Решение задачи формирования облика ракеты класса “воздух-воздух” на этапе предварительного проектирования

Оглавление

Список литературы.. 2

Введение. 3

§ 1. Задача определения весо-геометрических параметров компоновки. 3

§2. Задача определения аэродинамических характеристик ракеты. 8

1. Коэффициент подъемной силы ракеты. 10

2. Балансировка ракеты. 12

§3. Задача определения баллистических характеристик. 17

Список литературы

1.  Рейдель А.Л., Соколовский Г.А. Л етно-тактические характеристики ракет класса "воздух-воздух" и их связь с эффективностью авиационного боевого комплекса. М.: МАИ,1993.

2.  Рейдель А.Л., Соколовский Г.А. Аэробаллистйческие характеристики управляемых ракет кдасса "воздух-воздух". М.: МАИ, 1995,

3.  Лебедев А.А.,Чернобровхин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962 (второе издание  М.: Машиностроение, 1973).

4.  Афонин П.Б., Голубев И.С, Колотков Н.И., Монучаров В.А., Новиков В.Н., Хмелевский Г.В., Чернобровкин Л.С, Чураков В.Н. Беспилотные летательные аппараты. М.: Машиностроение, 1967.

Введение

В настоящей курсовой работе решена задача формирования облика ракеты. Под обликом, здесь, как обычно понимается совокупность концепции, параметров и управлений (функций времени).

В процессе формирования облика ракеты фиксированной концепции проектировщик должен установить связь между в весо-геометрическими параметрами ракеты и ее аэробаллистическими характеристиками. К числу основных характеристик относятся: коэффициенты аэродинамических сил и моментов, балансировка, располагаемая перегрузка ракеты, ее энерговооруженность и баллистический коэффициент.

В настоящей курсовой работе задача формирования облика ракеты (ФОР 'а) рассматривается как задача технического премирования по заданным ТТЗ [1].

Таким образом, для решения задачи ФОР 'а требуется наличие надежных методик весо-геометрических, аэродинамических и баллистических расчетов. Используемая в настоящей курсовой работе методика аэродинамического расчета основывается на работах проф. Л.С Чернобровкина [3,4]. Вместе с тем, в пособии используется накопленный автором опыт проектирования ракет класса "воздух-воздух" различных типов, в том числе и автоматизированного [1].

Этап формирования облика ракеты является важной составной частью процесса проектирования. К числу основных задач, решаемых на этом этапе относятся:

1.  Задача определения весо-геометрических параметров компоновки.

2.  Задача определения основных аэродинамических характеристик ракеты.

3.  Задача определения баллистических характеристик.

Ниже приводится методика решения указанных задач. В целях упрощения рассмотрение ограничено формированием облика ракеты типа РСД, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, причем аэродинамические характеристики ракеты определяются в линейном приближении.

Пособие предназначено для решения задач ФОР 'а в курсовом и дипломном проектах.

§ 1. Задача определения весо-геометрических параметров компоновки.

Рассмотрим задачу определения весо-геометрических параметров компоновки, ракеты фиксированного стартового веса – G_o. К числу основных геометрических параметров, определяемых на этапе формирования облика ракеты (этап ФОР 'а), относятся:

1.  Геометрические параметры корпуса ракеты: диаметр - D, длина- L, положение центра тяжести (начальное, конечное), форма и удлинение носовой части - λ_нос.

2.  Геометрические параметры несущих (крыло) и управляющих (руль) поверхностей (размеры, положение и форма). Задача определения указанных параметров в полной постановке является многопараметрической. Однако на этапе ФОРа эта задача может быть усечена. Рассмотрим основные соображения, используемые при ее усечении.

3.  Положение руля на корпусе ракеты. Положение руля выбирается из условия обеспечения максимально возможного плеча рулей относительно центра тяжести ракеты. Для этого руль располагается в хвостовой части ракеты таким образом, чтобы его задняя кромка совпадала с донным срезом.

4.   Положение крыла на корпусе ракеты. Положение крыла выбирается из конструктивно-технологических соображений. Важно, чтобы крыло крепилось на одном отсеке. В качестве такого отсека обычно используется корпус двигателя.

5.  Размах крыла. Особенность сопряжения ракеты с самолетом-носителем накладывает жесткие требования на ее поперечный габарит. Если крыло в транспортном положении не складывается, что обычно для компоновок современных ракет, то приходится ограничивать размах крыльев. Если £ и £_к - соответственно полный размах и размах консолей (размах изолированного крыла, составленного из двух консолей), а величина - а - сторона описанного по крылу квадрата (см. рис.1.1,а), то имеет место соотношение

£ = £_к +D  =√2-а(1.1)

В современных РСД величина "а" обычно ограничивается значением (0,3 ÷ 0,35) м., что соответствует размаху крыльев £ ≈ (0,425÷0,5) м. и приводит к необходимости использования крыльев сверхмалого удлинения.