Calcolo del riscaldamento aerodinamico del razzo nel compartimento dell'aereo. Un esempio di calcolo di una catapulta per il lancio aereo di un razzo spaziale

Durante il volo OUT, la struttura del corpo del razzo subisce un riscaldamento aerodinamico. I gusci dei compartimenti del carburante vengono ulteriormente riscaldati durante la pressurizzazione del generatore di gas, la temperatura di riscaldamento può raggiungere 250-300 oC. Nel calcolo dei margini di sicurezza e stabilità si tiene conto delle caratteristiche meccaniche del materiale (resistenza a trazione e modulo elastico) tenendo conto del riscaldamento della struttura.

La Figura 1.3 mostra un diagramma schematico del caricamento del vano carburante. Ai gusci di supporto (adattatori) vengono applicate forze assiali; forze di taglio e momenti flettenti; i fondi e i gusci cilindrici dei serbatoi sono influenzati dall'eccesso di pressione interna di sovralimentazione pн e dalla pressione idrostatica, determinata dall'altezza della colonna di liquido H e dal valore del sovraccarico assiale nx1. La Figura 1.3 mostra anche un diagramma delle forze assiali che si verificano nelle sezioni trasversali del vano carburante. Qui, l'effetto del momento flettente è ridotto alla forza di compressione assiale aggiuntiva Δ N, che viene calcolata dal valore massimo delle tensioni normali nel pannello compresso:

Qui W=pR2h è il momento resistente della sezione trasversale del guscio cilindrico del serbatoio del carburante. A Fsec=pDh la forza assiale equivalente è DN=4M/D.

La forza di spinta assiale derivante dall'azione della pressione di sovralimentazione cede la sua componente alla forza longitudinale. In questo caso, nel serbatoio superiore la forza risultante NS ha un valore positivo (Figura 1.3), cioè il guscio cilindrico di questo serbatoio subirà tensione nella direzione assiale (meridionale) (dalla pressione di sovralimentazione). Questo guscio deve essere testato solo per la resistenza.

Figura 1.3 - Diagramma schematico caricamento del vano carburante.

Il guscio cilindrico del serbatoio inferiore è soggetto a compressione longitudinale, pertanto, oltre a verificarne la resistenza, è necessario verificarne la stabilità. La capacità portante di questo guscio sarà determinata dalla somma del carico critico e della forza di spinta assiale

, (1.4)

e tenendo conto della componente di flessione

(1.5)

Determinare il valore di sollecitazione critico incluso in questa espressione è il compito più importante quando si controlla la stabilità di un guscio cilindrico a parete sottile compresso longitudinalmente di un serbatoio di carburante

La base teorica per lo sviluppo di metodi per valutare la capacità di carico delle strutture a pareti sottili dei corpi dei razzi liquidi è la teoria della stabilità dei gusci elastici.

Le prime soluzioni a questo problema risalgono agli inizi del secolo. Nel 1908-1914. indipendentemente l'uno dall'altro R. Lorenz e S.P. Timoshenko ha ottenuto una formula fondamentale per determinare le tensioni critiche di un guscio cilindrico elastico compresso longitudinalmente:

(1.6)

Questa formula determina il limite superiore delle sollecitazioni critiche dei gusci cilindrici lisci (isotropi) e di forma ideale. Se si considera che il rapporto di Poisson sia m=0,3, la formula (1.6) assumerà la forma:

(1.7)

Le formule fornite sono state ottenute sotto rigorose ipotesi di forma ideale e stato senza momento dello stato subcritico di un guscio cilindrico elastico, caratteristico della formulazione classica dei problemi di stabilità. Permettono di stimare il limite superiore della capacità di carico di gusci cilindrici a pareti sottili compressi longitudinalmente di media lunghezza. Poiché le ipotesi di cui sopra non sono implementate nella pratica, le sollecitazioni critiche effettive osservate durante il test dei gusci cilindrici per la compressione assiale sono significativamente inferiori (2 volte o più) rispetto ai valori superiori. I tentativi di risolvere questa contraddizione hanno portato alla creazione di una teoria non lineare della stabilità del guscio (la teoria delle grandi deflessioni).

Le prime soluzioni al problema in esame in una formulazione non lineare hanno dato risultati incoraggianti. Sono state ottenute formule che determinano il cosiddetto limite inferiore di stabilità. Una di queste formule:

(1.8)

è stato utilizzato per calcoli pratici per molto tempo.

Attualmente, l'opinione prevalente è che quando si valuta la stabilità delle strutture reali, ci si dovrebbe concentrare sul carico critico, determinato tenendo conto dell'influenza delle irregolarità iniziali della forma utilizzando una teoria non lineare. Tuttavia, anche in questo caso, è possibile ottenere solo valori approssimativi dei carichi critici, poiché l'influenza di fattori non contabilizzati (irregolarità del carico, dispersione caratteristiche meccaniche materiali, ecc.), di natura casuale, per strutture a pareti sottili introduce un errore notevole. In queste condizioni, nel valutare la capacità portante delle strutture missilistiche sviluppate, le organizzazioni di progettazione preferiscono concentrarsi sui risultati degli studi sperimentali.

I primi esperimenti di massa per studiare la stabilità dei gusci cilindrici a pareti sottili compressi longitudinalmente risalgono al 1928-1934. Da allora è stato accumulato materiale significativo, ripetutamente discusso al fine di ottenere raccomandazioni per normalizzare il parametro di carico critico e vengono discusse le dipendenze empiriche proposte da vari autori per l'assegnazione del parametro; . In particolare, per le conchiglie fabbricate con cura, si consiglia una formula, ottenuta da scienziati americani (Weingarten, Morgan, Seid) basata sull'elaborazione statistica dei risultati di studi sperimentali pubblicati nella letteratura straniera prima del 1965.

(1.9)

Lo scopo di testare la stabilità di un serbatoio di carburante liquido per missili è determinare le prestazioni del corpo del serbatoio sotto l'azione di carichi esterni che causano la compressione longitudinale del guscio cilindrico del serbatoio. In conformità con gli standard di resistenza, l'affidabilità di una struttura sarà garantita se la sua capacità portante, tenendo conto dell'effetto del riscaldamento sulla sollecitazione critica scr, è uguale o superiore al valore calcolato del carico assiale ridotto, vale a dire sarà soddisfatta la condizione che determina il margine di stabilità della capacità portante

, (1.10)

La capacità portante di progetto N p è determinata tenendo conto dei fattori di sicurezza f:secondo l'espressione (1.5),

Il calcolo del margine di stabilità del guscio cilindrico di un serbatoio di carburante può essere effettuato confrontando le sollecitazioni

(1.12)

dove s 1р è il valore calcolato delle tensioni di compressione longitudinale (meridionale).

Se il riscaldamento di proiettili e missili a basse velocità di volo è ridotto, a velocità elevate diventa un serio ostacolo allo sviluppo di aerei. Questi dispositivi vengono riscaldati dal calore emesso dal Sole e dal calore generato durante il funzionamento dei motori e delle apparecchiature di controllo. Inoltre, si riscaldano quando si muovono nell'aria.

Il riscaldamento dovuto al movimento nell'aria gioca il ruolo più significativo, soprattutto durante il ritorno dei missili balistici nell'atmosfera. Quando un aereo si muove nell'aria, si sviluppa calore a causa dell'attrito dell'aria sulla superficie del razzo e principalmente della compressione dell'aria davanti al corpo volante.

Come sapete, un razzo sovietico lanciato nell'Oceano Pacifico raggiunse una velocità di oltre 7200 m/s. Se, al ritorno nell'atmosfera, fosse stata mantenuta questa velocità e fosse stata assicurata la completa decelerazione dell'aria davanti al razzo, allora, come mostra un calcolo elementare basato sull'equazione di conservazione dell'energia per i gas comprimibili, la temperatura del l'aria davanti al razzo avrebbe potuto aumentare di quasi 26.000°.

Poniamoci però una serie di domande. Innanzitutto, l’aria davanti al razzo in volo è effettivamente riscaldata alla temperatura calcolata come risultato della compressione? La risposta sarà no. Teoricamente, la completa decelerazione dell'aria davanti a un corpo aerodinamico, come un proiettile o un razzo, dovrebbe avvenire solo in un punto, vale a dire: davanti alla punta del naso. Sul resto della superficie si verifica solo una frenata parziale dell'aria. Pertanto, il riscaldamento complessivo dell'aria vicino all'aereo è molto inferiore. Inoltre, man mano che l'aria davanti al razzo si riscalda e aumenta di densità, le sue proprietà termodinamiche cambiano, in particolare aumenta la capacità termica specifica e il riscaldamento dell'aria risulta inferiore. Infine le molecole dell'aria, riscaldate ad una temperatura assoluta di 2.500 - 3.000°, cominciano a “dividersi” in atomi. Gli atomi si trasformano in ioni, cioè perdono elettroni. Questi processi (dissociazione e ionizzazione) assorbono anche parte del calore, riducendo la temperatura dell'aria.

In secondo luogo, tutto il calore posseduto dall'aria viene trasferito al proiettile o al razzo durante il suo volo? Risulta no. L'aria riscaldata cede molto calore alle masse d'aria circostanti attraverso il trasferimento di calore e la radiazione termica.

In terzo luogo, se l'aria davanti al corpo volante viene riscaldata ad una certa temperatura, significa che il razzo viene riscaldato allo stesso grado? Nemmeno. La pelle avrà sempre una temperatura inferiore a quella dell'aria circostante.

L'aereo, mentre riceve calore, cederà calore all'aria circostante e si raffredderà per radiazione. In generale, il dispositivo si riscalda fino a una temperatura alla quale verrà stabilito un complesso equilibrio termico.

Per valutare il probabile riscaldamento di un proiettile o di un razzo in volo, è necessario prima sapere a quale velocità e per quanto tempo volerà attraverso strati d'aria di una determinata densità e temperatura. Quando si penetra nell'atmosfera verso l'alto, la permanenza di un missile balistico in un'atmosfera relativamente densa è molto breve e misurata in secondi. Sviluppa essenzialmente una maggiore velocità all'uscita dall'atmosfera, cioè dove l'aria è molto rarefatta.

Tutte queste circostanze insieme portano al fatto che l'intensità di riscaldamento del razzo durante il volo verso l'alto, sebbene significativa, è abbastanza accettabile senza l'adozione di misure costruttive speciali.

Difficoltà significativamente maggiori attendono il razzo (la sua parte di testa) quando rientra nell'atmosfera. Oltre ai grandi carichi aerodinamici, qui possono verificarsi i cosiddetti "shock termici", associati a un rapido aumento della temperatura del razzo.

Elenchiamo brevemente alcuni metodi per combattere il riscaldamento degli aerei, riportati nella letteratura straniera *. In primo luogo, riducendo la velocità del loro movimento forzato nell'atmosfera (ad esempio, durante il ritorno di un razzo) utilizzando freni ad aria compressa, paracadute, motori frenanti, ecc. In secondo luogo, l'uso di materiali refrattari e resistenti al calore per la costruzione della pelle . In terzo luogo, l'utilizzo di materiali o rivestimenti per la scocca caratterizzati da un'elevata emissività, ovvero dalla capacità di trasferire più calore nello spazio. In quarto luogo, lucidatura approfondita della superficie, che ne migliora la riflettività. In quinto luogo, l'isolamento termico delle principali unità strutturali, ovvero la riduzione della velocità di riscaldamento applicando uno strato di una sostanza a bassa conduttività termica sulla superficie o creando un set termoisolante poroso a strati tra il rivestimento esterno e quello interno.

* ("Aereo" n. 2478.)

Eppure, a velocità molto elevate, si sviluppano temperature alle quali né il metallo né altri materiali sono adatti senza misure che forzano il raffreddamento della pelle. Pertanto, il sesto modo è creare un raffreddamento forzato, che può essere creato in vari modi, a seconda dello scopo dell'aereo.

Le testate missilistiche sono talvolta rivestite con i cosiddetti rivestimenti burn-out. La riduzione della temperatura in questo caso si ottiene creando strati di rivestimento protettivo progettati per sciogliersi e bruciare. Pertanto assorbono il calore, impedendogli di raggiungere i principali elementi strutturali. Quando lo strato di guaina si scioglie o evapora, forma contemporaneamente uno strato protettivo che riduce il trasferimento di calore al resto della struttura.

L'efficienza degli aerei all'attuale livello di sviluppo è direttamente correlata alla soluzione del problema termico. L'apice dei risultati in quest'area furono i voli in orbita circolare con il ritorno sulla Terra dei cosmonauti sovietici Yu.

Dati di base di missili e missili guidati stranieri*

Nome e paese

Autonomia massima di volo, km

Altitudine massima di volo, km

Velocità massima

Peso iniziale

Motori (trazione)

Dimensioni geometriche approssimative, m

Tipo di inizio

Sistema di guida

Controlli

Carica della testata (equivalente TNT)

Altri dati

lunghezza

ambito

massimo diametro del corpo

Missili balistici

"Atlante" (Stati Uniti)

10 000

fino a 1 300

circa 7 km/sec

115 - 118 t

Primo stadio - 2 motori a razzo a propellente liquido (75 t ciascuno), secondo stadio - motore a razzo a propellente liquido (27 t)

Posizioni stazionarie a terra

Combinato (comando inerziale e radio)

Camere del motore a razzo articolate deflessibili e 2 motori a nonio

Nucleare

"Titano" (Stati Uniti)

10 000

fino a 1 300

circa 7 km/sec

93 - 99 t

Il primo stadio è un motore a razzo a propellente liquido a due camere (136 t), il secondo stadio è un motore a razzo a propellente liquido (36,6 t)

27,6

Posizioni stazionarie sotterranee

Inerziale

Camere del motore a razzo articolate deflessibili e 4 motori a nonio

Nucleare (7 mgt)

Non è entrato in servizio

"Minuteman" (Stati Uniti)

10 000

fino a 1 300

circa 7 km/sec

34 - 36 t

Primo, secondo e terzo stadio: motore a razzo a propellente solido

1,5

Posizioni fisse sotterranee o piattaforme ferroviarie mobili

Inerziale

Deflettori in quattro ugelli del motore del primo stadio (eventualmente in altri stadi)

Nucleare (1 mgt)

Non è entrato in servizio

"Thor" (Stati Uniti)

2 775

fino a 600

circa 4,5 km/sec

50 t

Uno stadio - motore a razzo a propellente liquido (68 t)

19,8

2,4

Inerziale

Camere di combustione deflettibili del motore a razzo a propellente liquido e 2 motori a nonio (per il controllo nella fase finale e la stabilizzazione del corpo contro la rotazione)

Nucleare (4 mgt)

Il cono del muso scende a velocità subsonica, stabilizzato da sei ugelli

"Giove" (USA)

2 775

fino a 600

circa 4,5 km/sec

50 t

Uno stadio - motore a razzo a propellente liquido (68 t)

2,6

Impianti fissi a terra

Inerziale

Camere di combustione deformabili di motori a razzo a propellente liquido. L'ugello, alimentato dai gas di scarico del generatore di gas turbopompa, funge da motore a nonio e stabilizza l'alloggiamento contro la rotazione

Nucleare (1 mgt)

Cono di punta stabilizzato da quattro ugelli

"Polaris" (Stati Uniti)

2200

fino a 5500

circa 4 km/sec

12,6 t

Primo stadio - motore a razzo a propellente solido (45 t), secondo stadio - motore a razzo a propellente solido (9 t)

8,4

1,37

Dai sottomarini in superficie e sott'acqua e dalle basi fisse

Sistema di guida inerziale dei proiettili e sistema di navigazione inerziale sottomarino

Deflettori in quattro ugelli del primo stadio. Il secondo stadio può avere lo stesso dispositivo oppure 4 motori a nonio

Nucleare (1 mgt)

Alluminio in polvere aggiunto al carburante

"Blue Streak" (Inghilterra)

4 500

fino a 800

circa 5,2 km/sec

80 t

Uno stadio - 2 motori a razzo a liquido (135 t)

Impianti sotterranei fissi

Inerziale

Deviazione di entrambi i motori a razzo articolati a propellente liquido e di due tubi di scarico dalla turbopompa

Nucleare

Non è entrato in servizio

"Pershing" (Stati Uniti)

480

fino a 160

circa 2 km/sec

16 t

Primo e secondo stadio: motore a razzo a propellente solido

Installazioni mobili

Inerziale

Nucleare (1 mgt)

Il missile è destinato a sostituire il Redstone. Non è entrato in servizio

Redstone" USA)

320

fino a 130

circa 1,7 km/sec

27,7 t

Uno stadio - motore a razzo a propellente liquido (34 t)

19,2

3,6

1,8

Installazioni mobili

Inerziale

Timoni aerodinamici e a gas

Nucleare o convenzionale

"Caporale" (USA)

110

fino a 50

circa 1 km/sec

5 t

Uno stadio - motore a razzo a propellente liquido (9 t)

2,13

0,76

Installazioni mobili

Comando inerziale e radio

Timoni aerodinamici e a gas

Nucleare o convenzionale

"Sergente" (Stati Uniti)

120

fino a 50

circa 1 km/sec

5 t

Uno stadio - motore a razzo a propellente solido (22,7 t)

10,4

1,8

0,7

Installazioni mobili

Inerziale

Timoni aerodinamici e a gas

Nucleare o convenzionale

Il missile è destinato a sostituire il Kapral. Non è entrato in servizio

"Onesto John" (Stati Uniti)

fino a 10

circa 0,55 km/sec

2,7 t

Uno stadio: motore a razzo a propellente solido

8,3

2,77

0,584

Lanciatore semovente trasportato in elicottero

Installazione del telaio di lancio in azimut ed elevazione. Stabilizzazione della rotazione

Rotazione tramite quattro piccoli motori e chiglie smussate

Nucleare o convenzionale

"Piccolo Giovanni" (Stati Uniti)

Supersonico

0,36 t

Uno stadio: motore a razzo a propellente solido

4,422

0,584

0,318

Lanciatore leggero trasportato in elicottero

Superfici di controllo inclinabili a forma di croce

Installazione del telaio di lancio in azimut ed elevazione. Girostabilizzazione

Nucleare o convenzionale

"GAM-87 A" (Stati Uniti)

1600

fino a 250 - 300

circa 4 km/sec

9 t

Un motore a razzo a propellente solido

Da aerei come B-47, B-52 e B-58A

Inerziale

Deflettore a getto

Nucleare (4 mgt)

Missile balistico dell'aviazione. Non è entrato in servizio

II. Missili da crociera

"Snark" (Stati Uniti)

10 000

da 300 a 15.200 mt

990 chilometri all'ora

28,2 t

Due motori a razzo a propellente solido di lancio (59 t ciascuno), un motore turbogetto sostenitore (5,9 t)

12,9

Avvio dispositivi mobili

Inerziale con correttore astronomico su piattaforma girostabilizzata

Deflettori dei motori di avviamento (in accelerazione), elevoni (in volo)

Nucleare (fino a 20 mgt)

"Matador" (Stati Uniti)

800 (limitato dalle capacità di targeting)

11.000 mq

965 chilometri all'ora

5,44 t (senza motorino di avviamento)

Un motore a razzo a propellente solido di lancio (23 t), un motore turbogetto sostenitore (2 t)

12,1

8,87

1,37

Avvio dispositivi mobili

Sulla modifica TM-61A: comando radio. Sul TM-61S - sistema di radionavigazione iperbolico aggiuntivo "Shanikl"

Stabilizzatore orientabile, piastre di deflessione sulla superficie superiore dell'ala

Nucleare o convenzionale

"Mazza" (Stati Uniti)

1000

da 300 a 12.200 mt

1050 chilometri all'ora

6,36 t (senza motorino di avviamento)

Un motore a razzo a propellente solido di lancio (45,4 t), un motore turbogetto sostenitore (2,36 t)

13,42

7,09

Avvio dispositivi mobili

La modifica TM-76A ha un sistema di guida Atran che riproduce una mappa radar dell'area, che viene confrontata con la mappa disponibile a bordo. Su TM-76V - inerziale

Stabilizzatore controllato, volante

Virata, alettoni

Nucleare

"Lacrosse" (Stati Uniti)

32 (limitato dalla portata del sistema di guida)

Transonico

1 t

Un motore a razzo a propellente solido

5,86

2,7

0,52

Comando radio

Coda cruciforme mobile

Nucleare o convenzionale

"Casser" (Francia)

A seconda della zona

970 chilometri al secondo

1 t

Due motori a razzo a propellente solido di lancio, un ramjet sostenitore

3,5

Lanciatore semovente

Comando radio

Alettoni, elevoni e pinne alari con timoni

Ordinario

III. Missili antiaerei

"Bomark" (Stati Uniti)

400

M = 2,5**

6,8 t

Un motore a razzo di lancio o un motore a razzo a propellente solido (15,9 t), due motori ramjet sostenitori (10,4 t)

5,54

0,88

Basi stazionarie di difesa aerea

Nella fase iniziale, secondo i comandi del sistema Sage. Nell'ultima fase: homing radar attivo

Deviazione articolata del motorino di avviamento, elevatore, timone e alettoni

Nucleare o convenzionale

Inizia verticalmente

"Nika-Ajax" (Stati Uniti)

M = 2,5 1

040 kg, 500 kg senza motorino di avviamento

Un motore a razzo a propellente solido di lancio, un motore a propellente liquido sostenitore (1,18 t)

10,8; 6.4 senza motorino di avviamento

1,6

0,305

Basi stazionarie di difesa aerea

Radar di comando

Tre teste da combattimento con frammenti

"Nika-Hercules" (USA)

120

M = 3,3 4

500 kg, 2.250 kg senza motorino di avviamento

Un motore a razzo a propellente liquido a quattro camere di lancio (o motore a razzo a propellente solido), un motore a razzo a propellente solido sostenitore

12.124; 8.159 senza motorino di avviamento

2,286

0,8

Basi stazionarie di difesa aerea

Radar di comando

Superfici di controllo sui bordi d'uscita dell'X-Wing

Convenzionale o nucleare

"Nika-Zeus" (USA)

fino a 320

M = 5 - 7

9,1 t

Un motore a razzo a propellente solido di lancio (200 t), un motore a razzo a propellente solido sostenitore

15; 9 senza avviamento, motore

Basi di difesa aerea stazionarie sotterranee

Comando radar e puntamento sul bersaglio

Nucleare

In fase di sviluppo

"Tartare" (USA)

M = 2,5

680 chilogrammi

4,6

1,04

Dai vasi di superficie

Tramite raggio radar e sistema di homing semi-attivo nell'ultimo stadio

Ordinario

Non è entrato in servizio

"Talos" (Stati Uniti)

100

M = 2,5

3.175 kg, 1.400 kg senza motorino di avviamento

Un motore a razzo a propellente solido iniziale, uno statoreattore di sostegno

9.3; 6,25 (senza motorino di avviamento)

2,84

0,76

Dagli incrociatori

Tramite raggio radar e sistema di homing radar semiattivo nell'ultimo stadio (per missili con esplosivi convenzionali)

Convenzionale o nucleare

Nel caso di una carica nucleare, non c’è homing. Un incrociatore, Galveston, è armato con missili Talos.

"Terrier" (Stati Uniti)

M = 2,5

1.300 kg, 500 kg senza motorino di avviamento

Un motore a razzo a propellente solido di lancio, un motore a razzo a propellente solido sostenitore

8,05; 4,5 (senza motorino di avviamento)

1,17

0,33

Da incrociatori, cacciatorpediniere e installazioni costiere

Tramite raggio radar

Ala trasversale mobile

Ordinario

"Falco" (Stati Uniti)

da 30 a 115 00 mt

M = 2

579 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido con fasi di lancio e propulsione

5,11

1,245

0,356

Dalle installazioni mobili trasportate da aerei ed elicotteri

Radar di comando e sistema di homing radar semi-attivo

Timoni sui bordi d'uscita dell'ala a forma di croce

Ordinario

Il missile è progettato per combattere gli aerei a bassa quota

"Bloodhound" Mk-1 (Inghilterra)

Diverse decine di chilometri

M = 2

2.000 kg, 1.135 kg senza avviamento motori

Quattro motori a razzo a propellente solido di lancio, due motori ramjet sostenitori

7,7; 6,77 (senza avviamento motori)

2,869

0,546

Base fissa di difesa aerea

Rotazione dell'azimut e dell'elevazione del lanciatore e del sistema di homing radar semi-attivo

Deflessione separata o simultanea delle ali mobili

Ordinario

"Occhi rossi" (Stati Uniti)

5 chilogrammi

1,14

0,075

Homing a infrarossi

Ordinario

Progettato per proteggere le truppe sul campo di battaglia dagli aerei a bassa quota

IV. Proiettili anticarro

"Vigilante" (Inghilterra)

1,6

560 chilometri all'ora

12 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido con due stadi di spinta

0,9

0,279

0,114

Installazione portatile

Controllo via filo

Superfici di controllo sui bordi d'uscita dell'ala cruciforme. Il proiettile ruota lentamente in volo

Carica perforante

Non è entrato in servizio

"Pye" RV (Inghilterra)

1,6

Un motore a razzo a propellente solido con due stadi di spinta

1,524

0,71

0,152

CON installazioni automobilistiche o da terra

Controllo via filo

Deflessione del getto

Carica perforante

Non è entrato in servizio

S.S. 10 "Nord" (Francia)

1,6

290 chilometri all'ora

15 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido con due stadi di spinta

0,86

0,75

0,165

Da installazioni automobilistiche, elicotteri e aeroplani

Controllo via filo

Spoiler vibranti sui bordi d'uscita dell'ala cruciforme

Carica perforante (per armature fino a 400 mm)

S.S. 11 "Nord" (Francia)

3,5

fino a 700 chilometri all'ora

29 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido con due stadi di spinta

1,16

0,5

0,165

Da terra auto, elicotteri e aerei

Controllo via filo

Deflettore vibrante del getto di scarico del secondo stadio, creando un'asimmetria di spinta nella direzione desiderata. Il proiettile ruota lentamente in volo

Carica perforante (per armature fino a 510 mm)

"Davy Crocket" (Stati Uniti)

3,2

Un motore a razzo a propellente solido

1,5

0,15

Con installazione manuale tipo bazooka

Nucleare (meno di 1 kt)

Non è entrato in servizio

V. Proiettili di aerei

"Hound Dog" (Stati Uniti)

circa 500 km

18.000 mq

2125 chilometri all'ora

4500 chilogrammi

Un motore turbogetto (3,4 t)

12,8

3,66

Dai bombardieri strategici B-52C e B-52N

Inerziale

Superfici di controllo del muso (design canard), alettoni e timone

Nucleare (2 mgt)

"Bullpup" (Stati Uniti)

8 (dipende dalla visibilità del proiettile e del bersaglio)

2.250 chilometri all'ora

260 chilogrammi

3,4

1,1

0,3

Da aerei imbarcati o tattici

Tramite comandi radio da un aereo durante l'osservazione visiva del proiettile utilizzando traccianti

Superfici di controllo a prua (design canard)

Ordinario

"Quayle" (Stati Uniti)

320

L'altezza è uguale all'altitudine di volo dell'aereo da trasporto

966 chilometri all'ora

500 chilogrammi

Un motore turbogetto (1,1 t)

4,04

1,68

Dai bombardieri strategici B-47 e B-52

Tramite comandi radio dall'aereo o utilizzando un pilota automatico con un programma preliminare

Timoni ed elevoni

Il proiettile è un portatore di apparecchiature per creare interferenze. Non è entrato in servizio

"Blue Steel" (Inghilterra)

circa 600

Da piccolo a 27 km

1.700 km/h (durante l'immersione M-2 e oltre)

6.800 chilogrammi

Un motore a razzo a due camere (8 t)

4,1

Dai bombardieri come "Victor" e "Vulcan"

Inerziale

Superfici di controllo del muso, alettoni e timone

Nucleare

Non è entrato in servizio

VI. Proiettili da combattimento aereo

"Aquila" (USA)

50 - 160 (secondo altre fonti - 320)

M = 3

900 chilogrammi

Un motore a razzo liquido o un motore a razzo a propellente solido

4,5

0,35

Da un aereo da caccia subsonico (tipo Missalir)

Telecontrollo radar da un aereo da trasporto o da terra. Nell'ultima fase (da 16 km) - homing radar attivo

Nucleare

Non è entrato in servizio

"Falco" (Stati Uniti)

M = 2,5

68 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido

2,17

0,66

0,164

Dagli aerei da caccia

La modifica GAR-3 è un sistema di homing radar semi-attivo. GAR-4-

Superfici di controllo sul bordo d'uscita dell'ala cruciforme

Ordinario

"Sidewinder" (Stati Uniti)

5 (a seconda delle condizioni meteorologiche)

M = 2,5

70 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido

2,87

0,508

0,122

Dagli aerei da caccia

Sistema di homing a infrarossi

Superfici di controllo a forma di croce a prua (design canard)

Ordinario

"Passerotto" (Stati Uniti)

M = 2,3

172 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente liquido (pre-caricato)

3,6

1,0

0,228

CON combattenti basati su portaerei

Sistema di homing radar semi-attivo

Coda incrociata

Ordinario

"Firestreak" (Inghilterra)

6,4

15 000

M = 2

136 chilogrammi

Un motore a razzo a propellente solido

3,182

0,747

0,22

Dagli aerei da caccia

Sistema di homing a infrarossi

Superfici di controllo a forma di croce nella coda

Ordinario

"AA 20" (Francia)

M = 1,7

134 kg, 144 kg (proiettile contro bersagli terrestri)

Un motore a razzo a propellente solido con due stadi di spinta

2,6

0,8

0,25

Dagli aerei da caccia

Sistema di guida ai comandi radio (il pilota vede il proiettile utilizzando traccianti)

Deflettori a getto vibrante che creano asimmetria di spinta

Ordinario

Il proiettile ruota durante il volo

* (I dati forniti sono presi in prestito dalla stampa estera (principalmente da “Volo” n. 2602 e 2643). I campi vuoti indicano nessuna informazione pubblicata.)

Progetto del corso

Calcolo dei coefficienti aerodinamici di un missile da crociera di tipo Tomahawk

Introduzione

passo razzo volante aerodinamico

La progettazione di un aeromobile deve necessariamente comprendere il calcolo delle sue caratteristiche aerodinamiche. I risultati ottenuti successivamente consentono di valutare la correttezza della scelta del progetto aerodinamico e di calcolare la traiettoria del velivolo.

Per i calcoli viene introdotto un presupposto molto importante: l'aereo deve essere considerato fermo e il flusso d'aria in entrata, al contrario, in movimento (il cosiddetto “principio dell'inversione del moto”).

La seconda ipotesi utilizzata prevede la divisione dell'aereo in singoli componenti: il corpo, la coda (ali e timoni), nonché le loro combinazioni. In questo caso, le caratteristiche vengono calcolate separatamente per tutti i componenti e le loro somme, insieme alle correzioni delle interferenze che causano effetti di interazione, determinano i coefficienti e i momenti aerodinamici.

1. Missili da crociera

1.1 Informazioni generali

Il processo di creazione di moderni lanciamissili è un compito scientifico e tecnico complesso, risolto congiuntamente da numerosi team di ricerca, progettazione e produzione. Si possono distinguere le seguenti fasi principali della formazione del progetto di design: specifiche tattiche e tecniche, proposte tecniche, progettazione preliminare, progettazione esecutiva, prove sperimentali, prove al banco e naturali.

I lavori per la creazione di moderni lanciamissili vengono condotti nelle seguenti aree:

· aumentare l'autonomia di volo e la velocità fino a raggiungere livelli supersonici;

· utilizzo di sistemi combinati di rilevamento e homing multicanale per la guida missilistica;

· ridurre la visibilità dei missili attraverso l'uso della tecnologia stealth;

· aumentare la segretezza dei missili riducendo l'altitudine di volo ai limiti estremi e complicando la traiettoria di volo nella sua sezione finale;

· dotare l'equipaggiamento di bordo dei missili di un sistema di navigazione satellitare, che determina la posizione del missile con una precisione di 10.....20 m;

· integrazione di missili per scopi diversi in un unico sistema missilistico marittimo, aereo e terrestre.

L'implementazione di queste aree è ottenuta principalmente attraverso l'uso di moderne tecnologie avanzate.

Scoperta tecnologica nella produzione di aerei e razzi, nella microelettronica e tecnologia informatica, nello sviluppo di sistemi di controllo automatico di bordo e di intelligenza artificiale, sistemi di propulsione e carburanti, apparecchiature elettroniche di difesa, ecc. ha creato sviluppi reali di una nuova generazione di lanciamissili e dei loro complessi. È diventato possibile aumentare significativamente la portata di volo sia dei missili subsonici che supersonici, aumentando la selettività e l'immunità al rumore sistemi di bordo controllo automatico con contemporanea riduzione (più di due volte) delle caratteristiche di peso e dimensioni.

I missili da crociera sono divisi in due gruppi:

· a terra;

· base marittima.

Questo gruppo comprende missili strategici e tattici-operativi con un raggio di volo da diverse centinaia a diverse migliaia di chilometri, che, a differenza dei missili balistici, volano verso il bersaglio in densi strati dell'atmosfera e a questo scopo dispongono di superfici aerodinamiche che creano portanza. Tali missili sono progettati per distruggere importanti missili strategici.

I missili da crociera, che possono essere lanciati da sottomarini, navi di superficie, sistemi terrestri e aerei, forniscono un’eccezionale flessibilità alle forze marittime, terrestri e aeree.

I loro principali vantaggi rispetto al BR sono:

· invulnerabilità quasi totale in caso di attacco missilistico nucleare a sorpresa da parte del nemico a causa della mobilità della base, mentre le posizioni dei silos di lancio dei missili balistici sono spesso note al nemico in anticipo;

· riduzione rispetto ai missili balistici dei costi di svolgimento di un'operazione di combattimento per colpire un bersaglio data probabilità;

· la possibilità fondamentale di creare un sistema di guida migliorato per la Repubblica del Kirghizistan, operando in modo autonomo o tramite satellite sistema di navigazione. Questo sistema può fornire una probabilità del 100% di colpire il bersaglio, ad es. perdere vicino allo zero, il che ridurrà il numero richiesto di missili, e quindi costi operativi;

· la possibilità di creare un sistema d'arma in grado di risolvere sia problemi strategici che tattici;

· la prospettiva di creare una nuova generazione di missili strategici da crociera con una portata ancora maggiore, velocità supersoniche e ipersoniche, consentendo il retargeting in volo.

I missili da crociera strategici di solito utilizzano testate nucleari. Le versioni tattiche di questi missili sono dotate di testate convenzionali. Ad esempio, i missili antinave possono essere equipaggiati con testate penetranti, ad alto esplosivo o cumulative ad alto esplosivo.

Il sistema di controllo dei missili da crociera dipende in modo significativo dalla distanza di volo, dalla traiettoria del missile e dal contrasto radar dei bersagli. I missili a lungo raggio di solito hanno sistemi di controllo combinati, ad esempio autonomi (inerziali, astro-inerziali) più homing nella parte finale della traiettoria. Il lancio da un'installazione terrestre, un sottomarino o una nave richiede l'uso di un acceleratore di razzi, che è consigliabile separare dopo l'esaurimento del carburante, quindi i missili da crociera terrestri e marittimi sono realizzati in due stadi. Quando si lancia da un aereo da trasporto, non è necessario un acceleratore, poiché la velocità iniziale è sufficiente. I motori a razzo a propellente solido vengono solitamente utilizzati come acceleratori. La scelta di un motore di propulsione è determinata dai requisiti di basso consumo specifico di carburante e lungo tempo di volo (decine di minuti o addirittura diverse ore). Per i razzi la cui velocità di volo è relativamente bassa (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2, il consumo specifico di carburante dei motori turbojet e dei motori ramjet diventa comparabile e altri fattori giocano il ruolo principale nella scelta di un motore: semplicità di progettazione, peso ridotto e costi. I combustibili idrocarburici sono utilizzati come carburante per i motori di propulsione.

In questo progetto del corso, un missile da crociera di tipo Tomahawk sarà preso in considerazione per ulteriori ricerche come prototipo di aereo.

1.2 Missile da crociera Tomahawk

Il lanciamissili Tomahawk con armi nucleari ha una capacità di carica nucleare di 200 kg. E' difficile da individuare stazioni radar. La lunghezza del KR è di 6,25 me il peso è di 1450 kg. Nella configurazione convenzionale, questo missile è destinato a colpire navi di superficie a distanze fino a 550 km dal sito di lancio e obiettivi costieri a distanze fino a 1.500 km.

Il missile da crociera Tomahawk (BGM - 109A) basato sul mare è progettato per colpire importanti obiettivi militari e industriali. Poligono di tiro: 2500 km. La precisione di tiro non è superiore a 200 m. Il sistema di guida missilistica è combinato, compreso un sistema inerziale e un sistema di correzione della traiettoria lungo il contorno del terreno. Peso di lancio - 1225 kg, lunghezza 5,5 m, diametro del corpo - 530 mm, peso della testata - 110 kg. Il missile è dotato di una testata nucleare con una capacità di 200 kg. Il missile entrò in servizio nel 1984. Il suo utilizzo in combattimento è previsto sia da sottomarini che da navi di superficie.

Riso. 1 missile da crociera Tomahawk (BGM - 109A)

Traiettoria di volo del missile Tomahawk BGM-109С/D

Riso. 2 Traiettoria di volo del missile Tomahawk BGM-109С/D:

2-regione della prima correzione secondo il sistema TERCOM;

Correzione TERCOM della tratta a 3 voli tramite sistema NAVSTAR

Correzione a 4 traiettorie utilizzando il sistema DSMAC;

Caratteristiche prestazionali

Poligono di tiro, km
BGM-109A quando lanciato da una nave di superficie
BGM-109С/D quando lanciato da una nave di superficie
BGM-109С/D quando lanciato da un sottomarino
Velocità massima di volo, km/h
Velocità media di volo, km/h
Lunghezza del razzo, m
Diametro del corpo del razzo, m
Apertura alare, m
Peso iniziale, kg


Testata

	semi-perforante - 120 kg
	cassetta - 120 kg
Motore principale dell'F-107

Massa del carburante, kg
Peso motore a secco, kg

Lunghezza, mm
Diametro, mm

2. Calcolo delle caratteristiche aerodinamiche utilizzando il metodo analitico Lebedev-Chernobrovkin

Il calcolo aerodinamico lo è l'elemento più importante studio aerodinamico di un aeromobile o delle sue singole parti (scafo, ali, coda, dispositivi di controllo). I risultati di tali calcoli vengono utilizzati nei calcoli della traiettoria, nella risoluzione di problemi relativi alla forza degli oggetti in movimento e nella determinazione delle caratteristiche delle prestazioni di volo di un aeromobile.

Quando si considerano le caratteristiche aerodinamiche, è possibile utilizzare il principio di divisione delle caratteristiche in singoli componenti per corpi isolati e superfici portanti (ali e coda), nonché le loro combinazioni. In quest'ultimo caso, le forze e i momenti aerodinamici vengono determinati come la somma delle caratteristiche corrispondenti (per un corpo isolato, ali e coda) e le correzioni di interferenza dovute agli effetti di interazione.

Le forze e i momenti aerodinamici possono essere determinati utilizzando coefficienti aerodinamici.

Sulla base della rappresentazione della forza aerodinamica totale e del momento aerodinamico totale in proiezioni sugli assi della velocità e relativi sistemi di coordinate, rispettivamente, vengono accettati i seguenti nomi di coefficienti aerodinamici: - coefficienti di resistenza aerodinamica, forza di portanza laterale;

Per studiare la dinamica di un aereo è necessario tenere conto delle forze e dei momenti agenti, compresi quelli aerodinamici. La forza aerodinamica totale, a seconda di una serie di fattori, può essere rappresentata da componenti lungo gli assi delle coordinate di velocità (x, y, z) o lungo quelli correlati () e il momento aerodinamico totale M - espanso lungo gli assi (). Nel caso di un aereo simmetrico, la forza di portanza Y e la forza laterale Z dipendono rispettivamente dagli angoli di attacco e di scivolamento, dagli angoli di deflessione dei timoni, ecc.

Tabella delle caratteristiche geometriche

Nome, taglia	Grandezza	Senso
		Consola I	Consolle II

Diametro della cassa, m
Zona mediana, m 2
Area di taglio inferiore, m2
Lunghezza dell'arco, m
Lunghezza della parte cilindrica, m
Estensione del corpo
Volume della prua dello scafo, m 3
Estensione della prua dello scafo
Estensione della parte cilindrica del corpo
Restringimento dello scafo di poppa
Luce totale del piano d'appoggio, m
Luce del piano d'appoggio senza tener conto del diametro del corpo, m
Lunghezza corda laterale consolle, m
Lunghezza dell'accordo fondamentale della console, m
Lunghezza corda finale console, m
Area di due console, m 2
Estensione delle console
Console restringenti
Angolo di apertura delle console lungo il bordo anteriore
Tangente dell'angolo di inclinazione delle mensole lungo la linea della corda mediana
Angolo di scansione delle console lungo la linea mediana della corda
Spessore relativo del profilo
Lunghezza media della corda aerodinamica, m
Coordinata z a.c. corda aerodinamica media, m
Coordinata x c.a. corda aerodinamica media relativa a
Distanza dal punto anteriore del corpo alla console, m

2.1 Ascensore

La forza di sollevamento è determinata dalla formula

dove è la pressione di velocità, è la densità dell'aria, è l'area caratteristica (ad esempio, l'area della sezione trasversale della fusoliera), è il coefficiente di portanza.

Il coefficiente è solitamente determinato nel sistema di coordinate di velocità 0xyz. Insieme al coefficiente viene considerato anche il coefficiente di forza normale, che viene determinato nel sistema di coordinate associato.

Questi coefficienti sono legati tra loro dalla relazione

Immaginiamo l'aereo come un insieme delle seguenti parti principali: carrozzeria (fusoliera), superfici portanti anteriori (I) e posteriori (II). A piccoli angoli di attacco e angoli di deflessione delle superfici di appoggio, le dipendenze e sono quasi lineari, cioè possono essere presentati in forma

qui e sono gli angoli di deflessione rispettivamente delle superfici portanti anteriore e posteriore; e sono i valori di e at; , - derivate parziali dei coefficienti rispetto agli angoli, e, prese a.

I valori per gli aerei senza pilota sono nella maggior parte dei casi prossimi allo zero, quindi non vengono considerati ulteriormente. Le superfici dei cuscinetti posteriori vengono utilizzate come controlli.

A piccoli angoli di attacco e può essere impostato, allora l'uguaglianza (2) assume la forma. Immaginiamo la forza normale dell'aereo come la somma di tre termini

ognuno dei quali può essere espresso attraverso il corrispondente coefficiente di forza normale:

Dividendo l'uguaglianza (3) termine per termine e rimuovendo la derivata rispetto a, otteniamo al punto 0

Dove; - coefficienti di frenatura del flusso;; ; - aree relative di parti di aeromobili. Consideriamo più in dettaglio le quantità incluse nel lato destro dell'uguaglianza (4).

Il primo termine tiene conto della forza normale della fusoliera e, a bassi angoli di attacco, è uguale alla forza normale della fusoliera isolata (senza tener conto dell’influenza delle superfici portanti).

Il secondo termine caratterizza la forza normale creata dalla superficie portante anteriore e applicata in parte alle mensole e in parte alla carrozzeria nella zona di loro influenza.

L'entità di questa forza è espressa in termini di forza normale di ali isolate (cioè ali composte da due mensole) utilizzando il coefficiente di interferenza k: . Le quantità e i kI sono calcolati al numero di Mach.

Il terzo termine nell'espressione (4) è simile al secondo. L'unica differenza è che quando si determina l'angolo di attacco della superficie di appoggio posteriore, è necessario tenere conto dell'angolo medio dello smusso di flusso causato dalla superficie di appoggio anteriore: . A piccoli angoli di attacco la dipendenza è quasi lineare. In tal caso, la derivata può essere espressa come

Tutte le quantità incluse in (5) sono calcolate al numero di Mach.

2.2 Derivata del coefficiente di portanza dell'aeromobile rispetto all'angolo di deflessione dei comandi

Differenziamo l'espressione (1) rispetto all'angolo II:

A piccoli angoli e questa espressione assume la forma seguente:

Dividendo l'uguaglianza (3) termine per termine per qS e derivando rispetto a, otteniamo

caratterizza la forza normale della superficie posteriore, applicata in parte alle console e in parte alla carrozzeria nella zona della loro influenza. L'entità di questa forza è espressa attraverso il coefficiente di interferenza e la relativa efficienza dei controlli n:

Il calcolo è presentato nella tabella. 3.3, dove è l'angolo di coda; è il coefficiente di riduzione della portanza dovuto allo spazio tra il timone e il corpo quando i timoni vengono deflessi.

Tabella di calcolo

Grandezza

Tabella di calcolo

Grandezza

2.3 Trascinare

La forza di resistenza viene calcolata utilizzando la formula

Presentiamo il coefficiente di resistenza dell'aereo come la somma di due termini, dove è il coefficiente di resistenza a; - coefficiente di reattanza induttiva, che si riferisce alla resistenza in funzione degli angoli, e. Il coefficiente LA può essere espresso come

dove 1,05 è un aggiustamento per dettagli non contabilizzati; - il rapporto tra l'area totale di tutte le console della superficie portante anteriore e l'area caratteristica; - idem per il piano portante posteriore; , - coefficienti di parti isolate dell'aeromobile.

2.4 Coefficiente di resistenza aerodinamica a

Secondo la sua natura fisica, la resistenza del corpo può essere divisa in resistenza all'attrito e alla pressione. In base a questa pressione, il coefficiente di resistenza dello scafo (rispetto alla zona della sezione centrale) può essere espresso nella seguente forma:

dove gli ultimi tre termini rappresentano la resistenza alla pressione.

2.5 Coefficiente di resistenza delle superfici portanti a

I metodi per calcolare il coefficiente delle superfici portanti anteriore e posteriore sono quasi identici. L'unica differenza è che il calcolo dovrebbe essere effettuato al numero di Mach e il calcolo a.

La resistenza di una superficie portante con bordi d'uscita appuntiti è costituita dal profilo e dalla resistenza dell'onda. Di conseguenza, si può scrivere

La resistenza del profilo è determinata dalla viscosità dell'aria. È determinata principalmente dalle forze di attrito e, in piccola misura, dalla differenza di pressione nelle parti di punta e coda del profilo alare.

La resistenza delle onde è la resistenza alla pressione causata dalla comprimibilità dell'aria. Si verifica quando il flusso attorno alle ali è accompagnato dalla comparsa di onde d'urto.

In un aereo con disposizione delle ali cruciformi (++), la forza di resistenza è creata da due coppie di superfici portanti anteriori e posteriori, pertanto i coefficienti devono essere moltiplicati per le corrispondenti aree adimensionali raddoppiate.

Tabella di calcolo e

Grandezza

Tabella di calcolo

Grandezza

2.6 Momento di beccheggio

Quando studiamo i momenti delle forze che agiscono sull'aereo, in particolare i momenti di beccheggio, utilizzeremo il sistema di coordinate associato 0x1y1z1. Il momento di beccheggio o momento longitudinale è causato dalle forze aerodinamiche e di reazione. Considerando il momento delle forze aerodinamiche è conveniente introdurre il concetto di coefficiente adimensionale

L'entità del momento aerodinamico ad una data velocità e altitudine di volo dipende da una serie di fattori e, soprattutto, dall'angolo di attacco e dagli angoli di deflessione dei comandi. Inoltre, l'entità del momento è influenzata dalla velocità angolare di rotazione dell'aeromobile, nonché dalla velocità di variazione dell'angolo di attacco e deflessione dei timoni, caratterizzata dalle derivate e. Così,

Per piccoli valori degli argomenti, l'espressione (6) può essere rappresentata come una funzione lineare

dove, ecc. - derivate parziali del momento di beccheggio rispetto ai parametri corrispondenti.

Il coefficiente di coppia adimensionale è una funzione solo di parametri adimensionali. Poiché le quantità, e hanno dimensione I/s, al posto di esse vengono introdotte la velocità angolare adimensionale e le derivate adimensionali. L'espressione generale del coefficiente del momento longitudinale per piccoli valori dei parametri, ecc. sembra

Per semplificare la registrazione delle grandezze comprese nelle espressioni (6) e (7), in futuro l'indice “I” verrà omesso. Inoltre, ometteremo i trattini nella notazione delle derivate parziali

2.7 Momento di beccheggio a

Consideriamo l'entità del momento aerodinamico longitudinale agente sull'aereo, a condizione che la velocità angolare, l'angolo di attacco e gli angoli di deflessione dei comandi rimangano costanti nel tempo.

Introduciamo il concetto di centro di pressione dell'aereo. Il centro di pressione è un punto sull'asse longitudinale 0x1 attraverso il quale passano le forze aerodinamiche risultanti.

Il momento delle forze aerodinamiche rispetto al centro di pressione può essere espresso come e il coefficiente del momento

ecco la coordinata del baricentro dell'aereo, è la coordinata del centro di pressione (il rapporto è fatto dal muso del corpo).

Per analogia con il concetto di centro di pressione dell'intero aeromobile, introduciamo anche il concetto di centri di pressione delle sue parti come punti di applicazione delle forze normali create da queste parti.

Dalla condizione di equilibrio che abbiamo

Da qui troviamo l'espressione per:

A bassi angoli di attacco e di deflessione del timone, è conveniente utilizzare il concetto di punti focali aerodinamici dell'aereo. Il focus dell'aereo in base all'angolo di attacco è il punto di applicazione di quella parte della forza normale che è proporzionale all'angolo di attacco (cioè). Quindi, con controlli fissi, il momento delle forze aerodinamiche rispetto all'asse 0z1 passante per il punto focale non dipende dall'angolo di attacco. Allo stesso modo si può dimostrare che il momento attorno al focus non dipende da, e il momento attorno al focus non dipende da.

Utilizzando il concetto di fuochi aerodinamici, possiamo scrivere la seguente espressione per il coefficiente del momento di beccheggio dell'aereo a piccoli angoli e:

In queste espressioni, sono le coordinate dei fuochi lungo, e.

2.8 Momento di beccheggio causato dalla rotazione dell'aeromobile attorno all'asse Z

Consideriamo un aereo che vola con velocità v e contemporaneamente ruota attorno al proprio asse (trasversale) con velocità angolare.

Quando l'aereo ruota, ogni punto sulla sua superficie acquisisce una velocità aggiuntiva pari a. Di conseguenza, gli angoli ai quali il flusso incontra i singoli elementi della superficie sono diversi dagli angoli ai quali il flusso si incontra in un movimento puramente traslazionale. La modifica degli angoli di incontro porta alla comparsa di ulteriori forze aerodinamiche, che possono essere ridotte alla risultante applicata al baricentro e al momento attorno all'asse trasversale passante per il baricentro.

Il valore è molto piccolo e solitamente viene trascurato nei calcoli dell'incremento.

Il momento influisce in modo significativo sulle proprietà dinamiche dell'aereo. Si chiama momento di smorzamento del beccheggio o momento di smorzamento longitudinale.

L'entità del momento di smorzamento è proporzionale alla velocità angolare. Ecco perché.

Esprimiamo la derivata in termini del coefficiente di coppia adimensionale e della velocità angolare adimensionale. Da e, allora dov'è la derivata rotazionale del coefficiente di coppia.

Immaginiamo il momento smorzante longitudinale come la somma dei momenti creati dalle parti dell'aeromobile: . Questa espressione può essere riscritta secondo l'uguaglianza (9):

Riducendo per otteniamo:

Tabella di calcolo e

Grandezza

Tabella di calcolo

Grandezza

2.9 Tabella riepilogativa dei coefficienti aerodinamici

3. Calcolo delle caratteristiche aerodinamiche utilizzando il pacchetto SolidWorks 2014

SolidWorks è un sistema progettazione assistita da computer, analisi ingegneristica e preparazione per la produzione di prodotti di qualsiasi complessità e scopo. Lo sviluppatore del sistema CAD SolidWorks è SolidWorks Corp. (USA), divisione indipendente di Dassault Systemes (Francia), leader mondiale nel campo del software ad alta tecnologia. Sviluppi SolidWorks Corp. sono caratterizzati da elevati livelli di qualità, affidabilità e prestazioni che, combinati con il supporto qualificato, rendono SolidWorks la soluzione migliore per l'industria e uso personale. Software funziona sulla piattaforma Windows, supporta la lingua russa e, di conseguenza, supporta GOST ed ESKD.

Questo pacchetto consente di costruire un modello di aereo e calcolare l'aerodinamica utilizzando Flow Simulation, che è un modulo di analisi idro-gas-dinamica nell'ambiente SolidWorks, riducendo al minimo gli errori dipendenti dal fattore umano.

In questo progetto del corso è stato costruito un modello del missile da crociera Tomahawk e l'aerodinamica è stata calcolata utilizzando SolidWorks 2014 e SolidWorks Flow Simulation 2012.

Il modello di aereo costruito utilizzando CAD SolidWorks 2014 è mostrato nelle Figure 3 e 4.

Figura 3 - Vista laterale del modello

Figura 4 - Vista frontale del modello

3.2 Scelta degli angoli di attacco e della velocità del flusso

Il calcolo dei coefficienti aerodinamici verrà effettuato per Mach: M=0,7, 1,2 e per l'angolo di attacco b= 0 gradi.

Le forze e i momenti aerodinamici possono essere determinati conoscendo i coefficienti aerodinamici.

Sulla base della rappresentazione della forza aerodinamica totale e del momento aerodinamico totale in proiezioni rispettivamente sugli assi della velocità e sui relativi sistemi di coordinate, vengono adottati i seguenti nomi di coefficienti aerodinamici: - coefficienti aerodinamici di resistenza, portanza e forza laterale; - coefficienti aerodinamici dei momenti di rollio, imbardata e beccheggio.

3.3 Risultati del calcolo

I risultati del calcolo sono forniti per la velocità del flusso M=0,7 e M=1,2 con b=0 gradi. I risultati sono mostrati nelle Figure 5-14 e nella Tabella 10.

Per b=0 e M=1.2

Figura 5 – Risultati del cambio di velocità

Figura 6 - Risultati delle variazioni di pressione

Figura 7 - Risultati delle variazioni di densità

Figura 8 - Risultati delle variazioni di temperatura

Per b=0 e M=0,7

Figura 9 – Risultati del cambio di velocità

Figura 10 - Risultati delle variazioni di pressione

Figura 11 - Risultati delle variazioni di densità

Figura 12 - Risultati delle variazioni di temperatura

Figura 13 - parametri principali per M=1.2

Figura 14 - parametri base per M=0,7

Poiché conosciamo i valori delle forze di portanza e resistenza, possiamo usare le espressioni Y=c y qS e X=c x qS per esprimere c y e c x

Tabella di calcolo

Conclusione

In questo progetto del corso è stato considerato un velivolo del tipo Tomahawk e ne sono stati calcolati i coefficienti aerodinamici.

Come risultato dei calcoli, sono stati ottenuti i valori dei coefficienti di resistenza, dei coefficienti di portanza e dei coefficienti del momento aerodinamico. Quando si considerano le caratteristiche aerodinamiche, è possibile utilizzare il principio di divisione delle caratteristiche in singoli componenti per corpi isolati e superfici portanti (ali e coda), nonché le loro combinazioni. In quest'ultimo caso, le forze e i momenti aerodinamici vengono determinati come la somma delle caratteristiche corrispondenti (per un corpo isolato, ali e coda) e le correzioni di interferenza dovute agli effetti di interazione. Le forze e i momenti aerodinamici possono essere determinati utilizzando coefficienti aerodinamici.

Risultati del calcolo dei coefficienti aerodinamici e analisi comparativa metodo analitico Lebedev-Chernobrovkin e modellazione numerica sono riportati nella tabella.

Analisi comparativa dei risultati dei calcoli

Un modello dell'aereo in studio è stato creato utilizzando CAD SolidWorks 2014 SP5.0 e la sua aerodinamica è stata studiata utilizzando SolidWorks Flow Simulation. Come risultato dei calcoli eseguiti, si deve presumere che la tecnica di modellazione numerica consenta di evitare errori di calcolo causati dalla differenza tra le forme calcolate e quelle reali dell'oggetto soffiato. La tecnica consente inoltre di valutare il grado di influenza delle imprecisioni nella fabbricazione dei modelli sui risultati del loro soffiaggio nelle gallerie del vento.

Il metodo analitico Lebedev-Chernobrovkin si basa su leggi semi-empiriche ottenute dall'analisi di numerosi dati sperimentali. Questo metodo non è adatto per calcoli scientifici precisi, ma può essere utilizzato per scopi didattici e per calcolare i coefficienti aerodinamici in prima approssimazione

Bibliografia

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2. Shalygin A.S. - Caratteristiche aerodinamiche degli aerei. - San Pietroburgo: BSTU, 2003. - 119 p.

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5. .V. Karpenko, S.M. Ganin “Missili tattici dell’aviazione nazionale” 2000

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lavoro del corso, aggiunto il 17/06/2015

Calcolo della resistenza degli elementi portanti, fusoliera, gondole motore e serbatoi fuoribordo di un aeromobile in condizioni di strato limite completamente turbolento. Dipendenza della resistenza dell'aereo dall'angolo di attacco. Calcolo e costruzione delle polari alari.

lavoro del corso, aggiunto il 03/12/2013

Calcolo delle caratteristiche geometriche della fusoliera dell'aereo, coda orizzontale. Calcolo del coefficiente di resistenza minima del pilone. Caratteristiche di decollo e atterraggio dell'aereo. Tracciare la dipendenza della qualità aerodinamica dall'angolo di attacco.

lavoro del corso, aggiunto il 29/10/2012

Sviluppo di un sistema di stabilizzazione del razzo. Parametri geometrici di base delle parti di aeromobili (AGM-158 Jassm). Debug dello sterzo. Ampiezza, caratteristiche di fase. Progettazione banco prova. Controllo e calcolo della potenza del motore.

tesi, aggiunta il 22/04/2015

Calcolo del progetto collegamento a flangia compartimenti corporei. Azionamenti di potenza dei controlli aerodinamici. Progettazione e progettazione della leva del meccanismo di controllo. Carichi agenti sull'ala e sul corpo. Calcolo della resistenza delle parti del timbro.

lavoro del corso, aggiunto il 29/01/2013

Volo controllato di un aereo. Descrizione matematica movimento longitudinale. Linearizzazione del moto longitudinale di un aeromobile. Modello di simulazione per un sistema linearizzato di equazioni differenziali del moto longitudinale.

lavoro del corso, aggiunto il 04/04/2015

Calcolo e costruzione delle polari subsoniche aereo passeggeri. Determinazione dei coefficienti di resistenza minima e massima dell'ala e della fusoliera. Riepilogo della resistenza aerodinamica dannosa. Costruzione delle polari e della curva del coefficiente di portanza.

lavoro del corso, aggiunto il 01/03/2015

Flusso d'aria intorno al corpo. Ala di aeroplano, caratteristiche geometriche, corda aerodinamica media, resistenza aerodinamica, qualità aerodinamica. Polarità dell'aereo. Il centro di pressione dell'ala e il cambiamento della sua posizione a seconda dell'angolo di attacco.

RISCALDAMENTO AERODINAMICO

Riscaldamento di corpi che si muovono ad alta velocità nell'aria o in altri gas. A. n. è il risultato del fatto che le molecole d'aria incidenti sul corpo vengono rallentate in prossimità del corpo. Se il volo viene effettuato a velocità supersonica. velocità, la frenata avviene principalmente nell'onda d'urto che appare davanti al corpo. L'ulteriore frenatura delle molecole d'aria avviene direttamente sulla superficie stessa del corpo, nel cosiddetto. strato limite. Quando il flusso delle molecole d'aria viene rallentato, l'energia del loro movimento caotico (termico) aumenta, cioè aumenta la temperatura del gas vicino alla superficie del corpo in movimento. Massimo. temp-pa, a cui il gas può essere riscaldato in prossimità di un corpo in movimento, è vicino al cosiddetto. temperatura di frenata: T0= Tn+v2/2cp, dove Tn è la temp-pa dell'aria in entrata, v è la velocità di volo del corpo, avg. capacità termica del gas costante pressione. Quindi, ad esempio, quando si vola supersonico. aereo con una velocità tripla rispetto a quella del suono (ca. 1 km/s), la velocità di frenata è di ca. 400°C e all'ingresso nello spazio. apparato nell'atmosfera terrestre dal primo spazio. velocità (circa 8 km/s) la temperatura di frenata raggiunge gli 8000°C. Se nel primo caso dura abbastanza a lungo. durante il volo, la temperatura della pelle dell'aereo può essere vicina alla temperatura di frenata, quindi nel secondo caso alla superficie dello spazio. Il dispositivo inizierà inevitabilmente a collassare a causa dell'incapacità dei materiali di resistere a temperature così elevate.

Dalle aree di gas con maggiore temperatura, il calore viene trasferito a un corpo in movimento e si verifica a.n. Esistono due forme di A. n.: convettiva e radiativa. Il riscaldamento convettivo è una conseguenza del trasferimento di calore dalla parte esterna, “calda” dello strato limite alla superficie del corpo attraverso mol. conduttività termica e trasferimento di calore durante lo spostamento di oggetti macroscopici. elementi dell'ambiente. Il flusso di calore convettivo qk è determinato quantitativamente dalla relazione: qk=a(Te-Tw), dove Te è la temp-pa di equilibrio (la temp-pa limite alla quale la superficie del corpo potrebbe essere riscaldata se non ci fosse energia rimozione), Tw - temperatura superficiale reale, a - coefficiente. trasferimento di calore convettivo, a seconda della velocità e dell'altitudine del volo, della forma e delle dimensioni del corpo, nonché di altri fattori. La temperatura di equilibrio Te è vicina alla temperatura di frenata. Dipendenza del coefficiente a tra i parametri elencati è determinato dal regime del flusso nello strato limite (laminare o turbolento). Nel caso di flusso turbolento, il riscaldamento convettivo diventa più intenso. Ciò è dovuto al fatto che, oltre a presumibilmente la conduttività termica, le pulsazioni di velocità turbolenta nello strato limite iniziano a svolgere un ruolo significativo nel trasferimento di energia.

All’aumentare della velocità di volo, la temperatura dell’aria dietro l’onda d’urto e nello strato limite aumenta, provocando la dissociazione e la ionizzazione delle molecole. Gli atomi, gli ioni e gli elettroni formati in questo caso si diffondono in una regione più fredda, sulla superficie del corpo. Lì avviene una reazione inversa (ricombinazione), accompagnata dal rilascio di calore. Questo dà ulteriore. contributo convettivo a.

Quando la velocità di volo raggiunge i 5000 m/s, la temperatura dietro l’onda d’urto raggiunge valori ai quali il gas comincia ad irradiare energia. A causa del trasferimento radiativo di energia da aree con maggiore La radiazione avviene alla velocità dello sciame sulla superficie del corpo. Calore. In questo caso, la radiazione nelle regioni visibili e UV dello spettro gioca il ruolo più importante. Quando si vola nell'atmosfera terrestre a velocità inferiori alla prima radiazione cosmica. il riscaldamento è piccolo rispetto al riscaldamento convettivo. Al 2° cos. velocità (11,2 km/s), i loro valori si avvicinano, e a velocità di volo di 13-15 km/s e superiori, corrispondenti al ritorno degli oggetti sulla Terra dopo un volo verso altri pianeti, il principale. Il contributo è già dato dalle radiazioni. Calore.

UN. gioca un ruolo importante nel ritorno dello spazio nell'atmosfera terrestre. dispositivi. Per combattere A. n. volare. I dispositivi sono dotati di speciali sistemi di protezione termica. Esistono metodi attivi e passivi di protezione termica. IN metodi attivi un refrigerante gassoso o liquido viene fornito forzatamente alla superficie protetta e prende il sopravvento sulla base. parte del calore raggiunge la superficie. Il refrigerante gassoso, per così dire, blocca la superficie dagli effetti delle temperature esterne ad alta temperatura. dell'ambiente e il liquido refrigerante, che forma una pellicola protettiva sulla superficie, assorbe il calore che si avvicina alla superficie a causa del riscaldamento e dell'evaporazione della pellicola, nonché del successivo riscaldamento del vapore. Nei metodi passivi di protezione termica, l'impatto del flusso di calore viene assunto da una persona speciale. modo costruito esterno conchiglia o speciale rivestimento applicato alla base. progetto. La protezione termica dalle radiazioni si basa sull'uso esterno. guscio di un materiale che mantiene una resistenza meccanica sufficiente alle alte temperature. forza. In questo caso, quasi l'intero flusso di calore che si avvicina alla superficie di tale materiale viene irradiato nuovamente nello spazio circostante.

La più grande distribuzione nel razzo e nello spazio. la tecnologia ha ricevuto protezione termica con l'aiuto di rivestimenti degradabili, quando la struttura protetta è ricoperta da uno strato speciale. materiale, parte del quale sotto l'influenza del flusso di calore può essere distrutto a seguito di processi di fusione, evaporazione, sublimazione e prodotti chimici. reazioni. Allo stesso tempo, il principale parte del calore adeguato viene speso per l'attuazione della decomposizione. Fis.-Chim. trasformazioni. Barriera aggiuntiva. l'effetto si verifica per iniezione nell'esterno ambiente di prodotti gassosi relativamente freddi della distruzione del materiale di protezione dal calore. Un esempio di deterioramento dei rivestimenti termoprotettivi è la fibra di vetro e altre plastiche organiche. e organosilicio. leganti. Come mezzo per proteggere gli aerei da A. n. Vengono utilizzati anche compositi carbonio-carbonio. materiali.

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7.1.1. RISCALDAMENTO RESISTENZA

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7.1.1. RISCALDAMENTO RESISTENZA Periodo iniziale. I primi esperimenti sui conduttori riscaldanti con corrente elettrica risalgono al XVIII secolo. Nel 1749, B. Franklin (USA), mentre studiava lo scarico di una bottiglia di Leida, scoprì il riscaldamento e la fusione dei fili metallici, e successivamente, secondo il suo