Аэродинамический расчет одноступенчатой ракеты 8К65
8К65 ракетного комплекса Р-14 как советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности наземного базирования. Знакомство с основными особенностями и этапами проведения аэродинамического расчета одноступенчатой ракеты 8К65.
| Рубрика | Военное дело и гражданская оборона |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 02.07.2019 |
| Размер файла | 3,6 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.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Введение
В данной курсовой работе был проведен аэродинамический расчет одноступенчатой ракеты 8К65, а также частей ракеты, таких как оперение, крылья, корпус, управляющие устройства. Такой расчет нужен для решения задач, которые связаны с прочностью движущихся объектов и определения летно-технических характеристик ракеты.
Для того чтобы определить аэродинамические характеристики, мы должны применить принцип разделения характеристик для изолированных корпусов и несущих поверхностей. Тогда аэродинамические силы и моменты определяются в виде суммы соответствующих характеристик с использованием аэродинамических коэффициентов.
8К65 ракетного комплекса Р-14 - советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности (БРСД) наземного базирования.
Рис. 1. 8К65 ракетного комплекса Р-14
Компоновочная схема и общие принципы конструкции ракеты Р-14 были заимствованы у ракетного комплекса Р-12, но существенным отличием от первоначальной разработки должна была стать увеличенная дальность полёта. Вследствие гонки вооружений между Советским Союзом и США ускорились темпы разработки усовершенствованного ракетного комплекса. Перед КБ «Южное», которое возглавлял в то время М. К. Янгель, была поставлена конкретная задача - модернизировать РК Р-12 так, чтобы эксплуатационные характеристики приумножились, и дальность возросла до 3600 км. Инженерной мысли понадобилось всего два года, чтобы достичь своего апогея и создать первоклассный ракетный комплекс Р-14.
Программа отработки и отладки летных испытаний была завершена в феврале 1961 года, через год после первого пуска новой ракеты на полигоне Капустин Яр, ракете был назначен индекс 8К63. С апреля этого же года за новейшим комплексом Р-14 был официально закреплен статус ракетного стратегического оружия СССР. Начиная с января 1962 года, этот комплекс стоял на боевом дежурстве, являясь ракетным щитом нашей страны.
Пусковой стол являлся местом старта ракеты, которую заправляли и настраивали на цель непосредственно перед полётом. Важнейшим параметром модернизации можно назвать более высокую скорость подготовки ракеты к пуску [1].
Таблица 1. Тактико-технические характеристики ракеты 8К65
|
Дальность, км |
4500 |
|
|
Боеготовность, мин |
20 |
|
|
Стартовый вес, т |
87 |
|
|
Длина ракеты, м |
24,3 |
|
|
Максимальный диаметр корпуса, м |
2,4 |
баллистический ракета расчет
Целью работы является аэродинамический расчет ракеты Р-14, а также её составляющих: корпуса и управляющих устройств. Такой расчет необходим для решения задач, связанных с прочностью движущихся ЛА и определения летно-технических характеристик ракеты.
Для определения аэродинамических характеристик можно воспользоваться принципом расчленения для изолированных корпусов и несущих поверхностей. Согласно этому методы аэродинамические силы и моменты будут определяться как сумма соответствующих параметров с учетом аэродинамических коэффициентов.
Постановка задачи
В соответствии с заданием для ракеты 8К65 (Р-14) необходимо определить:
а) относительные геометрические характеристики ракеты и по каждому элементу;
б) аэродинамические характеристики, а именно:
- коэффициент лобового сопротивления ;
- коэффициент подъемной силы ;
- производную коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки ;
в) коэффициент центра давления ;
г) коэффициент аэродинамического момента ;
д) аэродинамические нагрузки:
- сила лобового сопротивления ;
- подъемная сила;
- координату центра давления ракеты
Значения аэродинамических характеристик определить для дискретных значений:
- чисел Маха набегающего потока:
- высот, км:
- углов атаки, град:
Зависимости
представить в табличной форме.
Зависимости следует оформить в табличной и графической формах.
Вычисление аэродинамических характеристик ракеты будет осуществляться в программной среде Excel.
1.Формирование расчетной схемы ракеты
Ракета состоит из корпуса, который представляет собой сочетание цилиндрических и конических поверхностей.
Формируем расчетную схему ракеты, уточняя и корректируя масштаб его изображения.
По рис. 2 находятся две величины, выраженные в миллиметрах, - длина ракеты и наибольший диаметр корпуса . В таблице 2 приведены в метрах длина L и наибольший диаметр ракета D. По этим данным определяются два основных масштаба изображения ракеты - масштаб по длине:
и масштаб по диаметру:
Рис. 2 - Конструктивная схема ракеты
Согласно тактико-техническим характеристикам данной ракеты фактические значения составляют: длина L = 24,3 м и максимальный диаметр D = 2,4 м ракеты.
Приведение корпуса аппарата к телу вращения производится за счет исключения из состава конструкции элементов, слабо влияющих на значения аэродинамических сил и моментов и коррекции формы корпуса путем введения эквивалентных диаметров и длин отдельных частей корпуса.
Таблица 2 - Основные геометрические параметры ракеты 8К65
|
Наименование (значение в мм на рис. 3) |
Обозначение |
Размерность |
Значение |
|
|
Длина ракеты (154) |
L |
м |
24,3 |
|
|
Головная часть |
||||
|
Длина (17) |
Lгч |
м |
2,68 |
|
|
Радиус скругления (2) |
R |
м |
0,32 |
|
|
Диаметр больший (9) |
Dгч |
м |
1,08 |
|
|
Переходный отсек, расширяющаяся часть |
||||
|
Длина (16) |
м |
2,52 |
||
|
Диаметр меньший (9) |
м |
1,08 |
||
|
Диаметр больший (16) |
м |
1,92 |
||
|
Цилиндрический участок |
||||
|
Длина (98) |
Lцу |
м |
15,47 |
|
|
Диаметр (16) |
Dцу |
м |
1,92 |
|
|
Переходный отсек, расширяющаяся часть |
||||
|
Диаметр меньший (16) |
м |
1,92 |
||
|
Диаметр больший (20) |
м |
2,40 |
||
|
Сопло |
||||
|
Длина (3) |
Lс |
м |
0,47 |
|
|
Диаметр больший (16) |
Dс |
м |
1,92 |
Рис. 3 - Расчетная схема ракеты [2]: 1 - головная часть; 2 - расширяющаяся часть; 3 - цилиндрическая часть; 4 - расширяющаяся часть; 5 - сопло.
2.Расчет геометрических параметров ракеты
Определим геометрические параметры ракеты, представленной на рис. 3:
- удлинение:
- площадь миделя:
- площадь боковой поверхности корпуса ракеты, подвергающаяся воздействию воздушного потока, определяется выражением:
Используя справочные данные [1], имеем:
Носовая часть (притупленный конус):
где ;
1) Расширяющаяся часть (усеченный конус):
2) Цилиндрическая часть (цилиндр):
3) Расширяющаяся часть (усеченный конус):
4) Сопло (цилиндр):
Отсюда:
Относительные геометрические характеристики по каждому элементу ракеты имеют следующие значения:
1) Носовая часть:
- удлинение носовой части:
2) Расширяющаяся часть:
- удлинение:
- площадь меньшего основания:
- площадь большего основания:
3) Цилиндрическая часть:
4) расширяющаяся часть:
- удлинение:
- площадь меньшего основания:
- площадь большего основания:
7) сопло
- удлинение:
3.Расчет аэродинамических коэффициентов ракеты в связанной системе координат
1. Скоростной напор воздушного потока на высотах полета ракеты
Входные параметры: М - число Маха, h - высота полета ракеты.
Расчетные формулы:
баллистический ракета расчет
Значения плотности и скорости звука принимаются за параметры стандартной атмосферы берутся из стандарта - ГОСТ 4401-81 - Атмосфера стандартная. Параметры. Результаты расчета представлены в таблице 3 (Лист 1 программного комплекса).
Таблица 3 - Скоростной напор воздушного потока на высотах полета ракеты 8К65
|
№ |
М |
М |
|||||||
|
h = 0,1 км |
h = 0,5 км |
||||||||
|
1 |
0,1 |
1,22499 |
347,417 |
739,27 |
0,1 |
1,22494 |
345,485 |
731,04 |
|
|
2 |
0,5 |
1,22499 |
347,417 |
18481,82 |
0,5 |
1,22494 |
345,485 |
18276,09 |
|
|
3 |
1,0 |
1,22499 |
347,417 |
73927,27 |
1,0 |
1,22494 |
345,485 |
73104,35 |
|
|
4 |
2,0 |
1,22499 |
347,417 |
295709,09 |
2,0 |
1,22494 |
345,485 |
292417,40 |
|
|
h = 0,7 км |
h = 0,85 км |
||||||||
|
1 |
0,1 |
1,22492 |
344,519 |
726,95 |
0,1 |
1,2249 |
343,794 |
723,88 |
|
|
2 |
0,5 |
1,22492 |
344,519 |
18173,73 |
0,5 |
1,2249 |
343,794 |
18097,03 |
|
|
3 |
1,0 |
1,22492 |
344,519 |
72694,92 |
1,0 |
1,2249 |
343,794 |
72388,11 |
|
|
4 |
2,0 |
1,22492 |
344,519 |
290779,70 |
2,0 |
1,2249 |
343,794 |
289552,43 |
4.Коэффициент осевой силы СR
Принимается средняя высота бугорков шероховатости поверхности
Расчет проводится по следующим формулам:
- коэффициент осевой силы корпуса ракеты:
- коэффициенты трения однойстороны плоской пластины в несжимаемом потоке и влияния сжимаемости воздуха на сопротивление трения.
Эти коэффициенты определяются в зависимомти от числа Рейнольдса (Re):
а) при ламинарном пограничном слое (Re < 485000)
б) при турбулентном пограничном слое (Re > 107)
в) при смешанном пограничном слое
- коэффициент силы трения:
- коэффициент силы донного сопротивления для дозвукового диапазона скоростей:
- площадь донного среза:
- площадь, занятая соплом:
сверхзвукового диапозона скоростей;
- коэффициент продольной силы i-го элемента корпуса ракеты. Для частей ракеты имеем:
1) головная часть:
2)
где показатель адиабаты.
3) расширяющаяся часть:
4)
3) цилиндрическая часть:
5) расширяющаяся часть:
6)
5) сопло:
Расчет представлен на Листе 2 программного комплекса.
Таблица 4 - Коэффициент осевой силы СR на высотах полета ракеты 8К65
|
СR |
||||||||
|
М |
h=0,1 |
h=0,5 |
h=0,7 |
h=0,85 |
h=1,0 |
h=1,2 |
h=1,5 |
|
|
0,1 |
0,10879 |
0,10912 |
0,10929 |
0,10941 |
0,10953 |
0,10972 |
0,10999 |
|
|
0,5 |
0,09411 |
0,09431 |
0,09441 |
0,09449 |
0,09456 |
0,09467 |
0,09484 |
|
|
1 |
0,41961 |
0,41984 |
0,41995 |
0,42004 |
0,42012 |
0,42025 |
0,42043 |
|
|
2 |
0,40316 |
0,40333 |
0,40342 |
0,40348 |
0,40355 |
0,40364 |
0,40378 |
5.Коэффициент нормальной силы СN
Корпус ракеты является телом вращения и имеет сложную форму. Коэффициент нормальной силы для такой ракеты определяется выражением:
новый характерный размер - диаметр миделя ракеты -
характерный поперечный размер элемента, входящего в состав ракеты;
коэффициент нормальной силы простейших фигур - элементов, входящих в состав ракеты.
Коэффициенты нормальной силы элементов ракеты определяются следующими выражениями:
1) головная часть (форма поверхности - притупленный конус)
2)
За характерный размер принимается диаметр основания конуса - В этом случае:
3) расширяющаяся часть (форма поверхности - усеченный конус)
4) цилиндрическая часть (форма поверхности - цилиндр)
За характерный размер принимается диаметр цилиндра В этом случае:
5) расширяющаяся часть (форма поверхности - усеченный конус)
За характерный размер принимается наибольший диаметр основания усеченного конуса - В этом случае:
6) сопло (форма поверхности - цилиндр)
7)
За характерный размер принимается диаметр цилиндра В этом случае:
Во всех этих выражениях используется коэффициент давления на поверхность ракеты - . Он находится с помощью выражения:
Расчет коэффициента нормальной силы ракеты при полете с различными углами атаки б выполнен на Листе 3 программного комплекса, результаты представлены в таблице 5.
Таблица 5 - Коэффициент продольной силы CN при различных углах атаки б ракеты 8К65
|
М |
C(N) |
C(N) |
C(N) |
C(N) |
|
|
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
||
|
0,1 |
0 |
0,02444 |
0,05989 |
0,10637 |
|
|
0,5 |
0 |
0,02594 |
0,06356 |
0,11290 |
|
|
1,0 |
0 |
0,02429 |
0,05954 |
0,10575 |
|
|
2,0 |
0 |
0,03953 |
0,09687 |
0,17207 |
Производная от коэффициента нормальной силы ракеты по углу атаки Производная для корпуса ракеты, имеющего сложную форму, определяется выражением:
где производные по углу атаки от коэффициента нормальной силы простейших фигур - элементов, входящих в состав ракеты.
Производные коэффициента нормальной силы элементов ракеты определяются следующими выражениями:
1) головная часть (форма поверхности - притупленный конус)
2) расширяющаяся часть (форма поверхности - усеченный конус)
2) цилиндрическая часть (форма поверхности - цилиндр)
3) расширяющаяся часть (форма поверхности - усеченный конус)
4) сопло (форма поверхности - цилиндр)
Во всех этих выражениях используются значения геометрических параметров, соответствующих коэффициентам нормальной силы элементов ракеты.
Расчета производных коэффициента нормальной силы частей ракеты и ракеты в целом при полете с различными углами атаки б произведен на Листе 4 программного комплекса. Результаты расчета отражены в таблице 6.
Таблица 6 - Результаты расчета производной коэффициента нормальной силы для ракеты 8К65
В таблице 6 производные коэффициента нормальной силы для носовой и расширяющихся частей не зависят от угла атаки. В тоже время эта производная для цилиндрических частей прямо пропорциональна углу атаки б. Производная коэффициента нормальной силы для всей ракеты представляется выражением:
6.Центр давления и коэффициент аэродинамического момента
Центром давления является точка на оси симметрии ракеты, через которую проходит линия действия полной аэродинамической силы.
Положение центра давления определяется расстоянием от этой точки до центра давления и находится из выражения:
где - координата центра давления от носка ракеты до центра давления простейшего элемента, входящего в состав ракеты.
Для ракеты 8К65 имеем: 1) головная часть (форма поверхности - притупленный конус):
;
2) расширяющаяся часть (форма поверхности - усеченный конус):
3) цилиндрическая часть (форма поверхности - цилиндр):
5) расширяющаяся часть (форма поверхности - усеченный конус):
Расчет расстояния от носка ракеты до центра давления при полете ракеты с различными углами атаки б произведен на Листе 5 программного комплекса. Результаты представлены в таблице 7 и на графике (рис. 4).
Таблица 7 - Результаты расчета положения центра давления для ракеты 8К65
Рис. 4 - График зависимости положения центра давления от угла атаки для ракеты 8К65
Расчет коэффициента аэродинамического момента произведен по формуле:
Расчет произведен на Листе 5 программного комплекса. Результаты представлены в таблице 8.
Таблица 8 - Коэффициент аэродинамического момента
|
М |
m(z) |
||||
|
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
||
|
0,1 |
0 |
0,00742 |
0,02086 |
0,04031 |
|
|
0,5 |
0 |
0,00788 |
0,02214 |
0,04279 |
|
|
1 |
0 |
0,00738 |
0,02073 |
0,04008 |
|
|
2 |
0 |
0,01200 |
0,03374 |
0,06521 |
7.Расчет аэродинамических коэффициентов ракеты в скоростной системе координат
Расчет произведен методом пересчета с одной (связанной) к другой (скоростной) системам координат. Расчетные формулы имеют вид:
- для коэффициента лобового сопротивления:
- для коэффициента подъемной силы:
Расчет аэродинамических сил в скоростной системе координат
Для расчета используются следующие выражения:
- сила лобового сопротивления:
- подъемная сила:
Считаем, что выбрана такая скоростная система координат для ракеты, что . Допущение обосновано, так как на ракете нет крыльев и ее можно рассматривать как симметричное тело.
Расчет в программном комплексе проведен на Листе 6. Результаты расчета следующие:
Таблица 9 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 0,1 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
363,65 |
366,28 |
376,70 |
398,82 |
|
|
0,5 |
7864,36 |
7935,22 |
8215,20 |
8807,53 |
|
|
1 |
178302,10 |
178476,90 |
179254,03 |
181020,42 |
|
|
2 |
828042,87 |
829383,06 |
835048,07 |
847555,67 |
Рисунок 5 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=0,1 км.
Таблица 10 - Значения подъемной силы
|
h = 0,1 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
68,94 |
174,33 |
315,61 |
|
|
0,5 |
0 |
1891,68 |
4750,44 |
8561,43 |
|
|
1 |
0 |
1892,52 |
7416,15 |
16518,59 |
|
|
2 |
0 |
23919,33 |
71453,79 |
142255,47 |
Рисунок 6 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=0,1 км.
Таблица 11 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 0,5 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
360,71 |
363,30 |
373,61 |
395,48 |
|
|
0,5 |
7793,62 |
7863,68 |
8140,51 |
8726,19 |
|
|
1 |
176393,48 |
176566,29 |
177334,63 |
179081,12 |
|
|
2 |
819055,30 |
820380,43 |
825981,96 |
838349,63 |
Рисунок 7 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=0,5 км
Таблица 12 - Значения подъемной силы
|
h = 0,5 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
68,13 |
172,31 |
311,98 |
|
|
0,5 |
0 |
1870,03 |
4696,39 |
8464,37 |
|
|
1 |
0 |
1868,79 |
7328,28 |
16326,75 |
|
|
2 |
0 |
23645,05 |
70642,37 |
140647,93 |
Рисунок 8 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=0,5 км
Таблица 13 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 0,7 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
359,23 |
361,81 |
372,06 |
393,81 |
|
|
0,5 |
7758,22 |
7827,89 |
8103,15 |
8685,53 |
|
|
1 |
175442,89 |
175614,71 |
176378,68 |
178115,28 |
|
|
2 |
814580,71 |
815898,35 |
821468,31 |
833766,37 |
Рисунок 9 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=0,7 км
Таблица 14 - Значения подъемной силы
|
h = 0,7 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
67,73 |
171,31 |
310,18 |
|
|
0,5 |
0 |
1859,27 |
4669,51 |
8416,10 |
|
|
1 |
0 |
1857,03 |
7284,64 |
16231,41 |
|
|
2 |
0 |
23508,70 |
70238,88 |
139848,45 |
Рисунок 10 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=0,7 км
Таблица 15 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 0,85 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
358,11 |
360,69 |
370,90 |
392,55 |
|
|
0,5 |
7731,60 |
7800,97 |
8075,06 |
8654,96 |
|
|
1 |
174730,06 |
174901,13 |
175661,83 |
177391,02 |
|
|
2 |
811226,08 |
812538,11 |
818084,40 |
830330,30 |
Рисунок 11 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=0,85 км
Таблица 16 - Значения подъемной силы
|
h = 0,85 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
67,43 |
170,56 |
308,83 |
|
|
0,5 |
0 |
1851,21 |
4649,37 |
8379,94 |
|
|
1 |
0 |
1848,22 |
7251,97 |
16160,01 |
|
|
2 |
0 |
23406,57 |
69936,62 |
139249,50 |
Рисунок 12 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=0,85 км
Таблица 17 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 1,0 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
357,00 |
359,56 |
369,73 |
391,28 |
|
|
0,5 |
7705,00 |
7774,07 |
8047,00 |
8624,43 |
|
|
1 |
174019,39 |
174189,72 |
174947,16 |
176668,95 |
|
|
2 |
807882,17 |
809188,61 |
814711,32 |
826905,26 |
Рисунок 13 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=1,0 км
Таблица 18 - Значения подъемной силы
|
h = 1,0 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
67,14 |
169,81 |
307,48 |
|
|
0,5 |
0 |
1843,18 |
4629,31 |
8343,92 |
|
|
1 |
0 |
1839,46 |
7219,43 |
16088,90 |
|
|
2 |
0 |
23304,83 |
69635,48 |
138652,74 |
Рисунок 14 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=1,0 км
Таблица 19 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 1,2 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
355,59 |
358,13 |
368,24 |
389,67 |
|
|
0,5 |
7670,64 |
7739,32 |
8010,69 |
8584,83 |
|
|
1 |
173078,91 |
173248,26 |
174001,35 |
175713,31 |
|
|
2 |
803449,40 |
804748,39 |
810239,73 |
822364,52 |
Рисунок 15 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=1,2 км
Таблица 20 - Значения подъемной силы
|
h = 1,2 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
66,74 |
168,81 |
305,68 |
|
|
0,5 |
0 |
1832,47 |
4602,57 |
8295,91 |
|
|
1 |
0 |
1827,66 |
7175,86 |
15993,88 |
|
|
2 |
0 |
23169,08 |
69234,13 |
137857,85 |
Рисунок 16 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=1,2 км
Таблица 21 - Значения силы лобового сопротивления
|
h = 1,5 км |
|||||
|
|
Х |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
353,45 |
355,97 |
365,99 |
387,24 |
|
|
0,5 |
7618,93 |
7687,01 |
7956,06 |
8525,29 |
|
|
1 |
171670,32 |
171838,20 |
172584,79 |
174282,04 |
|
|
2 |
796812,89 |
798100,75 |
803545,17 |
815566,51 |
Рисунок 17 - Изменение силы лобового сопротивления от числа Маха на высоте h=1,5 км
Таблица 22 - Значения подъемной силы
|
h = 1,5 км |
|||||
|
|
Y |
||||
|
М |
б=0 |
б=2 |
б=4 |
б=6 |
|
|
0,1 |
0 |
66,14 |
167,32 |
303,00 |
|
|
0,5 |
0 |
1816,45 |
4562,58 |
8224,11 |
|
|
1 |
0 |
1810,05 |
7110,77 |
15851,89 |
|
|
2 |
0 |
22966,15 |
68634,00 |
136669,11 |
Рисунок 18 - Изменение подъемной силы от числа Маха на высоте h=1,5 км
Заключение
1. По скоростному напору воздушного потока (табл. 3)
1) На высоте h = 0,5 км скоростной напор при числе Маха равным 2 будет в 400 раз больше, чем скоростной напор при числе Маха равным 0,1 (292417,4:731,04). Вывод: при увеличении скорости полета ракеты существенно увеличивается скоростной напор воздушного потока.
2) При числе Маха М = 2 скоростной напор на высоте h = 0,1 км несущественно больше (в 1,04 раза) по сравнению со скоростным напором на высоте h = 1,5 км. Вывод: при одинаковом числе Маха скоростной напор уменьшается при увеличении высоты.
2. По коэффициенту осевой силы CR (табл. 4)
1) Максимальное значение коэффициента можно увидеть при числе Маха близким к 1. Так, например, на высоте h = 1,5 м и числе Маха М = 1, коэффициент осевой силы будет равным 0,42043.
2) На высоте полета h = 1,5 км значение коэффициента несущественно увеличивается по сравнению с высотой h = 0,1 км при одинаковом числе Маха.
3. По коэффициенту нормальной силы CN (табл. 5)
При угле атаки б = 6° значение коэффициента CN будет в 4,4 раза больше, чем значение коэффициента при угле атаки б = 2° при одинаковом числе Маха М = 2 (0,17207:0,03953). Вывод: чем больше угол атаки б и скорость полета ракеты, тем больше значение коэффициента продольной силы CN.
4. По коэффициенту центра давления (табл. 7)
При угле атаки б = 6° значение коэффициента центра давления = 0,379, а расстояние = 9,209 м. Вывод: при максимальных углах атаки удается достичь максимального расстояния от носка ракеты.
5. По коэффициенту аэродинамического момента (табл. 8)
При угле атаки б = 6° значение коэффициента будет в 5,4 раза больше, чем значение коэффициента при угле атаки б = 2° при одинаковом числе Маха М = 2 (0,06521:0,01200). Вывод: чем больше угол атаки б и скорость полета ракеты, тем больше значение коэффициента аэродинамического момента .
6. По коэффициенту лобового сопротивления Cx и коэффициенту подъемной силы Сy
При увеличении высоты полета при одном и том же числе Маха и угле атаки происходит незначительное уменьшение коэффициентов Cx и Cy.
Список использованной литературы
1.Ракетный комплекс средней дальности Р-14,- [электронный ресурс]. URL: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/p14/p14.shtml (Дата обращения: 16.03.19);
2.Комплексы РВСН,- [электронный ресурс]. URL: http://www.arms-expo.ru/articles/124/73255/ (Дата обращения: 16.03.19);
3.Уразбахтин Ф. А., Методика определения аэродинамических характеристик ракеты и варианты заданий. Методические указания по выполнению курсовой работы по баллистике ракет - Воткинск, 2018. - 54 с. [электронный ресурс].
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
Общие 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 01.06.2010Классификация 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 17.02.2013Обзор 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 07.03.2012Современные 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.
дипломная работа [1,7 M], добавлен 11.09.2014Расчёт 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 26.11.2012Ракета с активной радиолокационной ГСН для слежения за целью. Дальность действия ракеты "воздух-воздух". Повышение точности и помехоустойчивости ракет. Основные тактико-технические характеристики. Радиокомандная и радиолокационная системы наведения.
реферат [70,2 K], добавлен 27.12.2011Развитие Советских стратегических подводных ракетоносцев второго поколения. Повышение дальности ракетного вооружения. Подводные лодки проекта 667Б "Мурена". Разработка комплекса с первой морской межконтинентальной баллистической ракетой РСМ-40.
реферат [692,0 K], добавлен 03.05.2009Расчет аэродинамических характеристик с использованием данных о величине аэродинамических коэффициентов для летательных аппаратов в виде тел вращения и крыльев с симметричным профилем. Зависимости основных аэродинамических коэффициентов от чисел Маха.
курсовая работа [1,8 M], добавлен 16.03.2014Характеристика артиллерийских снарядов средней дальности с самонаведением на конечном участке траектории: УАС М712 "Copperhead" и УАС "Краснополь". Описание конструкции ракетного двигателя твердого топлива. Расчет его основных элементов и порядок запуска.
курсовая работа [999,2 K], добавлен 29.11.2014Рассмотрение 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 10.03.2015Оперативно-тактический ракетный комплекс как вид ракетного вооружения, предназначенный для поражения целей противника на оперативную глубину относительно линии фронта. Знакомство с основными тактико-техническими характеристиками комплекса "Точка".
курсовая работа [1,4 M], добавлен 24.05.2014Требования, 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 22.02.2013Краткая биографическая справка из жизни Михаила Янгеля - советского конструктора ракетно-космических комплексов. Достижения в совершенствовании и запуске ракет средней дальности. Работы по созданию первых, полностью мобильных баллистических ракет.
биография [23,9 K], добавлен 12.10.2011Розвиток ракетної техніки, модернізація старих комплексів і створення нових на підґрунті сучасного розвитку науки. Новий ракетний комплекс "ИСКАНДЕР-Э", принцип дії систем самонаведення, особливість пускової установки ракетного комплексу "ИСКАНДЕР".
реферат [2,0 M], добавлен 30.09.2009Загальна характеристика ОЗРП Калинівка. Компоненти ракетного палива і фізичні та хімічні властивості. Вплив на організм людини і навколишнього середовища. Нейтралізація інфраструктури компонентів ракетного палива розчинами і шляхом допалу промстоків.
контрольная работа [42,5 K], добавлен 15.11.2010Общие и специальные требования к обучающей программе по эксплуатации зенитно-ракетного комплекса. Контроль токов и мощности генераторов. Рабочая частота магнетрона. Проверка функционирования системы стабилизации и привода, точности горизонтирования.
дипломная работа [7,1 M], добавлен 22.11.2013Штурмовой автомат как основное наступательное оружие современной пехоты. Главные этапы проектирования штурмовой винтовки, обеспечивающей пробитие бронежилета 4-го класса на дальности 250 метров. Особенности проектирования ствола, этапы расчета баллистики.
курсовая работа [3,6 M], добавлен 23.06.2012
