Աերոդինամիկական հաշվարկը օդանավի կամ դրա առանձին մասերի (իրան, թևեր, էմպենաժ, կառավարման սարքեր) աերոդինամիկական հետազոտության ամենակարևոր տարրն է: Նման հաշվարկի արդյունքները օգտագործվում են հետագծի հաշվարկներում, շարժվող օբյեկտների ուժի հետ կապված խնդիրների լուծման, օդանավի թռիչքային կատարողականը որոշելու ժամանակ:

Աերոդինամիկ կատարումը դիտարկելիս կարող եք օգտագործել բնութագրերը բաժանելու մեկուսացված կեղևների և կրող մակերեսների (թևեր և փխրունություն) առանձին բաղադրիչների բաժանելու սկզբունքը, ինչպես նաև դրանց համակցությունները: Վերջին դեպքում աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը որոշվում են որպես համապատասխան հատկությունների (մեկուսացված մարմնի, թևերի և ազդանշանի համար) և միջամտության ուղղումների հանրագումար `փոխազդեցության ազդեցության պատճառով:

Աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը կարող են որոշվել `օգտագործելով աերոդինամիկական գործակիցները:

Ըստ ընդհանուր աերոդինամիկական ուժի և ընդհանուր աերոդինամիկական մոմենտի առանցքների վրա, համապատասխանաբար, արագության և դրա հետ կապված կոորդինատային համակարգերի կանխատեսումներում, ընդունվում են աերոդինամիկական գործակիցների հետևյալ անվանումները. գլանափաթեթի, հորանջման և բարձրության պահերի աերոդինամիկական գործակիցներ:

Աերոդինամիկական բնութագրերը որոշելու ներկայացված մեթոդը մոտավոր է: Նկարը ցույց է տալիս հրթիռի դիագրամը, այստեղ L- ն օդանավի երկարությունն է, dm- ը `ինքնաթիռի մարմնի տրամագիծը, քթի երկարությունն է, l- ը թևի բացվածքն է փորոքային մասով (նկ. 1):

շարժիչի ղեկային հրթիռի թռչում

Բարձրացնող ուժ

Բարձրացնող ուժը որոշվում է բանաձևով

որտեղ է արագության գլուխը, օդի խտությունն է, S- ը բնութագրական տարածքն է, (օրինակ, թափքի խաչմերուկի տարածքը), բարձրացման գործակիցն է:

Գործակիցը սովորաբար որոշվում է 0xyz արագության կոորդինատային համակարգում: Գործակցին զուգընթաց, հետագայում դիտարկվում է նորմալ ուժի գործակիցը, այն որոշվում է կապված կոորդինատային համակարգում:

Այս գործակիցները հարաբերակցությամբ կապված են միմյանց հետ

Մենք ներկայացնում ենք օդանավը հետևյալ հիմնական մասերի հավաքածուի տեսքով. Մարմնի (ֆյուզելյաժ), առջևի (I) և հետևի (II) կրող մակերեսների: Հարձակման փոքր անկյուններում և կրող մակերեսների շեղման անկյուններում կախվածությունները կախված են գծից, այսինքն ՝ դրանք կարող են ներկայացվել տեսքով

այստեղ և համապատասխանաբար առջևի և հետևի կրող մակերեսների շեղման անկյուններն են. և - արժեքներ և , անկյունների նկատմամբ գործակիցների մասնակի ածանցյալներն են և, վերցված:

Արժեքները և անօդաչու ինքնաթիռների համար շատ դեպքերում մոտ են զրոյի, ուստի դրանք հետագա չեն դիտարկվում: Թիկունքի կրող մակերեսները վերցվում են որպես հսկիչ:

Գործակցի որոշում

գտնել ածանցյալը.

Հարձակման և անկյունների փոքր անկյուններում մենք կարող ենք դնել, ապա հավասարությունը (2) ստանում է ձև: Մենք ներկայացնում ենք օդանավի նորմալ ուժը որպես երեք տերմինների գումար

որոնցից յուրաքանչյուրն արտահայտվում է նորմալ ուժի համապատասխան գործակցի միջոցով.

Հավասարությունը (3) տերմինը բաժանելով և ածանցյալը հանելով դրա հետ, մենք ստանում ենք 0 կետում

Որտեղ; - հոսքի դանդաղեցման գործակիցներ.

; ; - օդանավի մասերի հարաբերական տարածքները.

Եկեք ավելի մանրամասն քննարկենք հավասարության աջ կողմում ներառված մեծությունները (4):

Առաջին տերմինը հաշվի է առնում ֆյուզելյաժի սեփական նորմալ ուժը, և հարձակման փոքր անկյուններում այն \u200b\u200bհավասար է մեկուսացված ֆյուզելյաժի նորմալ ուժին (բացառությամբ կրող մակերեսների ազդեցության)

Հրթիռի կառուցվածքի աերոդինամիկական տաքացում

Հրթիռի մակերեսի տաքացումը նրա շարժման ընթացքում բարձր արագությամբ մթնոլորտի խիտ շերտերում: Ա.Ն. - հրթիռի վրա ազդող օդի մոլեկուլների արդյունքը դանդաղում է նրա մարմնի մոտ: Այս դեպքում տեղի է ունենում օդի մասնիկների հարաբերական շարժման կինետիկ էներգիայի անցում ջերմային էներգիայի:

Եթե \u200b\u200bթռիչքը գերձայնային արագությամբ է, արգելակումը տեղի է ունենում հիմնականում հարվածային ալիքում, որը տեղի է ունենում հրթիռային քթի կոնի դիմաց: Օդի մոլեկուլների հետագա դանդաղումը տեղի է ունենում անմիջապես հրթիռի մակերեսին, ներառյալ սահմանային շերտ: Երբ օդի մոլեկուլները դանդաղեցնում են, դրանց ջերմային էներգիան մեծանում է. գազի ջերմաստիճանը մակերեսին մոտ բարձրանում է: Առավելագույն ջերմաստիճանը, որին կարող է տաքացնել շարժվող հրթիռի սահմանային շերտում գազը մոտ է այսպես կոչված: արգելակման ջերմաստիճանը. T0 \u003d Тн + v2 / 2 cp, որտեղ Тн մուտքային օդի ջերմաստիճանն է. v - հրթիռի թռիչքի արագությունն է. cp - մշտական \u200b\u200bճնշման տակ գտնվող օդի հատուկ ջերմային հզորություն:

Բարձրացված ջերմաստիճան ունեցող գազի տարածքներից ջերմությունը տեղափոխվում է շարժվող հրթիռ, իսկ դրա Ա.Ն. Գոյություն ունեն A. n- ի երկու ձևեր: - կոնվեկտիվ և ճառագայթային ճառագայթում: Կոնվեկտիվ ջեռուցումը սահմանի շերտի արտաքին, «տաք» մասից հրթիռային մարմնին ջերմության փոխանցման հետևանք է: Քանակապես, հատուկ կոնվեկտիվ ջերմային հոսքը որոշվում է հարաբերակցությունից. Qk \u003d? (Te - Tw), որտեղ Te- ը հավասարակշռության ջերմաստիճանն է (վերականգնման ջերմաստիճանը այն սահմանափակող ջերմաստիճանն է, որին հրթիռի մակերեսը կարող էր տաքանալ, եթե էներգիայի հեռացում չլիներ); Tw- ը մակերեսի իրական ջերմաստիճանն է. ? - կոնվեկտիվ ջերմափոխանակման ջերմության փոխանցման գործակից ՝ կախված թռիչքի արագությունից և բարձրությունից, հրթիռի ձևից և չափից, ինչպես նաև այլ գործոններից:

Հավասարակշռության ջերմաստիճանը մոտ է լճացման ջերմաստիճանին: Գործակիցի կախվածության տեսակը: թվարկված պարամետրերից որոշվում է սահմանային շերտի հոսքի ռեժիմով (շերտավոր կամ տուրբուլենտ): Անհանգիստ հոսքի դեպքում կոնվեկտիվ ջեռուցումն ավելի ինտենսիվ է դառնում: Դա պայմանավորված է նրանով, որ բացի մոլեկուլային ջերմային հաղորդունակությունից, սահմանային շերտի տուրբուլենտ արագության պուլսացիաները սկսում են էական դեր խաղալ էներգիայի փոխանցման գործում:

Թռիչքի արագության մեծացման հետ մեկտեղ հարվածային ալիքի և սահմանային շերտի օդի ջերմաստիճանը բարձրանում է, որի արդյունքում տեղի է ունենում մոլեկուլների դիսոցացիա և իոնացում: Արդյունքում առաջացած ատոմները, իոնները և էլեկտրոնները ցրվում են ավելի ցուրտ շրջանի ՝ մարմնի մակերևույթի վրա: Այնտեղ տեղի է ունենում հակադարձ ռեակցիա (ռեկոմբինացիա), որը նույնպես տեղի է ունենում ջերմության արտանետման հետ: Սա լրացուցիչ ներդրում է տալիս կոնվեկտիվին:

Երբ հասնում է մոտ 5 կմ / վ թռիչքի արագություն, հարվածային ալիքի ետևում գտնվող ջերմաստիճանը հասնում է այն արժեքների, որոնցում օդը սկսում է ճառագայթել: Շնորհիվ էներգիայի ճառագայթային փոխանցման բարձր ջերմաստիճաններով հրթիռի մակերեսին, տեղի է ունենում դրա ճառագայթային ջեռուցում: Այս դեպքում ամենամեծ դերը խաղում է ճառագայթումը տեսանելի և ուլտրամանուշակագույն սպեկտրալ շրջաններում: Երկրի մթնոլորտում առաջին տիեզերական արագությունից ցածր (8.1 կմ / վ) արագությամբ թռչելիս ճառագայթային տաքացումը փոքր է ՝ համեմատած կոնվեկտիվ ջեռուցման: Երկրորդ տիեզերական արագության դեպքում (11,2 կմ / վ) դրանց արժեքները մոտենում են, իսկ Երկրի վերադարձին համապատասխանող 13-15 կմ / վ և ավելի թռիչքի արագության դեպքում հիմնական ներդրումը կատարվում է ճառագայթային տաքացման միջոցով, դրա ինտենսիվությունը որոշվում է հատուկ ճառագայթմամբ (ճառագայթով) ջերմային հոսք. ql \u003d? ? 0 Te4, որտե՞ղ - հրթիռի մարմնի սեւության աստիճանը. 0 \u003d 5.67.10-8 Վտ / մ (m2.K4) - բացարձակապես սեւ մարմնի արտանետում:

Հատուկ դեպք Ա.Ն. վերին մթնոլորտում շարժվող հրթիռի տաքացումն է, որտեղ հոսքի ռեժիմը ազատ մոլեկուլային է, այսինքն ՝ օդի մոլեկուլների ազատ ուղին համարժեք է կամ նույնիսկ գերազանցում է հրթիռի չափին:

Հատկապես կարեւոր դերը Ա.Ն. խաղում է Երկրի մթնոլորտ տիեզերանավի և ղեկավարվող բալիստիկ հրթիռների մարտական \u200b\u200bսարքավորումների մթնոլորտ վերադառնալիս: Պայքարելու համար Ա.Ն. տիեզերանավերը և մարտական \u200b\u200bտեխնիկայի տարրերը մատակարարվում են հատուկ ջերմային պաշտպանության համակարգերով:

Լուս. ՝ Լվով Ա.Ի. Հրթիռային համակարգերի նախագծում, ուժ և հաշվարկ: Ուսուցողական. - Մ. ՝ ռազմական ակադեմիա: F.E. Dzerzhinsky, 1980; Ավիացիայի և հրթիռների տեխնոլոգիայի մեջ ջերմության փոխանցման հիմունքները: - Մ., 1960; Dorrens U.H., Hypersonic մածուցիկ գազի հոսքեր: Պեր անգլերենից - Մ., 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., shockնցման ալիքների և բարձր ջերմաստիճանի հիդրոդինամիկ երեւույթների ֆիզիկա, 2-րդ հրատ. - Մ., 1966:

Նորենկո Ա.Յու.

Ռազմավարական հրթիռային ուժերի հանրագիտարան. 2013 .

• 2. Գծի հավասարումը `բոլոր գազային-դինամիկ ուժերի գործողության արդյունքում: Ամբողջական ազդակ Հատուկ ազդակ և առանձնահատուկ մղում: Pressնշում, վառելիքի այրման ջերմաստիճան, էներգիա և զանգվածային կատարելագործում
• 3. Պալատում գործընթացների ջերմոդինամիկական հաշվարկ: Վառելիքի հիմնական ջերմոդինամիկական բնութագրերը, դրանց որոշման կարգը:
• 5. -այրակալում հոսքի գազի դինամիկ պարամետրերի որոշում `օգտագործելով գազի դինամիկ գործառույթներ:
• 6. Գանձումների տեսակները և դրանց հիմնական բնութագրերը: Մեղադրանքների պահանջները Պահանջվող այրման մակերեսի ընտրություն. Ալիքի անցքի ձևի լիցքի հաշվարկ:
• 8. Rdmt- ի անվանական արժեքից պարամետրերի շեղման պատճառները: Scatրման vbx- ի որոշում: Pressնշում և կանոնակարգի նախագիծ:
• 8.1 Հեղուկների դասակարգում, կիրառման բնագավառներ, առավելություններ և թերություններ Տեսախցիկի և շարժիչի բնութագրերը: Կորուստի գործոններ. Բնութագրերը. Սպառվող բարձրահարկ: Վառելիք հեղուկի համար
• 9. Փոխակերպման գործընթացների հիմնական տարրերը: Վարդակների նպատակը և տեսակները: K.S. ղեկավարները Nայրակալների տեղադրման գծապատկերները. Պալատի հատվածի հարաբերակցության հաշվարկը:
• 10. Երկաթուղու կարգավորում Շարժիչը գործարկելն ու կանգնեցնելը: Կարգավորման հիմնական խնդիրները.
• 11. Սառեցնող հեղուկ: Այրման պալատի պատերի ջերմության փոխանցում և պաշտպանություն: Heatերմափոխանակման առանձնահատկությունները. Սառեցման մեթոդներ: Սառեցման հաշվարկ:
• 13. La հսկողության համակարգ: Հետագծերի տեսակները. Թռիչքի սահմանի որոշում: Ուղղորդման հետագիծ: La կառավարման համակարգեր:
• 14. RDTT- ի հիմնական բնութագրերը
• 15. La դասավորություն
• 16. Հրթիռների դասավորության սխեմաներ; կառավարման ուժեր և պահեր ստեղծելու ուղիներ: Հրթիռը փուլերի բաժանելու սկզբունքը:
• 17. Օդանավի հիմնական քաշը և երկրաչափական բնութագրերը
• 18. Հիբրիդային, տուրբոժետային, հրթիռային-ռեմեջթային շարժիչների, համակցված հրթիռային-ռեմժոտ շարժիչների նախագծման հիմնական սխեմաները: Հիմնական հանգույցներ և տարրեր:
• 19. Էլիպսաձեւ հետագիծ Տարածքների և էներգիաների ինտեգրալ: Հետագծի ձևը և հիմնական հատվածները. Նետման օպտիմալ անկյունը. Թռիչքի միջակայքի գնահատումը էլիպսաձեւ և պարալոբալ հետագծերի երկայնքով:
• 21. Շարժման կառավարման համակարգերի LA, դրանց նպատակը և ընդհանուր կառուցվածքային գծապատկերը: Թռիչքի տիրույթի կառավարում:
• 3. Թռիչքի տիրույթի վերահսկում:
• 3. Թռիչքի տիրույթի վերահսկում: Ըստ Բուլբովիչի.
• 22. Վրդովված շարժում լ. Խանգարված շարժման հավասարումների գծայնացում: Խանգարված շարժման տարրալուծումը երկայնակի և կողայինի: Դինամիկ գործակիցներ:
• 25. Դասակարգման դինամիկ: Լա-ի վրա գործող բեռներ `իր գործունեության տարբեր փուլերում: Տրանսպորտային բեռ: Քամու բեռը: Ակուստիկ բեռնում: Pressնշման պուլսացիա rdmt պալատում:
• 29. Լա-ի դինամիկ վերլուծության խնդիրները: Դինամիկ վերլուծության հիմնական խնդիրները. Դինամիկ խնդիրների լուծման մեթոդներ: Տեխնիկական լուծումներ դինամիկ վերլուծության փուլում:
• 33. 2 փուլային հոսքի հիմնական առանձնահատկությունները: Հատուկ ազդակային կորուստներ վարդակի մեջ. Դրանց դասակարգում, դրանց պատճառող ֆիզիկական պրոցեսներ:
• 37. Պոչի նշանակում: Հավասարակշռելով կախվածությունը: Նախնական մոտավորմամբ փետուրների ընտրության ընդհանուր մոտեցում:
• 44. Ստրես-լարվածության վիճակի հիմնական մոդելները, որոնք օգտագործվում են RDTT- ի ամուր կցված լիցքերի համար: Անվտանգության սահմանները `որպես կոտրող և նախագծային բեռների հարաբերակցություն: Անվտանգության գործոն:
• 45. MEC- ի մաթեմատիկական ձևակերպումը: Միկրոէլեկտրոնիկայի խնդրի լուծման հիմնական փուլերը: Մատրիցայի տեսքով վերջավոր տարրի համար առաձգականության տեսության հիմնական հարաբերությունների գրումը:
• 46. \u200b\u200bԹիթեղների հաշվարկ: Հիմնական հավասարումներ և վարկածներ Կարտեզյան կոորդինատային համակարգում բարակ թիթեղների տեսության հիմնական հավասարումների ածանցավորում:
• 47 Թիթեղների կռում: Դիֆերենցիալ հավասարումը ափսեի առաձգական մակերեսի համար: Թիթեղի դիֆերենցիալ հավասարումը լուծելու մեթոդներ:
• 48. Հեղափոխության արկերի երկրաչափություն: Կիրխհոֆ-Լյավի վարկածները և երկրաչափական հարաբերությունները: Խեցիների ընդհանուր տեսության հիմնական հարաբերությունները:
• 49. Ռումբերն անմխիթար տեսության հավասարումներ (bto): Առանցքային սիմետրիկ խնդրի վերացում: Գնդաձեւ և գլանաձեւ թաղանթներ ներքին ճնշման տակ:
• 51. Գլանաձեւ թաղանթների կայունություն: Գլանաձեւ թաղանթների կայունության հիմնական հավասարումներ: Գլանաձեւ թաղանթների կայունություն առանցքային սեղմման և արտաքին ճնշման ներքո:
• 52. Թռիչքի ժամանակ իրանի վրա գործող հիմնական ուժերը և դրանց փոփոխությունների բնույթը: Թռիչքի ընթացքում ինքնաթիռի մարմնի վրա գործող առանցքային ուժերի որոշում:
• 53. Վառելիքի խցիկների հաշվարկ: RDTT մարմնի հաշվարկը: Գնդաձեւ, էլիպսաձեւ և գնդաձև գլխիկների հաշվարկ: Կառուցվածքի ամրության հաշվարկման առանձնահատկությունները
• 54. Շարժիչի վարդակների բլոկների նախագծում և հաշվարկ:
• 55. RDTT- ի այրման պալատների պատյանների նախագծում և հաշվարկ:
• 56. Կառավարիչների նախագծում և հաշվարկում
• 57. Միացումների նախագծում և տեխնոլոգիական բնութագիր:
• 2.Անբաժանելի
• 58. Շարժիչների ճնշման փորձարկման նստարանների նախագծում
• 59. Հուսալիություն `զարգացման փուլում:
• 60. La հուսալիությունը սերիական արտադրության փուլում:
• 61. Մշակման ընթացքում RDTT- ի գործառնական թեստերի բովանդակությունը:
• 62. RDTT- ի փորձարկում `ծառայության անվտանգության համար:
• 63. Թիրախին նպատակադրելու մեթոդները: Urուրի կառավարման համակարգեր:
• 64. Մոտավոր հետագծեր - հեռակառավարվող, ինքնակառավարվող, համակցված կառավարման համակարգով:
• 65. Կրուիզ հրթիռների դասակարգում: Կրուիզային հրթիռների հետագծերի տեսակները. Կրուիզային հրթիռի սուզման հետագիծ:
• 66. Օդանավերի հրթիռների նախագծման, ուղղորդման և նախագծման առանձնահատկությունները: Հակաարբանյակային ինքնաթիռների հրթիռներ
• 68. Հրթիռային արկերի դասակարգում
• 69. Հաստ կապակցված լիցքավորված RDTT- ի ստատիկ ուժի վերլուծության իրականացման մեթոդներ `օգտագործելով վերջավոր տարրերի փաթեթներ:
• 70. RDTT- ի ամուր կցված լիցքի մոդալ վերլուծության տեխնիկա `օգտագործելով վերջավոր տարրերի փաթեթներ:
• 71. Վերջավոր տարրերի փաթեթների միջոցով RDTT- ի ամուր կցված լիցքի ներդաշնակ վերլուծության մեթոդները:
• 72. RDTT- ի ամուր կցված լիցքի դինամիկ վերլուծության մեթոդներ `օգտագործելով վերջավոր տարրերի փաթեթներ:
• 73. Սահմանափակ տարրերի փաթեթների միջոցով ջերմաստիճանի գործողության ներքո ամուր կապված լիցքավորված rdmt- ի գավաթը որոշելու մեթոդներ:
• 74. Վերջավոր տարրերի փաթեթների միջոցով RDTT- ի ամուր կցված լիցքի ջերմաստիճանի ուժի վերլուծության իրականացման մեթոդը:
• 75. Վերջավոր տարրերի փաթեթների միջոցով գլանաձեւ թաղանթի կայունությունը հաշվարկելու մեթոդաբանություն:
• 76. Ընդհանուր տեղեկություններ pkm- ի մասին: Հիմնական սահմանումները, նյութերի կառուցվածքը, փուլերը, կապակցիչների և լցոնիչների նպատակը նյութերի բաղադրության մեջ:
• 78. Ձևավորման PCM մեթոդներից արտադրանքների ձևավորում. Ոլորուն, սեղմում, ավտոկլավ ձևավորում, ձուլման ռեժիմներ:
• 79. Ֆիզիկա և մեխանիկա, ջերմաֆիզիկական և այլն: Ածխածնի, ապակու, օրգանոյի, բորոպլաստիկայի, ջերմապլաստիկ կմ հատկությունները:
• 80. Pkm- ից ջերմային շեշտված հանգույցներ la և dla: Temperatureերմաստիճանի դաշտերի հաշվարկ, հաստությունների վերլուծություն ջրահեռացումով և առանց դրա, ջերմության և ջերմային դիմադրության գնահատում:
• 81. Նյութի կառուցվածքային առանձնահատկությունները և դրանց դիտարկումը կառուցվածքներում, ուժի վերլուծություն:
• 82. PCM- ի քիմիական դիմադրություն la և for կառույցներում
• 83. Արտադրության տեխնիկական պատրաստում:
• 84. Արտադրության տեսակը և դրա սահմանումը:
• 85. Չափերի (սխալների) բաշխման (ցրման) կետ գծապատկերներ և գործնական կորեր:
• 86. Հիմքերի դասակարգում: Գործողությունները կառուցելիս հիմքերի հավասարեցման սկզբունքները: Հիմքերի կայունության սկզբունքը:
• 87. Դատարկների տեղադրման հետևանքով մշակման ընթացքում կատարված սխալներ:
• 88. Նպաստներ: Առավելագույն և նվազագույն նպաստներ:
• 89. Արտադրելիության հասկացությունը: Արտադրելիության քանակականացումը: Արտադրելիության որակական գնահատում:
• 90. Տեխնոլոգիական գործընթացների կառուցման հիմնական սկզբունքները:
• 91 Հրթիռային շարժիչի հատուկ նախագծման համար վառելիքի ընտրության սկզբունքներ և լիցքավորման ձև
• 92. Բալիստիկ և խառը պինդ վառելիքի բնութագրերի համեմատական \u200b\u200bվերլուծություն:
• 93. Վերջնական այրման լիցքի նախագծման առանձնահատկությունները:
• 94. Կոշտ վառելիքի այրման արագության վրա ազդող գործոններ
• 95. vt գանձման համար ամրագրման կազմ ընտրելու սկզբունքը:
• 96. Բոցավառիչների դյուրավառ կոմպոզիցիաների տեսակները և նախագծման սկզբունքները:
• 97. Բաղադրյալ կոշտ վառելիքներից լիցքերի արտադրության տեխնոլոգիա:
• 98. Բալիստիկ պինդ վառելիքից լիցքերի արտադրության տեխնոլոգիա:
• 99. armրահապատ կիրառման տեխնոլոգիա (3-ից 8 մմ)
• 100. RDDT- ի այրման պալատում պինդ վառելիքի ամրացման լիցքերի տեխնոլոգիա
• 101. RDTT մարմինների պատրաստման տեխնոլոգիա `դրանք լրացնելուց առաջ:
• 102. Պիրոտեխնիկական բռնկման կոմպոզիցիաների արտադրության տեխնոլոգիա:
• 109. Տեխնիկական առաջադրանքի նշանակում և բովանդակություն:
• 110 Տեխնիկական առաջարկի նպատակը և բովանդակությունը
• 111. Նախագծի և տեխնիկական նախագծերի նպատակը և բովանդակությունը
• 112. andրագրի նշանակում և բովանդակություն և փորձարկման մեթոդներ:
• 113. Բեռնաթափման կանոնների նպատակը և բովանդակությունը:

• 14. RDTT- ի հիմնական բնութագրերը

  1. iիոլկովսկու բանաձեւը

  որտեղ W վարդակից այրման արտադրանքի արդյունավետ հոսքի արագությունն է

  Q T - լիցքի քաշը

  q k \u003d Q 0 -Q T - հրթիռի չոր քաշ

  2
  
  ... Տրուստի հավասարումը

  Theնշումը շարժիչի վրա ազդող բոլոր գազային-դինամիկ ուժերի արդյունք է `ինչպես այրման պալատի ներքին բալիստիկ գործընթացների, այնպես էլ արտաքին ուժերի շնորհիվ:

  Ra \u003d Rn - դիզայնի մղման ռեժիմ: Ինժեներական պրակտիկայում մղման ուղղակի հաշվարկի հետ մեկտեղ կա հաշվարկման մեթոդ.
  , որտեղ R- ը հարվածում է \u003d R / G - հատուկ մղում - պինդ շարժիչների հիմնական էներգետիկ բնութագիրը (մղումը վերաբերում է զանգվածային հոսքի միավորին)

  3
  ... Ընդհանուր ազդակ:

  

  Շարժիչային համակարգի հատուկ (միավորի) իմպուլսը I ratio հարաբերությունն է ընդհանուր գործառնական ժամանակի և վառելիքի ընդհանուր զանգվածի համար:

  

  15. La դասավորություն

  Դրանից հետո որոշվում են իրանի ներսում տեղադրված ստորաբաժանումների, բեռների և սարքավորումների բլոկների զանգվածը և ընդհանուր չափերը, հաջորդ փուլը օդանավի դասավորությունն է `արտաքին ձևերի ընտրությունը և օդանավի վրա դրված մասերի, միավորների և բեռների հարաբերական դիրքը:

  Օդանավի աերոդինամիկական (արտաքին) դասավորությունը բնութագրվում է կեղեւի և կրող մակերեսների հարաբերական դիրքով, որոնք ստեղծում են վերելակ (թևեր, ղեկեր, կայունացուցիչներ և ապակայունացնող սարքեր): Հիմնական նպատակըաերոդինամիկական բեռների որոշում:

  Umավալային (ներքին) դասավորություն - օդանավում բոլոր ստորաբաժանումների տեղադրում (շարժիչային համակարգ, թիրախային բեռ, կառավարման համակարգի սարքավորումներ, էներգիայի աղբյուրների ներսում): Պետք է պայմաններ ստեղծվեն օդանավում տեղադրված բոլոր բեռների և սարքավորումների հուսալի և արդյունավետ շահագործման համար, տեխնիկական հարմարավետություն: Փաթեթավորման բարձր խտության ապահովում, որն օգնում է նվազեցնել օդանավի ծավալն ու քաշը: Պետք է ապահովվի օդանավի զանգվածի կենտրոնի պահանջվող դիրքը:

  Կառուցվածքային դասավորությունը բնութագրվում է կառուցվածքային էներգիայի սխեմայով (FSS) և տեխնոլոգիական լուծումներով, որոնց ընտրությունը պայմանավորված է ինքնաթիռում գործող ծավալային դասավորությամբ, աերոդինամիկ դիզայնով և արտաքին բեռներով: Կառուցվածքային դասավորությունն ազդում է. Օդանավի կառուցվածքի ամրության և կոշտության վրա, ընդունված նախագծման և տեխնոլոգիական որոշումների և օդանավերի արտադրության, փորձարկման, հավաքման և տեղափոխման մեթոդների վրա; օդանավի կառուցվածքը բաժինների, խցիկների և ստորաբաժանումների բաժանելը. անհատական \u200b\u200bկառուցվածքային տարրերի փոխարինելիություն; օդանավի ձևը և ծավալային սահմանափակումները. հետույքի հոդերի գտնվելու վայրի ընտրություն:

  Շարժիչային համակարգերի դասավորությունը. Վառելիքը սպառվող զանգված է, ուստի այն պետք է տեղադրվի կենտրոնական հաշվիչի մոտ: Շարժիչների տեղադրման պահանջները մեծապես կախված են դրանց տեսակից և օդանավի նպատակներից: Հիմնական հրթիռային շարժիչների պալատները սովորաբար տեղակայված են իրանի պոչի հատվածում: Բեռները պետք է տեղափոխվեն կրող հավաքածու ՝ առանց մաշկի դեֆորմացիայի: Բազմախցիկային հեղուկ-շարժիչային հրթիռային շարժիչներ (բազմաբնակարանային պինդ շարժիչներ) տեղադրելու ժամանակ անհրաժեշտ է հաշվի առնել հակառակ կոնվեկտիվ ջերմային հոսքերի ՝ վարդակից տաք գազերի առաջացումը, որոնք առաջացնում են օդանավի կորպուսի պոչի հատվածի լրացուցիչ տաքացում: ամենահարմարը, այնուամենայնիվ, այն ստեղծում է զանգվածի կենտրոնի ամենամեծ տարածումը վառելիքի այրման ժամանակ: Օդանավի մարմնի միջին մասում պինդ շարժիչային հրթիռի տեղադրումը առավել բարենպաստ է ինքնաթիռի կենտրոնացման տեսանկյունից, սակայն դա հանգեցնում է պինդ շարժիչային հրթիռային շարժիչների կողային վարդակների օգտագործման անհրաժեշտությանը, ինչը լրացուցիչ կորուստներ է ստեղծում ուժասպառման մեջ ՝ վարդակների թեքության պատճառով: դեպի օդանավի առանցք կամ տեղադրել գազի ծորան կոշտ շարժիչային հրթիռային պալատի և առանցքային վարդակի միջև, որի առկայությունը բարդացնում է օդանավի պոչային հատվածներում սարքավորումների դասավորությունը և կորուստները Երբ պինդ շարժիչով հրթիռային շարժիչը ռնգային տեղակայման մեջ է, քթի օղակավոր վարդակից դուրս եկող գազերը լվանում են ամբողջ ինքնաթիռի մարմնին, ինչը հանգեցնում է դրա տաքացմանը և խաթարում է աերոդինամիկական կառավարման գործառույթը: Ռեակտիվ շարժիչները (ռեմջտ շարժիչները) սովորաբար տեղադրվում են ինքնաթիռի մարմնի ներսում, ավելի հազվադեպ ՝ մարմնի տակ գտնվող հատուկ գոնդոլներում կամ թևերի վրա:

  Սարքավորումների դասավորություն. Անհրաժեշտ է ապահովել պահանջվող պայմանները ջերմաստիճանի, ճնշման և խոնավության տեսանկյունից, կանխել շարժիչ համակարգից և աերոդինամիկական տաքացումից ավելորդ ջերմային ազդեցությունները, հարակից սարքավորումների բլոկներից վնասակար էլեկտրամագնիսական միջամտությունը, կանխել հսկիչ ազդանշանների ընդունման և փոխանցման միջամտությունը, սահմանափակել հնարավոր տատանումները և գործիքների խցիկների դեֆորմացիա. Սարքավորումը սովորաբար հավաքվում է բլոկների, որոնցից յուրաքանչյուրն ունի նույն աշխատանքային պայմանները, և ոչ թե դրա նպատակային նշանակությունը: Պետք է ապահովվի սարքավորումների (լյուկերի) հարմարավետ հասանելիություն: Կառավարման համակարգը սովորաբար տեղադրվում է կենտրոնացված ջեռուցման համակարգի մոտ, քանի որ կառուցվածքի թրթիռից ավելի քիչ ազդեցություն է ունենում աստղադիտակների վրա: Էլեկտրոնային սարքավորումները, տվիչները, հաշվարկային միավորները սովորաբար տեղադրվում են օդանավի քթի մեջ: Ռադիոլոկացիոն ռադիոլոկացիոն ղեկավարների ալեհավաքները (RLGSN) ծածկված են ռադիոհաղորդիչ թափանցիկով: Գործարկիչները (ղեկային շարժիչները և շարժիչները) պետք է տեղակայված լինեն ղեկերի և այլ կառավարման սարքերի մոտ: Տրանսպորտային էլեկտրամատակարարումը սովորաբար տեղադրվում է էներգիայի խոշոր սպառողների մոտ: Սարքերը էլեկտրամատակարարմանը միացնող մալուխները, ինչպես նաև տարբեր խողովակաշարեր կարող են տեղադրվել ինքնաթիռի թափքի ներսում կամ հատուկ թավշի մեջ:

  "

Դեպի OUT թռիչքի ժամանակ, հրթիռի մարմնի կառուցվածքը աերոդինամիկական տաքացում է ունենում: Վառելիքի խցիկների պատյանները լրացուցիչ ջեռուցվում են գազի գեներատորի խթանմամբ, ջեռուցման ջերմաստիճանը կարող է հասնել 250-300 ° C: Անվտանգության սահմանները և կայունությունը հաշվարկելիս նյութի մեխանիկական բնութագրերը (վերջնական ուժ և առաձգական մոդուլ) հաշվի են առնվում ՝ հաշվի առնելով կառուցվածքի ջեռուցումը:

Նկար 1.3-ը ցույց է տալիս վառելիքի խցիկի բեռնման սխեմատիկ դիագրամ: Axial ուժերը կիրառվում են աջակցության պատյանների վրա (ադապտերներ); կողային ուժեր և կռում պահեր; տանկերի հատակները և գլանաձեւ թաղանթները ազդում են pn- ի ներքին գերճնշումից և հեղուկ սյունակի H բարձրությունից և առանցքային գերբեռնվածության արժեքից որոշված \u200b\u200bհիդրոստատիկ ճնշումից: Նկար 1.3-ը ցույց է տալիս նաև վառելիքի խցիկի խաչմերուկներում տեղի ունեցող առանցքային ուժերի դիագրամ: Այստեղ ճկման պահի ազդեցությունը իջեցվում է լրացուցիչ axial compressive ուժ Δ N, որը հաշվարկվում է սեղմված վահանակի նորմալ լարումների առավելագույն արժեքից.

Այստեղ W \u003d pR2h- ը վառելիքի բաքի գլանաձեւ թաղանթի խաչմերուկի դիմադրության պահ է: Fsec \u003d pDh- ի հետ համարժեք առանցքային ուժը DN \u003d 4M / D է:

Ամրապնդման ճնշման գործողությունից սռնու ուժգնության ուժը տալիս է երկայնական ուժի իր բաղադրիչը: Այս դեպքում վերին բաքում ստացված NS ուժն ունի դրական արժեք (Նկար 1.3), այսինքն. այս բաքի գլանաձեւ թաղանթը լարվածություն է զգում առանցքային (միջօրեական) ուղղությամբ (ուժեղացման ճնշումից): Այս պատյանը պետք է ստուգվի միայն ամրության համար:

Նկար 1.3 - Վառելիքի խցիկի բեռնման սխեմատիկ դիագրամ:

Ներքեւի բաքում գլանաձեւ թաղանթն աշխատում է երկայնական սեղմման համար, ուստի, ուժը ստուգելուց բացի, այն պետք է ստուգվի նաև կայունության համար: Այս թաղանթի կրողունակությունը որոշվելու է կրիտիկական բեռի և առանցքային մղման ուժի հանրագումարի միջոցով

, (1.4)

և հաշվի առնելով բաղադրիչը կռումից

(1.5)

Այս արտահայտության մեջ ներառված կրիտիկական սթրեսի արժեքի որոշումը ամենակարևոր խնդիրն է վառելիքի բաքի երկայնակի սեղմված բարակ պատերով գլանաձեւ թաղանթի կայունությունը ստուգելիս

Հեղուկ շարժիչով հրթիռային մարմինների բարակ պատերով կառույցների կրողունակությունը գնահատելու մեթոդների մշակման տեսական հիմքը առաձգական թաղանթների կայունության տեսությունն է:

Այս խնդրի առաջին լուծումները գալիս են դարասկզբից: 1908-1914 թվականներին: միմյանցից անկախ R. Lorenz and S.P. Տիմոշենկոն ստացել է երկայնական սեղմված առաձգական գլանաձեւ թաղանթի կրիտիկական լարվածությունները որոշելու հիմնարար բանաձև.

(1.6)

Այս բանաձևը որոշում է իդեալական վիճակում գտնվող հարթ (իզոտրոպ) գլանաձեւ թաղանթների կրիտիկական լարումների վերին սահմանը: Եթե \u200b\u200bՊուասոնի գործակիցը վերցվի m \u003d 0, З, ապա բանաձևը (1.6) նման կլինի.

(1.7)

Ներկայացված բանաձևերը ստացվում են ձևի իդեալականության և առաձգական գլանաձեւ թաղանթի ենթակրիտիկական վիճակի անխափանության խիստ ենթադրությունների ներքո, որոնք բնորոշ են կայունության խնդիրների դասական ձևավորմանը: Դրանք հնարավորություն են տալիս գնահատել երկայնակի սեղմված բարակ պատերով գլանաձեւ միջին երկարության կրողունակության վերին սահմանը: Քանի որ վերոնշյալ ենթադրությունները գործնականում չեն իրականացվում, գլանաձեւ թաղանթների առանցքային սեղմման փորձարկումների ընթացքում նկատվող իրական կրիտիկական սթրեսները զգալիորեն ցածր են (2 անգամ և ավելի), քան վերին արժեքները: Այս հակասությունը լուծելու փորձերը հանգեցրին թաղանթի կայունության ոչ գծային տեսության ստեղծմանը (խոշոր շեղումների տեսություն):

Ոչ գծային պայմաններում քննարկվող խնդրի առաջին լուծումները խրախուսական արդյունքներ տվեցին: Ձեռք բերվեցին բանաձեւեր, որոնք որոշում են կայունության այսպես կոչված ստորին սահմանը: Այս բանաձևերից մեկը.

(1.8)

երկար ժամանակ այն օգտագործվում էր գործնական հաշվարկների համար:

Ներկայումս գերակշռող կարծիքն այն է, որ իրական կառույցների կայունությունը գնահատելիս պետք է կենտրոնանալ կրիտիկական բեռի վրա, որը որոշվում է հաշվի առնելով ձևի սկզբնական անկանոնությունների ազդեցությունը `օգտագործելով ոչ գծային տեսություն: Այնուամենայնիվ, այս դեպքում հնարավոր է ձեռք բերել կրիտիկական բեռների միայն մոտավոր արժեքներ, քանի որ պատահական բնույթ չունեցող գործոնների (անհավասար բեռնում, նյութերի մեխանիկական բնութագրերի ցրվածություն և այլն) ազդեցությունը նկատում է նկատելի սխալ բարակ պատերով կառույցների համար: Այս պայմաններում, մշակվելիք հրթիռային կառույցների կրողունակությունը գնահատելիս, նախագծային կազմակերպությունները նախընտրում են կենտրոնանալ փորձարարական հետազոտությունների արդյունքների վրա:

Երկայնորեն սեղմված բարակ պատերով գլանաձեւ պատյանների կայունությունը ուսումնասիրելու առաջին զանգվածային փորձերը սկսվել են 1928-1934 թվականներին: Այդ ժամանակից ի վեր կուտակվել է զգալի նյութ, որը բազմիցս քննարկվել է ՝ կրիտիկական բեռի պարամետրը նորմալացնելու, տարբեր հեղինակների կողմից առաջարկված էմպիրիկ կախվածությունը պարամետրը նշանակելու վերաբերյալ առաջարկություններ ստանալու համար: ... Մասնավորապես, խնամքով պատրաստված պատյանների համար առաջարկվում է ամերիկացի գիտնականների (Weingarten, Morgan, Seid) ստացած բանաձևը, որը հիմնված է արտասահմանյան գրականության մեջ տպագրված փորձնական ուսումնասիրությունների արդյունքների վիճակագրական մշակման վրա:

(1.9)

Հեղուկ հրթիռի վառելիքի բաքի կայունության փորձարկման նպատակն է որոշել բաքի մարմնի գործունակությունը արտաքին բեռների ազդեցության տակ, որոնք առաջացնում են բաքի գլանաձեւ թաղանթի երկայնական սեղմում: Ամրության ստանդարտներին համապատասխան, կառույցի հուսալիությունը կապահովվի, եթե դրա կրողունակությունը, հաշվի առնելով ջեռուցման ազդեցությունը կրիտիկական լարումների վրա, հավասար է կամ ավելի մեծ է, քան նվազեցված առանցքային բեռի հաշվարկված արժեքը, այսինքն. պայմանը, որը որոշում է կրողունակության կայունության սահմանը, կբավարարվի

, (1.10)

Դիզայնի կրողունակությունը N p որոշվում է `հաշվի առնելով անվտանգության գործոնները զ. Ըստ արտահայտության (1.5),

Վառելիքի բաքի գլանաձեւ թաղանթի կայունության սահմանի հաշվարկը կարող է իրականացվել `համեմատելով սթրեսները

(1.12)

որտեղ s 1р- ը երկայնական (միջօրեական) սեղմման սթրեսների հաշվարկված արժեքն է

Դասընթացի նախագիծ

Tomahawk տեսակի թեւավոր հրթիռի աերոդինամիկական գործակիցների հաշվարկը

Ներածություն

սկիպիդար հրթիռ թռչող աերոդինամիկ

Օդանավի նախագծումը պետք է անպայման ներառի դրա աերոդինամիկական բնութագրերի հաշվարկը: Ապագայում ստացված արդյունքները հնարավորություն են տալիս գնահատել աերոդինամիկական սխեմայի ընտրության ճիշտությունը, հաշվարկել ինքնաթիռի հետագիծը:

Հաշվարկների համար ներկայացվում է մի շատ կարևոր ենթադրություն. Օդանավը պետք է համարվի անշարժ, և հակառակն առաջացող օդի հոսքը շարժվում է (այսպես կոչված, «շարժման հակադարձման սկզբունքը»):

Օգտագործված երկրորդ ենթադրությունը ենթադրում է օդանավի մասնաբաժնում առանձին բաղադրիչների `թափքի, պարանոցի (թևերի և ղեկի), ինչպես նաև դրանց համակցությունների: Այս դեպքում բնութագրերը հաշվարկվում են առանձին `բոլոր բաղադրիչների համար, և դրանց գումարները` փոխազդեցության էֆեկտները որոշող միջամտության ուղղումների հետ միասին, որոշում են աերոդինամիկական գործակիցներն ու պահերը:

1. Կրուիզային հրթիռներ

1.1 Գեներալ

Modernամանակակից ձայնասկավառակի ստեղծման գործընթացը ամենադժվար գիտատեխնիկական խնդիրն է, որը համատեղ լուծում են հետազոտական, նախագծային և ինժեներական և արտադրական մի շարք թիմեր: Կարելի է առանձնացնել KR- ի ձևավորման հետևյալ հիմնական փուլերը. Տակտիկական և տեխնիկական առաջադրանք, տեխնիկական առաջարկներ, նախնական ձևավորում, աշխատանքային նախագիծ, փորձարարական մշակում, նստարանային և բնական թեստեր:

CRամանակակից CR նմուշների ստեղծման ուղղությամբ աշխատանքներն իրականացվում են հետևյալ ոլորտներում.

· Թռիչքի տիրույթի և արագության բարձրացում դեպի գերձայնային

· Հրթիռների ուղեկցման համար բազմամիջուկային հայտնաբերման և վերաբնակեցման համակցված համակարգերի օգտագործում;

· Հրթիռային ստորագրության կրճատում ՝ գաղտագողի տեխնոլոգիայի օգտագործման պատճառով.

· Հրթիռների գաղտնիության բարձրացում ՝ թռիչքի բարձրությունը մինչև սահման նվազեցնելով և դրա վերջին հատվածում բարդացնելով թռիչքի հետագիծը.

· Հրթիռի սարքավորումը զինելը արբանյակային նավիգացիոն համակարգով, որը որոշում է հրթիռի գտնվելու վայրը 10 ... .20 մ ճշգրտությամբ.

· Տարբեր նպատակներով հրթիռների ինտեգրում ծովային, օդային և ցամաքային մեկ հրթիռային համակարգում:

Այս տարածքների իրականացումը հիմնականում իրականացվում է ժամանակակից բարձր տեխնոլոգիաների օգտագործման միջոցով:

Տեխնոլոգիական առաջընթաց օդանավերի կառուցման և հրթիռակիրության, միկրոէլեկտրոնիկայի և համակարգչային տեխնոլոգիաների, ինքնավար կառավարման համակարգերի և արհեստական \u200b\u200bբանականության, շարժիչային համակարգերի և վառելիքների, էլեկտրոնային պաշտպանության սարքավորումների և այլնի զարգացման մեջ: ստեղծեց նոր սերնդի ՍՍ-ի և դրանց բարդույթների իրական զարգացումներ: Հնարավոր է դարձել զգալիորեն բարձրացնել ինչպես ենթաձայնային, այնպես էլ գերձայնային թևավոր հրթիռների թռիչքի տիրույթը, բարձրացնել ինքնաթիռի կառավարման ավտոմատ համակարգերի ընտրողականության և աղմուկի անձեռնմխելիությունը քաշի և չափի բնութագրերի միաժամանակյա նվազումով (ավելի քան երկու անգամ):

Կրուիզային հրթիռները դասակարգվում են երկու խմբի.

· Հողի վրա հիմնված;

· Seaովային հիմքով:

Այս խումբը ներառում է ռազմավարական և գործառնական-մարտավարական հրթիռներ, որոնց թռիչքի հեռավորությունը մի քանի հարյուրից մինչև մի քանի հազար կիլոմետր է, որոնք, ի տարբերություն բալիստիկ հրթիռների, թռչում են դեպի թիրախ մթնոլորտի խիտ շերտերում և ունեն այդ նպատակով աերոդինամիկական մակերեսներ, որոնք ստեղծում են վերելակ: Նման հրթիռները նախատեսված են կարևոր ռազմավարական նշանակության հրթիռները ոչնչացնելու համար:

Կրուիզային հրթիռները, որոնք կարող են արձակվել սուզանավերից, վերգետնյա նավերից, ցամաքային համալիրներից, ինքնաթիռներից, ապահովում են ծովային, ցամաքային և օդային ուժերը բացառիկ ճկունություն:

BR- ի նկատմամբ նրանց հիմնական առավելություններն են.

· Հակառակորդի կողմից հենակետի շարժունակության պատճառով հանկարծակի միջուկային հրթիռային հարձակման դեպքում գրեթե ամբողջական անխոցելիություն, մինչդեռ բալիստիկ հրթիռներով սիլոսների տեղը հաճախ նախապես հայտնի է թշնամուն:

· Տրված հավանականությամբ թիրախ խոցելու համար մարտական \u200b\u200bգործողություն կատարելու ծախսերի BR- ի համեմատ նվազեցում.

· CD- ի համար բարելավված ուղղորդման համակարգ ստեղծելու հիմնարար հնարավորություն, ինքնավար գործողություն կամ արբանյակային նավիգացիոն համակարգ օգտագործող Այս համակարգը կարող է ապահովել թիրախին հարվածելու 100% հավանականություն, այսինքն. զրոյին մոտ բացթողում, որը կնվազեցնի անհրաժեշտ քանակությամբ հրթիռներ և, համապատասխանաբար, գործառնական ծախսեր.

· Weaponենքային համակարգ ստեղծելու հնարավորություն, որը կարող է լուծել ինչպես ռազմավարական, այնպես էլ մարտավարական խնդիրները:

· Նույնիսկ ավելի մեծ հեռահարությամբ, գերձայնային և գերձայնային արագությամբ նոր սերնդի ռազմավարական թևավոր հրթիռներ ստեղծելու հեռանկար, որոնք թույլ են տալիս թռիչքի ընթացքում հետազննում:

Որպես կանոն, միջուկային մարտագլխիկներն օգտագործվում են ռազմավարական թեւավոր հրթիռների վրա: Այս հրթիռների մարտավարական տարբերակների վրա տեղադրված են սովորական մարտագլխիկներ: Օրինակ ՝ հականավի հրթիռները կարող են հագեցած լինել թափանցող, բարձր պայթուցիկ կամ բարձր պայթուցիկ կուտակային մարտագլխիկով:

Կրուիզային հրթիռների կառավարման համակարգը էապես կախված է թռիչքի տիրույթից, հրթիռների հետագծից և ռադարների թիրախային հակադրությունից: Հեռավոր հրթիռները սովորաբար ունեն համակցված կառավարման համակարգեր, օրինակ ՝ ինքնավար (իներցիոն, աստրո-իներցիոն), ինչպես նաև հետագծի վերջում վերածված: Groundամաքային կայանքից, սուզանավից կամ նավից գործարկելիս անհրաժեշտ է օգտագործել հրթիռային ուժեղացուցիչ, որը նպատակահարմար է առանձնացնել վառելիքի այրումից հետո, հետևաբար, ցամաքային և ծովային թևավոր հրթիռները պատրաստվում են երկաստիճան: Կրող ինքնաթիռից գործարկելիս արագացուցիչ չի պահանջվում, քանի որ կա նախնական բավարար արագություն: Որպես արագացուցիչ, սովորաբար օգտագործվում են պինդ շարժիչով հրթիռային շարժիչները: Հիմնական շարժիչի ընտրությունը որոշվում է ցածր հատուկ վառելիքի սպառման և երկար թռիչքի ժամանակի պահանջներով (տասնյակ րոպե կամ նույնիսկ մի քանի ժամ): Այն հրթիռների համար, որոնց թռիչքի արագությունը համեմատաբար ցածր է (Մ<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2, տուրբոժեթային և ռեմեջտ շարժիչների հատուկ վառելիքի սպառումը համեմատելի են դառնում, և շարժիչն ընտրելիս հիմնական դերը խաղում են այլ գործոններ. Դիզայնի պարզություն, ցածր քաշ և ծախս: Ածխաջրածնային վառելիքներն օգտագործվում են որպես վառելիք շարժիչային շարժիչների համար:

Հետագա հետազոտությունների այս դասընթացի նախագծում Tomahawk տեսակի թեւավոր հրթիռը կդիտարկվի որպես օդանավի նախատիպ:

1.2 Tomahawk թեւավոր հրթիռ

Միջուկային մարտագլխիկով KR «Tomahawk» - ը ունի 200 կգ միջուկային լիցքավորման հզորություն: Դժվար է այն հայտնաբերել ռադիոլոկացիոն կայանների կողմից: KR– ի երկարությունը 6,25 մ է, իսկ քաշը ՝ 1450 կգ: Պայմանական մարտական \u200b\u200bգործողություններում այս հրթիռը նախատեսված է հարվածելու համար մակերեսային նավերին ՝ մեկնարկի վայրից մինչև 550 կմ հեռավորության վրա, և մինչև 1,500 կմ հեռավորության վրա գտնվող առափնյա թիրախներ:

«Տոմահավկ» (BGM - 109A) ծովային թեւավոր հրթիռը նախատեսված է ռազմական ու արդյունաբերական նշանակության նշանակետերին հարվածելու համար: Կրակման շառավիղը 2500 կմ է: Նկարահանման ճշգրտությունը `ոչ ավելի, քան 200 մ հրթիռների ուղղորդման համակարգը համակցված է, այն ներառում է իներցիոն համակարգ և հետագծի ուղղման համակարգ` տեղանքի եզրագծի երկայնքով: Գործարկման քաշը ՝ 1225 կգ, երկարությունը ՝ 5,5 մ, կեղևի տրամագիծը ՝ 530 մմ, մարտագլխիկի քաշը ՝ 110 կգ: Հրթիռը հագեցած է 200 կգ միջուկային մարտագլխիկով: Հրթիռը ծառայության է անցել 1984 թվականին: Դրա մարտական \u200b\u200bօգտագործումը նախատեսվում է ինչպես սուզանավերից, այնպես էլ վերգետնյա նավերից:

Նկար: 1 Tomahawk թեւավոր հրթիռ (BGM - 109A)

Tomahawk BGM-109С / D հրթիռի թռիչքային ուղին

Նկար: 2 BGM-109C / D Tomahawk հրթիռի թռիչքային հետագիծ.

Առաջին ուղղման 2-տարածք `համաձայն TERCOM համակարգի;

3-երթային հատվածի TERCOM ուղղում ՝ NAVSTAR համակարգի միջոցով

4-հետագծի ուղղում ըստ DSMAC համակարգի;

Մարտավարական և տեխնիկական բնութագրեր

2. Աերոդինամիկական բնութագրերի հաշվարկը Լեբեդև-Չեռնոբրովկինի վերլուծական մեթոդով

Աերոդինամիկական հաշվարկը օդանավի կամ դրա առանձին մասերի (իրան, թևեր, էմպենաժ, կառավարման սարքեր) աերոդինամիկական հետազոտության ամենակարևոր տարրն է: Նման հաշվարկի արդյունքները օգտագործվում են հետագծի հաշվարկներում, շարժվող օբյեկտների ուժի հետ կապված խնդիրների լուծման, օդանավի թռիչքային կատարողականը որոշելու ժամանակ:

Աերոդինամիկ կատարումը դիտարկելիս կարող եք օգտագործել բնութագրերը բաժանելու մեկուսացված կեղևների և կրող մակերեսների (թևեր և փխրունություն) առանձին բաղադրիչների բաժանելու սկզբունքը, ինչպես նաև դրանց համակցությունները: Վերջին դեպքում աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը որոշվում են որպես համապատասխան հատկությունների (մեկուսացված մարմնի, թևերի և ազդանշանի համար) և միջամտության ուղղումների հանրագումար `փոխազդեցության ազդեցության պատճառով:

Աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը կարող են որոշվել `օգտագործելով աերոդինամիկական գործակիցները:

Ըստ ընդհանուր աերոդինամիկական ուժի և ընդհանուր աերոդինամիկական մոմենտի առանցքների վրա, համապատասխանաբար, արագության և դրան զուգահեռ կոորդինատային համակարգերի կանխատեսումների, ընդունվում են աերոդինամիկական գործակիցների հետևյալ անվանումները.

Օդանավի դինամիկան ուսումնասիրելու համար անհրաժեշտ է հաշվի առնել գործող ուժերն ու պահերը, այդ թվում `աերոդինամիկ: Աերոդինամիկական ընդհանուր ուժը, որը կախված է մի շարք գործոններից, կարող է ներկայացվել որպես բաղադրիչ կոորդինատների արագության առանցքների երկայնքով (x, y, z) կամ դրա հետ միասին (), իսկ M ընդհանուր աերոդինամիկական պահը ՝ ընդլայնված առանցքների երկայնքով (): Սիմետրիկ ինքնաթիռի դեպքում վերելակը Y և կողային ուժը Z ունեն նույն կախվածությունը, համապատասխանաբար, հարձակման և սայթաքման անկյուններից, ղեկերի շեղման անկյուններից և.

Երկրաչափական սեղան

2.1 Բարձրացման ուժ

Բարձրացնող ուժը որոշվում է բանաձևով

որտեղ է արագության գլուխը, օդի խտությունն է, բնութագրական տարածքն է (օրինակ, թափքի խաչմերուկի տարածքը), բարձրացման գործակիցն է:

Գործակիցը սովորաբար որոշվում է 0xyz արագության կոորդինատային համակարգում: Գործակցին զուգընթաց, հետագայում դիտարկվում է նորմալ ուժի գործակիցը, այն որոշվում է կապված կոորդինատային համակարգում:

Այս գործակիցները հարաբերակցությամբ կապված են միմյանց հետ

Մենք ներկայացնում ենք օդանավը հետևյալ հիմնական մասերի հավաքածուի տեսքով. Մարմնի (ֆյուզելյաժ), առջևի (I) և հետևի (II) կրող մակերեսների: Հարձակման փոքր անկյուններում և կրող մակերեսների շեղման անկյուններում կախվածությունները և մոտ են գծայինին, այսինքն. կարող է ներկայացվել որպես

այստեղ և համապատասխանաբար առջևի և հետևի կրող մակերեսների շեղման անկյուններն են. և - արժեքներ և , անկյունների նկատմամբ գործակիցների մասնակի ածանցյալներն են և, վերցված:

Արժեքները և անօդաչու ինքնաթիռների համար շատ դեպքերում մոտ են զրոյի, ուստի դրանք հետագա չեն դիտարկվում: Թիկունքի կրող մակերեսները վերցվում են որպես հսկիչ:

Հարձակման փոքր և փոքր անկյուններում կարող են դրվել, ապա հավասարությունը (2) ձև է ստանում: Մենք ներկայացնում ենք օդանավի նորմալ ուժը որպես երեք տերմինների գումար

որոնցից յուրաքանչյուրն արտահայտվում է նորմալ ուժի համապատասխան գործակցի միջոցով.

Հավասարությունը (3) տերմինը բաժանելով և ածանցյալը հանելով դրա հետ, մենք ստանում ենք 0 կետում

Որտեղ; - հոսքի դանդաղեցման գործոններ; ; - օդանավի մասերի հարաբերական տարածքները. Եկեք ավելի մանրամասն քննարկենք հավասարության աջ կողմում ներառված մեծությունները (4):

Առաջին տերմինը հաշվի է առնում ֆյուզելյաժի սեփական նորմալ ուժը, և հարձակման փոքր անկյուններում այն \u200b\u200bհավասար է մեկուսացված ֆյուզելյաժի նորմալ ուժին (բացառությամբ կրող մակերեսների ազդեցության):

Երկրորդ տերմինը բնութագրում է առջևի կրող մակերեսի կողմից ստեղծված նորմալ ուժը և կիրառվում մասամբ կոնսուլների և մասամբ մարմնի վրա ՝ դրանց ազդեցության գոտում:

Այս ուժի մեծությունն արտահայտվում է մեկուսացված թևերի նորմալ ուժի տեսանկյունից (այսինքն `երկու թևից կազմված թևեր)` օգտագործելով k միջամտության գործակիցը. Արժեքները և kI- ն հաշվարկվում են Mach- ի համարի վրա:

Արտահայտության երրորդ տերմինը (4) նման է երկրորդին: Միակ տարբերությունն այն է, որ հետևի կրող մակերեսի հարձակման անկյունը որոշելիս անհրաժեշտ է հաշվի առնել առջևի կրող մակերեսի կողմից առաջացած հոսքի միջին թեքության անկյունը. Հարձակման փոքր անկյուններում կախվածությունը մոտ է գծայինին: Այդ դեպքում ածանցյալը կարող է արտահայտվել նաև որպես

(5) –ում ներառված բոլոր մեծությունները հաշվարկվում են Mach- ի համարով:

2.2 Օդանավի բարձրացման գործակիցի ածանցյալը հսկիչ սարքերի շեղման անկյունով

Եկեք տարանջատենք արտահայտությունը (1) II անկյան նկատմամբ:

Փոքր անկյուններում այս արտահայտությունը ստանում է հետևյալ ձևը.

Հավասարության (3) տերմինը բաժանելով qS- ի և ածանցյալը հաշվի առնելով `մենք ստանում ենք

բնութագրում է հետևի մակերեսի նորմալ ուժը, որը կիրառվում է մասամբ կոնսուլների և մասամբ ՝ դրանց ազդեցության գոտում գտնվող մարմնի վրա: Այս ուժի մեծությունն արտահայտվում է միջամտության գործակցի և հսկիչների հարաբերական արդյունավետության միջոցով n:

Հաշվարկը ներկայացված է աղյուսակում: 3.3. Որտեղ է պոչի մաքրման անկյունը. Բարձրացնող ուժի նվազեցման գործակիցն է ղեկի և իրանի միջև եղած բացի պատճառով, երբ ղեկերը շեղվում են:

Հաշվարկման աղյուսակ

Հաշվարկման աղյուսակ

2.3 Frontակատային դիմադրություն

Քաշելու ուժը հաշվարկվում է բանաձևով

Եկեք ներկայացնենք օդանավի քարշման գործակիցը որպես երկու տերմինի գումար, որտեղ որտեղ է քաշի գործակիցը: - ինդուկտիվ դիմադրության գործակիցը, որը հասկացվում է որպես անկյուններից կախված դիմադրություն, և Օդանավի գործակիցը կարող է արտահայտվել որպես

որտեղ 1.05-ը մանրամասների չհաշվառվածի ուղղումն է. - առջեւի կրող մակերեսի բոլոր մխիթարների ընդհանուր տարածքի և բնութագրական տարածքի հարաբերակցությունը. - նույնը հետեւի կրող մակերեսի համար; , օդանավի մեկուսացված մասերի գործակիցներն են:

2.4 Քաշելու գործակիցը ժամը

Իր ֆիզիկական բնույթով մարմնի քաշումը կարող է բաժանվել շփման և ճնշման դիմադրության: Համաձայն այս ճնշման, հնարավոր է, որ իրանի վրա (նկատի ունի միջնապատի գոտին) իրանի քաշքշման գործակիցը արտահայտել հետևյալ ձևով.

որտեղ վերջին երեք տերմինները ճնշման դիմադրություն են:

2.5 Կրող մակերեսների քաշի գործակիցը

Առջեւի եւ հետեւի կրող մակերեսների գործակիցը հաշվարկելու մեթոդները գրեթե նույնական են: Միակ տարբերությունն այն է, որ հաշվարկը պետք է իրականացվի Mach- ի համարով, իսկ հաշվարկը `at:

Առանցքակալման մակերեսի ճակատային դիմադրությունը `սրված հետքի եզրերով, կազմված է պրոֆիլից և ալիքի դիմադրությունից: Ըստ այդմ, կարելի է գրել

Պրոֆիլի դիմադրությունը պայմանավորված է օդի մածուցիկությամբ: Այն որոշվում է հիմնականում շփման ուժերով և փոքր չափով `օդաթիթեղի քթի և պոչի ճնշման տարբերությամբ:

Ալիքային դիմադրություն - ճնշման դիմադրություն `օդի սեղմելիության պատճառով: Դա տեղի է ունենում այն \u200b\u200bժամանակ, երբ թեւերի շուրջ հոսքը ուղեկցվում է ցնցող ալիքների տեսքով:

Թեւերի խաչաձեւ դասավորությամբ օդանավում (++) քաշելու ուժը ստեղծվում է երկու զույգ առջևի և հետևի կրող մակերեսների կողմից. Հետևաբար, գործակիցները և պետք է բազմապատկվեն համապատասխան կրկնապատկված չափազանգված տարածքներով:

Հաշվարկման աղյուսակ և

Հաշվարկման աղյուսակ

2.6 բարձրության պահ

Ուսումնասիրելով օդանավում գործող ուժերի պահերը, մասնավորապես `բարձրության պահերը, մենք կօգտագործենք կապված կոորդինատային համակարգը 0x1y1z1 Բարձրության կամ երկայնական պահի պահը պայմանավորված է աերոդինամիկ և ռեակտիվ ուժերով: Հաշվի առնելով աերոդինամիկական ուժերի պահը, հարմար է ներկայացնել անչափ գործակիցի հայեցակարգը

Տվյալ արագության և բարձրության վրա աերոդինամիկական մոմենի մեծությունը կախված է մի շարք գործոններից, և առաջին հերթին ՝ հարձակման անկյունից և հսկիչ սարքերի շեղման անկյուններից: Բացի այդ, պահի մեծության վրա ազդում է օդանավի ռոտացիայի անկյունային արագությունը, ինչպես նաև ղեկի հարձակման և շեղման անկյան փոփոխության արագությունը, որը բնութագրվում է ածանցյալներով և Այս կերպ,

Փաստարկների փոքր արժեքների համար արտահայտությունը (6) կարող է ներկայացվել որպես գծային ֆունկցիա

որտեղ և այլն - բարձրացման պահի մասնակի ածանցյալներ ՝ համապատասխան պարամետրերով:

Անխափան մոմենտի գործակիցը միայն անփոփոխ պարամետրերի ֆունկցիա է: Քանի որ մեծությունները և ունեն I / վ չափսեր, ապա դրանց փոխարեն ներկայացվում են անչափ անկյունային արագություն և չափազուրկ ածանցյալներ: Պարամետրերի փոքր արժեքներով երկայնական պահի գործակցի ընդհանուր արտահայտություն և այլն: ունի ձևը

(6) և (7) արտահայտություններում ներառված մեծությունների գրավորությունը պարզեցնելու համար հետևյալում «Ես» ինդեքսը կհանվի: Բացի այդ, մենք կթողնենք գծերը մասնակի ածանցյալների նշման մեջ

2.7

Եկեք քննարկենք օդանավի վրա գործող աերոդինամիկական երկայնական պահի մեծությունը, պայմանով, որ անկյունային արագությունը, հարձակման անկյունը և հսկիչների շեղման անկյունները ժամանակի ընթացքում մնան անփոփոխ:

Եկեք ներկայացնենք ինքնաթիռի ճնշման կենտրոնի գաղափարը: Pressureնշման կենտրոնը 0x1 երկայնական առանցքի վրա գտնվող կետն է, որի միջով անցնում է արդյունքը `աերոդինամիկական ուժերը:

Աերոդինամիկական ուժերի պահը ճնշման կենտրոնի նկատմամբ կարող է արտահայտվել որպես, և պահի գործակիցը

ահա ինքնաթիռի ծանրության կենտրոնի կոորդինատը, ճնշման կենտրոնի կոորդինատն է (հաշվետվությունը կազմված է իրանի քթից):

Ամբողջ ինքնաթիռի ճնշման կենտրոնի հայեցակարգի անալոգի միջոցով մենք նաև ներկայացնում ենք դրա մասերի ճնշման կենտրոնների գաղափարը ՝ որպես այդ մասերի կողմից ստեղծված նորմալ ուժերի կիրառման կետեր:

Մեր ունեցած հավասարակշռության պայմանից

Այստեղից մենք գտնում ենք. Արտահայտությունը.

Հարձակման փոքր անկյուններում և ղեկերի շեղման անկյուններում հարմար է օգտագործել ինքնաթիռի աերոդինամիկական ֆոկուս հասկացությունը: Օդանավի հարձակման անկյունը նորմալ ուժի այդ մասի կիրառման կետն է, որը համամասնական է հարձակման անկյունին (այսինքն): Դրանից հետո, ֆիքսված հսկիչներով, աերոդինամիկական ուժերի պահը համեմատաբար 0z1 առանցքի առանցքային կետով անցնելու հետ, կախված չէ հարձակման անկյունից: Նմանապես, կարելի է ցույց տալ, որ ուշադրության կենտրոնացման պահը կախված չէ, և ուշադրության կենտրոնացման պահը կախված չէ:

Օգտագործելով աերոդինամիկական ֆոկուս հասկացությունը, փոքր անկյուններում ինքնաթիռի խթանման պահի գործակցի համար կարող ենք գրել հետևյալ արտահայտությունը.

Այս արտահայտություններում կան կիզակետերի կոորդինատները և.

2.8 Ձախի պահը, որն առաջացել է Z առանցքի շուրջ օդանավի ռոտացիայի արդյունքում

Դիտարկենք ինքնաթիռը, որը թռչում է v արագությամբ և միաժամանակ պտտվում է իր առանցքի շուրջ (լայնակի) ՝ անկյունային արագությամբ:

Երբ օդանավը պտտվում է, նրա մակերեսի յուրաքանչյուր կետ ձեռք է բերում լրացուցիչ արագություն, որը հավասար է: Արդյունքում, անհատական \u200b\u200bմակերեսային տարրերով հոսքի հանդիպման անկյունները տարբերվում են զուտ թարգմանական շարժման հանդիպումների անկյուններից: Հանդիպման անկյունների փոփոխությունը հանգեցնում է լրացուցիչ աերոդինամիկական ուժերի տեսքին, որոնք կարող են կրճատվել ձգողության կենտրոնում կիրառվող արդյունքի և ծանրության կենտրոնով անցնող լայնակի առանցքի համեմատ:

Արժեքը շատ փոքր է և սովորաբար անտեսվում է վերելակների հաշվարկում:

Պահը զգալիորեն ազդում է օդանավի դինամիկ հատկությունների վրա: Այն կոչվում է բարձրության մարման պահ կամ երկայնական մարման պահ:

Խոնավեցման պահի չափը համաչափ է անկյունային արագությանը: Հետևաբար

Եկեք ածանցյալը արտահայտենք անփոփոխ պահի գործակցի և անչափ անկյունային արագության տեսանկյունից: Քանի որ և, ուրեմն, որտե՞ղ է մոմենտի գործակցի պտտվող ածանցյալը:

Եկեք պատկերացնենք երկայնական մարման պահը որպես ինքնաթիռի մասերի ստեղծած պահերի հանրագումար. Այս արտահայտությունը կարող է վերաշարադրվել հավասարությանը համապատասխան (9).

Նվազեցնելով, մենք ստանում ենք.

Հաշվարկման աղյուսակ և

Հաշվարկման աղյուսակ

2.9 Աերոդինամիկական գործակիցների ամփոփ աղյուսակ

3. SolidWorks 2014 փաթեթի միջոցով աերոդինամիկական բնութագրերի հաշվարկ

SolidWorks- ը համակարգչային համակարգչային նախագծման, ինժեներական վերլուծության և արտադրության պատրաստման համակարգ է `ցանկացած բարդության և նպատակային նշանակության ապրանքների համար: CAD մշակող SolidWorks- ը SolidWorks Corp- ն է: (ԱՄՆ), բարձր տեխնոլոգիական ծրագրերի համաշխարհային առաջատար Dassault Systemes- ի (Ֆրանսիա) անկախ ստորաբաժանում: Մշակված է SolidWorks Corp. բնութագրվում է որակի, հուսալիության և արտադրողականության բարձր ցուցանիշներով, ինչը որակյալ աջակցության հետ համատեղ SolidWorks- ը դարձնում է արդյունաբերության և անձնական օգտագործման լավագույն լուծումը: Րագիրը գործում է Windows պլատֆորմի վրա, ունի աջակցություն ռուսաց լեզվին և, համապատասխանաբար, աջակցում է ԳՕՍՏ-ին և ESKD- ին:

Այս փաթեթը թույլ է տալիս կառուցել ինքնաթիռի մոդել և հաշվարկել աերոդինամիկան `օգտագործելով Flow Simulation, որը հեղուկի դինամիկ վերլուծության մոդուլ է SolidWorks միջավայրում` նվազագույնի հասցնելով մարդկային գործոնից կախված սխալները:

Դասընթացի այս նախագծում կառուցվեց Tomahawk RC մոդելը և աերոդինամիկան հաշվարկվեց SolidWorks 2014- ի և SolidWorks Flow Simulation 2012-ի միջոցով:

CAD SolidWorks 2014-ի միջոցով կառուցված օդանավի մոդելը ներկայացված է Նկար 3-ում և 4-ում:

Նկար 3 - Մոդելի կողային տեսք

Նկար 4 - Մոդելի դիմային տեսք

3.2 Հարձակման անկյունների ընտրություն և հոսքի արագություն

Աերոդինամիկական գործակիցները հաշվարկվելու են Mach- ի համար `M \u003d 0,7, 1,2 և հարձակման անկյան b \u003d 0 աստիճան:

Աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը կարելի է որոշել `իմանալով աերոդինամիկական գործակիցները:

Ըստ ընդհանուր աէրոդինամիկական ուժի և ընդհանուր աերոդինամիկական մոմենտի առանցքների վրա, համապատասխանաբար, արագության և դրան զուգահեռ կոորդինատային համակարգերի կանխատեսումների, ընդունվում են աերոդինամիկական գործակիցների հետևյալ անվանումները. - ոլորման, հորանջման և բարձրության պահերի աերոդինամիկական գործակիցներ:

3.3 Հաշվարկի արդյունքները

Հաշվարկի արդյունքները տրված են M \u003d 0,7 և M \u003d 1,2 հոսքի արագության համար b \u003d 0 աստիճանով: Արդյունքները ներկայացված են Նկար 5-14-ում և Աղյուսակ 10-ում:

Համար b \u003d 0 և M \u003d 1.2

Գծապատկեր 5 - Արագության փոփոխության արդյունքներ

Նկար 6 - pressureնշման փոփոխությունների արդյունքներ

Նկար 7 - Խտության փոփոխության արդյունքներ

Նկար 8 - temperatureերմաստիճանի փոփոխության արդյունքներ

Համար b \u003d 0 և M \u003d 0.7

Գծապատկեր 9 - Արագության փոփոխության արդյունքներ

Նկար 10 - pressureնշման փոփոխությունների արդյունքներ

Նկար 11 - Խտության փոփոխության արդյունքներ

Նկար 12 - temperatureերմաստիճանի փոփոխության արդյունքներ

Նկար 13-ի հիմնական պարամետրերը M \u003d 1.2-ի համար

Նկար 14-ի հիմնական պարամետրերը M \u003d 0.7-ի համար

Քանի որ մենք գիտենք բարձրացնող ուժի և ճակատային դիմադրության ուժի արժեքները, մենք կարող ենք արտահայտել Y \u003d c y qS և X \u003d c x qS y- ով և x- ով

Հաշվարկման աղյուսակ

Եզրակացություն

Դասընթացի այս նախագծում դիտարկվեց KR «Tomahawk» տեսակի ինքնաթիռ և հաշվարկվեցին դրա աերոդինամիկական գործակիցները:

Հաշվարկների արդյունքում ձեռք են բերվել քարշման գործակիցների, բարձրացման գործակիցների և աերոդինամիկական մոմենտային գործակիցների արժեքները: Աերոդինամիկ կատարումը դիտարկելիս կարող եք օգտագործել բնութագրերը բաժանելու մեկուսացված կեղևների և կրող մակերեսների (թևեր և փխրունություն) առանձին բաղադրիչների բաժանելու սկզբունքը, ինչպես նաև դրանց համակցությունները: Վերջին դեպքում, աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը որոշվում են որպես համապատասխան հատկությունների (մեկուսացված մարմնի, թևերի և ազդանշանի համար) և միջամտության ուղղումների հանրագումար `փոխազդեցության ազդեցության պատճառով: Աերոդինամիկական ուժերն ու պահերը կարող են որոշվել `օգտագործելով աերոդինամիկական գործակիցները:

Աերոդինամիկական գործակիցների հաշվարկման և վերլուծական Լեբեդև-Չեռնոբրովկին մեթոդի և թվային մոդելավորման համեմատական \u200b\u200bվերլուծությունը ներկայացված է աղյուսակում:

Հաշվարկի արդյունքների համեմատական \u200b\u200bվերլուծություն

Ուսումնասիրվող օդանավի մոդելը ստեղծվել է CAD SolidWorks 2014 SP5.0- ի միջոցով և նրա աերոդինամիկան ուսումնասիրվում է SolidWorks Flow Simulation- ի միջոցով: Կատարված հաշվարկների արդյունքում պետք է հաշվի առնել, որ թվային մոդելավորման տեխնիկան թույլ է տալիս խուսափել պայթեցված օբյեկտի հաշվարկված և իրական ձևերի տարբերությունից առաջացած հաշվարկման սխալներից: Տեխնիկան նաև հնարավորություն է տալիս գնահատել մոդելների արտադրության մեջ անճշտությունների ազդեցության աստիճանը հողմային թունելներում դրանց փչման արդյունքների վրա:

Լեբեդև-Չերնոբրովկինի վերլուծական մեթոդը հիմնված է բազմաթիվ փորձարարական տվյալների վերլուծության արդյունքում ստացված կիսաէմպիրիկ օրինաչափությունների վրա: Այս մեթոդը հարմար չէ ճշգրիտ գիտական \u200b\u200bհաշվարկների համար, բայց այն կարող է օգտագործվել կրթական նպատակներով և առաջին մոտավորմամբ աերոդինամիկական գործակիցների հաշվարկման համար:

Մատենագիտական \u200b\u200bցուցակ

1. Լեբեդեւ Ա.Ա., Չերնոբրովկին Լ.Ս. Թռիչքների դինամիկա: - Մ. ՝ մեքենաշինություն, 1973 - 615 էջ. Հիվանդ.

2. Shalygin A.S. - Օդանավերի աերոդինամիկական բնութագրերը. - SPb: BSTU, 2003 թ. - 119 էջ

3. SolidWorks - համակարգչային օժանդակ դիզայնի համաշխարհային ստանդարտ [Էլեկտրոնային ռեսուրս] - http://www.solidworks.ru/products/ - բուժման ամսաթիվ ՝ 15 նոյեմբերի, 2014 թ.

4. Դեյվիդ Սալոմոն: Կորքեր և մակերեսներ համակարգչային գրաֆիկայի համար: - Springer, 2006 թ.

5 .. Բ. Կարպենկո, Ս.Մ. Գանին «Ներքին ավիացիոն մարտավարական հրթիռներ» 2000

6. Անօդաչու թռչող սարքերի կայունացման համակարգերում հսկողության սինթեզ: Դասագիրքը խմբագրվել է Ա.Ս. Շալիգին SPB 2005 թ

Նմանատիպ փաստաթղթեր

NEZH- ի տեսական պրոֆիլի կառուցման առանձնահատկությունները `N.Ye- ի կոնֆորմալ քարտեզագրման միջոցով Ukուկովսկի Օդանավի երկրաչափական պարամետրերը և դիմադրությունը: Օդանավի միջանցքային և աերոդինամիկական բնութագրերը որոշելու մեթոդաբանություն:

ժամկետային փաստաթուղթ, ավելացված 04/19/2010


Օդանավի թռիչքի և վայրէջքի բնութագրերի ուսումնասիրություն. Թևերի չափսերի և ավլման անկյունների որոշում; հաշվարկը կրիտիկական Mach համարի, աերոդինամիկ քարշման գործակիցը, վերելակ: Թռիչքի և վայրէջքի բևեռի կառուցում:

ժամկետային փաստաթուղթը ավելացված է 10/24/2012 թ


An-225 ինքնաթիռի ենթակրիտային բևեռի կառուցում: Թևի և պոչի հատվածների առաջարկվող հաստությունները: Օդանավի թռիչքային բնութագրերի հաշվարկ, գծագրելով կախվածության բարձրացման գործակիցը հարձակման անկյունից: Բևեռային աղբանոց ընդդեմ Mach- ի համարի:

ժամկետային փաստաթուղթ, ավելացված 06/17/2015


Ամբողջովին տուրբուլենտ սահմանային շերտում կրող տարրերի, թափքի, շարժիչի ակունքների և կախովի տանկերի ճակատային դիմադրությունների հաշվարկ: Օդանավերի քաշքշում ընդդեմ հարձակման անկյան: Թեւի բևեռի հաշվարկ և կառուցում:

ժամկետային փաստաթուղթն ավելացվել է 12/03/2013


Օդանավի ֆյուզելյաժի, հորիզոնական պոչի երկրաչափական բնութագրերի հաշվարկ: Պիլոնի քաշման նվազագույն գործակիցի հաշվարկ: Օդանավի թռիչքի և վայրէջքի բնութագրերը: Աերոդինամիկական որակի կախվածության կառուցում հարձակման անկյունից:

ժամկետային թուղթ, ավելացված է 10/29/2012


Հրթիռների կայունացման համակարգի մշակում: Օդանավերի մասերի հիմնական երկրաչափական պարամետրերը (AGM-158 Jassm): Ugեկի սկավառակի սխալ Ամպլիտուդ, ֆազային բնութագրեր: Փորձարկման նստարանի դիզայն: Շարժիչի հզորության ստուգում և հաշվարկում:

թեզը, ավելացված է 04/22/2015


Կեղեւի խցիկների եզրային միացման նախագծային հաշվարկ: Աերոդինամիկական կառավարման հսկիչ սարքեր: Կառավարման լծակի կառուցում և ձևավորում: Թևերի և թափքի վրա գործող բեռներ: Մահացած մասերի հաշվարկը ուժի համար:

ժամկետային փաստաթուղթն ավելացվել է 01/29/2013


Օդանավի վերահսկվող թռիչք: Երկայնական շարժման մաթեմատիկական նկարագրություն: Օդանավի երկայնական շարժման գծայնացում: Երկայնական շարժման դիֆերենցիալ հավասարումների գծայինացված համակարգի սիմուլյացիոն մոդել:

ժամկետային փաստաթուղթն ավելացվել է 04/04/2015


Բևեռային ենթահամաձայնային ուղևորատար ինքնաթիռների հաշվարկում և կառուցում Թեւի և ֆյուզելյաժի քաշի նվազագույն և առավելագույն գործակիցների որոշում: Վնասակար ինքնաթիռի քաշման ամփոփում: Գծապատկեր բևեռային և բարձրացման գործակիցների կորեր:

ժամկետային փաստաթուղթ, ավելացված 03/01/2015


Օդի հոսքը մարմնի շուրջ: Ինքնաթիռի թև, երկրաչափական բնութագրեր, միջին աերոդինամիկական ակորդ, քաշում, աերոդինամիկական որակ: Բեւեռային ինքնաթիռ: Թևի ճնշման կենտրոն և դիրքի փոփոխություն ՝ կախված հարձակման անկյունից: