Bir uzay roketinin havaya fırlatılması için mancınık hesaplamasına bir örnek. Tomahawk tipi bir seyir füzesinin aerodinamik katsayılarının hesaplanması Uçağın Z ekseni etrafında dönmesinden kaynaklanan yunuslama momenti

OUT uçuşunda, roket gövdesinin yapısı aerodinamik ısınmaya maruz kalır. Yakıt bölmelerinin kabukları ayrıca gaz jeneratörü basınçlandırması ile ısıtılır, ısıtma sıcaklığı 250-300 °C'ye ulaşabilir. Güvenlik ve stabilite marjları hesaplanırken, malzemenin mekanik özellikleri (nihai mukavemet ve esneklik modülü) yapının ısınması dikkate alınır.

Şekil 1.3, yakıt bölmesinin yüklenmesinin şematik bir diyagramını göstermektedir. Destek kabuklarına (adaptörler) eksenel kuvvetler uygulanır; enine kuvvetler ve eğilme momentleri; tankların dipleri ve silindirik kabukları, iç aşırı basınç pn'den ve sıvı kolonunun H yüksekliği ve eksenel aşırı yükün büyüklüğü nx1 tarafından belirlenen hidrostatik basınçtan etkilenir. Şekil 1.3 ayrıca yakıt bölmesinin enine kesitlerinde meydana gelen eksenel kuvvetlerin bir diyagramını göstermektedir. Burada, bükülme momentinin etkisi, sıkıştırılmış paneldeki normal gerilimlerin maksimum değerinden hesaplanan ek eksenel sıkıştırma kuvveti ΔN'ye indirgenir:

Burada W=pR2h, yakıt deposunun silindirik kabuğunun enine kesitinin direnç momentidir. Fsec=pDh ile eşdeğer eksenel kuvvet DN=4M/D'dir.

Takviye basıncının etkisinden kaynaklanan eksenel itme kuvveti, boyuna kuvvetin bileşenini verir. Aynı zamanda, üst tankta ortaya çıkan kuvvet NS pozitif bir değere sahiptir (Şekil 1.3), yani. bu tankın silindirik kabuğu eksenel (meridyonel) yönde (artırma basıncından) gerilim yaşayacaktır. Bu kabuğun yalnızca güç açısından kontrol edilmesi gerekiyor.

Şekil 1.3 - Yakıt bölmesinin yüklenmesinin şematik diyagramı.

Alt tankta, silindirik kabuk uzunlamasına sıkıştırma ile çalışır, bu nedenle, mukavemet kontrolüne ek olarak stabilite açısından da kontrol edilmelidir. Bu kabuğun taşıma kapasitesi, kritik yük ve eksenel itme kuvvetinin toplamı ile belirlenecektir.

, (1.4)

ve eğilme bileşeni dikkate alınarak

(1.5)

Bu ifadede yer alan kritik gerilme değerinin belirlenmesi, bir yakıt deposunun uzunlamasına sıkıştırılmış ince cidarlı silindirik kabuğunun stabilitesini kontrol ederken en önemli görevdir.

Sıvı yakıtlı roket gövdelerinin ince duvarlı yapılarının taşıma kapasitesini değerlendirmek için yöntemler geliştirmenin teorik temeli, elastik kabukların stabilite teorisidir.

Bu soruna yönelik ilk çözümler yüzyılın başlarına kadar uzanmaktadır. 1908-1914'te. birbirinden bağımsız R. Lorenz ve S.P. Timoşenko, uzunlamasına sıkıştırılmış elastik silindirik bir kabuğun kritik gerilmelerini belirlemek için temel bir formül elde etti:

(1.6)

Bu formül, şekil olarak ideal olan düz (izotropik) silindirik kabukların kritik gerilmelerinin üst sınırını belirler. Poisson oranı m=0,3 alınırsa formül (1.6) şu şekli alacaktır:

(1.7)

Yukarıdaki formüller, kararlılık problemlerinin klasik formülasyonu için tipik olan, elastik silindirik bir kabuğun kritik altı durumunun formunun idealliği ve momentsizliğine ilişkin katı varsayımlar altında elde edilmiştir. Orta uzunlukta uzunlamasına sıkıştırılmış ince cidarlı silindirik kabukların taşıma kapasitesinin üst sınırını tahmin etmeyi mümkün kılarlar. Yukarıdaki varsayımlar pratikte uygulanmadığından, silindirik kabukların eksenel sıkıştırma testleri sırasında gözlemlenen gerçek kritik gerilmeler, üst değerlerden önemli ölçüde daha düşüktür (2 kat veya daha fazla). Bu çelişkiyi çözme girişimleri, doğrusal olmayan bir kabuk kararlılığı teorisinin (büyük sapmalar teorisi) yaratılmasına yol açtı.

Doğrusal olmayan bir ortamda ele alınan sorunun ilk çözümleri cesaret verici sonuçlar verdi. Sözde alt stabilite limitini belirleyen formüller elde edildi. Bu formüllerden biri:

(1.8)

uzun süredir pratik hesaplamalar için kullanılmaktadır.

Şu anda, hakim görüş, gerçek yapıların kararlılığını değerlendirirken, doğrusal olmayan teori kullanılarak ilk şekil düzensizliklerinin etkisi dikkate alınarak belirlenen kritik yüke odaklanılması gerektiğidir. Bununla birlikte, bu durumda bile, faktörlerin etkisi dikkate alınmadığından (düzensiz yükleme, yayılma) kritik yüklerin yalnızca yaklaşık değerlerini elde etmek mümkündür. mekanik karakteristiği malzemeler, vb.), doğası gereği rastgele, ince cidarlı yapılar için fark edilir bir hata getirir. Bu koşullar altında, geliştirilen roket yapılarının taşıma kapasitesi değerlendirilirken tasarım organizasyonları deneysel çalışmaların sonuçlarına odaklanmayı tercih ederler.

Uzunlamasına sıkıştırılmış ince duvarlı silindirik kabukların stabilitesini incelemek için yapılan ilk kütle deneyleri 1928-1934'e kadar uzanıyor. O zamandan beri, kritik yük parametresini normalleştirmeye yönelik öneriler elde etmek için defalarca tartışılan önemli miktarda malzeme birikmiştir; parametreyi ayarlamak için çeşitli yazarlar tarafından önerilen ampirik bağımlılıklar tartışılmaktadır. . Özellikle özenle yapılmış kabuklar için, 1965'ten önce yabancı literatürde yayınlanan deneysel çalışmaların sonuçlarının istatistiksel olarak işlenmesi temelinde Amerikalı bilim adamları (Weingarten, Morgan, Seid) tarafından elde edilen formül önerilmektedir.

(1.9)

Bir sıvı yakıtlı roket yakıt tankının stabilitesini test etmenin amacı, tank gövdesinin, tankın silindirik kabuğunun uzunlamasına sıkışmasına neden olan harici yüklerin etkisi altında çalışabilirliğini belirlemektir. Mukavemet standartlarına uygun olarak, ısıtmanın scr kritik gerilmeler üzerindeki etkisi dikkate alınarak taşıma kapasitesi, azaltılmış eksenel yükün hesaplanan değerine eşit veya daha büyükse, yani yapının güvenilirliği sağlanacaktır. taşıma gücü açısından stabilite marjını belirleyen koşul karşılanacaktır

, (1.10)

Tasarım taşıma kapasitesi N p, f güvenlik faktörleri dikkate alınarak belirlenir: (1.5) ifadesine göre,

Yakıt deposunun silindirik kabuğunun stabilite marjının hesaplanması, gerilmeler karşılaştırılarak yapılabilir.

(1.12)

burada s 1p, boylamasına (meridyonel) sıkıştırma gerilmelerinin hesaplanan değeridir

Diğer gaz. Aerodinamik ısınma, cisimlerin atmosferde hareket ederken deneyimledikleri aerodinamik dirençle ayrılmaz bir şekilde bağlantılıdır; üstesinden gelmek için harcanan enerji kısmen aerodinamik ısınma şeklinde vücuda aktarılır. Bir vücut hareket ettiğinde, yaklaşan gaz akışı yüzeyinin yakınında yavaşlar. Bir cisim süpersonik hızda hareket ederse, o zaman yavaşlama önce cismin önünde oluşan bir şok dalgasında, sonra doğrudan cismin yüzeyinde meydana gelir; burada yavaşlamaya gaz moleküllerinin yüzeye "yapışmasına" neden olan viskoz kuvvetler neden olur. sözde sınır tabakasını oluşturur. Akış yavaşladığında kinetik enerjisi azalır ve buna bağlı olarak gazın iç enerjisi ve sıcaklığı artar. Yani, bir uçak ses hızının üç katı hızla (yaklaşık 1 km/s) uçarken, yüzeyindeki hava sıcaklığı, Dünya atmosferine 1. kozmik hızla girerken (yaklaşık 8 km/s) yaklaşık 400 K'dir. s) 8000 K'ye ulaşır ve 2. kozmik hız ile (11.2 km / s) - yaklaşık 11.000 K. Artan sıcaklığa sahip gaz bölgelerinden ısı hareketli bir cisme aktarılır, aerodinamik ısınma meydana gelir. Aerodinamik ısıtmanın iki şekli vardır - konvektif ve ışınımlı.

Konvektif ısıtma, ısının sınır tabakasının dış, "sıcak" kısmından vücudun yüzeyine termal iletim yoluyla transferinin bir sonucudur; uçuşun hızına ve irtifasına, cismin şekline ve boyutuna, sınır tabakasındaki akışın doğasına (laminer veya türbülanslı) bağlıdır. Türbülanslı akış durumunda, konvektif ısıtma daha yoğun hale gelir. Uçuş hızının daha da artmasıyla, şok dalgasının arkasındaki ve sınır tabakasındaki hava sıcaklığı artarak gaz moleküllerinin ayrışmasına ve iyonlaşmasına neden olur. Bu durumda oluşan atomlar, iyonlar ve elektronlar, akışın daha soğuk bölgesine - ısının serbest bırakılmasıyla devam eden ters reaksiyonun (rekombinasyon) gerçekleştiği vücudun yüzeyine yayılır. Bu, konvektif aerodinamik ısıtmaya ek bir katkı sağlar.

Radyasyonla ısıtma, radyan enerjinin yüksek sıcaklıktaki gaz alanlarından vücut yüzeyine aktarılması nedeniyle oluşur. En büyük rol, spektrumun görünür ve UV bölgelerindeki radyasyon tarafından oynanır. Yaklaşık 5 km/s uçuş hızında, şok dalgasının arkasındaki gazın sıcaklığı, gazın yayılmaya başladığı değerlere ulaşır. Dünya atmosferinde 1. kozmik ışınımlı ısıtmanın altındaki hızlarda uçarken, konvektife kıyasla küçüktür; 2. kozmik hızda değerleri yakınlaşır ve 13-15 km/s ve daha yüksek hızlarda (uzay aracının Dünya'ya dönüşüne karşılık gelir), aerodinamik ısıtmanın ana payı ışınsal bileşene aittir.

Aerodinamik ısıtma, başta roket motoru nozulları olmak üzere kanallardaki süpersonik gaz akışında da önemli bir rol oynar. Meme duvarlarındaki sınır tabakasında gaz sıcaklığı, bir roket motorunun yanma odasındaki sıcaklığa (4000 K'ye kadar) yakın olabilir. Bu durumda, roket motoru memesinin duvarlarının aerodinamik ısınmasının bir sonucu olarak, uçağın yüzeyindeki sınır tabakasında olduğu gibi aynı enerji aktarım mekanizmaları çalışır.

Aerodinamik ısıtma, süpersonik uçaklar, fırlatma araçları ve uzay araçları oluşturulurken ortaya çıkan "termal bariyer" sorunuyla ilişkilidir. Ancak, yeterince uzun bir süpersonik uçuş sırasında, uçağın cildi, durgunluk sıcaklığına (yaklaşık 400 K) yakın bir sıcaklığa ısıtılırsa, o zaman uzay aracının yüzeyi, Dünya'nın veya başka bir gezegenin atmosferine girerken 10-11 km / s'den fazla, sıradan malzemelerin bu kadar yüksek sıcaklıklara (6000-8000 K mertebesinde) dayanamaması nedeniyle kaçınılmaz olarak çökmeye başlayacaktır. Bu nedenle, uzay aracında aerodinamik ısınmaya karşı koymak için termal koruma kullanılır.

Yandı: Uzay aracı uçuş teorisinin temelleri. M., 1972; Havacılık ve roket-uzay teknolojisinde ısı transferinin temelleri. 2. baskı M., 1992.

Roket yapısının aerodinamik ısınması

Atmosferin yoğun katmanlarında yüksek hızda hareketi sırasında roket yüzeyinin ısınması. Bir. - bir roketin üzerine düşen hava moleküllerinin gövdesinin yakınında yavaşlamasının sonucu. Bu durumda, hava parçacıklarının göreli hareketinin kinetik enerjisi termal enerjiye dönüştürülür.

Uçuş süpersonik hızda yapılırsa, frenleme öncelikle roketin burun kaplaması önünde oluşan şok dalgasında gerçekleşir. Hava moleküllerinin daha fazla yavaşlaması, sözde doğrudan roketin yüzeyinde gerçekleşir. sınır tabakası. Hava molekülleri yavaşladığında termalleri artar, yani yüzeye yakın gazın sıcaklığı yükselir. Hareket eden bir roketin sınır tabakasında gazın ısıtılabileceği maksimum sıcaklık sözde sıcaklığa yakındır. durgunluk sıcaklığı: T0 = Тн + v2/2cp, burada Тн – hava sıcaklığı; v, roket uçuş hızıdır; cp, sabit basınçta havanın özgül ısı kapasitesidir.

Yüksek sıcaklığa sahip gaz alanlarından ısı, hareket eden bir rokete, yani A.N.'ye aktarılır. A.n'nin iki formu vardır. - konvektif ve radyasyon. Konvektif ısıtma, sınır tabakasının dış "sıcak" kısmından roket gövdesine ısı transferinin bir sonucudur. Kantitatif olarak, özgül konvektif ısı akısı şu ilişkiden belirlenir: qk = ? (Te - Tw), burada Te denge sıcaklığıdır (geri kazanım sıcaklığı, enerji çıkışı olmaması durumunda roket yüzeyinin ısıtılabileceği sınırlayıcı sıcaklıktır); Tw gerçek yüzey sıcaklığıdır; ? uçuş hızına ve irtifaya, roketin şekline ve boyutuna ve diğer faktörlere bağlı olan konvektif ısı transferinin ısı transfer katsayısıdır.

Denge sıcaklığı, durgunluk sıcaklığına yakındır. Katsayı bağımlılığının türü? listelenen parametrelerden, sınır tabakasındaki (laminer veya türbülanslı) akış rejimi tarafından belirlenir. Türbülanslı akış durumunda, konvektif ısıtma daha yoğun hale gelir. Bunun nedeni, moleküler termal iletkenliğe ek olarak, sınır tabakasındaki türbülanslı hız dalgalanmalarının enerji transferinde önemli bir rol oynamaya başlamasıdır.

Uçuş hızı arttıkça, şok dalgasının arkasındaki ve sınır tabakasındaki hava sıcaklığı artarak moleküllerin ayrışmasına ve iyonlaşmasına neden olur. Ortaya çıkan atomlar, iyonlar ve elektronlar daha soğuk bir bölgeye - vücudun yüzeyine yayılır. Orada, aynı zamanda ısının serbest bırakılmasıyla da ilerleyen bir ters reaksiyon (rekombinasyon) meydana gelir. Bu, konvektife ek bir katkı sağlar.

Uçuş hızı yaklaşık 5 km/sn'ye ulaştığında, şok dalgasının arkasındaki sıcaklık, havanın yayılmaya başladığı değerlere ulaşır. Enerjinin yüksek sıcaklıklara sahip alanlardan roket yüzeyine radyan transferinden dolayı, radyasyonla ısıtılır. Bu durumda spektrumun görünür ve ultraviyole bölgelerindeki radyasyon en büyük rolü oynar. İlk kaçış hızının (8,1 km/sn) altındaki hızlarda Dünya atmosferinde uçarken, ışınımlı ısıtma, konvektif ısıtmaya kıyasla küçüktür. İkinci kozmik hızda (11.2 km/s), değerleri yakınlaşır ve Dünya'ya dönüşe karşılık gelen 13-15 km/s ve daha yüksek uçuş hızlarında, asıl katkı zaten ışınımlı ısıtma tarafından yapılır. , yoğunluğu spesifik ışınımsal (radyant) ısı akışı tarafından belirlenir: ql = ? ?0 Te4, nerede? - roket gövdesinin siyahlık derecesi; ?0 \u003d 5.67.10-8 W / (m2.K4) - tamamen siyah bir cismin emisyonu.

A.n.'nin özel bir durumu. akış rejiminin serbest moleküler olduğu atmosferin üst katmanlarında hareket eden bir roketin ısıtılmasıdır, yani hava moleküllerinin ortalama serbest yolu roketin boyutlarıyla orantılıdır ve hatta onu aşmaktadır.

A.n.'nin özellikle önemli bir rolü. uzay araçlarının ve güdümlü balistik füzelerin savaş teçhizatının Dünya atmosferine dönüşü sırasında oynuyor. A.n. uzay aracı ve savaş ekipmanı unsurları, özel termal koruma sistemleri ile sağlanır.

Kaynak: Lvov A.I. Roket sistemlerinin tasarımı, gücü ve hesabı. Öğretici. - M.: Harp Okulu. FE Dzerzhinsky, 1980; Havacılık ve roket teknolojisinde ısı transferinin temelleri. - M., 1960; Dorrens W.Kh., Viskoz gazın hipersonik akışları. Başına. İngilizceden. - M., 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., Şok dalgalarının fiziği ve yüksek sıcaklık hidrodinamik fenomeni, 2. baskı. - M., 1966.

Norenko A.Yu.

Stratejik Füze Kuvvetleri Ansiklopedisi. 2013 .

kurs projesi

Tomahawk tipi bir seyir füzesinin aerodinamik katsayılarının hesaplanması

giriiş

zift roket uçak aerodinamik

Bir uçağın tasarımı mutlaka aerodinamik özelliklerinin hesaplanmasını içermelidir. Elde edilen sonuçlar ayrıca, uçağın yörüngesini hesaplamak için aerodinamik şema seçiminin doğruluğunu değerlendirmemize izin verir.

Hesaplamalar için çok önemli bir varsayım ortaya konur: uçağın sabit olduğu ve karşıdan gelen hava akışının hareket halinde olduğu düşünülmelidir ("hareket tersine çevirme ilkesi" olarak adlandırılır).

Kullanılan ikinci varsayım, uçağın ayrı bileşenlere bölünmesini ifade eder: gövde, tüyler (kanatlar ve dümenler) ve bunların kombinasyonları. Bu durumda, özellikler tüm bileşenler için ayrı ayrı hesaplanır ve bunların toplamları, etkileşim etkilerini belirleyen girişim düzeltmeleri ile birlikte aerodinamik katsayıları ve momentleri belirler.

1. Seyir füzeleri

1.1 Genel bilgiler

Modern CR oluşturma süreci, bir dizi araştırma, tasarım ve üretim ekibi tarafından ortaklaşa çözülen en zor bilimsel ve teknik görevdir. CD'nin oluşumundaki ana aşamaları şu şekilde ayırabiliriz: taktik ve teknik şartnameler, teknik teklifler, ön tasarım, detaylı tasarım, deneysel testler, tezgah ve doğal testler.

Modern CR örneklerinin oluşturulmasına yönelik çalışmalar aşağıdaki alanlarda gerçekleştirilir:

uçuş menzilinde artış ve süpersonik hıza kadar;

· Füze yönlendirmesi için birleşik çok kanallı tespit ve hedef bulma sistemlerinin kullanılması;

"gizli" teknoloji kullanılarak füzelerin görünürlüğünün azaltılması;

· uçuş irtifasını sınıra indirerek ve uçuş yolunu son bölümünde karmaşıklaştırarak füzelerin gizliliğini artırmak;

· Füzelerin araç üstü donanımının, füzenin yerini 10…..20 m hassasiyetle belirleyen uydu navigasyon sistemi ile donatılması;

· Çeşitli amaçlara yönelik füzelerin deniz, hava ve kara tabanlı tek bir füze sistemine entegrasyonu.

Bu alanların uygulanması, esas olarak modern yüksek teknolojilerin kullanılmasıyla sağlanır.

Uçak ve roketçilik, mikroelektronik ve bilgisayar teknolojisindeki teknolojik atılım, yerleşik otomatik kontrol sistemlerinin geliştirilmesi ve yapay zeka, tahrik sistemleri ve yakıtlar, elektronik koruma araçları, vb. yeni nesil CR ve komplekslerinin gerçek gelişmelerini yarattı. Hem ses altı hem de süpersonik CR'nin uçuş menzilini önemli ölçüde artırmak, ağırlık ve boyut özelliklerinde eşzamanlı bir azalma (iki kattan fazla) ile yerleşik otomatik kontrol sistemlerinin seçiciliğini ve gürültü bağışıklığını artırmak mümkün hale geldi.

Seyir füzeleri iki gruba ayrılır:

yere dayalı

deniz bazlı

Bu grup, balistik füzelerin aksine, atmosferin yoğun katmanlarında hedefe uçan ve bunun için aerodinamik yüzeylere sahip, kaldırma kuvveti oluşturan birkaç yüz ila birkaç bin kilometre uçuş menziline sahip stratejik ve operasyonel-taktik füzeleri içerir. Bu tür füzeler, önemli stratejik olanları yok etmek için tasarlanmıştır.

Denizaltılardan, yüzey gemilerinden, yer sistemlerinden ve uçaklardan fırlatılan seyir füzeleri, deniz, kara ve hava kuvvetlerine olağanüstü esneklik sağlar.

BR'ye göre başlıca avantajları şunlardır:

· üssün hareketliliği nedeniyle düşman tarafından ani bir nükleer füze saldırısı durumunda neredeyse tamamen hasar görmezlik, balistik füzelerle fırlatma silolarının yerleri genellikle düşman tarafından önceden bilinirken;

· belirli bir olasılıkla bir hedefi vurmak için bir savaş operasyonu gerçekleştirme maliyetinin BR'ye kıyasla azaltılması;

· KR için otonom olarak çalışan veya bir uydu navigasyon sistemi kullanan gelişmiş bir yönlendirme sistemi oluşturmanın temel olasılığı. Bu sistem, hedefi vurma olasılığını% 100 sağlayabilir, yani. gerekli füze sayısını ve dolayısıyla işletme maliyetlerini azaltacak sıfıra yakın bir ıskalama;

hem stratejik hem de taktiksel görevleri çözebilecek bir silah sistemi yaratma olasılığı;

kanatlı yaratma olasılığı stratejik füzeler uçuş sırasında yeniden hedeflemeye izin veren daha geniş menzil, süpersonik ve hipersonik hızlara sahip yeni nesil.

Kural olarak, nükleer savaş başlıkları stratejik seyir füzelerinde kullanılır. Bu füzelerin taktik versiyonlarına konvansiyonel savaş başlıkları yerleştirilmiştir. Örneğin, gemisavar füzelerine delici, yüksek patlayıcı veya yüksek patlayıcı kümülatif tipte savaş başlıkları takılabilir.

Seyir füzelerinin kontrol sistemi, önemli ölçüde hedeflerin uçuş menziline, füze yörüngesine ve radar kontrastına bağlıdır. Uzun menzilli füzeler genellikle birleşik kontrol sistemlerine sahiptir, örneğin otonom (ataletsel, astro-ataletsel) artı yörüngenin son kısmında hedef arama. Yere dayalı bir kurulumdan, bir denizaltıdan fırlatılan bir gemi, yakıtın tükenmesinden sonra ayrılması tavsiye edilen bir roket güçlendiricinin kullanılmasını gerektirir, bu nedenle kara tabanlı ve deniz tabanlı seyir füzeleri iki aşamalı yapılır. Bir uçak gemisinden fırlatıldığında, yeterli güç olduğundan güçlendirici gerekli değildir. başlangıç ​​hızı. RDTT genellikle hızlandırıcı olarak kullanılır. Bir sürdürülebilir motor seçimi, düşük özgül yakıt tüketimi ve uzun uçuş süresi (onlarca dakika ve hatta birkaç saat) gerekliliklerine göre belirlenir. Uçuş hızı nispeten düşük olan füzeler için (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2'de, turbojet ve ramjet motorlarının özgül yakıt tüketimi orantılı hale gelir ve bir motor seçiminde diğer faktörler ana rolü oynar: tasarımın basitliği, düşük ağırlık ve maliyet. Hidrokarbon yakıtlar, tahrik motorları için yakıt olarak kullanılır.

Daha fazla araştırma için bu kurs projesinde, Tomahawk tipi bir seyir füzesi prototip uçak olarak değerlendirilecektir.

1.2 Tomahawk seyir füzesi

Nükleer ekipmandaki KR "Tomahawk", 200 kg nükleer şarj kapasitesine sahiptir. Radar istasyonları tarafından tespit edilmesi zordur. KR'nin uzunluğu 6,25 m ve ağırlığı 1450 kg'dır. Konvansiyonel teçhizatta, bu füze, fırlatma sahasından 550 km'ye kadar olan mesafelerdeki su üstü gemilerine ve 1.500 km'ye kadar olan mesafelerdeki kıyı hedeflerine saldırmak üzere tasarlanmıştır.

Deniz tabanlı seyir füzesi "Tomahawk" (BGM - 109A), önemli askeri ve endüstriyel tesislere saldırmak üzere tasarlanmıştır. Atış menzili - 2500 km. Ateşleme doğruluğu 200 m'den fazla değildir Füze yönlendirme sistemi birleştirilmiştir, arazi konturu boyunca bir atalet sistemi ve bir yörünge düzeltme sistemi içerir. Fırlatma ağırlığı - 1225 kg, uzunluk 5,5 m, gövde çapı - 530 mm, savaş başlığı ağırlığı - 110 kg. Füze, 200 kg'lık bir nükleer savaş başlığı ile donatılmıştır. Füze 1984 yılında hizmete girdi. Savaş kullanımı hem denizaltılardan hem de yüzey gemilerinden öngörülüyor.

Pirinç. 1 Cruise füzesi "Tomahawk" (BGM - 109A)

Tomahawk BGM-109С/D uçuş yolu

Pirinç. 2 Tomahawk füzesi BGM-109С/D'nin uçuş yolu:

2-Bölge TERCOM sistemine göre ilk düzeltme;

NAVSTAR sistemini kullanarak 3-yürüyen bölüm TERCOM düzeltmesi

4-Yörüngenin DSMAC sistemine göre düzeltilmesi;

Taktik ve teknik özellikler

2. Lebedev-Chernobrovkin'in analitik yöntemiyle aerodinamik özelliklerin hesaplanması

Aerodinamik hesaplama temel unsuru bir uçağın veya münferit parçalarının (gövde, kanatlar, kuyruk, kontrol cihazları) aerodinamik çalışması. Böyle bir hesaplamanın sonuçları, yörünge hesaplamalarında, hareketli nesnelerin kuvveti ile ilgili problemlerin çözümünde, bir uçağın uçuş performansının belirlenmesinde kullanılır.

Aerodinamik özellikler göz önünde bulundurulduğunda, özelliklerin izole gövdeler ve yük taşıyan yüzeyler (kanatlar ve tüyler) ve bunların kombinasyonları için ayrı bileşenlere bölünmesi ilkesi kullanılabilir. İkinci durumda, aerodinamik kuvvetler ve momentler, karşılık gelen özelliklerin (izole bir gövde, kanatlar ve kuyruk için) ve etkileşim etkilerinden kaynaklanan girişim düzeltmelerinin toplamı olarak belirlenir.

Aerodinamik kuvvetler ve momentler, aerodinamik katsayılar kullanılarak belirlenebilir.

Toplam aerodinamik kuvvetin ve toplam aerodinamik momentin sırasıyla hız ve ilgili koordinat sistemlerinin eksenleri üzerindeki izdüşümlerindeki temsiline göre, aerodinamik katsayıların aşağıdaki isimleri kabul edilir: - aerodinamik sürükleme katsayıları, yanal kuvvet artışı;

Bir uçağın dinamiklerini incelemek için, aerodinamik olanlar da dahil olmak üzere etki eden kuvvetleri ve momentleri hesaba katmak gerekir. Bir dizi faktöre bağlı olan toplam aerodinamik kuvvet, koordinatların (x, y, z) hız eksenleri boyunca veya ilişkili () boyunca bileşenler olarak ve eksenler boyunca genişleyen M - toplam aerodinamik moment () olarak temsil edilebilir. ). Simetrik bir uçak durumunda, kaldırma kuvveti Y ve yanal kuvvet Z, sırasıyla hücum ve kayma açılarına, dümenlerin sapma açılarına ve sırasıyla aynı bağımlılığa sahiptir.

Geometrik özellikler tablosu

2.1 Kaldırma

Kaldırma kuvveti formülle belirlenir

hız kafası nerede, hava yoğunluğu, karakteristik alandır (örneğin, gövdenin enine kesit alanı), kaldırma katsayısıdır.

Katsayının hız koordinat sistemi 0xyz'de belirlenmesi alışılmış bir durumdur. Katsayı ile birlikte normal kuvvet katsayısı da dikkate alınır ve birleştirilmiş koordinat sisteminde belirlenir.

Bu katsayılar, ilişki ile birbirleriyle ilişkilidir.

Uçağı şu ana parçaların bir kombinasyonu olarak sunuyoruz: gövde (gövde), ön (I) ve arka (II) yatak yüzeyleri. Yatak yüzeylerinin küçük saldırı ve sapma açılarında, bağımlılıklar ve doğrusala yakındır, yani. şeklinde sunulabilir.

burada ve sırasıyla ön ve arka yatak yüzeylerinin sapma açılarıdır; ve - değerler ve; , katsayıların ve alınan açılara göre kısmi türevleridir.

Çoğu durumda insansız uçakların değerleri sıfıra yakındır, bu nedenle daha fazla dikkate alınmazlar. Arka yatak yüzeyleri kontrol olarak alınmıştır.

Küçük hücum açılarında ve ayarlanabilir, ardından eşitlik (2) şeklini alır Uçağın normal kuvvetini üç terimin toplamı olarak temsil ediyoruz

her biri normal kuvvetin ilgili katsayısı cinsinden ifade edilir:

(3) eşitliğini terim terime bölüp türevini çıkararak 0 noktasında elde ederiz.

nerede; - akış durgunluk katsayıları; ; - uçak parçalarının göreli alanları. Eşitliğin sağ tarafında yer alan miktarları daha ayrıntılı olarak ele alalım (4).

İlk terim, gövdenin normal kuvvetini hesaba katar ve düşük hücum açılarında, izole edilmiş gövdenin normal kuvvetine eşittir (yatak yüzeylerinin etkisini hesaba katmadan).

İkinci terim, ön dayanma yüzeyi tarafından oluşturulan ve kısmen konsollara ve kısmen de bunların etki alanındaki gövdeye uygulanan normal kuvveti karakterize eder.

Bu kuvvetin büyüklüğü, girişim katsayısı k: kullanılarak izole edilmiş kanatların (yani iki konsoldan oluşan kanatların) normal kuvveti cinsinden ifade edilir. Miktarlar ve kI, Mach sayısında hesaplanır.

(4) ifadesindeki üçüncü terim, ikinciye benzer. Tek fark, arka yatak yüzeyinin hücum açısını belirlerken, ön yatak yüzeyinin neden olduğu akış eğiminin ortalama açısını hesaba katmanın gerekli olmasıdır: . Düşük hücum açılarında, bağımlılık doğrusala yakındır. Bu durumda türev şu şekilde de ifade edilebilir:

(5)'te yer alan tüm miktarlar Mach sayısında hesaplanır.

2.2 Kontrol sapma açısına göre uçak kaldırma katsayısının türevi

(1) ifadesini II açısına göre ayırt edelim:

Küçük açılarda ve bu ifade şu şekli alır:

Eşitliği (3) terim terim qS'ye bölerek ve buna göre türevi alarak şunu elde ederiz:

kısmen konsollara ve kısmen de etki alanındaki gövdeye uygulanan arka yüzeyin normal kuvvetini karakterize eder. Bu kuvvetin büyüklüğü, girişim katsayısı ve n kontrollerinin göreli etkinliği cinsinden ifade edilir:

Hesaplama tabloda sunulmuştur. 3.3, tüylerin süpürme açısı nerede; dümenler yön değiştirdiğinde dümen ile gövde arasındaki boşluk nedeniyle kaldırma azaltma katsayısıdır.

hesaplama tablosu

hesaplama tablosu

2.3 Sürükle

Sürükleme kuvveti formülle hesaplanır

Uçağın sürükleme katsayısı, iki terimin toplamı olarak temsil edilebilir, burada sürükleme katsayısı; - açılara bağlı direnç olarak anlaşılan endüktif direnç katsayısı, u. LA katsayısı şu şekilde ifade edilebilir:

nerede 1.05 - açıklanmayan ayrıntılar için düzeltme; - ön yatak yüzeyinin tüm konsollarının toplam alanının karakteristik alana oranı; - arka yatak yüzeyi için aynı; , - uçağın izole edilmiş parçalarının katsayıları.

2.4 sürükleme katsayısı

Fiziksel doğası gereği, gövdenin ön direnci sürtünme ve basınç dirençleri olarak ikiye ayrılabilir. Bu basınca göre, (orta bölüm alanına atıfta bulunulan) 'deki tekne sürükleme katsayısı aşağıdaki gibi ifade edilebilir:

son üç terim basınç direncidir.

2.5 Yük taşıyan yüzeylerin sürükleme katsayısı

Ön ve arka yük taşıyan yüzeylerin katsayısını hesaplama yöntemleri hemen hemen aynıdır. Tek fark, hesaplamanın Mach sayısında ve hesaplamanın yapılması gerektiğidir.

Sivri arka kenarları olan taşıma yüzeyinin ön direnci, profil ve dalga direncinden oluşur. Buna göre yazılabilir

Profil direnci, havanın viskozitesinden kaynaklanmaktadır. Esas olarak sürtünme kuvvetleri ve küçük bir ölçüde kanat profilinin burun ve kuyruk kısımlarındaki basınç farkı tarafından belirlenir.

Dalga direnci - havanın sıkıştırılabilirliği nedeniyle basınç direnci. Kanatların etrafındaki akışa şok dalgalarının görünümü eşlik ettiğinde meydana gelir.

Haç kanatlı uçaklar için (++), sürükleme kuvveti iki çift ön ve arka yatak yüzeyi tarafından oluşturulur, bu nedenle katsayılar ve karşılık gelen iki kat boyutsuz alanlarla çarpılmalıdır.

Hesaplama tablosu ve

hesaplama tablosu

2.6 Adım anı

Uçağa etki eden kuvvetlerin momentlerini, özellikle yunuslama momentlerini incelerken, ilgili koordinat sistemi 0x1y1z1'i kullanacağız.Yunuslama momenti veya boylamasına moment, aerodinamik ve reaktif kuvvetlerden kaynaklanır. Aerodinamik kuvvetlerin momenti göz önüne alındığında, boyutsuz bir katsayı kavramını tanıtmak uygundur.

Belirli bir hız ve uçuş irtifasındaki aerodinamik momentin büyüklüğü, başta hücum açısı ve kontrollerin sapma açıları olmak üzere bir dizi faktöre bağlıdır. Ek olarak, anın büyüklüğü, uçağın açısal dönüş hızından ve ayrıca türevlerle karakterize edilen hücum açısındaki ve dümenlerin saptırmasındaki değişim hızından etkilenir. Böylece,

Argümanların küçük değerleri için ifade (6) doğrusal bir fonksiyon olarak gösterilebilir.

nerede vb. karşılık gelen parametrelere göre yunuslama momentinin kısmi türevleridir.

Boyutsuz moment katsayısı yalnızca boyutsuz parametrelerin bir fonksiyonudur. Nicelikler ve boyutları I/s olduğundan, onların yerine boyutsuz açısal hız ve boyutsuz türevleri, . Parametrelerin küçük değerlerinde boyuna moment katsayısı için genel ifade vb. forma sahip

(6) ve (7) ifadelerinde yer alan niceliklerin gösterimini basitleştirmek için, "I" indeksi ayrıca çıkarılacaktır. Ek olarak, kısmi türevlerin gösteriminde kısa çizgileri atlayacağız.

2.7 Atış anı

Kontrollerin açısal hızı, hücum açısı ve sapma açılarının zaman içinde değişmeden kalması şartıyla uçağa etki eden aerodinamik boylamasına momentin değerini ele alalım.

Bir uçağın basınç merkezi kavramını tanıtalım. Basınç merkezi, 0x1 boyuna ekseni üzerinde bileşke - aerodinamik kuvvetlerin geçtiği bir noktadır.

Basınç merkezine göre aerodinamik kuvvetlerin momenti şu şekilde ifade edilebilir ve moment katsayısı

burada - uçağın ağırlık merkezinin koordinatı, - basınç merkezinin koordinatı (rapor, gövdenin burnundan yapılır).

Tüm uçağın basınç merkezi kavramına benzeterek, bu parçalar tarafından oluşturulan normal kuvvetlerin uygulama noktaları olarak parçalarının basınç merkezleri kavramını da tanıtıyoruz.

Sahip olduğumuz denge koşulundan

Buradan şu ifadeyi buluruz:

Küçük hücum açılarında ve dümenlerin sapma açılarında, uçak aerodinamik odakları kavramını kullanmak uygundur. Uçağın hücum açısı açısından odak noktası, normal kuvvetin hücum açısıyla (yani) orantılı olan kısmının uygulama noktasıdır. Daha sonra, sabit kontrollerle, odak noktasından geçen 0z1 ekseni etrafındaki aerodinamik kuvvetlerin momenti hücum açısına bağlı değildir. Benzer şekilde, odaklanmaya göre anın ve odaklanmaya göre anın da bağlı olmadığı gösterilebilir.

Aerodinamik odak kavramını kullanarak, küçük açılarda uçak yunuslama momenti katsayısı için aşağıdaki ifadeyi yazabiliriz ve:

Bu ifadelerde, ve boyunca odakların koordinatlarıdır.

2.8 Uçağın Z ekseni etrafında dönmesinden kaynaklanan yunuslama momenti

v hızıyla uçan ve aynı anda kendi ekseni (enine) etrafında açısal bir hızla dönen bir uçak düşünün.

Uçağın dönüşü sırasında, yüzeyinin her noktası, eşit bir ek hız kazanır. Sonuç olarak, akışın yüzeyin münferit elemanları ile buluşma açıları, tamamen öteleme hareketindeki buluşma açılarından farklıdır. Buluşma açılarının değiştirilmesi, ağırlık merkezinde uygulanan bileşke ve ağırlık merkezinden geçen enine eksen etrafındaki momente indirgenebilen ek aerodinamik kuvvetlerin ortaya çıkmasına neden olur.

Değer çok küçüktür ve kaldırma hesaplamalarında genellikle ihmal edilir.

An, uçağın dinamik özelliklerini önemli ölçüde etkiler. Buna perde sönümleme momenti veya uzunlamasına sönümleme momenti denir.

Sönüm momentinin büyüklüğü açısal hız ile orantılıdır. Bu yüzden.

Türevi boyutsuz moment katsayısı ve boyutsuz açısal hız cinsinden ifade edelim. Be beri ve, o zaman, moment katsayısının dönme türevi nerededir.

Boyuna sönümleme momentini, uçağın parçaları tarafından oluşturulan momentlerin toplamı olarak gösterelim: . Bu ifade (9) eşitliğine göre yeniden yazılabilir:

oranında azaltarak şunu elde ederiz:

Hesaplama tablosu ve

hesaplama tablosu

2.9 Aerodinamik katsayıların özet tablosu

3. SolidWorks 2014 paketi kullanılarak aerodinamik özelliklerin hesaplanması

SolidWorks, bilgisayar destekli tasarım, mühendislik analizi ve herhangi bir karmaşıklık ve amaca sahip ürünlerin ön üretim sistemidir. SolidWorks CAD geliştiricisi SolidWorks Corp.'dur. (ABD), yüksek teknolojili yazılımda dünya lideri olan Dassault Systemes'in (Fransa) bağımsız bir bölümü. Geliştirme SolidWorks Corp. Nitelikli destekle birleştiğinde, SolidWorks'ü endüstriyel ve kişisel kullanım için en iyi çözüm yapan yüksek kalite, güvenilirlik ve performans seviyeleri ile karakterize edilir. Yazılım, Windows platformunda çalışır, Rusça dilini destekler ve buna göre GOST ve ESKD'yi destekler.

Bu paket, SolidWorks ortamındaki bir akışkan dinamiği analiz modülü olan Flow Simulation'ı kullanarak insan faktörüne bağlı hataları en aza indirerek bir uçak modeli oluşturmanıza ve aerodinamiği hesaplamanıza olanak tanır.

Bu kurs projesinde, SolidWorks 2014 ve SolidWorks Flow Simulation 2012 kullanılarak bir Tomahawk KR modeli oluşturulmuş ve aerodinamik hesaplanmıştır.

SolidWorks 2014 CAD kullanılarak oluşturulan uçak modeli, Şekil 3 ve 4'te gösterilmektedir.

Şekil 3 - Modelin yandan görünüşü

Şekil 4 - Modelin önden görünümü

3.2 Hücum açısı ve akış hızı seçimi

Mach: M=0.7, 1.2 ve hücum açısı 6=0 derece için aerodinamik katsayılar hesaplanacaktır.

Aerodinamik kuvvetler ve momentler, aerodinamik katsayılar bilinerek belirlenebilir.

Toplam aerodinamik kuvvetin ve toplam aerodinamik momentin sırasıyla hız ve ilgili koordinat sistemlerinin eksenleri üzerindeki izdüşümlerindeki temsiline göre, aerodinamik katsayıların aşağıdaki isimleri kabul edilir: - sürükleme, kaldırma ve yanal kuvvetin aerodinamik katsayıları; - yuvarlanma, yalpalama ve yalpalama anlarının aerodinamik katsayıları.

3.3 Hesaplama sonuçları

Hesaplama sonuçları, b= 0 derecede akış hızı М=0.7 ve М=1.2 için verilmiştir. Sonuçlar Şekil 5-14 ve Tablo 10'da gösterilmektedir.

b=0 ve M=1.2 için

Şekil 5 - Hızı değiştirmenin sonuçları

Şekil 6 - Basınç değişikliklerinin sonuçları

Şekil 7 - Yoğunluk değişikliği sonuçları

Şekil 8 - Sıcaklık değişiminin sonuçları

b=0 ve M=0.7 için

Şekil 9 - Hızı değiştirmenin sonuçları

Şekil 10 - Basınç değişikliklerinin sonuçları

Şekil 11 - Yoğunluk değişikliği sonuçları

Şekil 12 - Sıcaklık değişiminin sonuçları

Şekil 13-M=1.2 için temel parametreler

Şekil 14-M=0.7 için temel parametreler

Kaldırma kuvveti ve sürükleme kuvvetinin değerlerini bildiğimiz için Y \u003d c y qS ve X \u003d c x qS ifadelerinden y ve x ile ifade edebiliriz.

hesaplama tablosu

Çözüm

Bu kurs projesinde KR "Tomahawk" tipi bir uçak ele alınmış ve aerodinamik katsayıları hesaplanmıştır.

Hesaplamalar sonucunda sürükleme katsayılarının, kaldırma katsayılarının ve aerodinamik momentlerin katsayılarının değerleri elde edilmiştir. Aerodinamik özellikler göz önünde bulundurulduğunda, özelliklerin izole gövdeler ve yük taşıyan yüzeyler (kanatlar ve tüyler) ve bunların kombinasyonları için ayrı bileşenlere bölünmesi ilkesi kullanılabilir. İkinci durumda, aerodinamik kuvvetler ve momentler, karşılık gelen özelliklerin (izole gövde, kanatlar ve kuyruk için) ve etkileşim etkilerinden kaynaklanan girişim düzeltmelerinin toplamı olarak belirlenir. Aerodinamik kuvvetler ve momentler, aerodinamik katsayılar kullanılarak belirlenebilir.

Aerodinamik katsayıların hesaplanması ve Lebedev-Chernobrovkin analitik yönteminin ve sayısal simülasyonun karşılaştırmalı analizinin sonuçları tabloda verilmiştir.

Hesaplama sonuçlarının karşılaştırmalı analizi

İncelenen uçağın bir modeli CAD SolidWorks 2014 SP5.0 kullanılarak oluşturuldu ve aerodinamiği SolidWorks Flow Simulation kullanılarak incelendi. Yapılan hesaplamalar sonucunda, sayısal benzetim tekniğinin, üflenen nesnenin hesaplanan şekli ile gerçek şekli arasındaki farktan kaynaklanan hesaplama hatalarının önüne geçildiği göz önünde bulundurulmalıdır. Teknik ayrıca, modellerin imalatındaki yanlışlıkların rüzgar tünellerinde üflemelerinin sonuçları üzerindeki etkisinin derecesini değerlendirmeyi mümkün kılar.

Lebedev-Chernobrovkin'in analitik yöntemi, çok sayıda deneysel verinin analizinden elde edilen yarı deneysel modellere dayanmaktadır. Bu yöntem kesin bilimsel hesaplamalar için uygun değildir, ancak eğitim amaçlı ve ilk yaklaşımda aerodinamik katsayıları hesaplamak için kullanılabilir.

bibliyografik liste

1. Lebedev A.A., Chernobrovkin L.S. uçuş dinamikleri - M.: Mashinostroenie, 1973. - 615 s.: hasta.

2. Şalygin A.Ş. - Uçağın aerodinamik özellikleri. - St.Petersburg: BSTU, 2003. - 119 s.

3. SolidWorks - bilgisayar destekli tasarım için dünya standardı [Elektronik kaynak] - http://www.solidworks.ru/products/ - erişim tarihi: 15 Kasım 2014

4 David Salomon Bilgisayar Grafikleri için Eğriler ve Yüzeyler. - Springer, 2006.

5. .B. Karpenko, SM Ganin "Yerli havacılık taktik füzeleri" 2000

6. İnsansız hava araçları için stabilizasyon sistemlerinde kontrolün sentezi. A.S. Shalygin. SPB 2005

Benzer Belgeler

Uyumlu bir eşleme kullanarak teorik bir NEZH profili oluşturmanın özellikleri N.E. Zhukovski. Uçağın geometrik parametreleri ve direnci. Bir uçağın baştan aşağı ve aerodinamik özelliklerini belirleme yöntemi.

dönem ödevi, 19.04.2010 tarihinde eklendi


Uçak kalkış ve iniş özelliklerinin incelenmesi: kanat boyutlarının ve tarama açılarının belirlenmesi; kritik Mach sayısı, aerodinamik sürükleme katsayısı, kaldırma kuvvetinin hesaplanması. Kalkış ve iniş kutuplarının inşası.

dönem ödevi, 24.10.2012 tarihinde eklendi


An-225 uçağının kritik altı kutbunun inşası. Kanat ve kuyruk profillerinin kalınlıkları için tavsiye edilen değerler. Uçağın uçuş özelliklerinin hesaplanması, kaldırma katsayısının hücum açısına bağımlılığının çizilmesi. Kutup dökümünün Mach sayısına bağımlılığı.

dönem ödevi, 17.06.2015 tarihinde eklendi


Tamamen türbülanslı bir sınır tabakası koşulları altında bir uçağın yatak elemanlarının, gövdesinin, motor nasellerinin ve dış tanklarının ön dirençlerinin hesaplanması. Uçağın bağımlılığı, saldırı açısına sürüklenir. Kanat kutbunun hesaplanması ve yapımı.

dönem ödevi, 12/03/2013 eklendi


Uçak gövdesi, yatay kuyruk geometrik özelliklerinin hesaplanması. Pilonun minimum sürükleme katsayısının hesaplanması. Uçak kalkış ve iniş özellikleri. Aerodinamik kalitenin hücum açısına bağımlılığının inşası.

dönem ödevi, 29.10.2012 tarihinde eklendi


Bir roket stabilizasyon sisteminin geliştirilmesi. Uçağın parçalarının ana geometrik parametreleri (AGM-158 Jassm). Direksiyon dişlisi hata ayıklama. Genlik, faz özellikleri. Test standı tasarımı. Motor gücünün kontrol edilmesi ve hesaplanması.

tez, 22.04.2015 eklendi


Muhafaza bölmelerinin flanş bağlantısının tasarım hesabı. Aerodinamik kontrollerin güç tahrikleri. Kontrol mekanizması kolunun yapısı ve tasarımı. Kanat ve gövde üzerine etki eden yükler. Mukavemet için kalıp parçalarının hesaplanması.

dönem ödevi, 01/29/2013 eklendi


Bir uçağın kontrollü uçuşu. Boyuna hareketin matematiksel tanımı. Uçağın uzunlamasına hareketinin hareketlerinin doğrusallaştırılması. Boyuna hareketin lineerleştirilmiş diferansiyel denklem sistemi için simülasyon modeli.

dönem ödevi, 04/04/2015 eklendi


Ses altı yolcu uçağının kutuplarının hesaplanması ve yapımı. Kanat ve gövdenin minimum ve maksimum sürükleme katsayılarının belirlenmesi. Zararlı uçak sürüklemelerinin özeti. Kutupların yapısı ve kaldırma katsayısı eğrisi.

dönem ödevi, 03/01/2015 eklendi


Bir cismin etrafındaki hava akışı. Uçak kanadı, geometrik özellikler, ortalama aerodinamik kiriş, sürükleme, kaldırma-sürükleme oranı. Uçak polar. Kanadın baskı merkezi ve hücum açısına bağlı olarak pozisyonundaki değişiklik.

AERODİNAMİK ISITMA

Havada veya diğer gazlarda yüksek hızda hareket eden cisimlerin ısınması. A. N. - vücuda gelen hava moleküllerinin vücudun yakınında yavaşlamasının sonucu. Uçuş süpersonik ile yapılırsa. hız, yavaşlama öncelikle vücudun önünde oluşan şok dalgasında meydana gelir. Hava moleküllerinin daha fazla yavaşlaması, sözde doğrudan vücudun yüzeyinde gerçekleşir. sınır tabakası. Hava moleküllerinin akışı yavaşladığında, kaotik (termal) hareketlerinin enerjisi artar, yani hareket eden cismin yüzeyine yakın gazın sıcaklığı artar. Maks. Hareket eden bir cismin yakınında gazın ısınabileceği temp-pa sözde değere yakındır. yavaşlama sıcaklığı: Т0= Tн+v2/2cp, burada Тн - gelen hava sıcaklığı, v - vücut uçuş hızı, ort. DC'de gazın ısı kapasitesi. baskı yapmak. Yani, örneğin, süpersonik uçarken. ses hızının üç katı (yaklaşık 1 km/s) olan uçaklarda, yavaşlama oranı yakl. 400°C ve kozmosun girişinde. 1. uzaydan Dünya atmosferine aparat. hız (yaklaşık 8 km / s), frenleme sıcaklığı 8000 ° С'ye ulaşır. İlk durumda, yeterince uzunsa. uçuş sırasında, uçak dış yüzeyinin sıcaklığı, frenleme sıcaklığına yakın olabilir, ardından ikinci durumda, uzayın yüzeyi. Malzemelerin bu kadar yüksek sıcaklıklara dayanamaması nedeniyle aparat kaçınılmaz olarak çökmeye başlayacaktır.

Yükselen gaz alanlarından. temp-swarm ısısı hareketli bir cisme aktarılır, A. n. A.n.'nin iki formu vardır - konvektif ve radyasyon. Konvektif ısıtma, sınır tabakasının dış, "sıcak" kısmından gövdenin yüzeyine bir payanda yoluyla ısı transferinin bir sonucudur. makroskobik hareket ederken ısıl iletkenlik ve ısı transferi. çevre elemanları. Kantitatif olarak, konvektif ısı akısı qk, şu ilişkiden belirlenir: qk = a(Te-Tw), burada Te, denge sıcaklığı-pa'dır (sınır sıcaklığı-pa; enerji giderme), Tw - yüzeyin gerçek sıcaklığı ve - katsayı. uçuşun hızına ve irtifasına, vücudun şekline ve boyutuna ve diğer faktörlere bağlı olan konvektif ısı transferi. Denge temp-pa Te, temp-re frenlemeye yakın. katsayı. Listelenen parametreler üzerinde a, sınır tabakasındaki (laminer veya türbülanslı) akış rejimi tarafından belirlenir. Türbülanslı akış durumunda, konvektif ısıtma daha yoğun hale gelir. Bunun nedeni, ek olarak termal iletkenlik, sınır tabakasındaki türbülanslı hız dalgalanmaları, enerji transferinde önemli bir rol oynamaya başlar.

Uçuş hızı arttıkça, şok dalgasının arkasındaki ve sınır tabakasındaki hava sıcaklığı artarak moleküllerin ayrışmasına ve iyonlaşmasına neden olur. Bu durumda oluşan atomlar, iyonlar ve elektronlar daha soğuk bir bölgeye - vücudun yüzeyine yayılır. Orada, ısının salınmasıyla devam eden bir ters reaksiyon (rekombinasyon) gerçekleşir. Bu bir ek verir. konvektif A'ya katkı n.

Uçuş hızı = 5000 m/s'ye ulaşıldığında, şok dalgasının arkasındaki sıcaklık, gazın enerji yaymaya başladığı değerlere ulaşır. Radyant nedeniyle alanlardan enerji transferi artar. sıcaklık-vücut yüzeyine radyasyon sürüsü oluşur. sıcaklık. Bu durumda spektrumun görünür ve UV bölgelerindeki radyasyon en büyük rolü oynar. Dünya atmosferinde 1. kozmik ışınımın altındaki hızlarda uçarken. ısıtma, konvektif ile karşılaştırıldığında küçüktür. 2. kozmosta. hızlar (11,2 km / s), değerleri yakınlaşır ve 13-15 km / s ve daha yüksek uçuş hızlarında, diğer gezegenlere uçtuktan sonra nesnelerin Dünya'ya dönüşüne karşılık gelir, ana. zaten radyasyona katkıda bulunur. sıcaklık.

Bir. Dünya'nın atmosfer boşluğuna dönüşünde önemli bir rol oynar. cihazlar. A. n ile savaşmak için. uçmak. cihazlar özel donanımlıdır Termal koruma sistemleri. Aktif ve pasif termal koruma yöntemleri vardır. Aktif yöntemlerde, gaz halindeki veya sıvı bir soğutucu, korunan yüzeye zorla beslenir ve ana devreyi devralır. yüzeye verilen ısının bir kısmı. Gazlı soğutucu, olduğu gibi, yüzeyi yüksek dış sıcaklığın etkilerinden korur. ortam ve yüzeyde koruyucu bir film oluşturan sıvı soğutucu, filmin ısınması ve buharlaşması ve ardından buharların ısınması nedeniyle yüzeye yaklaşan ısıyı emer. Pasif termal koruma yöntemlerinde, ısı akışının etkisi özel olarak ele alınır. şekilde tasarlanmış ext. kılıf veya özel uygulanan kaplama inşaat. Radyasyon termal koruması, harici olarak kullanıma dayanmaktadır. yüksek sıcaklık-pax'ta yeterli mekanik mukavemeti koruyan bir malzemeden kabuklar. kuvvet. Bu durumda, böyle bir malzemenin yüzeyine gelen ısı akısının tamamına yakını çevredeki sanayiye yeniden ışınlanır.

Roket uzayındaki en büyük dağıtım. teknoloji, korunan yapı özel bir tabaka ile kaplandığında, çöken kaplamaların yardımıyla termal koruma aldı. bir kısmı bir ısı akısının etkisi altında erime, buharlaşma, süblimleşme ve kimyasal işlemlerin bir sonucu olarak yok olabilen malzeme. reaksiyonlar. Aynı zamanda, ana uygun ısının bir kısmı ayrıştırmanın uygulanması için harcanır. fiz.-kim. dönüşümler. Ek çit. Etki, ext'e üfleme nedeniyle gerçekleşir. ısı koruyucu malzemenin yok edilmesinin nispeten soğuk gazlı ürünlerinin ortamı. Çöken ısı koruyucu kaplamalara bir örnek, cam elyafı ve diğer organik plastiklerdir. ve organosilikon. bağlayıcılar Uçağı A'dan korumanın bir yolu olarak. n. karbon-karbon kompozitleri de kullanılmaktadır. malzemeler.

• - şehir planlamasında - rüzgar basıncının normatif katsayısı veya bir yapı, bina veya yapının yüzeyinin ön direnci, rüzgar basıncının hızının statik bir değer elde etmek için çarpıldığı ...

  İnşaat sözlüğü

• - Rusya'da teorik ve deneysel aerodinamik üzerine araştırma yapan ilk araştırma kurumu...

  teknoloji ansiklopedisi

• - momentlerin denge koşulunun karşılandığı varsayımı altında uçağın bir malzeme noktası olarak hareketinin hesaplanması ...

  teknoloji ansiklopedisi

• - deneysel kurulumlarda ve stantlarda veya uçuş koşullarında hava akışlarının modellenmesini ve akışların incelenenlerle etkileşimini uygulayan bir dizi önlem ve yöntem ...

  teknoloji ansiklopedisi

• - uçan bir uçağın veya başka bir uçağın arkasında bir girdap akışı alanı ...

  teknoloji ansiklopedisi

• - havada veya başka bir gazda yüksek hızda hareket eden bir cismin sıcaklığındaki artış. AI, bir vücudun yüzeyine yakın gaz moleküllerinin yavaşlamasının sonucudur. Yani, kozmik girişte ...

  Doğal bilim. ansiklopedik sözlük

• - Aerodinamik kuvvet ve moment...
• - havada veya diğer gazlarda yüksek hızda hareket eden cisimlerin ısıtılması. Bir. - Vücuda gelen hava moleküllerinin cismin yakınında yavaşlaması sonucu oluşur. Eğer uçuş...

  Büyük Sovyet Ansiklopedisi

• - ...

  birleştirildi Ayrı ayrı. Kısa çizgi aracılığıyla. sözlük referansı

• - ...

  Rus Dilinin Yazım Sözlüğü

• - AERODİNAMİK, -ve, peki. Havanın ve diğer gazların hareketini ve gazların onlar tarafından aerodinamik hale getirilen cisimlerle etkileşimini inceleyen bir aeromekanik dalı ...

  Ozhegov'un açıklayıcı sözlüğü

• - AERODİNAMİK, aerodinamik, aerodinamik. sıf. aerodinamiğe...

  Ushakov'un Açıklayıcı Sözlüğü

• - aerodinamik 1. oran isim ile onunla ilişkili aerodinamik 2...

  Efremova'nın Açıklayıcı Sözlüğü

• - ...

  Yazım Sözlüğü

• - aerodinamik "...

  Rusça yazım sözlüğü

• - ...

  Kelime formları

Kitaplarda "AERODİNAMİK ISITMA"

yüksek frekanslı ısıtma

aerodinamik an

aerodinamik ısıtma

dielektrik ısıtma

indüksiyonla ısıtma

kızılötesi ısıtma

metal ısıtma

Aerodinamiği izleyin

7.1.1. DİRENÇLİ ISITMA