Исследование влияния параметров твердотопливного двигателя и условий полета крылатой ракеты на ее массогабаритные характеристики (Лабораторная работа № 2)

Лабораторная работа N-2

Исследование влияния параметров твердотопливного    двигателя и условий полета крылатой ракеты на ее массогабаритные характеристики.

1.1 Цель и содержание работы

Лабораторная работа предназначена для изучения влияния параметров двигателя, а также высоты и скорости полета на массогабаритные характеристики ракеты.

В лабораторной работе должны исследоваться следующие зависимости:

a) Зависимость массогабаритных характеристик ракеты от скорости полета на                                      разных высотах;

б) Тоже самое при различных значениях давления в камере сгорания двигателя;

в) Тоже самое при различных значениях стандартного удельного импульса топлива.

г) Зависимость облика ракеты от дальности полета.

1.2. Подготовка и выполнение лабораторной работы

Для подготовки файлов с исходными данными нужно использовать программу PKRDATA.EXE. В качестве прототипа в данной работе необходима ракета с маршевым двигателем твердого топлива.

При выполнении первого задания необходимо варьировать число М полета  при  движении  на разных высотах. Рекомендуется провести расчеты на двух высотах:

- малая высота полета (10 - 50 метров)

- большая высота полета(10000 - 15000 метров)

Диапазон изменения числа М (1.2 -3.5).

Второе задание выполняется так же, как и первое. В этом случае расчеты проводятся при двух разных значениях давления камере сгорания двигателя в диапазоне 20е5-60е5 Па.

Третье задание выполняется аналогично первым двум. Однако здесь изменяются значения стандартного удельного импульса топлива в диапазоне 1800 - 2500 м/с.

Изменение давления в камере сгорания и удельного импульса проводится в файле RDTT.INP.

Последнее задание предполагает определение облика ракеты при изменении дальности полета. Необходимо задать несколько значений дальности в диапазоне 50 - 200 километров. Для сопоставления результатов расчета следует для каждой новой дальности подбирать величину диаметра фюзеляжа таким образом, чтобы удлинение ракеты было одинаковым.

Изменение дальности полета осуществляется  в файле RKT.INP.

Результаты расчетов заносятся в файл KRLR.OUT, а возникающие в ходе расчетов ошибки - в файлы ADR.OUT, KRT.OUT и RDTT.OUT.

1.3. Требования к отчету

Отчет должен содержать следующие материалы:

- постановку задачи исследования;

- текст файлов ADR.INP ,RKT.INP , RDTT.INP;

- полученные результаты в виде таблиц;

- графики зависимости массы ракеты и ее длины от скорости полета на разных высотах и при различных значениях давления в камере сгорания двигателя и стандартного удельного импульса топлива.

-  анализ полученных результатов.

Необходимо дать объяснение   характеру кривых на графиках, сформулировать наблюдаемые      закономерности;

1.4 Вопросы к защите

1. Объясните, каким образом обеспечивается необходимая тяга РДТТ при заданном диаметре двигателя.

2. Чем объясняется полученная зависимость массы ракеты и РДТТ от скорости полета.

3. Почему высота полета влияет на массу РДТТ ?

4. Как влияет время работы двигателя на массогабаритные характеристики РДТТ.

5. Как влияет на характеристики двигателя и ракеты стандартный удельный импульс.

6.Зависят ли тяга, скорость горения топлива и масса РДТТ от аэродинамических характеристик ракеты?

7.Почему в исходных данных не задается скорость горения топлива заряда?

ЛИТЕРАТУРА

1.Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под  ред.

C.M.Шляхтенко.M. Мащиностроение,1987.

2. Бызов Л.Н., Исаков А. Л.,  Охочинский М.Н. Пакет прикладных программ РКР. Учебное пособие, СПБ, БГТУ, 2000 г.

3. П.М.Афонин, И.С.Голубев и др. "Беспилотные летательные аппараты", М,  Машиностроение, 1967г.