Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа томагавк
При подъеме модели ракеты у нее есть друзья и враги. Разгоняет ракету сила тяги, а препятствуют разгону две силы: сила притяжения Земли и сила аэродинамического (дословно: воздушно-силового) сопротивления. Велики ли силы, тормозящие ракету? Силен ли враг?
Обратимся к космической технике. Установлено, что при выведении космического аппарата на круговую орбиту, высота которой 500 км , потери скорости вследствие аэродинамического торможения составляют 0,4 км/сек , а гравитационные потери (потери, вызванные действием силы притяжения Земли) — 1,1 км/сек . Как видим, потери значительные.
Еще большие потери сопутствуют полету модели, особенно потери аэродинамические: полет космической ракеты лишь частично происходит в плотных слоях атмосферы (напомним, что 75% всей массы атмосферы содержит десятикилометровый нижний ее слой), а полет модели полностью совершается в плотной среде.
Какова же природа аэродинамического сопротивления?
Сопротивление, которое воздействует на модели ракет и сами ракеты, на самолеты, автомобили, корабли, — в общем, на все, что передвигается в жидкой или газообразной среде, — создается двумя силами: трением и давлением.
Сопротивление давления возникает потому, что воздушная среда обладает инерцией, мерой которой служит ее масса или массовая плотность. Когда тело движется в атмосфере, частицы воздуха должны расступаться, освобождая пространство для тела. При этом они ускоряются и в соответствии с физическими законами Ньютона оказывают противодействие движущемуся телу. В результате такого противодействия и возникает сопротивление давления.
Велики ли силы сопротивления и давления при полете модели? Какова их сравнительная роль в создании общего сопротивления?
Расчеты показывают, что для модели длиной около четверти метра и диаметром 25 мм силы трения могут достигать величины 4 Г , а силы давления — 60 Г . Как мы видим, силы давления играют большую роль в создании аэродинамического сопротивления. Однако при некоторых условиях, о них мы скажем дальше, силы трения могут быть значительно больше.
Аэродинамическое сопротивление ракет и моделей рассчитывают по формуле:
где Q — полное аэродинамическое сопротивление;
r — массовая плотность воздуха;
V — скорость полета;
S — площадь наибольшего поперечного сечения (миделя) ракеты.
Буквами c x (читается: цэ-икс) в формуле обозначен безразмерный поправочный коэффициент, называемый коэффициентом лобового аэродинамического сопротивления. Итак, лобовое сопротивление модели или ракеты будет тем больше, чем плотнее среда, в которой происходит полет (чем больше массовая плотность воздуха r ). Сопротивление также очень сильно зависит от скорости полета: если, например, скорость увеличивается вдвое, то сопротивление возрастает вчетверо, при тройном увеличении скорости сопротивление возрастает в 9 раз!
Особое внимание моделисту следует обратить на коэффициент лобового сопротивления — именно с помощью этого коэффициента можно в значительной мере повлиять на величину аэродинамической тормозящей силы, а значит, и на летные свойства модели.
Для одноступенчатой модели коэффициент аэродинамического сопротивления будет где-то около 0,4 — 0,5. Обычно его определяют опытным путем, продувая модели в аэродинамических трубах.
Простейшая аэродинамическая труба изображена на рисунке 25. Воздух засасывается в трубу вентилятором, который приводится во вращение электромотором. Во входной части трубы находится спрямляющая решетка. Она создает в рабочей части равномерный поток. За рабочей частью, в которой устанавливается испытуемая модель, труба плавно расширяется. Если выход трубы соединить каналом со входом, то получится труба с замкнутым потоком. У труб такого типа при одних и тех же размерах рабочей части и при одной и той же мощности мотора скорость в рабочей части будет больше, чем у трубы с незамкнутым потоком.
Коэффициент лобового сопротивления характеризует важное качество летящего тела — его обтекаемость. Посмотрите на рисунок 26. На нем изображены различные по своей форме тела: простые — пластина, цилиндр, шар и более сложные — сочетание полусферы и конуса, каплеобразное тело. Все они имеют разные коэффициенты сопротивления, причем самое меньшее у последнего, так как оно имеет обтекаемую форму. Обтекаемое тело, как показывает само название, имеет контуры, которые точно следуют пути частиц воздуха у его поверхности, причем движение частиц происходит плавно, без резких изменений их траектории. Разнообразные примеры обтекаемых тел дает нам природа. Понаблюдайте, как быстро разрезает толщу воды рыба или обыкновенный головастик, как стремителен полет птицы, — все это возможно лишь потому, что природа позаботилась, чтобы их тела были обтекаемыми.
Обтекаемая форма была бы наилучшей и для модели ракеты. К сожалению, мы не можем точно следовать мудрым указаниям природы: закругленную головную часть и продолговатый корпус сделать еще можно, но вот для кормовой части ракеты сужающаяся, сходящая на нет форма не подойдет: если сделать хвост ракеты такой формы, то негде будет разместить двигатель, обеспечивающий продвижение ракеты вперед.
В аэродинамике скорость движущегося тела принято сравнивать со скоростью распространения в воздухе звуковых колебаний. Когда скорость полета станет приближаться к скорости звука, то картина обтекания тела резко изменяется. Доступны ли такие скорости моделям? Конечно, доступны, и особенно, многоступенчатым. А вот природе такие скорости не по плечу, и поэтому мы не сможем найти подходящего живого примера, который бы подсказал нам, какой должна быть форма тела при около- или сверхзвуковых скоростях. Что же происходит при движении со скоростями, близкими к скорости звука?
Для сравнения скорости потока со скоростью звука в аэродинамике используют специальный показатель — число M , отношение скорости полета к скорости звука. Чем ближе скорость полета к скорости звука, тем ближе число M к единице. На сверхзвуковых скоростях оно, естественно, больше единицы. При около- и сверхзвуковых скоростях формула для расчета аэродинамического сопротивления не меняется, однако коэффициент c x в этой формуле изменяется очень сильно. На рисунке 28 показана его зависимость от числа M для одной из баллистических ракет. На этом же рисунке, сбоку, показано, как на теле ракеты возникают и усиливаются с ростом числа M скачки уплотнения. Условно весь график можно разбить на три зоны. В первой зоне c x постоянен и не зависит от числа M . На нашем графике первая зона заканчивается при числе M = 0,6. Режим обтекания в этой зоне называется чисто дозвуковым.
Во второй зоне c x растет. Чем же объяснить рост коэффициента сопротивления при числах M , меньших единицы? Дело в том, что струйки воздуха, обтекающие тело, поджимаются им, и воздух вблизи поверхности ракеты разгоняется. При этом местная скорость воздуха может стать равной или даже большей скорости звука, что приведет к образованию скачка уплотнения еще на дозвуковой скорости полета!
С увеличением числа M полета интенсивность скачков возрастает, и при скорости несколько большей скорости звука коэффициент сопротивления становится самым большим.
В третьей зоне c x постепенно падает — в этой зоне скачки все больше наклоняются к поверхности тела, а интенсивность наклоненных скачков, как это доказывается в аэродинамике, снижается.
В авиации и ракетной технике научились выбирать наиболее выгодные формы летательного аппарата. Какие же формы присущи современным ракетам?
Ракета или модель, как правило, состоит из двух основных частей: корпуса и оперения (не забывайте, что это деление ведется с точки зрения формы ракеты).
Корпус типичной ракеты (рис. 29) делится на переднюю головную (носовую) часть, среднюю цилиндрическую и заднюю кормовую (или хвостовую) части.
Наиболее распространенными формами головной части являются коническая, оживальная и параболическая. Образующей конической головной части является прямая, оживальной — дуга окружности, а параболической — дуга параболы. Касательная к образующей головной части в точке пересечения образующей с осью ракеты составляет с осью угол. называемый углом конусности. На рисунке 29 этот угол обозначен буквой b 0 . Иногда носик головной части выполняют закругленным (как это показано пунктиром на рисунке).
Что потребуется для изготовления носовой части ракеты?
Формы кормовой части корпуса в значительной мере влияют на величину так называемого донного сопротивления. Оно представляет собой часть сопротивления давления и является следствием разрежения за кормой: кольцевая струя воздуха на срезе кормы стремится отсосать его из-за кормы — подобное отсасывающее (эжектирующее) действие струи воздуха можно наблюдать в обычном пульверизаторе или струйном насосе. С целью уменьшения донного сопротивления кормовую часть делают сужающейся, но встречаются кормовые части цилиндрической и даже расширяющейся конической формы.
Геометрические показатели корпуса ракеты в целом принято характеризовать двумя основными данными: диаметром сечения миделя d мид и удлинением l (отношение длины корпуса l к диаметру миделя)
Немалую роль в создании аэродинамического сопротивления играет оперение. Более половины сопротивления всей ракеты может быть вызвано оперением. Геометрические формы оперения, так же как и формы крыла самолета, принято классифицировать по виду профиля и по виду оперения в плане.
Форма профиля оперения может быть дозвуковой и сверхзвуковой. В любом случае для оперения применяются симметричные профили, средняя линия такого профиля является осью его симметрии. Отрезок прямой линии, соединяющей две наиболее удаленные точки контура профиля, называется хордой (обозначен буквой b на рисунке 32).
Очень важной геометрической характеристикой профиля является его относительная толщина ( c ), которая определяется путем деления максимальной толщины профиля c (см. рис.) на длину хорды
Профиль дозвуковой формы напоминает каплевидное тело вращения. Он имеет большую относительную толщину, равную 10 — 12%, закругленный носок и плавные обводы контура. Профиль сверхзвуковой формы характеризуется острым носком и малыми значениями относительной толщины ( c = 3 — 5%). Его контур образован либо дугами кривых линий с малой кривизной, либо отрезками прямых. На рисунке показаны два наиболее распространенных профиля: чечевицеобразный (контур образован дугами окружности или параболы) и ромбовидный.
Для характеристики формы оперения в плане следует указать размеры концевой ( b конц ) и корневой хорды ( b корн ), размах оперения (на рис. 32 показан полуразмах оперения l /2) и угол стреловидности c (угол между передней кромкой и поперечной осью ракеты). В зависимости от выбора линейных и угловых размеров изменяется и форма оперения в плане. Наибольшее распространение получили прямоугольная, трапециевидная, стреловидная и треугольная формы. Так же как и корпус ракеты, оперение реальной ракеты или модели может быть значительно более сложной формы, чем описанные нами. Могут быть ракеты, вообще не имеющие оперения, — все это зависит от выбора способа стабилизации ракет в полете. Если же вы решили применить на ракетной модели оперение, не забывайте придать ему обтекаемую форму. Не упускайте из виду интересный факт: круглый провод миллиметрового сечения создает такое же сопротивление, как и обтекаемый профиль сантиметровой толщины. А несущие свойства такого профиля (под этим термином понимается способность профиля создавать подъемную силу — это очень важно для стабилизации ракеты!) значительно лучше, чем у непрофилированной.
Наружная поверхность модели должна быть гладкой. Шероховатость способствует увеличению сопротивления трения, а в этом случае (при грубой обработке модели) общее сопротивление может увеличиться почти на 20%! Установлено, что выступы на модели не должны превышать 0,1 мм, то есть толщину листа обычной писчей бумаги.
Отрыв пограничного слоя и вихреобразование увеличивают лобовое сопротивление — форма должна способствовать обтеканию модели без срыва, то есть должна быть хорошо обтекаемой.
Перед тем как выбрать форму любой части модели, следует знать, на какой же скорости, или, точнее, с каким числом M она полетит. Современные ракеты достигают огромных значений чисел M и разгоняются до космических скоростей. Число M полета моделей ракет пока меньше единицы. Но скорость звука — это далеко не предел скорости модели, особенно многоступенчатой. Рассчитать скорость полета проектируемой модели или прикинуть ее величину с помощью экспериментальной ракеты — вот путь к наиболее правильному выбору формы модели.
На дозвуковых скоростях более выгодна форма головной части с закругленным носиком, а на сверхзвуковых — заостренная головная часть. Угол конусности головной части выбирают в пределах 10 — 45°. Не забывайте, что сильно удлиненная и заостренная головная часть способствует увеличению сопротивления трения, а на дозвуковой скорости — срыву и возмущению потока.
Подумайте, может быть, и вам стоит пожертвовать пешку, а то и ферзя, чтобы получить удачную конструкцию: не всегда требование наименьшего сопротивления будет основным для успеха модели на соревнованиях.
Мидель модели должен быть минимальным — нужно всячески стремиться уменьшать поперечные размеры модели.
Форму профиля оперения также нужно выбирать в соответствии с ожидаемой скоростью полета модели. Следует, однако, отметить, что при сверхзвуковой скорости профиль оперения может быть дозвуковым, — все зависит от формы оперения в плане. Так, при стреловидности в 60° дозвуковой характер обтекания профиля оперения сохраняется до чисел M полета, равных примерно двум. По этой же причине стреловидные крылья получили широкое распространение в современной авиации: дозвуковой профиль крыла обеспечивает безотрывность обтекания на малых скоростях полета, а стреловидность — малое сопротивление при больших числах M .
Аэродинамики уже давно столкнулись с таким фактом, что сумма сопротивлений, создаваемых каждой частью летательного аппарата в отдельности, не равна сопротивлению всего летательного аппарата. Этот факт объясняется интерференцией или взаимным влиянием частей летательного аппарата. Интерференция бывает полезной — в этом случае сумма сопротивлений частей ракеты, замеренных при изолированном испытании каждой части, больше сопротивления всей ракеты, — и вредной, приводящей к увеличению сопротивления ракеты.
Таким образом, недостаточно выбрать составные части ракеты так, чтобы их сопротивления были минимальны, нужно их соответствующим образом соединить, скомпоновать. Следует заметить, что аэродинамическая компоновка ракеты определяется не только требованием минимума сопротивления всей ракеты, но и другими требованиями, в частности, требованием аэродинамической устойчивости полета.
Вычисление аэродинамических характеристик исследуемой ракеты: подъемная сила, производная коэффициента подъемной силы летательного аппарата, лобовое сопротивление, момент тангажа. Структура системы SolidWorks 2014 Выбор углов атаки и скорости потока.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 20.12.2015 |
| Размер файла | 1,5 M |
Соглашение об использовании материалов сайта
Просим использовать работы, опубликованные на сайте, исключительно в личных целях. Публикация материалов на других сайтах запрещена.
Данная работа (и все другие) доступна для скачивания совершенно бесплатно. Мысленно можете поблагодарить ее автора и коллектив сайта.
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Подобные документы
Особенности построения теоретического профиля НЕЖ с помощью конформного отображения Н.Е. Жуковского. Геометрические параметры и сопротивление летательного аппарата. Методика определения сквозных и аэродинамических характеристик летательного аппарата.
курсовая работа [399,0 K], добавлен 19.04.2010
Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012
Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 17.06.2015
Расчет лобовых сопротивлений несущих элементов, фюзеляжа, мотогондол и подвесных баков летательного аппарата в условиях полностью турбулентного пограничного слоя. Зависимость лобового сопротивления ЛА по углу атаки. Расчет и построение поляры крыла.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 03.12.2013
Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2012
Параметры самолёта с прямоугольным крылом. Определение углов скоса в центральном и концевом сечениях крыла, при П–образной модели вихревой системы. Расчет максимального перепада давления на обшивке крыла под действием полного давления набегающего потока.
контрольная работа [248,8 K], добавлен 24.03.2019
Разработка системы стабилизации ракеты. Основные геометрические параметры частей летательного аппарата (AGM-158 Jassm). Отладка рулевого привода. Амплитудные, фазовые характеристики. Конструкция испытательного стенда. Проверка и расчет мощности двигателя.
Вычисление аэродинамических характеристик исследуемой ракеты: подъемная сила, производная коэффициента подъемной силы летательного аппарата, лобовое сопротивление, момент тангажа. Структура системы SolidWorks 2014 Выбор углов атаки и скорости потока.
Подобные документы
Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
курсовая работа, добавлен 24.10.2012
Построение докритической поляры самолета Ан-225. Рекомендуемые значения толщин профилей крыла и оперения. Расчёт полётных характеристик самолёта, построение зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость отвала поляры от числа Маха.
курсовая работа, добавлен 17.06.2015
Расчет лобовых сопротивлений несущих элементов, фюзеляжа, мотогондол и подвесных баков летательного аппарата в условиях полностью турбулентного пограничного слоя. Зависимость лобового сопротивления ЛА по углу атаки. Расчет и построение поляры крыла.
курсовая работа, добавлен 03.12.2013
Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
курсовая работа, добавлен 29.10.2012
Параметры самолёта с прямоугольным крылом. Определение углов скоса в центральном и концевом сечениях крыла, при П–образной модели вихревой системы. Расчет максимального перепада давления на обшивке крыла под действием полного давления набегающего потока.
контрольная работа, добавлен 24.03.2019
Разработка системы стабилизации ракеты. Основные геометрические параметры частей летательного аппарата (AGM-158 Jassm). Отладка рулевого привода. Амплитудные, фазовые характеристики. Конструкция испытательного стенда. Проверка и расчет мощности двигателя.
дипломная работа, добавлен 22.04.2015
Проектировочный расчет фланцевого соединения отсеков корпуса. Силовые приводы аэродинамических органов управления. Конструкция и проектирование рычага механизма управления. Нагрузки, действующие на крыло и на корпус. Расчет деталей штампа на прочность.
курсовая работа, добавлен 29.01.2013
Управляемый полет летательного аппарата. Математическое описание продольного движения. Линеаризация движений продольного движения летательного аппарата. Имитационная модель для линеаризованной системы дифференциальных уравнений продольного движения.
курсовая работа, добавлен 04.04.2015
Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
курсовая работа, добавлен 01.03.2015
Обтекание тела воздушным потоком. Крыло самолета, геометрические характеристики, средняя аэродинамическая хорда, лобовое сопротивление, аэродинамическое качество. Поляра самолета. Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки.
Вычисление аэродинамических характеристик исследуемой ракеты: подъемная сила, производная коэффициента подъемной силы летательного аппарата, лобовое сопротивление, момент тангажа. Структура системы SolidWorks 2014 Выбор углов атаки и скорости потока.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | курсовая работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 20.12.2015 |
| Размер файла | 1,5 M |
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Курсовой проект
Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк
Введение
тангаж ракета летательный аэродинамический
Проектирование летательного аппарата должно обязательно включать в себя расчёт его аэродинамических характеристик. Полученные результаты в дальнейшем позволяют оценить правильность выбора аэродинамической схемы, рассчитать траекторию ЛА.
Второе используемое допущение подразумевает расчленение ЛА на отдельные составляющие: корпус, оперение (крылья и рули), а также их комбинации. В таком случае характеристики вычисляются по отдельности для всех компонент, а их суммы вместе с интерференционными поправками, обуславливающими эффекты взаимодействия, определяют аэродинамические коэффициенты и моменты.
1. Крылатые ракеты
1.1 Общие сведения
Процесс создания современных КР является сложнейшей научно-технической задачей, которая решается совместно рядом научно-исследовательских, проектно-конструкторских и производственных коллективов. Можно выделить следующие основные этапы формирования КР: тактико-техническое задание, технические предложения, эскизное проектирование, рабочий проект, экспериментальная отработка, стендовые и натуральные испытания.
Работы по созданию современных образцов КР ведутся по следующим направлениям:
· увеличению дальности и скорости полёта до сверхзвуковой;
· использованию для наведения ракет комбинированных многоканальных систем обнаружения и самонаведения;
· повышению скрытности ракет путём уменьшения высоты полёта до предельных границ и усложнения траектории полёта на её конечном участке;
· оснащению бортовой аппаратуры ракет системой спутниковой навигации, которая определяет место нахождения ракеты с точностью до 10…..20 м;
· интегрированию ракет различного предназначения в единую ракетную систему морского, воздушного и наземного базирования.
Реализация перечисленных направлений достигается главным образом за счёт применения современных высоких технологий.
Технологический прорыв в авиастроении и ракетостроении, микроэлектроники и вычислительной техники, в разработке бортовых автоматических систем управления и искусственного интеллекта, двигательных установок и топлив, средств радиоэлектронной защиты и т.д. создал реальные разработки нового поколения КР и их комплексов. Стало возможным значительное увеличение дальности полёта как дозвуковых, так и сверхзвуковых КР, повышение избирательности и помехозащищённости бортовых систем автоматического управления с одновременным уменьшением (более чем в два раза) массогабаритных характеристик.
Крылатые ракеты подразделяются на две группы:
К этой группе относятся ракеты стратегического и оперативно-тактического назначения с дальностью полёта от нескольких сот до нескольких тысяч километров, которые в отличие от баллистических ракет летят к цели в плотных слоях атмосферы и имеют для этого аэродинамические поверхности, создающие подъёмную силу. Такие ракеты предназначены для поражения важных стратегических.
Крылатые ракеты, способные запускаться с подводных лодок, надводных кораблей, наземных комплексов, самолётов, обеспечивают морским, наземным и воздушным силам исключительную гибкость.
Их основными преимуществами по сравнению с БР, являются:
· почти полная неуязвимость при внезапном ракетно-ядерном нападении противника благодаря мобильности базирования, тогда как места расположения пусковых шахт с БР часто заранее известны противнику;
· снижение по сравнению с БР затрат на выполнение боевой операции по поражению цели с заданной вероятностью;
· принципиальная возможность создания для КР усовершенствованной системы наведения, функционирующей автономно или использующей спутниковую навигационную систему. Эта система может обеспечить 100%-ную вероятность поражения цели, т.е. промах, близкий к нулю, что позволит сократить необходимое число ракет, а следовательно, и эксплуатационные затраты;
· возможность создания системы оружия, которая сможет решать как стратегические, так и тактические задачи;
· перспектива создания крылатых стратегических ракет нового поколения, имеющих ещё большую дальность, сверхзвуковые и гиперзвуковые скорости, допускающих перенацеливание в полёте.
На стратегических крылатых ракетах применяют, как правило, ядерные БЧ. На тактических вариантах этих ракет устанавливаются обычные БЧ. Например, на противокорабельных ракетах могут быть установлены БЧ проникающего, фугасного или фугасно-кумулятивного типа.
Система управления крылатых ракет существенно зависит от дальности полёта, траектории ракеты и радиолокационного контраста целей. Дальние ракеты обычно имеют комбинированные системы управления, например автономную (инерциальную, астроинерциальную) плюс самонаведение на конечном участке траектории. Пуск с наземной установки, подводной лодки, корабля требует применения ракетного ускорителя, который целесообразно отделять после выгорания топлива, поэтому крылатые ракеты наземного и морского базирования делаются двухступенчатыми. При пуске с самолёта-носителя ускоритель не требуется, так как имеется достаточная начальная скорость. В качестве ускорителя обычно применяют РДТТ. Выбор маршевого двигателя определяется требованиями малого удельного расхода топлива и большого времени полёта (десятки минут или даже несколько часов). Для ракет, скорость полёта которых сравнительно невелика (М<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2 удельные расходы топлива ТРД и ПВРД становятся соизмеримыми и основную роль при выборе двигателя играют другие факторы: простота конструкции, малая масса и стоимость. В качестве топлива маршевых двигателей используются углеводородные топлива.
Проектирование летательного аппарата должно обязательно включать в себя расчёт его аэродинамических характеристик. Полученные результаты в дальнейшем позволяют оценить правильность выбора аэродинамической схемы, рассчитать траекторию ЛА.
Второе используемое допущение подразумевает расчленение ЛА на отдельные составляющие: корпус, оперение (крылья и рули), а также их комбинации. В таком случае характеристики вычисляются по отдельности для всех компонент, а их суммы вместе с интерференционными поправками, обуславливающими эффекты взаимодействия, определяют аэродинамические коэффициенты и моменты.
Крылатые ракеты
Общие сведения
Процесс создания современных КР является сложнейшей научно-технической задачей, которая решается совместно рядом научно-исследовательских, проектно-конструкторских и производственных коллективов. Можно выделить следующие основные этапы формирования КР: тактико-техническое задание, технические предложения, эскизное проектирование, рабочий проект, экспериментальная отработка, стендовые и натуральные испытания.
Работы по созданию современных образцов КР ведутся по следующим направлениям:
· увеличению дальности и скорости полёта до сверхзвуковой;
· использованию для наведения ракет комбинированных многоканальных систем обнаружения и самонаведения;
· повышению скрытности ракет путём уменьшения высоты полёта до предельных границ и усложнения траектории полёта на её конечном участке;
· оснащению бортовой аппаратуры ракет системой спутниковой навигации, которая определяет место нахождения ракеты с точностью до 10…..20 м;
· интегрированию ракет различного предназначения в единую ракетную систему морского, воздушного и наземного базирования.
Реализация перечисленных направлений достигается главным образом за счёт применения современных высоких технологий.
Технологический прорыв в авиастроении и ракетостроении, микроэлектроники и вычислительной техники, в разработке бортовых автоматических систем управления и искусственного интеллекта, двигательных установок и топлив, средств радиоэлектронной защиты и т.д. создал реальные разработки нового поколения КР и их комплексов. Стало возможным значительное увеличение дальности полёта как дозвуковых, так и сверхзвуковых КР, повышение избирательности и помехозащищённости бортовых систем автоматического управления с одновременным уменьшением (более чем в два раза) массогабаритных характеристик.
Крылатые ракеты подразделяются на две группы:
К этой группе относятся ракеты стратегического и оперативно-тактического назначения с дальностью полёта от нескольких сот до нескольких тысяч километров, которые в отличие от баллистических ракет летят к цели в плотных слоях атмосферы и имеют для этого аэродинамические поверхности, создающие подъёмную силу. Такие ракеты предназначены для поражения важных стратегических.
Крылатые ракеты, способные запускаться с подводных лодок, надводных кораблей, наземных комплексов, самолётов, обеспечивают морским, наземным и воздушным силам исключительную гибкость.
Их основными преимуществами по сравнению с БР, являются:
· почти полная неуязвимость при внезапном ракетно-ядерном нападении противника благодаря мобильности базирования, тогда как места расположения пусковых шахт с БР часто заранее известны противнику;
· снижение по сравнению с БР затрат на выполнение боевой операции по поражению цели с заданной вероятностью;
· принципиальная возможность создания для КР усовершенствованной системы наведения, функционирующей автономно или использующей спутниковую навигационную систему. Эта система может обеспечить 100%-ную вероятность поражения цели, т.е. промах, близкий к нулю, что позволит сократить необходимое число ракет, а следовательно, и эксплуатационные затраты;
· возможность создания системы оружия, которая сможет решать как стратегические, так и тактические задачи;
· перспектива создания крылатых стратегических ракет нового поколения, имеющих ещё большую дальность, сверхзвуковые и гиперзвуковые скорости, допускающих перенацеливание в полёте.
На стратегических крылатых ракетах применяют, как правило, ядерные БЧ. На тактических вариантах этих ракет устанавливаются обычные БЧ. Например, на противокорабельных ракетах могут быть установлены БЧ проникающего, фугасного или фугасно-кумулятивного типа.
Система управления крылатых ракет существенно зависит от дальности полёта, траектории ракеты и радиолокационного контраста целей. Дальние ракеты обычно имеют комбинированные системы управления, например автономную (инерциальную, астроинерциальную) плюс самонаведение на конечном участке траектории. Пуск с наземной установки, подводной лодки, корабля требует применения ракетного ускорителя, который целесообразно отделять после выгорания топлива, поэтому крылатые ракеты наземного и морского базирования делаются двухступенчатыми. При пуске с самолёта-носителя ускоритель не требуется, так как имеется достаточная начальная скорость. В качестве ускорителя обычно применяют РДТТ. Выбор маршевого двигателя определяется требованиями малого удельного расхода топлива и большого времени полёта (десятки минут или даже несколько часов). Для ракет, скорость полёта которых сравнительно невелика (М<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2 удельные расходы топлива ТРД и ПВРД становятся соизмеримыми и основную роль при выборе двигателя играют другие факторы: простота конструкции, малая масса и стоимость. В качестве топлива маршевых двигателей используются углеводородные топлива.
Читайте также: