Un exemplu de calcul al unei catapulte pentru lansarea aeriană a unei rachete spațiale. Încălzirea aerodinamică a structurii rachetei Coeficientul de tragere la

Calculul aerodinamic este cel mai important element al cercetării aerodinamice a unei aeronave sau a părților sale individuale (corp, aripi, empenaj, dispozitive de control). Rezultatele unui astfel de calcul sunt utilizate în calculele traiectoriei, în rezolvarea problemelor legate de rezistența obiectelor în mișcare, în determinarea performanței în zbor a unei aeronave.

Când luați în considerare performanțele aerodinamice, puteți utiliza principiul descompunerii caracteristicilor în componente separate pentru corpurile izolate și suprafețele portante (aripi și empenaj), precum și combinațiile acestora. În acest din urmă caz, forțele și momentele aerodinamice sunt determinate ca suma caracteristicilor corespunzătoare (pentru un corp izolat, aripi și empenaj) și corecții de interferență datorate efectelor de interacțiune.

Forțele și momentele aerodinamice pot fi determinate folosind coeficienți aerodinamici.

Conform reprezentării forței aerodinamice totale și a momentului aerodinamic total în proiecțiile pe axe, respectiv a vitezei și a sistemelor de coordonate asociate, se adoptă următoarele denumiri de coeficienți aerodinamici: - coeficienți aerodinamici de forță, forță laterală de ridicare; coeficienți aerodinamici ai momentelor de rostogolire, gălăgie și pitch.

Metoda prezentată pentru determinarea caracteristicilor aerodinamice este aproximativă. Figura arată o diagramă a rachetei, aici L este lungimea aeronavei, dm este diametrul corpului aeronavei, este lungimea nasului, l este întinderea aripii cu partea ventrală (Fig. 1).

zborul rachetei de direcție a motorului

Forța de ridicare

Forța de ridicare este determinată de formulă

unde este viteza capului, este densitatea aerului, S este aria caracteristică (de exemplu, aria secțiune transversală fuselaj), - coeficientul de ridicare.

Coeficientul este de obicei determinat în sistemul de coordonate de viteză 0xyz. Împreună cu coeficientul, este luat în considerare și coeficientul forței normale, acesta fiind determinat în sistemul de coordonate asociat.

Acești coeficienți sunt raportați între ei prin raport

Reprezentăm aeronava sub forma unui set din următoarele părți principale: suprafața portantă a corpului (fuselaj), față (I) și spate (II). La unghiuri mici de atac și unghiuri de deviere a suprafețelor portante, dependențele și sunt aproape de liniare, adică pot fi reprezentate sub forma

aici și sunt unghiurile de deviere ale suprafețelor portante din față și respectiv din spate; și - valori și la; , sunt derivatele parțiale ale coeficienților față de unghiuri și, luate la.

Valorile și pentru aeronavele fără pilot sunt în majoritatea cazurilor aproape de zero, deci nu sunt luate în considerare în continuare. Suprafețele portante din spate sunt luate ca elemente de comandă.

Determinarea coeficientului

găsiți derivatul:

La unghiuri mici de atac și la, putem pune, atunci egalitatea (2) ia forma. Reprezentăm forța normală a aeronavei ca suma a trei termeni

fiecare dintre acestea este exprimat prin coeficientul corespunzător de forță normală:

Împărțind egalitatea (3) termen cu termen și eliminând derivata în raport cu, obținem la punctul 0

unde; - coeficienți de decelerare a debitului;

; ; - suprafețele relative ale pieselor aeronavelor.

Să luăm în considerare mai detaliat cantitățile incluse în partea dreaptă a egalității (4).

Primul termen ia în considerare forța normală a fuselajului, iar la unghiuri mici de atac este egală cu forța normală a fuselajului izolat (excluzând influența suprafețelor portante)

Proiect de curs

Calculul coeficienților aerodinamici ai unei rachete de croazieră de tip Tomahawk

Introducere

rachetă de zbor aerodinamică

Proiecta aeronave trebuie să includă în mod necesar calculul caracteristicilor sale aerodinamice. Rezultatele obținute în viitor permit evaluarea corectitudinii alegerii schemei aerodinamice, calcularea traiectoriei aeronavei.

Pentru calcule, se introduce o ipoteză foarte importantă: aeronava ar trebui considerată staționară, iar fluxul de aer care se apropie, dimpotrivă, se mișcă (așa-numitul „principiu al inversării mișcării”).

A doua ipoteză utilizată implică dezmembrarea aeronavei în componente separate: corp, empenaj (aripi și cârme), precum și combinații ale acestora. În acest caz, caracteristicile sunt calculate separat pentru toate componentele, iar sumele acestora, împreună cu corecțiile de interferență care determină efectele interacțiunii, determină coeficienții și momentele aerodinamice.

1. Rachete de croazieră

1.1 Generalități

Procesul de creare a CD-ului modern este cea mai dificilă sarcină științifică și tehnică, care este rezolvată în comun de o serie de echipe de cercetare, proiectare și inginerie și producție. Se pot distinge următoarele etape principale ale formării KR: atribuire tactică și tehnică, propuneri tehnice, proiectare preliminară, proiect de lucru, dezvoltare experimentală, bancă și teste naturale.

Lucrările la crearea eșantioanelor moderne de CR se desfășoară în următoarele domenii:

· Creșterea autonomiei și vitezei de zbor la supersonic;

Utilizați pentru rachete de ghidare combinate sisteme multicanal depistare și aderare;

· Reducerea semnăturii rachetelor datorită utilizării tehnologiei stealth;

· Creșterea stealth a rachetelor prin reducerea altitudinii de zbor la limită și complicarea traiectoriei de zbor în secțiunea sa finală;

· Dotarea echipamentului de rachetă de la bord cu un sistem de navigație prin satelit, care determină locația rachetei cu o precizie de 10 ... .20 m;

· Integrarea rachetelor în diverse scopuri într-un singur sistem de rachete pe mare, aer și pe uscat.

Implementarea acestor zone se realizează în principal prin utilizarea tehnologiilor moderne înalte.

O descoperire tehnologică în construcția de avioane și rachete, microelectronică și tehnologia computerelor, în dezvoltarea sistemelor de control automat la bord și a inteligenței artificiale, a sistemelor de propulsie și a combustibililor, a echipamentelor electronice de protecție etc. a creat dezvoltări reale ale unei noi generații de CD-uri și complexele lor. A devenit posibil să se mărească în mod semnificativ raza de zbor atât a rachetelor de croazieră subsonice, cât și a celor supersonice, să se crească selectivitatea și imunitatea la zgomot a sistemelor automate de control la bord cu o scădere simultană (de peste două ori) a caracteristicilor de greutate și dimensiune.

Rachetele de croazieră sunt clasificate în două grupe:

· Teren;

· Pe mare.

Acest grup include rachete strategice și operaționale-tactice cu o rază de zbor de la câteva sute la câteva mii de kilometri, care, spre deosebire de rachetele balistice, zboară către o țintă în straturi dense ale atmosferei și au suprafețe aerodinamice pentru aceasta, care creează ridicare. Astfel de rachete sunt destinate distrugerii celor strategice importante.

Rachetele de croazieră, capabile să fie lansate de la submarine, nave de suprafață, complexe terestre și aeronave, oferă forțelor navale, terestre și aeriene o flexibilitate excepțională.

Principalele lor avantaje față de BR sunt:

· Invulnerabilitate aproape completă în cazul unui atac brusc de rachete nucleare de către inamic datorită mobilității bazei, în timp ce locația silozurilor cu rachete balistice este adesea cunoscută inamic;

· Reducerea în comparație cu BR a costului efectuării unei operațiuni de luptă pentru a învinge o țintă cu o probabilitate dată;

· Posibilitatea fundamentală de a crea un sistem de ghidare îmbunătățit pentru CD, care funcționează autonom sau utilizează un sistem de navigație prin satelit. Acest sistem poate oferi o șansă de 100% de a atinge o țintă, adică o ratare aproape de zero, care va reduce numărul necesar de rachete și, în consecință, costurile de operare;

· Posibilitatea de a crea un sistem de arme care poate rezolva atât sarcini strategice, cât și tactice;

· Perspectiva creării unei noi generații de rachete strategice de croazieră cu o gamă și mai mare, viteze supersonice și hipersonice, permițând reorientarea în zbor.

De regulă, focoasele nucleare sunt utilizate pe rachetele strategice de croazieră. Pe versiunile tactice ale acestor rachete, sunt instalate focoase convenționale. De exemplu, rachetele anti-navă pot fi echipate cu focoase cumulative pătrunzătoare, explozive sau explozive.

Sistemul de control al rachetelor de croazieră depinde în mod semnificativ de raza de zbor, traiectoria rachetelor și contrastul țintei radar. Rachetele cu rază lungă de acțiune au de obicei sisteme de control combinate, de exemplu, autonome (inerțiale, astro-inerțiale) plus homing la sfârșitul traiectoriei. Lansarea de la o instalație terestră, un submarin sau o navă necesită utilizarea unui rapel de rapel, care este oportun să se separe după epuizarea combustibilului, prin urmare, rachetele de croazieră terestre și maritime sunt realizate în două etape. La lansarea de pe un avion transportator, nu este necesar un accelerator, deoarece există o viteză inițială suficientă. Motoarele cu combustibil solid sunt de obicei utilizate ca accelerator. Alegerea motorului principal este determinată de cerințele privind consumul specific redus de combustibil și timpul lung de zbor (zeci de minute sau chiar câteva ore). Pentru rachete, a căror viteză de zbor este relativ mică (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2, consumul specific de combustibil al motoarelor turbojet și ramjet devine comparabil și alți factori joacă rolul principal în alegerea unui motor: simplitatea designului, greutatea și costul redus. Combustibilii cu hidrocarburi sunt folosiți drept combustibil pentru motoarele de propulsie.

În acest proiect de curs pentru cercetări suplimentare, o rachetă de croazieră de tip Tomahawk va fi considerată ca un prototip al unei aeronave.

1.2 Racheta de croazieră Tomahawk

KR "Tomahawk" în focos nuclear are o capacitate de încărcare nucleară de 200 kg. Este dificil de detectat de către stațiile radar. Lungimea KR este de 6,25 m, iar greutatea este de 1450 kg. În lupta convențională, această rachetă este proiectată să lovească la nave de suprafață la distanțe de până la 550 km de la locul de lansare și la ținte de coastă la distanțe de până la 1.500 km.

Racheta de croazieră pe mare "Tomahawk" (BGM - 109A) este concepută pentru a lovi importante ținte militare și industriale. Distanța de tragere este de 2500 km. Precizia de tragere nu depășește 200 m. Sistemul de ghidare a rachetelor este combinat, include un sistem de inerție și un sistem de corectare a traiectoriei de-a lungul conturului terenului. Greutatea lansării - 1225 kg, lungimea 5,5 m, diametrul corpului - 530 mm, greutatea focosului - 110 kg. Racheta este echipată cu un focos nuclear de 200 kg. Racheta a intrat în funcțiune în 1984. Utilizarea sa în luptă este prevăzută atât de la submarine, cât și de la nave de suprafață.

Figura: 1 rachetă de croazieră Tomahawk (BGM - 109A)

Calea de zbor a rachetei Tomahawk BGM-109С / D

Figura: 2 Traiectoria de zbor a rachetei Tomahawk BGM-109C / D:

2-zona primei corecții conform sistemului TERCOM;

Corecție TERCOM în secțiunea 3 martie folosind sistemul NAVSTAR

4-corectarea traiectoriei conform sistemului DSMAC;

Caracteristici tactice și tehnice

Distanță de tragere, km
BGM-109A când este lansat de pe o navă de suprafață
BGM-109С / D când este lansat de pe o navă de suprafață
BGM-109С / D când este lansat dintr-un submarin
Viteza maximă de zbor, km / h
Viteza medie de zbor, km / h
Lungimea rachetei, m
Diametrul corpului rachetei, m
Anvergură, m
Greutate inițială, kg


Focos

	semiperforare - 120 kg
	casetă - 120 kg
Motorul principal F-107

Greutatea combustibilului, kg
Greutatea motorului uscat, kg

Lungime, mm
Diametru, mm

2. Calculul caracteristicilor aerodinamice prin metoda analitică a lui Lebedev-Cernobrovkin

Forțele și momentele aerodinamice pot fi determinate folosind coeficienți aerodinamici.

În funcție de reprezentarea forței aerodinamice totale și a momentului aerodinamic total în proiecțiile pe axe, respectiv a vitezei și a sistemelor de coordonate asociate, se adoptă următoarele denumiri ale coeficienților aerodinamici: - coeficienți aerodinamici de tracțiune, creșterea forței laterale;

Pentru a studia dinamica unei aeronave, este necesar să se ia în considerare forțele și momentele de acțiune, inclusiv cele aerodinamice. Forța aerodinamică totală, care depinde de o serie de factori, poate fi reprezentată ca componente de-a lungul axelor de viteză ale coordonatelor (x, y, z) sau de-a lungul asociatului (), iar momentul aerodinamic total M - extins de-a lungul axelor (). În cazul unei aeronave simetrice, ridicarea Y și forța laterală Z au aceleași dependențe, respectiv, de unghiurile de atac și alunecare, de unghiurile de deviere a cârmelor și.

Tabel geometric

Nume, dimensiune	Cantitatea	Valoare
		Consola I	Consola II

Diametrul carcasei, m
Suprafața navei, m 2
Suprafața tăiată de jos, m 2
Lungimea arcului, m
Lungimea părții cilindrice, m
Extinderea corpului
Volumul arcului corpului, m 3
Extinderea arcului corpului
Extinderea părții cilindrice a corpului
Îngustarea corpului de pupa
Lungimea totală a suprafeței portante, m
Intervalul suprafeței portante, cu excepția diametrului corpului, m
Lungimea coardei laterale a consolei, m
Lungime coardă rădăcină consolă, m
Lungimea coardei de capăt a consolei, m
Suprafața a două console, m 2
Extinderea consolelor
Console înguste
Unghiul de măturare al consolelor de-a lungul marginii anterioare
Tangenta unghiului de maturare a consolelor de-a lungul liniei medii a acordurilor
Unghiul de măturare al consolei de-a lungul liniei medii a acordurilor
Grosimea relativă a profilului
Lungimea medie a coardei aerodinamice, m
Coordonata z a.k. coardă aerodinamică medie, m
Coordonata x a.k. coardă aerodinamică medie cu privire la
Distanța de la punctul frontal al corpului la consolă, m

2.1 Forța de ridicare

Forța de ridicare este determinată de formulă

unde este viteza capului, este densitatea aerului, este aria caracteristică (de exemplu, aria secțiunii transversale a fuselajului), este coeficientul de ridicare.

Acești coeficienți sunt raportați între ei prin raport

La unghiuri mici de atac și la pot fi setate, atunci egalitatea (2) ia forma. Reprezentăm forța normală a aeronavei ca suma a trei termeni

fiecare dintre acestea este exprimat prin coeficientul corespunzător de forță normală:

Împărțind egalitatea (3) termen cu termen și eliminând derivata în raport cu, obținem la punctul 0

unde; - factorii de decelerare a debitului ;; ; - suprafețele relative ale pieselor aeronavelor. Să luăm în considerare mai detaliat cantitățile incluse în partea dreaptă a egalității (4).

Primul termen ia în considerare forța normală a fuselajului și, la unghiuri mici de atac, este egală cu forța normală a fuselajului izolat (excluzând influența suprafețelor portante).

Al doilea termen caracterizează forța normală creată de suprafața portantă frontală și aplicată parțial consolelor și parțial corpului în zona influenței lor.

Mărimea acestei forțe este exprimată în termeni de forță normală a aripilor izolate (adică aripi compuse din două console) folosind coeficientul de interferență k :. Valorile și kI sunt calculate la numărul Mach.

Al treilea termen din expresia (4) este similar cu al doilea. Singura diferență este că atunci când se determină unghiul de atac al suprafeței portante din spate, este necesar să se ia în considerare unghiul mediu al pantei debitului cauzat de suprafața portantă din față:. La unghiuri mici de atac, dependența este aproape de liniară. În acest caz, derivatul poate fi exprimat și ca

Toate cantitățile incluse în (5) sunt calculate la numărul Mach.

2.2 Derivatul coeficientului de ridicare al aeronavei prin unghiul de deviere a comenzilor

să diferențiem expresia (1) față de unghiul II:

În unghiuri mici, această expresie ia următoarea formă:

Împărțind termenul egalității (3) cu qS și luând derivata în raport cu, obținem

caracterizează forța normală a suprafeței din spate, aplicată parțial consolelor și parțial corpului în zona de influență a acestora. Mărimea acestei forțe se exprimă prin coeficientul de interferență și eficiența relativă a comenzilor n:

Calculul este prezentat în tabel. 3.3, unde este unghiul de măturare a cozii; este coeficientul de reducere a forței de ridicare datorat decalajului dintre cârmă și corpul navei atunci când cârmele sunt deviate.

Tabel de calcul

Cantitatea

Tabel de calcul

Cantitatea

2.3 Rezistența frontală

Forța de tragere este calculată prin formulă

Să reprezentăm coeficientul de tracțiune al aeronavei ca suma a doi termeni, unde este coeficientul de tracțiune; - coeficientul de rezistență inductivă, care este înțeles ca rezistența în funcție de unghiuri și. Coeficientul aeronavei poate fi exprimat ca

unde 1.05 este corecția pentru detalii necontabilizate; - raportul dintre aria totală a tuturor consolelor suprafeței portante frontale și aria caracteristică; - același lucru pentru suprafața portantă spate; , sunt coeficienții părților izolate ale aeronavei.

2.4 Coeficientul de tragere la

Prin natura sa fizică, forța corpului poate fi împărțită în rezistențe la frecare și presiune. În conformitate cu această presiune, este posibil să se exprime coeficientul de tracțiune al corpului la (raportat la zona de mijloc) în următoarea formă:

unde ultimii trei termeni sunt rezistența la presiune.

2.5 Coeficientul de tracțiune al suprafețelor portante la

Metodele pentru calcularea coeficientului suprafețelor portante față și spate sunt aproape identice. Singura diferență este că calculul trebuie efectuat la numărul Mach și calculul la.

Rezistența frontală a suprafeței lagărului cu margini ascutite ascutite este formată din profil și rezistență la undă. În consecință, se poate scrie

Rezistența profilului se datorează vâscozității aerului. Acesta este determinat în principal de forțele de frecare și, într-o mică măsură, de diferența de presiune din nas și coadă a aeronavei.

Rezistența la undă - rezistența la presiune datorată compresibilității aerului. Apare atunci când fluxul în jurul aripilor este însoțit de apariția undelor de șoc.

Într-o aeronavă cu aranjament cruciform al aripilor (++), forța de tracțiune este creată de două perechi de suprafețe portante față și spate; prin urmare, coeficienții și ar trebui să fie înmulțiți cu zonele adimensionale dublate corespunzătoare.

Tabel de calcul și

Cantitatea

Tabel de calcul

Cantitatea

2.6 Momentul pasului

Atunci când studiem momentele forțelor care acționează asupra aeronavei, în special momentele de pas, vom folosi sistemul de coordonate aferent 0x1y1z1 Momentul pasului sau momentului longitudinal este cauzat de forțe aerodinamice și reactive. Având în vedere momentul forțelor aerodinamice, este convenabil să introducem conceptul de coeficient adimensional

Mărimea momentului aerodinamic la o anumită viteză și altitudine de zbor depinde de o serie de factori și în primul rând de unghiul de atac și unghiurile de deviere a comenzilor. În plus, magnitudinea momentului este influențată de viteza unghiulară de rotație a aeronavei, precum și de rata de schimbare a unghiului de atac și de deviere a cârmelor, caracterizată prin derivate și. În acest fel,

Pentru valori mici ale argumentelor, expresia (6) poate fi reprezentată ca o funcție liniară

unde etc. - derivate parțiale ale momentului de pitching conform parametrilor corespunzători.

Coeficientul de cuplu adimensional este doar o funcție a parametrilor fără dimensiune. Deoarece mărimile și au dimensiunea I / s, atunci în locul lor sunt introduse viteza unghiulară adimensională și derivatele adimensionale. Expresia generală a coeficientului momentului longitudinal la valori mici ale parametrilor etc. are forma

Pentru a simplifica scrierea cantităților incluse în expresiile (6) și (7), indexul „I” va fi omis în cele ce urmează. În plus, vom omite liniuțele din notația derivatelor parțiale

2.7 Momentul pitchului la

Să luăm în considerare amploarea momentului longitudinal aerodinamic care acționează asupra aeronavei, cu condiția ca viteza unghiulară, unghiul de atac și unghiurile de deviere ale comenzilor să rămână neschimbate în timp.

Să introducem conceptul de centru de presiune al unei aeronave. Centrul de presiune este punctul de pe axa longitudinală 0x1, prin care trece rezultanta - forțe aerodinamice -.

Momentul forțelor aerodinamice în raport cu centrul de presiune poate fi exprimat ca și coeficientul momentului

aici este coordonata centrului de greutate al aeronavei, este coordonata centrului de presiune (raportul se face de pe nasul corpului).

Prin analogie cu conceptul de centru de presiune al întregului avion, introducem și conceptul de centre de presiune ale părților sale ca puncte de aplicare a forțelor normale create de aceste părți.

Din condiția de echilibru pe care o avem

De aici găsim expresia pentru:

La unghiuri mici de atac și unghiuri de deviere a cârmelor, este convenabil să se utilizeze conceptul de focare aerodinamice ale unei aeronave. Unghiul de atac al unei aeronave este punctul de aplicare al acelei părți a forței normale care este proporțională cu unghiul de atac (adică). Apoi, cu controale fixe, momentul forțelor aerodinamice relativ la axa 0z1 care trece prin punctul focal nu depinde de unghiul de atac. În mod similar, se poate arăta că momentul relativ la focalizarea de nu depinde de, și momentul relativ la focalizarea de la nu depinde de.

Folosind conceptul de focare aerodinamice, putem scrie următoarea expresie pentru coeficientul momentului de pitching al aeronavei la unghiuri mici și:

În aceste expresii, sunt coordonatele focalizărilor de-a lungul și.

2.8 Momentul pasului cauzat de rotația aeronavei în jurul axei Z

Luați în considerare o aeronavă care zboară cu viteza v și se rotește simultan în jurul axei sale (transversale) cu o viteză unghiulară.

Când aeronava se rotește, fiecare punct al suprafeței sale capătă o viteză suplimentară egală cu. Ca urmare, unghiurile de întâlnire ale fluxului cu elemente individuale de suprafață sunt diferite de unghiurile de întâlnire pentru mișcare pur translațională. Schimbarea unghiurilor de întâlnire duce la apariția unor forțe aerodinamice suplimentare, care pot fi reduse la rezultanta aplicată la centrul de greutate și la momentul relativ la axa transversală care trece prin centrul de greutate.

Valoarea este foarte mică și este de obicei neglijată în calculele de ridicare.

Momentul afectează semnificativ proprietățile dinamice ale aeronavei. Se numește moment de amortizare a pasului sau moment de amortizare longitudinală.

Cantitatea de moment de amortizare este proporțională cu viteza unghiulară. Prin urmare.

Să exprimăm derivata în termeni de coeficient de moment adimensional și viteza unghiulară adimensională. Deoarece și, atunci, unde este derivata de rotație a coeficientului de cuplu.

Să reprezentăm momentul de amortizare longitudinal ca suma momentelor create de părțile aeronavei :. Această expresie poate fi rescrisă în conformitate cu egalitatea (9):

Reducând cu, obținem:

Tabel de calcul și

Cantitatea

Tabel de calcul

Cantitatea

2.9 Tabel rezumativ al coeficienților aerodinamici

3. Calculul caracteristicilor aerodinamice utilizând pachetul SolidWorks 2014

SolidWorks este un sistem de proiectare, analiză tehnică și pregătire a producției asistat de computer pentru produse de orice complexitate și scop. Dezvoltatorul CAD SolidWorks este SolidWorks Corp. (SUA), o divizie independentă a Dassault Systemes (Franța), lider mondial în software de înaltă tehnologie. Dezvoltat de SolidWorks Corp. caracterizat de indicatori înalți de calitate, fiabilitate și productivitate, care, combinat cu asistență calificată, fac din SolidWorks cea mai bună soluție pentru industrie și uz personal. Software operează pe platforma Windows, are suport pentru limba rusă și, în consecință, acceptă GOST și ESKD.

Acest pachet vă permite să construiți un model de aeronavă și să calculați aerodinamica folosind Flow Simulation, care este un modul de analiză dinamică a fluidelor din mediul SolidWorks, minimizând erorile care depind de factorul uman.

În acest proiect de curs, a fost construit modelul Tomahawk RC și aerodinamica a fost calculată folosind SolidWorks 2014 și SolidWorks Flow Simulation 2012.

Modelul de aeronavă construit utilizând CAD SolidWorks 2014 este prezentat în figurile 3 și 4.

Figura 3 - Vedere laterală a modelului

Figura 4 - Vedere frontală a modelului

3.2 Alegerea unghiurilor de atac și a vitezei de curgere

Coeficienții aerodinamici vor fi calculați pentru Mach: M \u003d 0,7, 1,2 și pentru unghiul de atac b \u003d 0 grade.

Forțele și momentele aerodinamice pot fi determinate prin cunoașterea coeficienților aerodinamici.

Conform reprezentării forței aerodinamice totale și a momentului aerodinamic total în proiecțiile pe axe, respectiv a vitezei și a sistemelor de coordonate asociate, se adoptă următoarele denumiri ale coeficienților aerodinamici: - coeficienți aerodinamici de forță, ridicare și forță laterală; - coeficienții aerodinamici ai momentelor de rulare, gălăgie și pitch.

3.3 Rezultatele calculului

Rezultatele calculului sunt date pentru un debit de M \u003d 0,7 și M \u003d 1,2 la b \u003d 0 grade. Rezultatele sunt prezentate în Figurile 5-14 și Tabelul 10.

Pentru b \u003d 0 și M \u003d 1.2

Figura 5 - Rezultatele schimbării vitezei

Figura 6 - Rezultatele modificărilor de presiune

Figura 7 - Rezultatele modificării densității

Figura 8 - Rezultatele schimbării temperaturii

Pentru b \u003d 0 și M \u003d 0,7

Figura 9 - Rezultatele schimbării vitezei

Figura 10 - Rezultatele modificărilor de presiune

Figura 11 - Rezultatele modificării densității

Figura 12 - Rezultatele schimbării temperaturii

Figura 13-parametrii de bază pentru M \u003d 1.2

Figura 14-parametrii de bază pentru M \u003d 0,7

Deoarece cunoaștem valorile forței de ridicare și forței rezistenței frontale, putem exprima din expresiile Y \u003d c y qS și X \u003d c x qS cu y și cu x

Tabel de calcul

Concluzie

În acest proiect de curs, a fost luată în considerare o aeronavă de tipul KR "Tomahawk" și au fost calculați coeficienții aerodinamici.

Ca rezultat al calculelor, s-au obținut valorile coeficienților de tracțiune, coeficienților de ridicare și coeficienților momentului aerodinamic. Atunci când se ia în considerare performanța aerodinamică, este posibil să se utilizeze principiul descompunerii caracteristicilor în componente separate pentru corpurile izolate și suprafețele portante (aripi și empenaj), precum și combinațiile acestora. În acest din urmă caz, forțele și momentele aerodinamice sunt determinate ca suma caracteristicilor corespunzătoare (pentru un corp izolat, aripi și empenaj) și corecții de interferență datorate efectelor de interacțiune. Forțele și momentele aerodinamice pot fi determinate folosind coeficienți aerodinamici.

Rezultatele calculării coeficienților aerodinamici și analiza comparativa metoda analitică Lebedev-Cernobrovkin și modelarea numerică sunt date în tabel.

Analiza comparativă a rezultatelor calculului

Un model al aeronavei investigate a fost creat folosind CAD SolidWorks 2014 SP5.0, iar aerodinamica sa a fost investigată folosind SolidWorks Flow Simulation. Ca rezultat al calculelor efectuate, trebuie considerat că tehnica de modelare numerică permite evitarea erorilor de calcul cauzate de diferența dintre formele calculate și cele reale ale obiectului suflat. De asemenea, tehnica face posibilă evaluarea gradului de influență a inexactităților în fabricarea modelelor asupra rezultatelor suflării lor în tuneluri de vânt.

Metoda analitică a lui Lebedev-Cernobrovkin se bazează pe legi semi-empirice obținute din analiza a numeroase date experimentale. Această metodă nu este adecvată pentru calcule științifice precise, dar poate fi utilizată în scopuri educaționale și pentru calcularea coeficienților aerodinamici într-o primă aproximare.

Lista bibliografică

1. Lebedev A.A., Chernobrovkin L.S. Dinamica zborului. - M.: Inginerie mecanică, 1973. - 615 p.: Bolnav.

2. Shalygin A.S. - Caracteristicile aerodinamice ale aeronavelor. - SPb: BSTU, 2003 .-- 119 p.

3. SolidWorks - standardul mondial pentru proiectarea asistată de computer [Resursă electronică] - http://www.solidworks.ru/products/ - data tratamentului 15 noiembrie 2014

4. David Salomon. Curbe și suprafețe pentru grafică pe computer. - Springer, 2006.

5 .. B. Karpenko, S.M. Ganin "Rachete tactice de aviație internă" 2000

6. Sinteza controlului în sistemele de stabilizare a vehiculelor aeriene fără pilot. Manual editat de A.S. Shalygin. SPB 2005

Documente similare

Caracteristici ale construcției profilului teoretic al NEZH utilizând maparea conformă N.Ye. Jukovski. Parametrii geometrici și rezistența aeronavei. Metodologie pentru determinarea caracteristicilor aerodinamice și aerodinamice ale aeronavei.

hârtie de termen, adăugată 19.04.2010

Investigarea caracteristicilor de decolare și aterizare a aeronavei: determinarea dimensiunilor aripii și a unghiurilor de măturare; calculul numărului Mach critic, coeficientul de rezistență aerodinamic, ridicarea. Construcția decolării și aterizării polare.

hârtie pe termen adăugată la 24.07.2012

Construcția polarului subcritic al avionului An-225. Grosimile recomandate ale secțiunilor de aripă și coadă. Calculul caracteristicilor de zbor ale unei aeronave, trasând dependența coeficientului de ridicare de unghiul de atac. Polar dump versus numărul Mach.

hârtie la termen, adăugată 17.06.2015

Calculul rezistențelor frontale ale elementelor portante, fuselajului, nacelelor motorului și rezervoarelor de suspensie ale unei aeronave într-un strat limită complet turbulent. Tragerea aeronavelor versus unghiul de atac. Calculul și construcția aripii polare.

termen de hârtie adăugat 12/03/2013

Calculul caracteristicilor geometrice ale fuselajului aeronavei, cozii orizontale. Calculul coeficientului minim de tragere a pilonului. Caracteristicile de decolare și aterizare ale aeronavei. Construirea dependenței calității aerodinamice de unghiul de atac.

hârtie de termen, adăugată 29/10/2012

Dezvoltarea unui sistem de stabilizare a rachetelor. Parametrii geometrici de bază ai pieselor aeronavelor (AGM-158 Jassm). Depanarea unității de direcție. Amplitudine, caracteristici de fază. Proiectarea bancii de testare. Verificarea și calcularea puterii motorului.

teză, adăugată 22.04.2015

Calculul proiectării conexiunii flanșei compartimentelor corpului. Unități de putere ale comenzilor aerodinamice. Construcția și proiectarea manetei de comandă. Încărcături de aripă și carenă. Calculul pieselor matriței pentru rezistență.

termen de hârtie adăugat 29.01.2013

Zborul controlat al unei aeronave. Descrierea matematică a mișcării longitudinale. Linearizarea mișcării longitudinale a aeronavei. Un model de simulare pentru un sistem liniarizat de ecuații diferențiale ale mișcării longitudinale.

termen de hârtie adăugat 04/04/2015

Calculul și construcția aeronavelor polare subsonice de pasageri. Determinarea coeficienților de rezistență minimă și maximă a aripii și a fuselajului. Rezumatul tragerii nocive a aeronavelor Trasarea curbelor polare și a coeficientului de ridicare.

termen de hârtie, adăugat 03/01/2015

Fluxul corpului flux de aer... Aripa avionului, caracteristici geometrice, coardă aerodinamică medie, rezistență, calitate aerodinamică. Planul polar. Centrul presiunii aripii și schimbarea poziției sale în funcție de unghiul de atac.

Este luată în considerare lansarea aeriană (lansarea dintr-o aeronavă) a unui ILV cu masa de 103 tone Catapulta trebuie să o accelereze la o viteză care să asigure ieșirea rachetelor din aeronavă fără șoc. Racheta se mișcă pe juguri de-a lungul ghidajelor și după ce o pereche de juguri rămâne pe ghidaje, sub influența gravitației începe să dobândească o viteză unghiulară, ca urmare a cărei coliziune cu rampa aeronavei poate avea loc.

Aceasta determină limita inferioară a vitezei de ejectare: uobc\u003e 12,5 m / s.

Comparativ cu o lansare cu mortar, lansarea unui ILV dintr-o aeronavă folosind o catapultă are o serie de avantaje: nu există forță (val) și efect termic al gazelor fierbinți asupra aeronavei, racheta poate avea suprafețe aerodinamice, dimensiunile sistemului de lansare sunt reduse, ceea ce simplifică dispunerea sa în compartimentul de marfă, poate fi îndepărtat racheta în orientarea corectă (se îndreaptă spre râu). Ultimele avantaje permit utilizarea vitezei aeronavei pentru a conferi rachetei o viteză inițială.

Se utilizează o schemă de catapultă cu doi cilindri de tragere. Pe baza calculelor preliminare, masa totală a părților mobile ale catapultei a fost luată egală cu 410 kg. Deoarece timpul de funcționare al acestei catapulte este mult mai lung decât cel considerat mai sus, este luată în considerare o schemă cu două GG care funcționează în serie, care permite schimbarea debitului de gaz într-un interval mai mare decât într-o schemă cu un GG. Având în vedere distanța mare dintre cilindrii de putere (2,5 m) și, prin urmare, lungimea mare a conductelor de conectare, schemele sunt luate în considerare cu două GG-uri care alimentează ambii cilindri de putere în serie și cu două perechi de GG-uri, fiecare pereche alimentându-și propriul cilindru. În acest caz, se utilizează o țeavă de legătură cu un diametru de 50 mm pentru egalizarea presiunilor dintre cilindri. Pe baza puterii rachetei și a nodurilor de susținere (elemente împotriva cărora se sprijină traversarea catapultei), calculele au fost efectuate pentru valorile forței totale create de catapultă: Lcat \u003d 140 t și Lcat \u003d 160 t. Rețineți că forța totală care acționează asupra aeronavei la lansare este mai mică decât acestea valori după magnitudinea forței de frecare în jugurile ILV. Acest circuit utilizează un dispozitiv de frânare pneumatic. La efectuarea calculelor s-a ținut cont că în momentul declanșării catapultei, aeronava face o manevră „glisantă”. În acest caz, unghiul de înclinare este de 24 °, ceea ce contribuie în plus la accelerarea ILV datorită proiecției forței de greutate, iar accelerația laterală aparentă a gravitației în compartimentul de marfă este de 3 m / s2. Combustibilul balistic cu temperatură scăzută este utilizat cu o temperatură de ardere la o presiune constantă de 2200 K. Presiunea maximă din generatorul de gaz nu trebuie să depășească 200-105 Pa.

În varianta 1 cu o forță maximă de 140 de tone (schemă cu două perechi de generatoare de gaz), după o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,45 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 27 mm. Diametrul canalelor din dame este de 4 mm, suprafața inițială de ardere a primei camere este de 0,096 m2, iar masa de încărcare este de 1,37 kg (pentru fiecare GG). Diametrul deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 53 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,7 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,365 m2, iar masa de încărcare este de 4,95 kg. Diametrul camerei de lucru a cilindrului electric este de 225 mm, diametrul tijei este de 50 mm, traseul pistonului înainte de începerea frânării este de 5,0 m.

Accelerația maximă ILV a fost de 16,6 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă a fost de 12,7 m / s (deoarece lungimea ghidajelor la utilizarea catapultei, de regulă, este mai mare decât cursul catapultei, viteza rachetei la ieșirea din ghiduri diferă de la viteza pe care catapulta o dă rachetei). Temperatura maximă a peretelui interior al cilindrului electric este de 837 K, tija este de 558 K.

Anexa 3 conține grafice corespunzătoare acestei opțiuni. Timpul de pornire al celui de-al doilea GG este selectat în așa fel încât presiunea din cilindrul de putere să rămână neschimbată. Luând în considerare răspândirea timpului de aprindere al celui de-al doilea GG în condiții reale, acesta pornește puțin mai târziu decât timpul calculat, prin urmare, curba de presiune din cilindrii de putere poate avea o scădere mică. Dacă al doilea HS este pornit mai devreme, va apărea o creștere de presiune nedorită pe curbă. În fig. A3.1 arată dependența presiunilor din generatorul de gaz, cilindrii de lucru și din camera de frânare de mișcarea părților mobile ale catapultei. Reprezentarea presiunii în funcție de traseu face posibilă evaluarea mai clară a eficienței ciclului de lucru al catapultei, deoarece munca efectuată de aceasta este proporțională cu integrala forței (presiunii) de-a lungul traseului. După cum se poate vedea din curbe, aria integrandului este aproape de maximul posibil (ținând cont de limitarea forței maxime). Utilizarea unui HG în două trepte permite viteză mare.

Pentru opțiunea 2 (o catapultă care dezvoltă o forță de 160 de tone), diametrul cilindrului de putere a fost mărit la 240 mm, diametrul tijei la 55 mm. După o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,45 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 28 mm. Diametrul canalelor din dame este de 4 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,122 m2, iar masa de încărcare este de 1,43 kg (pentru fiecare GG). Diametrul deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 60 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,4 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,43 m2, iar masa de încărcare este de 5,8 kg. În același timp, accelerația maximă ILV a fost de 18,5 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă a fost de 13,4 m / s. Temperaturile maxime ale peretelui interior al cilindrului electric (850 K) și ale tijei (572 K) practic nu s-au modificat.

Apoi, luați în considerare o schemă în care ambii cilindri de putere sunt alimentați de aceleași două GG-uri declanșate succesiv. Pentru a face acest lucru, trebuie să utilizați un colector (conductă) suficient de mare care să conecteze generatorul de gaz la buteliile de gaz. În această versiune și în versiunile ulterioare, considerăm că conducta este realizată din oțel cu rezistență crescută la căldură 12MX, punct de randament 280 MPa la o temperatură de 293 K și 170 MPa la o temperatură de 873 K, care are un coeficient ridicat de conductivitate termică.

Pentru varianta 3 cu o forță de 140 de tone, se presupune că diametrul conductei de legătură este de 110 mm cu grosimea peretelui de 13 mm. Diametrul cilindrului electric, ca în versiunea 1, este de 220 mm, diametrul tijei este de 50 mm. După o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,46 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 40 mm. Diametrul canalelor din dame este de 16 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,43 m2, iar masa de încărcare este de 4,01 kg. Diametrul orificiului duzei din a doua cameră este de 84 mm, diametrul canalelor din dame este de 8,0 mm, aria inițială a suprafeței de ardere este de 0,82 m2, iar masa încărcăturii este de 11,0 kg.

Accelerația maximă ILV a fost de 16,5 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă a fost de 12,65 m / s (cu 0,05 m / s mai mică decât în \u200b\u200bopțiunea 1). Temperatura maximă a peretelui interior al cilindrului electric este de 755 K, tija este de 518 K (scăzută cu 40-80 K din cauza pierderilor de căldură din conductă). Temperatura maximă a peretelui interior al conductei este de 966 K. Aceasta este o temperatură destul de ridicată, dar destul de acceptabilă, având în vedere că grosimea zonei în care rezistența la tracțiune a materialului scade semnificativ datorită încălzirii este de numai 3 mm.

Pentru varianta catapultei care dezvoltă o forță de 160 de tone (varianta 4), diametrul cilindrului electric este luat egal cu 240 mm, diametrul tijei este de 55 mm, iar diametrul conductei este de 120 mm. După o serie de calcule preliminare, timpul de funcționare al primei camere a fost ales egal cu 0,46 s, iar diametrul orificiului duzei a fost de 43 mm. Diametrul canalelor din dame este de 16 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,515 m2, iar masa de încărcare este de 4,12 kg. Diametrul deschiderii duzei celei de-a doua camere este de 90 mm, diametrul canalelor din dame este de 7,8 mm, suprafața inițială de ardere este de 0,95 m2, iar masa de încărcare este de 12,8 kg. În același timp, accelerația maximă ILV este de 18,4 m / s2, viteza rachetei în momentul separării de traversă este de 13,39 m / s. Temperaturile maxime ale peretelui interior al cilindrului electric sunt de 767 K, tija este de 530 K. Temperatura maximă a peretelui interior al conductei este de 965 K. O scădere a diametrului conductei la 95 mm duce la o creștere a temperaturii pereților săi la 1075 K, ceea ce este încă permis.

În concluzie, să luăm în considerare influența numărului de GG-uri asupra fiabilității catapultei. O singură etapă GG va oferi fiabilitate maximă la viteza minimă de ejectare a rachetelor. În cazul nefuncționării generatorului principal, accidentul nu se produce. Rata de emisie poate fi mărită prin creșterea ratei de ardere a combustibilului, indicatorul din legea combustiei, presiunea la sfârșitul operațiunii GG la 60-80 MPa (presiunea din cilindrii de putere și conducta rămâne neschimbată), diametrul conductei (volumul inițial).

GG în două trepte general are o fiabilitate mai mică, dar asigură o creștere a vitezei de ejecție a rachetelor. În cazul lansării celei de-a doua etape, apare una dintre următoarele opțiuni: racheta este evacuată cu viteză mică, excluzând utilizarea sa ulterioară, racheta atinge aeronava cu consecințe minore (incapacitatea de a închide complet rampa,

imposibilitatea presurizării ulterioare a compartimentului de marfă), distorsionarea sau impactul rachetei asupra aeronavei, ducând la avarii sau incendii și, în cele din urmă, la moartea aeronavei. Fiabilitatea pentru acest caz poate fi mărită prin următoarele măsuri care împiedică dezvoltarea mai proastă a evenimentelor, dublarea sistemelor de lansare a generatorului principal din a doua etapă, o creștere a timpului de funcționare a generatorului principal din prima etapă (datorită căreia viteza de ieșire a rachetei atunci când funcționează numai primul generator principal din etapă va crește atât de mult încât consecințele non-lansării nu vor fi atât de periculoase) , schimbare în proiectarea aeronavei, cu excepția accidentului acesteia când racheta iese la o viteză mai mică Trebuie remarcat faptul că în opțiunile luate în considerare, atunci când este declanșat doar primul GG, viteza de ieșire a rachetelor va scădea cu 3-4 m / s.

Un gaz diferit. Încălzire aerodinamică este indisolubil legat de rezistența aerodinamică pe care o experimentează corpurile atunci când se mișcă în atmosferă; energia cheltuită pentru depășirea acesteia este parțial transferată în corp sub formă de încălzire aerodinamică. Când corpul se mișcă, contracurentul de gaz este decelerat în apropierea suprafeței sale. Dacă corpul se mișcă la viteză supersonică, atunci decelerarea are loc mai întâi în unda de șoc care are loc în fața corpului, apoi direct la suprafața acestuia, unde decelerarea este cauzată de forțe vâscoase care forțează moleculele de gaz să „se lipească” de suprafață, formând așa-numitul strat limită. Când fluxul este decelerat, energia sa cinetică scade și, în consecință, energia internă a gazului și temperatura acestuia cresc. Deci, atunci când un avion zboară cu o viteză de trei ori mai mare decât viteza sunetului (aproximativ 1 km / s), temperatura aerului în apropierea suprafeței sale este de aproximativ 400 K, când intră în atmosfera Pământului la prima viteză cosmică (aproximativ 8 km / s) atinge 8000 K și cu a doua viteză cosmică (11,2 km / s) - aproximativ 11.000 K. Din zonele de gaz cu o temperatură ridicată, căldura este transferată către un corp în mișcare, are loc încălzirea aerodinamică. Există două forme de încălzire aerodinamică - convectivă și radiativă.

Încălzirea convectivă este o consecință a transferului de căldură prin conductivitate termică din partea exterioară, „fierbinte” a stratului limită la suprafața corpului; depinde de viteza și altitudinea zborului, forma și dimensiunea corpului, natura fluxului (laminar sau turbulent) în stratul limită. În cazul unui flux turbulent, încălzirea convectivă devine mai intensă. Cu o creștere suplimentară a vitezei de zbor, temperatura aerului din spatele undei de șoc și a stratului limită crește, rezultând disocierea și ionizarea moleculelor de gaz. Atomii, ionii și electronii rezultați se difuzează în regiunea mai rece a fluxului - la suprafața corpului, unde are loc reacția inversă (recombinare), ceea ce duce la eliberarea căldurii. Acest lucru aduce o contribuție suplimentară la încălzirea aerodinamică convectivă.

Încălzirea prin radiație are loc din cauza transferului de energie radiantă din zonele unui gaz cu o temperatură crescută la suprafața corpului. Cel mai mare rol îl joacă radiațiile din regiunile vizibile și spectrale UV. La o viteză de zbor de aproximativ 5 km / s, temperatura gazului din spatele undei de șoc atinge valori la care gazul începe să radieze. Când zburați în atmosfera Pământului cu viteze mai mici decât prima radiație cosmică, încălzirea radiației este mică în comparație cu încălzirea convectivă; la a 2-a viteză cosmică, valorile lor devin apropiate, iar la viteze de 13-15 km / s și mai mari (corespunzător întoarcerii navei pe Pământ), ponderea principală a încălzirii aerodinamice aparține componentei radiației.

Încălzirea aerodinamică joacă, de asemenea, un rol semnificativ în fluxul de gaz supersonic în canale, în principal în duzele motorului rachetă. În stratul limită de pe pereții duzei, temperatura gazului poate fi apropiată de temperatura din camera de ardere a motorului rachetei (până la 4000 K). În acest caz, aceleași mecanisme de transfer de energie funcționează ca în stratul limită de pe suprafața aeronavei, ca urmare a căreia are loc încălzirea aerodinamică a pereților duzei motorului rachetă.

Încălzirea aerodinamică este asociată cu problema „barierei termice” apărută în dezvoltarea avioanelor supersonice, a vehiculelor de lansare și a navelor spațiale. Dar dacă, în timpul unui zbor supersonic suficient de lung, pielea aeronavei se încălzește până la o temperatură apropiată de temperatura de stagnare (aproximativ 400 K), atunci suprafața navei spațiale la intrarea în atmosfera Pământului sau a altei planete cu o viteză mai mare de 10-11 km / s va începe inevitabil să se prăbușească din cauza incapacitatea materialelor convenționale de a rezista la temperaturi atât de ridicate (aproximativ 6000-8000 K). Prin urmare, pentru a contracara încălzirea aerodinamică a navelor spațiale, se folosește protecție termică.

Lit.: Fundamentele teoriei zborului navei spațiale. M., 1972; Bazele transferului de căldură în aviație și rachete și tehnologia spațială. A 2-a ed. M., 1992.

ÎNCĂLZIRE AERODINAMICĂ

Încălzirea corpurilor care se deplasează cu viteză mare în aer sau alte gaze. A. n. - rezultatul faptului că moleculele de aer care zboară pe corp sunt inhibate în apropierea corpului. Dacă zborul se efectuează cu sunet supersonic. viteza, decelerarea are loc în primul rând în unda de șoc care apare în fața corpului. Decelerarea suplimentară a moleculelor de aer are loc direct chiar la suprafața corpului, incl. strat limită. Când fluxul moleculelor de aer este decelerat, energia mișcării haotice (termice) a acestora crește, adică crește temperatura gazului de lângă suprafața unui corp în mișcare. Max. temp-pa, la care gazul se poate încălzi în vecinătatea unui corp în mișcare, este aproape de așa-numitul. temp-re de decelerare: T0 \u003d Tn + v2 / 2cp, unde Tn este temperatura de intrare a aerului, v este viteza de zbor a corpului, cf. capacitatea termică a gazului la constantă. presiune. De exemplu, atunci când zboară supersonic. aeronavă cu viteza sunetului de trei ori mai mare (aprox. 1 km / s), rata de decelerare pa este de aprox. 400 ° C, iar la intrarea în cosm. aparat în atmosfera Pământului din primul cosm. viteza (aproximativ 8 km / s), temperatura de frânare atinge 8000 ° C. Dacă în primul caz durează suficient. zbor, temperatura-pa a pielii aeronavei poate fi apropiată de temperatura de decelerare, apoi în al doilea caz suprafața spațiului. aparatul va începe inevitabil să se prăbușească din cauza incapacității materialelor de a rezista la temperaturi atât de ridicate.

Din zone de gaz cu o creștere. temperatura-roiul de căldură este transferată la un corp în mișcare, A. n. Există două forme de A. n. - convectivă și radiație. Încălzirea convectivă este o consecință a transferului de căldură din partea exterioară, „fierbinte” a stratului limită la suprafața corpului prin intermediul unui debarcader. conductivitatea termică și transferul de căldură atunci când se deplasează macroscopic. elemente ale mediului. Cantitativ, fluxul de căldură convectivă qk este determinat din raportul: qk \u003d a (Te-Tw), unde Te este temperatura de echilibru-pa (temperatura limitativă-pa, la care suprafața corpului s-ar putea încălzi dacă nu ar exista eliminarea energiei), Tw - temperatura reală a suprafeței și - coeficientul. transferul convectiv de căldură, în funcție de viteza și altitudinea zborului, forma și dimensiunea corpului, precum și de alți factori. Temperatura de echilibru Te este aproape de temperatura de frânare. Coef dependență. a din parametrii enumerați este determinată de regimul de curgere în stratul limită (laminar sau turbulent). În cazul unui flux turbulent, încălzirea convectivă devine mai intensă. Acest lucru se datorează faptului că, pe lângă debarcader. conductivitatea termică, pulsațiile turbulente ale vitezei în stratul limită încep să joace un rol esențial în transferul de energie.

Odată cu creșterea vitezei de zbor, temperatura aerului din spatele undei de șoc și a stratului limită crește, în urma căreia are loc disocierea și ionizarea moleculelor. Atomii, ionii și electronii rezultați se difuzează într-o zonă mai rece - la suprafața corpului. Acolo are loc o reacție inversă (recombinare), care continuă cu eliberarea căldurii. Acest lucru oferă complement. contribuție la convectiva A. n.

La atingerea vitezei de zbor \u003d 5000 m / s, temp-pa din spatele undei de șoc atinge valori la care gazul începe să radieze energie. Datorită transferului radiant de energie din zone în creștere. roiul de temperatură la suprafața corpului are loc radiații. căldură. În acest caz, cel mai mare rol îl joacă radiațiile din regiunile vizibile și UV ale spectrului. Când zburați în atmosfera Pământului la viteze sub prima radiație cosmică. încălzirea este mică în comparație cu încălzirea convectivă. La al 2-lea cosm. viteza (11,2 km / s), valorile lor devin apropiate, iar la viteze de zbor de 13-15 km / s și mai mari, corespunzând întoarcerii obiectelor pe Pământ după ce au zburat către alte planete, principale. contribuția este deja adusă de radiații. căldură.

A. n. joacă un rol important în revenirea spațiului în atmosfera Pământului. dispozitive. Pentru a combate A. n. a zbura. dispozitivele sunt echipate cu oferte speciale. sisteme de protecție termică. Există metode de protecție termică active și pasive. În metodele active, un agent de răcire gazos sau lichid este furnizat cu forța la suprafața protejată și preia principalul. o parte din căldura care intră în suprafață. Lichidul de răcire gazos blochează suprafața de efectele ext. mediu, iar lichidul de răcire lichid, care formează o peliculă de protecție la suprafață, absoarbe căldura care se apropie de suprafață datorită încălzirii și evaporării filmului, precum și încălzirii ulterioare a vaporilor. În metodele pasive de protecție termică, efectul fluxului de căldură este asumat de special. mod construit extern. coajă sau specială acoperire aplicată pe bază. proiecta. Protecția termică împotriva radiațiilor se bazează pe utilizarea ca ext. coajă de material care menține la temperaturi ridicate pax suficient mecanic. putere. În acest caz, aproape tot fluxul de căldură care se apropie de suprafața unui astfel de material este re-emis în producția înconjurătoare.

Cele mai frecvente în rachete și spațiu. tehnologia a primit protecție termică folosind acoperiri distructibile, atunci când structura protejată este acoperită cu un strat special. material, o parte din care sub influența fluxului de căldură poate fi distrus ca urmare a proceselor de topire, evaporare, sublimare și chimică. reacții. În acest caz, principalul. o parte din căldura adecvată este cheltuită pentru implementarea decomp. fizice și chimice transformări. Bariere suplimentare. efectul are loc datorită suflării în ext. mediu de produse gazoase relativ reci de distrugere a materialului de protecție împotriva căldurii. Un exemplu de acoperiri de protecție împotriva căldurii dezintegrante este fibra de sticlă și alte materiale plastice organice. și organosilicon. lianți. Ca mijloc de protejare a aeronavelor de A. n. au folosit și compozite carbon-carbon. materiale.

- în planificarea urbană - coeficientul standard de presiune a vântului sau rezistența frontală a suprafeței unei structuri, clădiri sau structuri, prin care se înmulțește presiunea vântului de mare viteză pentru a obține o statică ...
Dicționar de construcții
- prima instituție de cercetare din Rusia care a efectuat cercetări privind aerodinamica teoretică și experimentală ...
Enciclopedia tehnologiei
- calculul mișcării aeronavei ca punct material sub presupunerea că starea de echilibru moment este îndeplinită ...
Enciclopedia tehnologiei
- un set de măsuri și metode care pun în aplicare, pe instalații și standuri experimentale sau în condiții de zbor, modelarea curenților de aer și interacțiunea curenților cu cei investigați ...
Enciclopedia tehnologiei
- aria vortexului curge în spatele avionului zburător sau a altor aeronave ...
Enciclopedia tehnologiei
- o creștere a temperaturii unui corp care se deplasează cu viteză mare în aer sau alte gaze. A. i. Este rezultatul decelerării moleculelor de gaz în apropierea suprafeței corpului. Deci, la intrarea în cosmic ...
Științele naturii. dicționar enciclopedic
- Forța aerodinamică și momentul ...
- încălzirea corpurilor care se deplasează cu viteză mare în aer sau alt gaz. A. n. - rezultatul faptului că moleculele de aer care atacă corpul sunt inhibate în apropierea corpului. Dacă zborul se face cu ...
Marea Enciclopedie Sovietică
- ...
Împreună. În afară. Luptat. Dicționar-referință
- ...
Dicționar de ortografie în limba rusă
- AERODINAMICĂ, -și, bine. O ramură a aeromecanicii care studiază mișcarea aerului și a altor gaze și interacțiunea gazelor cu corpurile dintr-un curent ...
Dicționarul explicativ al lui Ozhegov
- AERODINAMIC, aerodinamic, aerodinamic. adj. la aerodinamică ...
Dicționarul explicativ al lui Ushakov
- adj aerodinamic. 1.rel. cu substantiv aerodinamica asociată cu acesta 2 ...
Dicționarul explicativ al lui Efremova
- ...
Spelling dictionary-reference
- aerodinamica "...
Dicționar de ortografie rusă
- ...
Forme de cuvinte

„ÎNCĂLZIRE AERODINAMICĂ” în cărți

Încălzire de înaltă frecvență

Din cartea Great Soviet Encyclopedia (YOU) a autorului TSB

Moment aerodinamic

TSB

Încălzire aerodinamică

Din cartea Marea Enciclopedie Sovietică (AE) a autorului TSB

Încălzire dielectrică

Din cartea Marea Enciclopedie Sovietică (DI) a autorului TSB

Încălzire prin inducție

TSB

Încălzire cu infraroșu

Din cartea Great Soviet Encyclopedia (IN) a autorului TSB

Încălzire metalică

Din cartea Marea Enciclopedie Sovietică (NA) a autorului TSB

Traseu aerodinamic

Din cartea Great Soviet Encyclopedia (SL) a autorului TSB

7.1.1. ÎNCĂLZIRE RESISTIVĂ

autor Echipa de autori

7.1.1. CALORIE REZISTIVĂ Perioada inițială. Primele experimente pe conductorii de încălzire soc electric aparțin secolului al XVIII-lea. În 1749, B. Franklin (SUA), în timp ce studia descărcarea unui borcan Leyden, a descoperit încălzirea și topirea firelor metalice, iar mai târziu