». Максимум этой кривой соответствует времени расчетного режима.
Судя по графику, максимальные значения возникают в момент времени 25 сек. В качестве расчетного случая примем момент времени t=25 сек. Исходными данными для расчета являются:
H =10 м
V = 277,4 м/с
mЛА = 1009,5 кг
По таблице стандартной атмосферы определяем скорость звука и скоростной напор, действующий на ЛА
a =338,3 м/с
=1,167 кг/м3
Определяем число Маха полета:
Скоростной напор:
Н.
3.2 ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
lкорм=4,604 м - длина ракеты;
lнос=0,454 м - длина носовой части ракеты;
D= 0,514 м - диаметр ракеты;
=0,88 - удлинение носовой части ракеты;
=9 - удлинение ракеты
H = 10 м - высота полета
= 1,7° - угол атаки
ny = 1,4 - потребная нормальная перегрузка
nx = -0,2 - потребная тангенциальная перегрузка
V = 277,4 м/с - скорость полета
M = 0,82- число Маха
м2 - площадь Миделя корпуса.
3.2.1 Головная часть ракеты
Независимо от конфигурации головной части коэффициент подъемной силы может оцениваться по формуле:
0,089
=0,089 - коэффициент подъемной силы
0,05 м
= 0,05 м - положение центра давления
= 0,05*44900*0,207=829,25 Н.
3.2.2 Центральная часть ракеты
Центральная часть ракеты имеет цилиндрическую форму. Аэродинамические характеристики цилиндрической части обусловлены поперечным, относительно корпуса, обтеканием.
= 0,009
2,529м - положение центра давления
= 84,305 Н
= 84,305 Н - подъемная сила на центральной части.
3.2.3 Несущие поверхности ракеты (крылья)
Коэффициент подъемной силы крыльев:
= 0,207
Подъемная сила на крыльях оценивается по формуле:
= 13420 Н
Xdкр= 1,828 м - положение центра давления крыльев было найдено в разделе «Общее проектирование».
3.2.4 Органы управления ракеты (рули)
Подъемная сила на рулях, в общем случае, должна учитывать интерференцию крыльев и корпуса, а также влияние пограничного слоя на эффективность рулей.
= 0,047 - коэффициент подъемной силы рулей.
Площадь рулей Sрул=0,123
Подъемная сила на рулях:
= 262,164 Н
Xdрул = 4.153м
Положение центра давления рулей было найдено в разделе “Общее проектирование ЛА”.
3.3 КООРДИНАТА ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ РАКЕТЫ
Координату центра давления ракеты найдем из условия равенства моментов, создаваемых частями ЛА моменту, создаваемому суммарной подъемной силой ЛА
,
где =14600 Н
.
крылатый ракета летательный траектория
3.4 ОПРЕДЕЛЕНИЕ СИЛЫ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛА
Коэффициент лобового сопротивления ракеты Сх был найден ранее в разделе баллистического проектирования ЛА (расчетная точка такая же, что и для определения подъемной силы).
Лобовое сопротивление ракеты находится по формуле:
= 0,0554*44900*0,207 =516,154 Н.
3.5 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИЗГИБАЮЩИХ МОМЕНТОВ, ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩИХ СИЛ НА КОРПУС
Все поперечные аэродинамические нагрузки Yi, действующие на корпус и оперение ЛА, нужно распределить по расчетным сечениям, находящимся в зоне их действия. В результате получается схема нагружения ЛА внешними силами.
Массовая поперечная нагрузка каждого сечения (отсека) представляет собой сумму веса и инерционной силы в поперечном направлении.
Момент внешних поперечных сил в общем случае не равен нулю и вызывает угловое ускорение.
Вследствие углового ускорения появляются инерционные силы . Сумма Фi равна нулю. Таким образом, в каждом сечении к массовой силе Рi нужно добавлять инерционную силу от углового ускорения Фi. Теперь все силы, приложенные к корпусу, находятся в равновесии, и можно определить изгибающие моменты и перерезывающие силы.
Перерезывающая сила в j-м сечении: .
Изгибающий момент в j-м сечении: .
3.6 ПРОДОЛЬНЫЕ НАГРУЗКИ
Кроме поперечных нагрузок к корпусу нужно приложить продольные силы. Массовые продольные силы определяются по формуле:
Сумма массовых сил равна разности между силой тяги и продольными аэродинамическими силами и направлена назад. Продольные силы приложены по оси и момента относительно центра тяжести не дают.
Имея необходимые данные, полученные в аэродинамических расчетах, произведем их подстановку в формулы, произведем расчет и построим эпюры (рис 3.1) . Все данные сведем в таблицу 3.1. Эпюры представлены на рисунке 3.1.
Таблица № 3.1
|
№ сечения |
m |
G |
Qx |
Mизг |
N |
|
|
0 |
0 |
0 |
1358 |
0 |
625 |
|
|
1 |
3 |
29,43 |
2934 |
1202 |
2335 |
|
|
2 |
3 |
29,43 |
3735 |
2027 |
3697 |
|
|
3 |
125 |
1226,25 |
5768 |
14670 |
5058 |
|
|
4 |
425 |
4169,25 |
-5643 |
24350 |
7674 |
|
|
5 |
200 |
1962 |
-4561 |
1056 |
8642 |
|
|
6 |
119 |
1167,4 |
-1843 |
-5613 |
9870 |
|
|
7 |
67,5 |
662,175 |
-1689 |
-14379 |
10149 |
|
|
8 |
67,5 |
662,175 |
-18 |
0 |
10771 |
|
|
У |
1010 |
9908 |
10771 |
4. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
4.1 ОБЩАЯ МЕТОДИКА РАСЧЕТА УСТОЙЧИВОСТИ И БАЛАНСИРОВКИ
Одна из задач проектирования ЛА состоит в обеспечении статической устойчивости и балансировки ЛА. Эти характеристики зависят главным образом от центровки ЛА, площади оперения и продольного положения аэродинамических поверхностей. На этапе общего проектирования вопрос устойчивости и балансировки решается приблизительно, обеспечивается минимальное значение степени устойчивости. Наличие или отсутствие статической устойчивости определяется взаимным положением центра масс и фокуса по углу атаки.
Если фокус находится позади центра масс, то есть , то коэффициент момента тангажа и ЛА статически устойчив. В качестве меры устойчивости примем расстояние между центром масс и фокусом в долях длины корпуса, то есть , т.к. именно от этой величины зависят динамические характеристики, передаточный коэффициент по перегрузке и собственная частота . Минимально допустимая степень статической устойчивости на участке наведения определяется, прежде всего, исходя из погрешностей расчётов центровки и положения фокуса и вследствие нелинейного характера зависимости . ЛА, устойчивый на малых углах атаки, может оказаться неустойчивым на больших углах атаки. Необходимо увеличить угол наклона зависимости .
На режиме «А» степень статической устойчивости:
Что касается максимальной степени статической устойчивости, то жёстких ограничений её величины нет. Но следует учитывать, что с увеличением запаса устойчивости растут шарнирные моменты и потребная площадь рулей. Всё это приводит к увеличению массы ЛА.
Чем больше степень статической устойчивости, тем большим быстродействием должны обладать все элементы контура управления, что тоже ведёт к увеличению массы и габаритов этих устройств.
И, наконец, необходимо учитывать взаимодействие между ЛА, системой стабилизации и системой наведения. Резонансную частоту контура наведения выбирают так, чтобы добиться оптимального отношения между динамическими и флюктуационными ошибками, т.е., чтобы суммарная ошибка была наименьшей.
В качестве расчетного случая был выбран момент времени 25с - полет с масимальной поперечной перегрузкой.
Производные коэффициентов подъемной силы были рассчитаны самостоятельно по полярам и формулам, приведенным в методической записке к расчету нагрузок в курсовой работе по прочности БЛА и учебнике "Расчет на прочность беспилотных летательных аппаратов" (автор Фигуровский А.В.)
Для нормальной схемы балансировочное отношение (б/д)бал<0
положение цм ЛА с топливом, м
то же без топлива, м
координата оси вращения рулей, м
удлинение корпуса
длина корпуса, м
разбежка центровки по корпусу
степень статической устойчивости на режиме А
< 0, следовательно, величина балансировочного соотношения удовлетворяет требованию точности управления
4.2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СИЛЫ УПРАВЛЕНИЯ
Запишем силу управления в виде двух составляющих:
Первая составляющая - её называют балансировочной, необходима для уравновешивания ракеты по траектории. Поскольку равнодействующая аэродинамических сил приложена в центре давления ракеты на расстоянии от центра масс, то без органов управления ракета оказывается неустойчивой. Составляющая создавая момент равный , но противоположный ему по знаку, уравновешивает (балансирует) ракету:
Вторая составляющая силы управления - необходима для преодоления инерции ракеты при создании собственно управляющего момента вокруг центра масс .
Таким образом, управляющий момент, так же как и сила управления, состоит из двух частей:
Установившееся значение угла атаки определяется через требуемую перегрузку решением моментов и сил для установившегося режима:
Значения моментов, входящих в уравнения, могут быть определены из выражений:
Отсюда получаем:
От куда:
После преобразований получим выражение для определения балансировочной составляющей силы управления:
5. СПЕЦЧАСТЬ И АГРЕГАТ
5.1 Анализ механизмов раскладки крыла
В данном разделе рассматриваются и анализируются пять видов механизмов раскладки крыла. Одно из основных направлений при проектировании механизмов раскладки - разработка изделий с минимальными стартовыми габаритами и минимальной стартовой массой.
Уменьшение стартовых габаритов изделий значительно улучшает тактико-технические характеристики комплексов, включающих эти изделия, расширяет сферу применения изделий, одновременно существенно расширяет возможности хранения и транспортировки изделий.
Решение этой задачи достигается складыванием выступающих за мидель корпуса частей крыльев и оперения с последующей их раскладкой после старта изделия.
Сложность решения этой задачи обусловлена жесткими требованиями, предъявляемыми к складываемым агрегатам и системам их раскладки и тяжелыми условиями, в которых они работают. Раскладка, как правило, должна происходить за минимально возможное время, при действии на агрегаты больших аэродинамических и динамических нагрузок, соизмеримых с нагрузками автономного полета. При этом, необходимо обеспечить прочность и жесткость разложенных агрегатов в автономном полете, не снижая летно-тактических характеристик изделия.
Кроме того, необходимо создавать стендовые установки для наземной отработки систем с имитацией переменных (в т.ч. знакопеременных) аэродинамических нагрузок, действующих на раскладываемые агрегаты в натурных условиях. Трудность создания подобных стендов обусловлена не только сложностью решения конструкторской задачи, а также инерционностью существующих загрузочных устройств -- силовых цилиндров и кинематических загрузочных звеньев, проявляющейся при малом времени раскладки.
Работы по складываемым агрегатам и системам раскладки определили четыре основных принципиальных схем агрегатов и систем:
1. Складывание неуправляемых поверхностей на углы до 90°: поворотная консоль шарнирно закреплена на корпусе Л.А., силовой привод с демпфирующим устройством шарнирно установлен в корпусе, а исполнительный орган - шток, шарнирно соединен с поворотной консолью; источник энергии - ПГГ или сжатый воздух.
2. Складывание неуправляемых поверхностей на углы 90°: конструктивно выполнены как и по п.1, но силовой привод установлен неподвижно в корпусе л.а., а шток привода соединен с поворотной консолью через спрямляющий механизм раскладки, как правило, через кривошипно-ползунный механизм.
3. Неуправляемые поверхности, складываемые относительно вертикальных шарниров - правая и левая поворотные консоли соединены синхронизирующей тягой, силовой привод взаимодействует с одной или обеими консолями.
4. Системы с двойным складыванием:
Корневая часть агрегата выполняется по схеме 1 или 2, концевая часть шарнирно навешена на корневую часть и кинематически связана с неподвижной частью складываемого агрегата.
В сложенном и разложенном положении поворотные консоли удерживаются фиксаторами: - в сложенном - срезными (разрывными) элементами, реже - пироустройствами, в разложенном положении - подпружиненными штырями с конусной заходной частью.
5.1.1 Механизм раскладки крыла №1
Механизм предназначен для синхронной раскладки консолей крыла изделия из транспортировочного положения в полётное. Кинематическая схема механизма приведена на рис. 5.1. Механизм содержит блок раскладки, рнчажно-ползунный механизм, состоящий из двух тяг, качалок, ползуна, рельса, замки разложенного положения и замки сложного положения, выполненные в виде срезных болтов.
Блок раскладки выполнен в виде силового цилиндра, содержащего корпус, поршень со штоком, проушину и приемник жидкости. Проушина блока закреплена на корпусе изделия, а шток его соединен с ползуном. Поршень делит корпус блока на две полости: гидравлическую и газовую. Газовая полость через канал в проушине сообщается с газогенератором, а гидравлическая полость через дроссельное отверстие - с приемником жидкости. Гидравлическая полость заправлена маслом АМГ-10. При заправке полость вакуумируется.
Замок разложенного положения содержит корпус, ползун, пружину и шпильку с гайкой. Замок закреплен на корпусе изделия.
Механизм работает следующим образом.
По команде на раскладку срабатывает газогенератор, продукты горения которого поступают в газовую полость блока раскладки и создают в ней давление. Под действием давления поршень начинает перемещаться и посредством штока толкает ползун по рельсу. В процессе перемещения ползуна тяги поворачивают качалки, а последние при помощи тяг - консоли крыла. В первый момент происходит срез болтов, а затем раскладка консолей рыла в полетное положение. Поршень в процессе своего движения вытесняет масло из гидравлической полости через дроссельное отверстие в приемник жидкости, вследствие чего осуществляется демпфирование процесса раскладки. В конце раскладки консоли крыла фиксируются в полётном положении замками.
5.1.2 Механизм раскладки крыла №2
Механизм раскладки предназначен для поворота консолей крыла изделия из транспортировочного положения в полётное.
Общий вид механизма приведен на рис.5.2.
Механизм раскладки крыла содержит блок раскладки, синхронизирующую тягу, замки сложенного и разложенного положения.
Блок раскладки выполнен в виде силового цилиндра, содержащего корпус, проушину, корпус ПГГ, поршень со штоком, мембрану, кожух, дроссель и др. элементы. Проушина блока раскладки закреплена на корпусе изделия, а шток соединен с левой поворотной консолью крыла. Поршень делит корпус блока на две полости: газовую и гидравлическую. Газовая полость сообщена с газовой полостью, образованной мембраной, корпусом и проушиной. Гидравлическая полость заполнена маслом АМГ-10.
Поворотные консоли крыла соединены синхронизирующей тягой, которая обеспечивает раскладку правой консоли. Тяга выполнена регулируемой. Регулировка осуществляется винтовым механизмом, содержащим проушину, совершающую возвратно-поступательное движение при вращении болта. Регулировкой создается заданное предварительное усилие в тяге, что обеспечивает постановку правой консоли на замок разложенного положения при всех заданных нагрузках, действующих при раскладке.
Замок сложенного положения выполнен в виде срезной шпильки, которая фиксирует левую консоль крыла.
Замок разложенного положения выполнен в виде подпружиненного штыря со специально спрофилированной заходной частью.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
По команде на раскладку срабатывает газогенератор, продукты горения которого поступают в газовую полость блока раскладки и создают в ней давление. В ходе нарастания давления происходит срез шпильки, а затем поворот консолей крыла в полётное положение. При этом поршень в процессе движения выдавливает масло из гидравлической полости через дроссель. Для обеспечения заданного закона демпфирования поршень содержит профилированную иглу, которая в процессе раскладки меняет проходное сечение дросселя. Для восприятия ударных нагрузок в конце поворота консолей крыла предусмотрены упоры.
Серьга соединена с проушиной при помощи валика, в котором выполнено отверстие под срезную шпильку. Отверстие в проушине выполнено овальным.
На корпусе блока раскладки с заданным эксцентриситетом относительно оси складывания установлена регулируемая по длине тяга, которая соединена с механизмом раскладки концевой складываемой части. Указанный механизм содержит качалку, которая поворачивается относительно неподвижной оси, расположенной на лонжероне средней складываемой части, и соединена с одной стороны при помощи промежуточной серьги с тягой, а с другой стороны взаимодействует при помощи валика-ползуна с косым пазом, выполненным в лонжероне концевой складываемой части. Серьга и тяга тоже соединены при помощи валика-ползуна, который осуществляет возвратно-поступательное движение в пазу, образованным в лонжероне средней складываемой части.
5.1.3 Механизм раскладки крыла №3
Механизм раскладки крыла предназначен для поворота консолей крыла из транспортировочного положения в полетное.
Общий вид механизма раскладки приведен на рис.5.3.
Механизм раскладки состоит из блока раскладки, замков сложенного положения, замков разложенного положения и механизма синхронизации.
Блок раскладки выполнен в виде силового цилиндра, содержащего корпус, поршень со штоком, мембрану и др. элементы. Корпус выполнен составным. Нa нём герметически закреплена мембрана и устанавливается газогенератор. Поршень делит блок раскладки на гидравлическую и газовую полости. Гидравлическая полость сообщается через дроссельное отверстие в корпусе с полостью, образованной мембраной и наружной поверхностью корпуса. Гидравлическая полость заправляется маслом АМГ-10, при этом полость вакуумируется.
Механизм синхронизации выполнен в виде взаимодействующих друг с другом зубчатых секторов, соединенных при помощи тяг с консолями крыла.
Замки разложенного положения выполнены в виде подпружиненных штырей.
Замки сложенного положения выполнены в виде пиропистолетов, соединенных при помощи разрывных болтов с консолями крыла на определенном расстоянии от оси поворота.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
По команде на раскладку с некоторым опережением срабатывают пиропатроны замков сложенного положения. Под давлением газов поршень пиропистолета перемещает клин, который посредством штока разрывает болт, после чего консоль крыла освобождается и получает возможность поворачиваться. После этого происходит срабатывания газогенератора. Продукты горения порохового заряда поступают в газовую полость блока раскладки. В процессе нарастания давления в последний блок поворачивает консоли крыла, при этом осуществляется синхронный поворот консолей, который обеспечивается механизмом синхронизации.
В процессе раскладки поршень выдавливает масло из гидравлической полости через дроссельное отверстие, вследствие чего осуществляется демпфирование.
В конце раскладки консоли крыла фиксируются в разложенном положении замками.
В процессе раскладки жидкость из верхней полости выдавливается поршнем через переменное сечение дроссельного отверстия в нижнюю, в следствие чего осуществляется демпфирование с заданным законом,
В конструкции механизма раскладки предусмотрены упоры, которые воспринимают ударные нагрузки в конце раскладки.
5.1.4 Механизм раскладки крыла №4
Кинематическая схема механизма представлены на рис. 5.4.
Крыло представляет собой цельную консоль, установленную на верхней части корпуса с помощью оси поворота, размещенной в подшипниках. Консоль включает стальной лонжерон, на котором размещены ось поворота и выступы с отверстиями под штыри замков полетного положения крыла, алюминиевую обшивку, нервюры состоящие из носовых и концевых частей, стенку лонжерона, законцовки с утолщениями, переднюю и заднюю подпружиненные пружинами створки.
Для обеспечения герметичности корпуса в местах сочленения крыла с корпусом на нижней поверхности крыла установлен кольцевой профиль, входящий в отверстие в корпусе окантованное уплотнением.
На оси поворота закреплена качалка взаимодействующая с блоком поворота крыла, закрепленном на корпусе.
В стартовом положении консоль размещена вдоль корпуса и притянута к нему убирающимися замками, взаимодействующими с утолщениями законцовок крыла, а к упору повернутого положения крыла-блоком поворота крыла; створки сложены и изделие вписывается в стартовый габарит.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
При подаче сигнала на блок поворота крыло поворачивается в подшипниках и становится на замки, при этом створки отжимаются корпусом и становятся в полетное положение, обеспечивая плавное обтекание крыла в зоне корпуса.
5.1.5 Механизм раскладки крыла №5
Механизм представлен на чертеже «Агрегат».
Крыло представляет собой цельную консоль, установленную на верхней части корпуса с помощью оси поворота, размещенной в крыльевой раме. Консоль включает стальной лонжерон, на котором размещены ось поворота, замки полетного положения крыла и замки стартового положения, стеклопластиковую обшивку. Механизм включает в себя так же блок раскладки. Который состоит из: фиксатора, болта разрывного, пробки, 2-х винтовых втулок, шайбы опорной, 4-х штифтов, 4-х сферических втулок, 2-х пальцев, 2-х втулок 1, цилиндра, поршня, втулки 2, оси, фланца, 2-х штырей, 2-х пробок 2 и 4-х шпилек.
В стартовом положении консоль размещена вдоль корпуса и притянута к нему убирающимися замками.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
По команде на раскладку срабатывает газогенератор, продукты горения которого поступают в верхнюю газовую полость блока раскладки и через дроссельные отверстия поступают в нижнюю газовую полость, создавая в них давление. Демпфирование осуществляется за счет разности площадей верхней и нижней части поршня. В ходе нарастания давления поршень идет вниз, с помощью пальцев и винтовых втулок механизм начинает поворачиваться, тем самым срезая срезной болт, а затем происходит поворот и опускание крыла в полётное положение. После опускания происходит запирание замков полетного положения.
5.1.6 Вывод
Рассмотрев и проанализировав выше приведенные механизмы, был спроектирован механизм. Наиболее удовлетворяющий общим требованиям, предъявляемым к механизмам раскладки:
1) Минимальный занимаемый объем крыла и механизма раскладки крыла, совмещенного с блоком раскладки;
2) Минимальная масса (обшивка - стеклопластик, наполнитель - пенополиуритан, демпфирование происходит с помощью продуктов сгорания ПГГ, а не с помощью масла.);
3) Обеспечивает наилучшие аэродинамические характеристики (в связи с тем, что крыло расположено на корпусе и утоплено в него, что уменьшает лобовое сопротивление.);
4) Хорошее восприятие нагрузок, действующих на крыло в процессе раскладки и дальнейшего полета (в связи с тем, что крыло имеет цельный лонжерон, моменты, возникающие на правой и левой консоли, компенсируются друг другом и не передаются на ось складывания).
Однако, у нашего механизма есть и недостатки:
1) Ограничение по углу стреловидности, что соответственно дает ограничение в скорости полета;
2) Сложность изготовления цельного крыла (усложнение технологии и точности изготовления из-за больших габаритов крыла).
5.2 Цельноповоротное крыло с ВППОКр (винтовой привод поворота и опускания крыла)
5.2.1 Расчет геометрических параметров ВППОКр
Поворот крыла.
Qп=(4М/Нв)*tn(б+с) (1)
Qп - усилие на штоке привода при повороте крыла (кгс);
М - суммарный равновесный момент на приводе от аэродинамических сил и сил трения (кгсм);
б - угол подъема винтовой поверхности привода (°);
с - угол трения в винтовых поверхностях (°);
Нв - плечо передачи усилий по винтовым поверхностям (м);
Y - нормальная составляющая аэродинамической нагрузки на крыло (кгс);
X - сила лобового сопротивления (кгс).
Параметры винтовой передачи:
Dh=46; Dвн=36; Нв=38;
S=300 - шаг винтовой линии по линии касания сферических втулок-пальцев;
б = arctn(р* Нв/S)=21.7°
fв=0.1; с=6° тогда tn(б+с)=tn(21.7+6)=0.525
Из формулы (1) Qп=(4*М*0.525)/0.038=55.26*М (2)
M=M1П+МQ1П2 (3)
M1П - момент на ВППОКр от аэродинамических нагрузок на крыло и сил трения в опорах;
МQ1П2 - момент на приводе от усилия на штоке от второй ступени винтового преобразователя привода.
Из формулы (2) Q1П2=55.26*( M1П/2)=27.63* M1П тогда
МQ1П2= Q1П2*f*(dоп/2)
dоп - средний диаметр опоры воспринимающей силу Q1П;
dоп=0.0285 м.
МQ1П2= 27.63* M1П *0.1*(0.0285 /2)=0.0394* M1П (4)
Из формул (2, 3 и 4) Qп=55.26* M1П*(1+0.0394)=57.382* M1П (5)
M1П=± Mш+ Mиз Yтр+ MX± MY (6)
± Mш - шарнирный момент на крыле от разности сил лобового сопротивления на левую и правую консоли крыла - Xл и Xп;
MX - момент трения в опорах на оси крыла, воспринимающих силу Х;
Mиз Yтр - момент трения в опорах, воспринимающих изгибающий момент на оси крыла от разности сил Y на левой и правой консолях крыла: Yл и Yп;
± MY - момент трения в опорах на оси крыла, воспринимающих силу Y ( - сила вверх; + сила вниз);
Из аэродинамических расчетов, при углах скольжения ракеты в?±6°, разность аэродинамических нагрузок на правую и левую консоли не превышает 12%.
Т.е. Xл- Xп=0.12 X; Yл- Yп=0.12 Y;
Тогда Mш=± X*Z*0.12;
Z=0.66 м.;
+ Mш - шарнирный момент препятствующий повороту крыла;
- Mш - шарнирный момент помогающий повороту крыла;
Mш=±0.08 X (7)
Mиз Y=0.08 Y (8)
Mиз Yтр= Mиз Y*(f*D/L); с учетом формулы (8)
Mиз Yтр=0.00624* Y; (9)
Подобные документы
Обзор существующих ракет класса "воздух-воздух" средней дальности. Выбор и обоснование опорного облика проектируемого летательного аппарата. Предварительная компоновочная схема. Результаты автоматизированного проектирования, расчета геометрии и массы.
дипломная работа [1,1 M], добавлен 13.07.2017Анализ существующих оперативно-тактических ракет. Выбор ракеты-аналога. Описание элементов конструктивно-компоновочной схемы. Выбор формы заряда и топлива, материалов отсеков корпуса. Расчет оптимального облика твердотопливной баллистической ракеты.
курсовая работа [69,5 K], добавлен 07.03.2012Классификация твердотопливных ракет, анализ требований к ракетам с точки зрения стандартных, эксплуатационных и производственно-экономических требований. Алгоритм баллистического расчета ракеты, выведение уравнений ее движения, расчет стартовой массы.
дипломная работа [632,2 K], добавлен 17.02.2013Расчёт активного, баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участков траектории. Программа движения ракеты на участке. Коэффициенты перегрузок, действующих на баллистическую ракету в полёте. Упрощенная блок схема решения задачи.
курсовая работа [1,4 M], добавлен 14.11.2012Расчет активного участка траектории запуска баллистической ракеты дальнего действия. Расчет баллистического (эллиптического) и конечного (атмосферного) участка траектории. Коэффициенты перегрузок, действующих на ракету в полете. Расчет участка снижения.
курсовая работа [938,5 K], добавлен 26.11.2012Рассмотрение схем размещения матрицы на корректируемом гироскопе. Технологические данные ракет типа Р-73Э и Р-73. Характеристики зенитных комплексов России, США и других стран. Ознакомление со строением боеприпаса отстреливаемой ложной тепловой цели.
презентация [2,2 M], добавлен 27.12.2011Тактико-технические характеристики противорадиолокационных ракет и их возможности по поражению радиолокационной станции. Разработка математической модели, имитирующей процесс полета и наведения ракеты на наземную РЛС. Меры защиты обзорных РЛС от ПРР.
курсовая работа [145,2 K], добавлен 10.03.2015Методика расчета основных компонентов снайперской винтовки, требования к ее функциональности, безопасности и эффективности. Обоснование типа ствола и результаты его проверочного прочностного расчета. Определение параметров автоматики заданного оружия.
курсовая работа [1014,3 K], добавлен 11.01.2015Требования, предъявляемые к ракете. Определение составляющих стартовой массы, геометрические характеристики. Обоснование целесообразности отделения боевой части в полете. Главные требования, предъявляемые к системам отделения и их принципиальные схемы.
дипломная работа [1,6 M], добавлен 22.02.2013Общие сведения о ракете 3М-14. Численный и экспериментальный расчет динамики выхода ракеты из шахтной пусковой установки. Использование компьютерных пакетов для численного решения задач газовой динамики. Определение и расчет аэродинамических нагрузок.
дипломная работа [2,4 M], добавлен 01.06.2010
