ตัวอย่างการคำนวณหนังสติ๊กสำหรับการปล่อยจรวดอวกาศทางอากาศ ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ของโครงสร้างจรวดค่าสัมประสิทธิ์การลากที่

การคำนวณอากาศพลศาสตร์เป็นองค์ประกอบที่สำคัญที่สุดของการวิจัยด้านอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินหรือชิ้นส่วนแต่ละชิ้น (ตัวถังปีกการเสริมกำลังอุปกรณ์ควบคุม) ผลลัพธ์ของการคำนวณดังกล่าวใช้ในการคำนวณวิถีในการแก้ปัญหาที่เกี่ยวข้องกับความแข็งแรงของวัตถุที่เคลื่อนที่ในการพิจารณาประสิทธิภาพการบินของเครื่องบิน

เมื่อพิจารณาถึงประสิทธิภาพตามหลักอากาศพลศาสตร์คุณสามารถใช้หลักการแบ่งลักษณะออกเป็นส่วนประกอบแยกกันสำหรับตัวถังหุ้มฉนวนและพื้นผิวแบริ่ง (ปีกและการเสริมแรง) รวมทั้งการผสมผสาน ในกรณีหลังนี้แรงและช่วงเวลาของอากาศพลศาสตร์จะถูกกำหนดเป็นผลรวมของลักษณะที่เกี่ยวข้อง (สำหรับร่างกายที่แยกได้ปีกและการเสริมกำลัง) และการแก้ไขสัญญาณรบกวนเนื่องจากผลกระทบจากปฏิสัมพันธ์

กำลังพลศาสตร์และช่วงเวลาสามารถกำหนดได้โดยใช้ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์

ตามการแสดงของแรงแอโรไดนามิกทั้งหมดและโมเมนต์แอโรไดนามิกทั้งหมดในการคาดการณ์บนแกนตามลำดับของความเร็วและระบบพิกัดที่เกี่ยวข้องจะใช้ชื่อของสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ต่อไปนี้: - สัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของการลาก, ยกกำลังด้านข้าง; ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของช่วงเวลาการหมุนหันเหและระยะห่าง

วิธีการที่นำเสนอสำหรับการกำหนดลักษณะทางอากาศพลศาสตร์เป็นเพียงการประมาณ รูปแสดงแผนภาพของจรวดที่นี่ L คือความยาวของเครื่องบิน dm คือเส้นผ่านศูนย์กลางของลำตัวเครื่องบินคือความยาวของจมูก l คือช่วงปีกกับส่วนท้อง (รูปที่ 1)

เครื่องยนต์พวงมาลัยจรวดบิน

แรงยก

แรงยกจะถูกกำหนดโดยสูตร

หัวความเร็วอยู่ที่ไหนคือความหนาแน่นของอากาศ S คือพื้นที่ลักษณะเฉพาะ (ตัวอย่างเช่นพื้นที่ ข้ามส่วน ลำตัว) - ค่าสัมประสิทธิ์การยก

โดยปกติค่าสัมประสิทธิ์จะถูกกำหนดในระบบพิกัดความเร็ว 0xyz นอกจากค่าสัมประสิทธิ์แล้วยังมีการพิจารณาค่าสัมประสิทธิ์ของแรงปกติอีกด้วยซึ่งจะถูกกำหนดในระบบพิกัดที่เกี่ยวข้อง

ค่าสัมประสิทธิ์เหล่านี้มีความสัมพันธ์กันโดยอัตราส่วน

เรานำเสนอเครื่องบินในรูปแบบของชุดชิ้นส่วนหลักดังต่อไปนี้: พื้นผิวแบริ่งลำตัว (ลำตัว) ด้านหน้า (I) และด้านหลัง (II) ที่มุมโจมตีเล็ก ๆ และมุมของการโก่งตัวของพื้นผิวแบริ่งการพึ่งพาและใกล้เคียงกับเส้นตรงกล่าวคือสามารถแสดงในรูปแบบ

นี่คือมุมโก่งของพื้นผิวแบริ่งด้านหน้าและด้านหลังตามลำดับ และ - ค่าและที่; เป็นอนุพันธ์บางส่วนของสัมประสิทธิ์ที่เกี่ยวกับมุมและถ่ายที่

ค่าและสำหรับอากาศยานไร้คนขับในกรณีส่วนใหญ่ใกล้เคียงกับศูนย์ดังนั้นจึงไม่ได้รับการพิจารณาเพิ่มเติม พื้นผิวแบริ่งด้านหลังถูกใช้เป็นส่วนควบคุม

การกำหนดค่าสัมประสิทธิ์

ค้นหาอนุพันธ์:

ในมุมเล็ก ๆ ของการโจมตีและที่เราสามารถวางได้จากนั้นความเท่าเทียมกัน (2) จะอยู่ในรูปแบบ เราแทนแรงปกติของเครื่องบินเป็นผลรวมของสามเทอม

ซึ่งแต่ละอย่างจะแสดงผ่านค่าสัมประสิทธิ์ของแรงปกติที่สอดคล้องกัน:

การหารความเท่าเทียมกัน (3) เทอมตามระยะและการลบอนุพันธ์ด้วยความเคารพเราได้ที่จุด 0

ที่ไหน; - ค่าสัมประสิทธิ์การชะลอการไหล

; ; - พื้นที่สัมพันธ์ของชิ้นส่วนเครื่องบิน

ให้เราพิจารณารายละเอียดเพิ่มเติมเกี่ยวกับปริมาณที่รวมอยู่ในด้านขวามือของความเท่าเทียมกัน (4)

ระยะแรกคำนึงถึงแรงปกติของลำตัวและในมุมเล็ก ๆ ของการโจมตีจะเท่ากับแรงปกติของลำตัวที่แยกได้ (ไม่รวมอิทธิพลของพื้นผิวแบริ่ง)

โครงการหลักสูตร

การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของขีปนาวุธล่องเรือประเภทโทมาฮอว์ก

บทนำ

จรวดสนามบินอากาศพลศาสตร์

ออกแบบ อากาศยาน จำเป็นต้องรวมถึงการคำนวณลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ ผลลัพธ์ที่ได้รับในอนาคตทำให้สามารถประเมินความถูกต้องของการเลือกรูปแบบอากาศพลศาสตร์เพื่อคำนวณวิถีของเครื่องบิน

สำหรับการคำนวณข้อสันนิษฐานที่สำคัญมากจะถูกนำมาใช้: เครื่องบินควรได้รับการพิจารณาว่าอยู่นิ่งและในทางกลับกันการไหลของอากาศที่กำลังจะมาถึงนั้นกำลังเคลื่อนที่ (เรียกว่า

ข้อสันนิษฐานที่สองที่ใช้หมายถึงการแยกชิ้นส่วนของเครื่องบินออกเป็นส่วนประกอบที่แยกจากกัน: ลำตัว Empennage (ปีกและหางเสือ) รวมถึงการรวมกันของเครื่องบิน ในกรณีนี้คุณลักษณะจะถูกคำนวณแยกกันสำหรับส่วนประกอบทั้งหมดและผลรวมพร้อมกับการแก้ไขสัญญาณรบกวนที่กำหนดผลการโต้ตอบกำหนดค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์และช่วงเวลา

1. ล่องเรือขีปนาวุธ

1.1 ทั่วไป

กระบวนการสร้างซีดีสมัยใหม่เป็นงานทางวิทยาศาสตร์และเทคนิคที่ยากที่สุดซึ่งแก้ไขร่วมกันโดยทีมวิจัยการออกแบบและการผลิตจำนวนมาก ขั้นตอนหลักต่อไปนี้ของการก่อตัวของ KR สามารถแยกแยะได้: การมอบหมายทางยุทธวิธีและทางเทคนิคข้อเสนอทางเทคนิคการออกแบบเบื้องต้นโครงการทำงานการพัฒนาการทดลองม้านั่งและการทดสอบตามธรรมชาติ

งานสร้างตัวอย่าง CR ที่ทันสมัยดำเนินการในพื้นที่ต่อไปนี้:

·เพิ่มระยะและความเร็วในการบินเป็นความเร็วเหนือเสียง

ใช้สำหรับขีปนาวุธนำทางรวมกัน ระบบหลายช่อง การตรวจจับและการกลับบ้าน

·การลดลายเซ็นขีปนาวุธเนื่องจากการใช้เทคโนโลยีล่องหน

·เพิ่มขีปนาวุธล่องหนโดยการลดระดับความสูงของเที่ยวบินจนถึงขีด จำกัด และทำให้วิถีการบินซับซ้อนขึ้นในส่วนสุดท้าย

·ติดตั้งอุปกรณ์บนเครื่องบินขีปนาวุธพร้อมระบบนำทางด้วยดาวเทียมซึ่งกำหนดตำแหน่งของขีปนาวุธด้วยความแม่นยำ 10 ... .20 ม.

·การรวมขีปนาวุธเพื่อวัตถุประสงค์ต่างๆเข้ากับระบบขีปนาวุธทางทะเลทางอากาศและทางบก

การดำเนินการตามพื้นที่เหล่านี้ส่วนใหญ่เกิดจากการใช้เทคโนโลยีชั้นสูงที่ทันสมัย

ความก้าวหน้าทางเทคโนโลยีในเครื่องบินและจรวดไมโครอิเล็กทรอนิกส์และเทคโนโลยีคอมพิวเตอร์ในการพัฒนาระบบควบคุมอัตโนมัติบนเครื่องบินและปัญญาประดิษฐ์ระบบขับเคลื่อนและเชื้อเพลิงอุปกรณ์ป้องกันอิเล็กทรอนิกส์เป็นต้น สร้างการพัฒนาที่แท้จริงของซีดีรุ่นใหม่และคอมเพล็กซ์ของพวกเขา มีความเป็นไปได้ที่จะเพิ่มระยะการบินของขีปนาวุธล่องเรือทั้งแบบเปรี้ยงปร้างและความเร็วเหนือเสียงอย่างมีนัยสำคัญเพิ่มความสามารถในการเลือกและการป้องกันเสียงรบกวนของระบบควบคุมอัตโนมัติบนเครื่องบินโดยมีน้ำหนักและขนาดลดลงพร้อมกัน (มากกว่าสองเท่า)

ขีปนาวุธล่องเรือแบ่งออกเป็นสองกลุ่ม:

·บนพื้นดิน;

·จากทะเล

กลุ่มนี้ประกอบด้วยขีปนาวุธเชิงกลยุทธ์และเชิงปฏิบัติการที่มีระยะการบินตั้งแต่หลายร้อยถึงหลายพันกิโลเมตรซึ่งตรงกันข้ามกับขีปนาวุธที่บินไปยังเป้าหมายในชั้นบรรยากาศที่หนาแน่นและมีพื้นผิวอากาศพลศาสตร์สำหรับสิ่งนี้ที่สร้างแรงยก ขีปนาวุธดังกล่าวออกแบบมาเพื่อทำลายยุทธศาสตร์สำคัญ ๆ

ขีปนาวุธล่องเรือที่สามารถยิงได้จากเรือดำน้ำเรือผิวน้ำคอมเพล็กซ์ภาคพื้นดินและเครื่องบินทำให้กองทัพเรือภาคพื้นดินและทางอากาศมีความยืดหยุ่นเป็นพิเศษ

ข้อได้เปรียบหลักของ BR คือ:

·เกือบจะสมบูรณ์คงกระพันในกรณีที่ศัตรูโจมตีด้วยขีปนาวุธนิวเคลียร์อย่างกะทันหันเนื่องจากความคล่องตัวของฐานในขณะที่ตำแหน่งของไซโลที่มีขีปนาวุธมักจะทราบล่วงหน้าสำหรับศัตรู

·ลดลงเมื่อเทียบกับ BR ของค่าใช้จ่ายในการปฏิบัติการรบเพื่อเอาชนะเป้าหมายด้วยความน่าจะเป็นที่กำหนด

·ความเป็นไปได้พื้นฐานในการสร้างระบบคำแนะนำที่ได้รับการปรับปรุงสำหรับซีดีทำงานด้วยตนเองหรือใช้ระบบนำทางด้วยดาวเทียม ระบบนี้สามารถให้โอกาส 100% ในการบรรลุเป้าหมายเช่น การพลาดเข้าใกล้ศูนย์ซึ่งจะช่วยลดจำนวนขีปนาวุธที่ต้องการและด้วยเหตุนี้ต้นทุนการดำเนินงาน

·ความเป็นไปได้ในการสร้างระบบอาวุธที่สามารถแก้ปัญหาทั้งในเชิงกลยุทธ์และยุทธวิธี

·ความคาดหวังในการสร้างขีปนาวุธล่องเรือเชิงกลยุทธ์รุ่นใหม่ที่มีพิสัยไกลกว่าความเร็วเหนือเสียงและความเร็วเหนือเสียงทำให้สามารถกำหนดเป้าหมายใหม่ในเที่ยวบินได้

ตามกฎแล้วหัวรบนิวเคลียร์จะใช้กับขีปนาวุธล่องเรือเชิงกลยุทธ์ ในเวอร์ชันยุทธวิธีของขีปนาวุธเหล่านี้จะมีการติดตั้งหัวรบทั่วไป ตัวอย่างเช่นขีปนาวุธต่อต้านเรือสามารถติดตั้งหัวรบแบบเจาะทะลุระเบิดแรงสูงหรือระเบิดแรงสูงได้

ระบบควบคุมขีปนาวุธล่องเรือขึ้นอยู่กับระยะการบินวิถีการเคลื่อนที่ของขีปนาวุธและความเปรียบต่างของเป้าหมายเรดาร์ ขีปนาวุธพิสัยไกลมักจะมีระบบควบคุมรวมกันตัวอย่างเช่นออโตโนมัส (เฉื่อยเฉื่อยแอสโตร - เฉื่อย) บวกกลับที่ส่วนท้ายของวิถี การเปิดตัวจากการติดตั้งบนพื้นดินเรือดำน้ำหรือเรือรบจำเป็นต้องใช้จรวดบูสเตอร์ซึ่งแนะนำให้แยกออกจากกันหลังจากเชื้อเพลิงหมดดังนั้นขีปนาวุธล่องเรือบนบกและในทะเลจึงถูกสร้างขึ้นสองขั้นตอน เมื่อเปิดตัวจากเครื่องบินบรรทุกไม่จำเป็นต้องใช้คันเร่งเนื่องจากมีความเร็วเริ่มต้นเพียงพอ โดยปกติแล้วมอเตอร์จรวดขับดันแบบแข็งมักใช้เป็นตัวเร่งความเร็ว ทางเลือกของเครื่องยนต์หลักขึ้นอยู่กับข้อกำหนดของการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงเฉพาะที่ต่ำและระยะเวลาบินที่ยาวนาน (หลายสิบนาทีหรือหลายชั่วโมง) สำหรับจรวดที่มีความเร็วในการบินค่อนข้างต่ำ (M<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2 การสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงเฉพาะของเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ทและแรมเจ็ทนั้นเทียบเคียงกันได้และปัจจัยอื่น ๆ มีบทบาทหลักในการเลือกเครื่องยนต์: ความเรียบง่ายของการออกแบบน้ำหนักเบาและต้นทุน เชื้อเพลิงไฮโดรคาร์บอนใช้เป็นเชื้อเพลิงสำหรับเครื่องยนต์ขับเคลื่อน

ในโครงการหลักสูตรเพื่อการวิจัยเพิ่มเติมขีปนาวุธล่องเรือประเภทโทมาฮอว์กจะถือเป็นต้นแบบของเครื่องบิน

1.2 ขีปนาวุธล่องเรือโทมาฮอว์ก

KR "Tomahawk" ในหัวรบนิวเคลียร์มีความจุประจุนิวเคลียร์ 200 กก. เป็นการยากที่จะตรวจจับโดยสถานีเรดาร์ ความยาวของ KR คือ 6.25 ม. และน้ำหนัก 1450 กก. ในการรบทั่วไปขีปนาวุธนี้ได้รับการออกแบบมาเพื่อโจมตีเรือผิวน้ำในระยะไกลถึง 550 กม. จากจุดปล่อยและเป้าหมายชายฝั่งที่ระยะสูงสุด 1,500 กม.

ขีปนาวุธล่องเรือในทะเล "Tomahawk" (BGM - 109A) ได้รับการออกแบบมาเพื่อโจมตีเป้าหมายทางทหารและอุตสาหกรรมที่สำคัญ ระยะยิง 2500 กม. ความแม่นยำในการยิงไม่เกิน 200 เมตรระบบนำวิถีขีปนาวุธถูกรวมเข้าด้วยกันซึ่งรวมถึงระบบเฉื่อยและระบบแก้ไขวิถีตามแนวของภูมิประเทศ น้ำหนักเปิดตัว - 1225 กก. ยาว 5.5 ม. เส้นผ่านศูนย์กลางตัวถัง - 530 มม. น้ำหนักหัวรบ - 110 กก. ขีปนาวุธติดหัวรบนิวเคลียร์ 200 กก. ขีปนาวุธดังกล่าวเข้าประจำการในปี พ.ศ. 2527 การใช้งานในการรบถูกมองจากเรือดำน้ำและจากเรือผิวน้ำ

รูป: 1 ขีปนาวุธล่องเรือ Tomahawk (BGM - 109A)

เส้นทางการบินของขีปนาวุธ Tomahawk BGM-109С / D

รูป: 2 วิถีการบินของขีปนาวุธ Tomahawk BGM-109C / D:

2 พื้นที่ของการแก้ไขครั้งแรกตามระบบ TERCOM

ส่วน 3 มีนาคมแก้ไข TERCOM โดยใช้ระบบ NAVSTAR

4 การแก้ไขวิถีตามระบบ DSMAC

ลักษณะทางยุทธวิธีและทางเทคนิค

ระยะยิงกม
BGM-109A เมื่อเปิดตัวจากเรือผิวน้ำ
BGM-109С / D เมื่อเปิดตัวจากเรือผิวน้ำ
BGM-109С / D เมื่อเปิดตัวจากเรือดำน้ำ
ความเร็วในการบินสูงสุดกม. / ชม
ความเร็วในการบินเฉลี่ยกม. / ชม
ความยาวจรวดม
เส้นผ่านศูนย์กลางลำตัวของจรวดม
ปีกนกม
น้ำหนักเริ่มต้นกก


หัวรบ

	กึ่งเจาะเกราะ - 120 กก
	เทปคาสเซ็ท - 120 กก
เครื่องยนต์หลัก F-107

น้ำหนักน้ำมันกก
น้ำหนักเครื่องยนต์แห้งกก

ความยาวมม
เส้นผ่านศูนย์กลางมม

2. การคำนวณลักษณะทางอากาศพลศาสตร์โดยวิธีวิเคราะห์ของ Lebedev-Chernobrovkin

ตามการแสดงของแรงแอโรไดนามิกทั้งหมดและโมเมนต์แอโรไดนามิกทั้งหมดในการคาดการณ์บนแกนตามลำดับของความเร็วและระบบพิกัดที่เกี่ยวข้องจะใช้ชื่อของสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ต่อไปนี้: - สัมประสิทธิ์การลากตามหลักอากาศพลศาสตร์การเพิ่มขึ้นของแรงด้านข้าง

ในการศึกษาพลวัตของเครื่องบินจำเป็นต้องคำนึงถึงแรงกระทำและช่วงเวลารวมทั้งพลศาสตร์ แรงพลศาสตร์ทั้งหมดซึ่งขึ้นอยู่กับปัจจัยหลายประการสามารถแสดงเป็นส่วนประกอบตามแกนความเร็วของพิกัด (x, y, z) หรือตาม () ที่เกี่ยวข้องและโมเมนต์แอโรไดนามิกทั้งหมด M - ขยายตามแกน () ในกรณีของเครื่องบินสมมาตรลิฟท์ Y และแรงด้านข้าง Z มีการพึ่งพาเหมือนกันตามลำดับมุมของการโจมตีและการลื่นบนมุมของการโก่งตัวของหางเสือและ

ตารางเรขาคณิต

ชื่อมิติข้อมูล	ปริมาณ	มูลค่า
		ปลอบใจฉัน	คอนโซล II

เส้นผ่านศูนย์กลางตัวเรือนม
Amidships พื้นที่ม. 2
พื้นที่ตัดล่างม. 2
ความยาวโบว์ม
ความยาวของส่วนทรงกระบอกม
ส่วนขยายของร่างกาย
ปริมาตรของส่วนโค้งของตัวถังม. 3
ส่วนขยายของส่วนโค้งของตัวถัง
ส่วนขยายของส่วนทรงกระบอกของร่างกาย
ทำให้ตัวถังท้ายแคบลง
ช่วงเต็มของพื้นผิวแบริ่งม
ช่วงของพื้นผิวแบริ่งไม่รวมเส้นผ่านศูนย์กลางของร่างกายม
ความยาวคอร์ดข้างคอนโซลม
ความยาวคอร์ดรูทคอนโซลม
ความยาวคอร์ดปลายคอนโซลม
พื้นที่สองคอนโซลม. 2
ส่วนขยายของคอนโซล
คอนโซลที่แคบลง
มุมกวาดของคอนโซลตามขอบชั้นนำ
สัมผัสของมุมกวาดของคอนโซลตามกึ่งกลางของคอร์ด
มุมกวาดของคอนโซลตามกึ่งกลางของคอร์ด
ความหนาของโปรไฟล์สัมพัทธ์
ความยาวคอร์ดแอโรไดนามิกเฉลี่ยม
ประสานงาน z a.k. คอร์ดแอโรไดนามิกเฉลี่ยม
พิกัด x a.k. คอร์ดแอโรไดนามิกโดยเฉลี่ยที่เกี่ยวกับ
ระยะห่างจากจุดด้านหน้าของตัวถังถึงคอนโซลม

2.1 แรงยก

แรงยกจะถูกกำหนดโดยสูตร

หัวความเร็วอยู่ที่ไหนคือความหนาแน่นของอากาศเป็นพื้นที่ลักษณะ (ตัวอย่างเช่นพื้นที่หน้าตัดของลำตัว) คือค่าสัมประสิทธิ์การยก

ค่าสัมประสิทธิ์เหล่านี้มีความสัมพันธ์กันโดยอัตราส่วน

เรานำเสนอเครื่องบินในรูปแบบของชุดชิ้นส่วนหลักดังต่อไปนี้: พื้นผิวแบริ่งลำตัว (ลำตัว) ด้านหน้า (I) และด้านหลัง (II) ในมุมโจมตีเล็ก ๆ และมุมของการโก่งตัวของพื้นผิวแบริ่งการพึ่งพาและใกล้เคียงกับเชิงเส้นนั่นคือ สามารถแสดงเป็น

ในมุมโจมตีเล็ก ๆ และสามารถตั้งค่าได้จากนั้นความเท่าเทียมกัน (2) จะอยู่ในรูปแบบ เราแทนแรงปกติของเครื่องบินเป็นผลรวมของสามเทอม

ซึ่งแต่ละอย่างจะแสดงผ่านค่าสัมประสิทธิ์ของแรงปกติที่สอดคล้องกัน:

ที่ไหน; - ปัจจัยชะลอการไหล ;; ; - พื้นที่สัมพันธ์ของชิ้นส่วนเครื่องบิน ให้เราพิจารณารายละเอียดเพิ่มเติมเกี่ยวกับปริมาณที่รวมอยู่ในด้านขวามือของความเท่าเทียมกัน (4)

ระยะที่สองเป็นลักษณะของแรงปกติที่สร้างขึ้นโดยพื้นผิวแบริ่งด้านหน้าและใช้บางส่วนกับคอนโซลและบางส่วนกับร่างกายในเขตอิทธิพลของมัน

ขนาดของแรงนี้แสดงในรูปของแรงปกติของปีกที่แยกได้ (เช่นปีกประกอบด้วยคานสองตัว) โดยใช้ค่าสัมประสิทธิ์การรบกวน k: ค่าและ kI คำนวณที่หมายเลข Mach

คำที่สามในนิพจน์ (4) คล้ายกับคำที่สอง ข้อแตกต่างเพียงอย่างเดียวคือเมื่อกำหนดมุมการโจมตีของพื้นผิวแบริ่งด้านหลังจำเป็นต้องคำนึงถึงมุมลาดชันเฉลี่ยของการไหลที่เกิดจากพื้นผิวแบริ่งด้านหน้า: ในมุมโจมตีเล็ก ๆ การพึ่งพานั้นใกล้เคียงกับเส้นตรง ในกรณีนั้นอนุพันธ์ยังสามารถแสดงเป็น

ปริมาณทั้งหมดที่รวมอยู่ใน (5) คำนวณจากหมายเลข Mach

2.2 อนุพันธ์ของค่าสัมประสิทธิ์การยกเครื่องบินโดยมุมของการโก่งตัวของส่วนควบคุม

ให้เราแยกความแตกต่างของนิพจน์ (1) ตามมุม II:

ในมุมเล็ก ๆ นิพจน์นี้อยู่ในรูปแบบต่อไปนี้:

การหารความเท่าเทียมกัน (3) เทอมด้วย qS และการหาอนุพันธ์ที่เกี่ยวกับเราได้มา

แสดงลักษณะของแรงปกติของพื้นผิวด้านหลังโดยใช้บางส่วนกับคอนโซลและบางส่วนกับร่างกายในเขตอิทธิพล ขนาดของแรงนี้แสดงผ่านค่าสัมประสิทธิ์การรบกวนและประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของตัวควบคุม n:

การคำนวณแสดงในตาราง 3.3 มุมกวาดหางอยู่ที่ไหนคือค่าสัมประสิทธิ์ของการลดแรงยกเนื่องจากช่องว่างระหว่างหางเสือและตัวถังเมื่อหางเสือเบี่ยงเบน

ตารางคำนวณ

ปริมาณ

ตารางคำนวณ

ปริมาณ

2.3 ความต้านทานส่วนหน้า

แรงลากคำนวณโดยสูตร

ให้เราแทนค่าสัมประสิทธิ์การลากของเครื่องบินเป็นผลรวมของสองพจน์โดยที่ค่าสัมประสิทธิ์การลากอยู่ที่ - ค่าสัมประสิทธิ์ของความต้านทานอุปนัยซึ่งเข้าใจว่าเป็นความต้านทานขึ้นอยู่กับมุมและ ค่าสัมประสิทธิ์เครื่องบินสามารถแสดงเป็น

โดยที่ 1.05 เป็นการแก้ไขสำหรับรายละเอียดที่ยังไม่ได้ตรวจสอบ - อัตราส่วนของพื้นที่ทั้งหมดของคอนโซลทั้งหมดของพื้นผิวแบริ่งด้านหน้ากับพื้นที่ลักษณะ - เหมือนกันสำหรับพื้นผิวแบริ่งด้านหลัง คือค่าสัมประสิทธิ์ของชิ้นส่วนที่แยกได้ของเครื่องบิน

2.4 ลากสัมประสิทธิ์ที่

โดยธรรมชาติทางกายภาพการลากของร่างกายสามารถแบ่งออกเป็นความต้านทานแรงเสียดทานและแรงกด ตามแรงกดนี้คุณสามารถแสดงค่าสัมประสิทธิ์การลากของตัวถังที่ (อ้างถึงพื้นที่เรือกลาง) ในรูปแบบต่อไปนี้:

โดยที่สามคำสุดท้ายคือความต้านทานแรงกด

2.5 ลากสัมประสิทธิ์ของพื้นผิวแบริ่งที่

วิธีการคำนวณค่าสัมประสิทธิ์ของพื้นผิวแบริ่งด้านหน้าและด้านหลังแทบจะเหมือนกัน ข้อแตกต่างเพียงอย่างเดียวคือการคำนวณควรดำเนินการที่หมายเลข Mach และการคำนวณที่

ความต้านทานด้านหน้าของพื้นผิวแบริ่งที่มีขอบด้านท้ายที่แหลมขึ้นนั้นประกอบด้วยส่วนกำหนดค่าและความต้านทานคลื่น ดังนั้นหนึ่งสามารถเขียน

ความต้านทานของโปรไฟล์เกิดจากความหนืดของอากาศ ส่วนใหญ่กำหนดโดยแรงเสียดทานและในระดับเล็กน้อยโดยความแตกต่างของความดันในจมูกและหางของ airfoil

ความต้านทานคลื่น - ความต้านทานแรงกดเนื่องจากการบีบอัดของอากาศ มันเกิดขึ้นเมื่อการไหลรอบปีกพร้อมกับการปรากฏตัวของคลื่นกระแทก

ในเครื่องบินที่มีการจัดปีกแบบกางเขน (++) แรงลากจะถูกสร้างขึ้นจากพื้นผิวแบริ่งด้านหน้าและด้านหลังสองคู่ดังนั้นค่าสัมประสิทธิ์และควรคูณด้วยพื้นที่ไร้มิติสองเท่า

ตารางคำนวณและ

ปริมาณ

ตารางคำนวณ

ปริมาณ

2.6 ช่วงเวลาของสนาม

เมื่อศึกษาช่วงเวลาของแรงที่กระทำกับเครื่องบินโดยเฉพาะอย่างยิ่งช่วงเวลาของระยะพิทช์เราจะใช้ระบบพิกัดที่เกี่ยวข้อง 0x1y1z1 โมเมนต์พิทช์หรือโมเมนต์ตามยาวเกิดจากแรงแอโรไดนามิกและปฏิกิริยา เมื่อพิจารณาถึงช่วงเวลาของแรงทางอากาศพลศาสตร์จะสะดวกในการแนะนำแนวคิดของค่าสัมประสิทธิ์ไร้มิติ

ขนาดของช่วงเวลาอากาศพลศาสตร์ที่ความเร็วและระดับความสูงที่กำหนดขึ้นอยู่กับปัจจัยหลายประการและส่วนใหญ่ขึ้นอยู่กับมุมของการโจมตีและมุมของการโก่งตัวของส่วนควบคุม นอกจากนี้ขนาดของช่วงเวลายังได้รับผลกระทบจากความเร็วเชิงมุมของการหมุนของเครื่องบินเช่นเดียวกับอัตราการเปลี่ยนแปลงของมุมการโจมตีและการเบี่ยงเบนของหางเสือซึ่งมีลักษณะอนุพันธ์และ ทางนี้,

สำหรับค่าขนาดเล็กของอาร์กิวเมนต์นิพจน์ (6) สามารถแสดงเป็นฟังก์ชันเชิงเส้นได้

ที่ไหน ฯลฯ - อนุพันธ์บางส่วนของโมเมนต์ทอยตามพารามิเตอร์ที่เกี่ยวข้อง

ค่าสัมประสิทธิ์แรงบิดแบบไร้มิติเป็นฟังก์ชันของพารามิเตอร์ที่ไม่มีมิติเท่านั้น เนื่องจากปริมาณและมีมิติ I / s จึงนำความเร็วเชิงมุมไร้มิติและอนุพันธ์ไร้มิติมาแทน การแสดงออกทั่วไปของสัมประสิทธิ์โมเมนต์ตามยาวที่ค่าพารามิเตอร์ขนาดเล็กเป็นต้น มีแบบฟอร์ม

เพื่อลดความซับซ้อนในการเขียนปริมาณที่รวมอยู่ในนิพจน์ (6) และ (7) ดัชนี "I" จะถูกละเว้นในสิ่งต่อไปนี้ นอกจากนี้เราจะละเว้นเครื่องหมายขีดกลางในสัญกรณ์ของอนุพันธ์บางส่วน

2.7 ช่วงเวลาขว้างที่

ให้เราพิจารณาขนาดของโมเมนต์ตามยาวตามหลักอากาศพลศาสตร์ที่กระทำกับเครื่องบินโดยที่ความเร็วเชิงมุมมุมของการโจมตีและมุมของการโก่งตัวของส่วนควบคุมยังคงไม่เปลี่ยนแปลงตามเวลา

ให้เราแนะนำแนวคิดของศูนย์กลางความกดดันของเครื่องบิน จุดศูนย์กลางของแรงกดคือจุดบนแกนตามยาว 0x1 ซึ่งผลที่เกิดขึ้น - แรงพลศาสตร์ - ผ่านไป

โมเมนต์ของแรงทางอากาศพลศาสตร์ที่สัมพันธ์กับศูนย์กลางของความดันสามารถแสดงเป็นและค่าสัมประสิทธิ์โมเมนต์

นี่คือพิกัดของจุดศูนย์ถ่วงของเครื่องบินคือพิกัดของศูนย์ความดัน (รายงานสร้างจากจมูกของตัวถัง)

จากการเปรียบเทียบกับแนวคิดเรื่องศูนย์กลางความกดดันของเครื่องบินทั้งลำเรายังนำแนวคิดของศูนย์กลางความดันของชิ้นส่วนของมันมาใช้เป็นจุดของการประยุกต์ใช้กองกำลังปกติที่สร้างขึ้นโดยชิ้นส่วนเหล่านี้

จากสภาวะสมดุลที่เรามี

จากที่นี่เราจะพบนิพจน์สำหรับ:

ในมุมโจมตีเล็ก ๆ และมุมของการโก่งตัวของหางเสือทำให้สะดวกในการใช้แนวคิดเรื่องจุดโฟกัสตามหลักอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน จุดโฟกัสของเครื่องบินตามมุมของการโจมตีคือจุดที่ใช้ส่วนนั้นของกำลังปกติซึ่งเป็นสัดส่วนกับมุมของการโจมตี (กล่าวคือ) จากนั้นด้วยการควบคุมแบบคงที่ช่วงเวลาของแรงอากาศพลศาสตร์ที่สัมพันธ์กับแกน 0z1 ที่ผ่านจุดโฟกัสจะไม่ขึ้นอยู่กับมุมของการโจมตี ในทำนองเดียวกันสามารถแสดงให้เห็นว่าช่วงเวลาที่สัมพันธ์กับโฟกัสไม่ขึ้นอยู่กับและช่วงเวลาที่สัมพันธ์กับโฟกัสไม่ขึ้นอยู่กับ

โดยใช้แนวคิดของ aerodynamic foci เราสามารถเขียนนิพจน์ต่อไปนี้สำหรับค่าสัมประสิทธิ์ของโมเมนต์ขว้างของเครื่องบินที่มุมเล็ก ๆ และ

ในนิพจน์เหล่านี้คือพิกัดของโฟกัสพร้อมและ

2.8 โมเมนต์สนามที่เกิดจากการหมุนของเครื่องบินรอบแกน Z

พิจารณาเครื่องบินที่บินด้วยความเร็ว v และหมุนรอบแกนพร้อมกัน (ตามขวาง) ด้วยความเร็วเชิงมุม

เมื่อเครื่องบินหมุนแต่ละจุดของพื้นผิวจะได้รับความเร็วเพิ่มเติมเท่ากับ ด้วยเหตุนี้มุมการประชุมของโฟลว์ที่มีองค์ประกอบพื้นผิวแต่ละส่วนจึงแตกต่างจากมุมการประชุมสำหรับการเคลื่อนที่ที่แปลได้อย่างหมดจด การเปลี่ยนมุมการประชุมจะนำไปสู่ลักษณะของแรงแอโรไดนามิกเพิ่มเติมซึ่งสามารถลดลงเป็นผลลัพธ์ที่ใช้ที่จุดศูนย์ถ่วงและช่วงเวลาที่สัมพันธ์กับแกนขวางที่เคลื่อนผ่านจุดศูนย์ถ่วง

ค่านี้น้อยมากและมักจะถูกละเลยในการคำนวณการยก

ช่วงเวลาดังกล่าวส่งผลกระทบอย่างมีนัยสำคัญต่อคุณสมบัติไดนามิกของเครื่องบิน เรียกว่า pitch damping moment หรือโมเมนต์แดมป์ตามยาว

จำนวนโมเมนต์การทำให้หมาด ๆ เป็นสัดส่วนกับความเร็วเชิงมุม ดังนั้น.

ให้เราแสดงอนุพันธ์ในรูปของสัมประสิทธิ์โมเมนต์ไร้มิติและความเร็วเชิงมุมไร้มิติ ตั้งแต่นั้นมาอนุพันธ์การหมุนของค่าสัมประสิทธิ์แรงบิดอยู่ที่ไหน

ลองจินตนาการถึงช่วงเวลาการหน่วงตามยาวเป็นผลรวมของช่วงเวลาที่สร้างขึ้นโดยชิ้นส่วนเครื่องบิน: นิพจน์นี้สามารถเขียนใหม่ได้ตามความเท่าเทียมกัน (9):

ลดโดยเราได้รับ:

ตารางคำนวณและ

ปริมาณ

ตารางคำนวณ

ปริมาณ

2.9 ตารางสรุปค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์

3. การคำนวณลักษณะอากาศพลศาสตร์โดยใช้แพ็คเกจ SolidWorks 2014

SolidWorks คือระบบคอมพิวเตอร์ช่วยในการออกแบบการวิเคราะห์ทางวิศวกรรมและการเตรียมการผลิตสำหรับผลิตภัณฑ์ที่มีความซับซ้อนและวัตถุประสงค์ใด ๆ SolidWorks ผู้พัฒนา CAD คือ SolidWorks Corp. (สหรัฐอเมริกา) ซึ่งเป็นแผนกอิสระของ Dassault Systemes (ฝรั่งเศส) ผู้นำระดับโลกด้านซอฟต์แวร์ไฮเทค พัฒนาโดย SolidWorks Corp. โดดเด่นด้วยตัวบ่งชี้คุณภาพความน่าเชื่อถือและประสิทธิผลที่สูงซึ่งเมื่อรวมกับการสนับสนุนที่มีคุณสมบัติเหมาะสมทำให้ SolidWorks เป็นโซลูชันที่ดีที่สุดสำหรับอุตสาหกรรมและการใช้งานส่วนบุคคล ซอฟต์แวร์ ทำงานบนแพลตฟอร์ม Windows รองรับภาษารัสเซียและรองรับ GOST และ ESKD

แพ็คเกจนี้ช่วยให้คุณสร้างแบบจำลองเครื่องบินและคำนวณอากาศพลศาสตร์โดยใช้ Flow Simulation ซึ่งเป็นโมดูลการวิเคราะห์แบบไดนามิกของไหลในสภาพแวดล้อม SolidWorks ลดข้อผิดพลาดที่ขึ้นอยู่กับปัจจัยของมนุษย์

ในโครงการหลักสูตรนี้ได้สร้างโมเดล Tomahawk RC และคำนวณอากาศพลศาสตร์โดยใช้ SolidWorks 2014 และ SolidWorks Flow Simulation 2012

แบบจำลองเครื่องบินที่สร้างขึ้นโดยใช้ CAD SolidWorks 2014 แสดงในรูปที่ 3 และ 4

รูปที่ 3 - มุมมองด้านข้างของโมเดล

รูปที่ 4 - มุมมองด้านหน้าของโมเดล

3.2 การเลือกมุมของการโจมตีและความเร็วในการไหล

ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์จะคำนวณสำหรับ Mach: M \u003d 0.7, 1.2 และสำหรับมุมของการโจมตี b \u003d 0 องศา

แรงพลศาสตร์และช่วงเวลาสามารถกำหนดได้โดยการทราบค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์

ตามการแสดงของแรงแอโรไดนามิกทั้งหมดและโมเมนต์แอโรไดนามิกทั้งหมดในการคาดการณ์บนแกนตามลำดับของความเร็วและระบบพิกัดที่เกี่ยวข้องจะใช้ชื่อของสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ต่อไปนี้: - สัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของการลากแรงยกและแรงด้านข้าง - ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ของช่วงเวลาการหมุนหันเหและระยะห่าง

3.3 ผลการคำนวณ

ผลการคำนวณจะได้รับสำหรับอัตราการไหลของ M \u003d 0.7 และ M \u003d 1.2 ที่ b \u003d 0 องศา ผลลัพธ์จะแสดงในรูปที่ 5-14 และตารางที่ 10

สำหรับ b \u003d 0 และ M \u003d 1.2

รูปที่ 5 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงความเร็ว

รูปที่ 6 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงความดัน

รูปที่ 7 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงความหนาแน่น

รูปที่ 8 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ

สำหรับ b \u003d 0 และ M \u003d 0.7

รูปที่ 9 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงความเร็ว

รูปที่ 10 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงความดัน

รูปที่ 11 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงความหนาแน่น

รูปที่ 12 - ผลลัพธ์ของการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ

รูปที่ 13 - พารามิเตอร์พื้นฐานสำหรับ M \u003d 1.2

รูปที่ 14 - พารามิเตอร์พื้นฐานสำหรับ M \u003d 0.7

เนื่องจากเราทราบค่าของแรงยกและแรงต้านด้านหน้าเราจึงแสดงออกได้จากนิพจน์ Y \u003d c y qS และ X \u003d c x qS ด้วย y และด้วย x

ตารางคำนวณ

สรุป

ในโครงการหลักสูตรนี้มีการพิจารณาเครื่องบินประเภท KR "Tomahawk" และคำนวณค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์

จากการคำนวณทำให้ได้ค่าสัมประสิทธิ์การลากค่าสัมประสิทธิ์การยกและสัมประสิทธิ์โมเมนต์แอโรไดนามิก เมื่อพิจารณาถึงประสิทธิภาพตามหลักอากาศพลศาสตร์คุณสามารถใช้หลักการแบ่งลักษณะออกเป็นส่วนประกอบแยกกันสำหรับตัวถังหุ้มฉนวนและพื้นผิวแบริ่ง (ปีกและการเสริมแรง) รวมถึงการผสมผสาน ในกรณีหลังนี้แรงและช่วงเวลาของอากาศพลศาสตร์จะถูกกำหนดเป็นผลรวมของลักษณะที่สอดคล้องกัน (สำหรับลำตัวปีกและการเสริมกำลังที่แยกจากกัน) และการแก้ไขสัญญาณรบกวนเนื่องจากผลกระทบจากปฏิสัมพันธ์ กำลังพลศาสตร์และช่วงเวลาสามารถกำหนดได้โดยใช้ค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์

ผลการคำนวณค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์และ การวิเคราะห์เปรียบเทียบ วิธีการวิเคราะห์ Lebedev-Chernobrovkin และการสร้างแบบจำลองเชิงตัวเลขแสดงไว้ในตาราง

การวิเคราะห์เปรียบเทียบผลการคำนวณ

แบบจำลองของเครื่องบินสำรวจถูกสร้างขึ้นโดยใช้ CAD SolidWorks 2014 SP5.0 และตรวจสอบอากาศพลศาสตร์โดยใช้ SolidWorks Flow Simulation จากการคำนวณที่ดำเนินการควรพิจารณาว่าเทคนิคการสร้างแบบจำลองเชิงตัวเลขช่วยให้หลีกเลี่ยงข้อผิดพลาดในการคำนวณที่เกิดจากความแตกต่างระหว่างรูปร่างที่คำนวณและรูปร่างจริงของวัตถุที่เป่า เทคนิคนี้ยังช่วยให้สามารถประเมินระดับอิทธิพลของความไม่ถูกต้องในการผลิตแบบจำลองจากผลของการเป่าในอุโมงค์ลม

วิธีการวิเคราะห์ของ Lebedev-Chernobrovkin อยู่บนพื้นฐานของรูปแบบกึ่งเชิงประจักษ์ที่ได้จากการวิเคราะห์ข้อมูลการทดลองจำนวนมาก วิธีนี้ไม่เหมาะสำหรับการคำนวณทางวิทยาศาสตร์ที่ถูกต้อง แต่สามารถใช้เพื่อวัตถุประสงค์ทางการศึกษาและสำหรับการคำนวณค่าสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ในการประมาณครั้งแรก

รายการบรรณานุกรม

1. Lebedev A.A. , Chernobrovkin L.S. พลวัตการบิน - ม.: วิศวกรรมเครื่องกล, 2516. - 615 น.: ป่วย.

2. Shalygin A.S. - ลักษณะทางอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน - SPb: BSTU, 2003 .-- 119 หน้า

3. SolidWorks - มาตรฐานโลกสำหรับการออกแบบโดยใช้คอมพิวเตอร์ช่วย [แหล่งข้อมูลอิเล็กทรอนิกส์] - http://www.solidworks.ru/products/ - วันที่รักษา 15 พฤศจิกายน 2014

4. เดวิดซาโลมอน เส้นโค้งและพื้นผิวสำหรับคอมพิวเตอร์กราฟิก - สปริงเกอร์, 2549

5 .. ข. Karpenko, S.M. Ganin "ขีปนาวุธยุทธวิธีการบินภายในประเทศ" 2000

6. การสังเคราะห์การควบคุมในระบบรักษาเสถียรภาพของอากาศยานไร้คนขับ ตำราแก้ไขโดย A.S. Shalygin SPB 2548

เอกสารที่คล้ายกัน

คุณสมบัติของการสร้างโปรไฟล์ทางทฤษฎีของ NEZH โดยใช้การทำแผนที่ตามรูปแบบ N.Ye. Zhukovsky พารามิเตอร์ทางเรขาคณิตและความต้านทานของเครื่องบิน ระเบียบวิธีในการกำหนดลักษณะทางอากาศและอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน

ภาคนิพนธ์เพิ่ม 04/19/2010

การตรวจสอบลักษณะการบินขึ้นและลงจอดของเครื่องบิน: การกำหนดขนาดปีกและมุมกวาด การคำนวณจำนวน Mach วิกฤตสัมประสิทธิ์การลากตามหลักอากาศพลศาสตร์การยก การก่อสร้างขั้วบินขึ้นและลงจอด

ภาคนิพนธ์เพิ่มเมื่อ 24/10/2555

การสร้างขั้วใต้วิกฤตของเครื่องบิน An-225 ความหนาที่แนะนำของส่วนปีกและหาง การคำนวณลักษณะการบินของเครื่องบินวางแผนการพึ่งพาค่าสัมประสิทธิ์การยกกับมุมการโจมตี การถ่ายโอนข้อมูลเชิงขั้วเทียบกับหมายเลข Mach

ภาคนิพนธ์เพิ่มเมื่อ 06/17/2015

การคำนวณความต้านทานส่วนหน้าขององค์ประกอบรับน้ำหนักลำตัวถังเครื่องยนต์และถังกันสะเทือนของเครื่องบินในชั้นขอบเขตที่ปั่นป่วนอย่างสมบูรณ์ การลากเครื่องบินเทียบกับมุมของการโจมตี การคำนวณและการสร้างขั้วปีก

ภาคนิพนธ์เพิ่ม 12/03/2556

การคำนวณลักษณะทางเรขาคณิตของลำตัวเครื่องบินหางแนวนอน การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การลากเสาขั้นต่ำ ลักษณะการบินขึ้นและลงจอดของเครื่องบิน การสร้างการพึ่งพาคุณภาพอากาศพลศาสตร์ในมุมของการโจมตี

ภาคนิพนธ์เพิ่ม 10/29/2012

การพัฒนาระบบป้องกันขีปนาวุธ พารามิเตอร์ทางเรขาคณิตพื้นฐานของชิ้นส่วนเครื่องบิน (AGM-158 Jassm) การดีบักไดรฟ์พวงมาลัย แอมพลิจูดลักษณะเฟส การออกแบบม้านั่งทดสอบ การตรวจสอบและคำนวณกำลังเครื่องยนต์

วิทยานิพนธ์เพิ่มเมื่อ 22 เมษายน 2558

การออกแบบการคำนวณการเชื่อมหน้าแปลนของช่องตัวถัง ไดรฟ์กำลังของการควบคุมอากาศพลศาสตร์ การก่อสร้างและการออกแบบคันควบคุม โหลดปีกและตัวถัง การคำนวณชิ้นส่วนแม่พิมพ์เพื่อความแข็งแรง

ภาคนิพนธ์เพิ่ม 29/01/2013

ควบคุมการบินของเครื่องบิน คำอธิบายทางคณิตศาสตร์ของการเคลื่อนที่ตามยาว Linearization ของการเคลื่อนที่ตามยาวของเครื่องบิน แบบจำลองสำหรับระบบเชิงเส้นของสมการเชิงอนุพันธ์ของการเคลื่อนที่ตามยาว

ภาคนิพนธ์เพิ่ม 04/04/2015

การคำนวณและการสร้างเครื่องบินโดยสารขั้วโลกใต้ การกำหนดค่าสัมประสิทธิ์การลากต่ำสุดและสูงสุดของปีกและลำตัว สรุปการลากเครื่องบินที่เป็นอันตราย การพล็อตเส้นโค้งสัมประสิทธิ์เชิงขั้วและการยก

ภาคนิพนธ์เพิ่มเมื่อ 03/01/2015

การไหลของร่างกาย การไหลของอากาศ... ปีกเครื่องบินลักษณะทางเรขาคณิตคอร์ดแอโรไดนามิกเฉลี่ยลากคุณภาพอากาศพลศาสตร์ ระนาบขั้วโลก. ศูนย์กลางของแรงกดปีกและการเปลี่ยนแปลงตำแหน่งขึ้นอยู่กับมุมของการโจมตี

ถือเป็นการปล่อยอากาศ (ปล่อยจากเครื่องบิน) ของ ILV ที่มีมวล 103 ตันหนังสติ๊กจะต้องเร่งความเร็วเพื่อให้แน่ใจว่าขีปนาวุธออกจากเครื่องบินโดยไม่มีการกระแทก จรวดเคลื่อนที่ไปบนแอกไปตามไกด์และหลังจากที่แอกคู่หนึ่งยังคงอยู่บนไกด์ภายใต้อิทธิพลของแรงโน้มถ่วงมันจะเริ่มได้รับความเร็วเชิงมุมอันเป็นผลมาจากการชนกับทางลาดของเครื่องบิน

สิ่งนี้กำหนดขีด จำกัด ล่างของความเร็วในการดีด: uobc\u003e 12.5 m / s

เมื่อเทียบกับการยิงปืนครกการปล่อย ILV จากเครื่องบินโดยใช้หนังสติ๊กมีข้อดีหลายประการ: ไม่มีแรง (คลื่น) และผลกระทบจากความร้อนของก๊าซร้อนบนเครื่องบินจรวดสามารถมีพื้นผิวอากาศพลศาสตร์ขนาดของระบบปล่อยจะลดลงซึ่งทำให้รูปแบบของมันง่ายขึ้นในห้องเก็บสัมภาระ ขีปนาวุธในทิศทางที่ถูกต้อง (มุ่งหน้าไปยังสตรีม) ข้อดีประการหลังนี้ทำให้สามารถใช้ความเร็วของเครื่องบินเพื่อบอกความเร็วเริ่มต้นให้กับขีปนาวุธได้

ใช้โครงร่างหนังสติ๊กที่มีกระบอกสูบดึงสองอัน จากการคำนวณเบื้องต้นมวลรวมของชิ้นส่วนที่เคลื่อนไหวของหนังสติ๊กเท่ากับ 410 กก. เนื่องจากเวลาในการทำงานของหนังสติ๊กนี้นานกว่าที่พิจารณาข้างต้นมากจึงมีการพิจารณาโครงร่างที่มี GG สองชุดที่ทำงานในอนุกรมซึ่งทำให้สามารถเปลี่ยนการไหลของก๊าซได้ในช่วงที่กว้างกว่าในโครงการที่มี GG เมื่อพิจารณาถึงระยะห่างที่มากระหว่างกระบอกสูบกำลัง (2.5 ม.) และด้วยเหตุนี้ความยาวขนาดใหญ่ของท่อเชื่อมต่อจึงมีการพิจารณาโครงร่างด้วย GG สองตัวที่ป้อนกระบอกสูบกำลังทั้งสองในอนุกรมและด้วย GG สองคู่แต่ละคู่จะป้อนกระบอกสูบของตัวเอง ในการปรับความดันระหว่างกระบอกสูบให้เท่ากันในกรณีนี้จะใช้ท่อต่อที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 50 มม. ขึ้นอยู่กับความแข็งแรงของจรวดและโหนดรองรับ (องค์ประกอบที่การเคลื่อนที่ของหนังสติ๊กวางอยู่) การคำนวณได้ดำเนินการสำหรับค่าของแรงทั้งหมดที่สร้างโดยหนังสติ๊ก: Lcat \u003d 140 t และ Lcat \u003d 160 t โปรดทราบว่าแรงทั้งหมดที่กระทำต่อเครื่องบินเมื่อเริ่มต้นนั้นน้อยกว่าสิ่งเหล่านี้ ค่าตามขนาดของแรงเสียดทานในแอก ILV วงจรนี้ใช้อุปกรณ์เบรกแบบนิวเมติก เมื่อทำการคำนวณมันถูกนำมาพิจารณาว่าในขณะที่หนังสติ๊กถูกกระตุ้นเครื่องบินจะทำการซ้อมรบแบบ "สไลด์" ในกรณีนี้มุมพิทช์คือ 24 °ซึ่งมีส่วนช่วยในการเร่งความเร็วของ ILV เนื่องจากการฉายของแรงโน้มถ่วงและความเร่งโน้มถ่วงด้านข้างที่เห็นได้ชัดในห้องเก็บสัมภาระคือ 3 m / s2 เชื้อเพลิงขีปนาวุธอุณหภูมิต่ำใช้กับอุณหภูมิการเผาไหม้ที่ความดันคงที่ 2200 K. ความดันสูงสุดในเครื่องกำเนิดก๊าซไม่ควรเกิน 200-105 Pa

ในตัวแปร 1 ที่มีกำลังสูงสุด 140 ตัน (โครงร่างที่มีเครื่องกำเนิดก๊าซสองคู่) หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.45 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางรูหัวฉีดคือ 27 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 4 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นของห้องแรกคือ 0.096 ตร.ม. และมวลประจุ 1.37 กก. (สำหรับแต่ละ GG) เส้นผ่านศูนย์กลางของการเปิดหัวฉีดของห้องที่สองคือ 53 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 7.7 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.365 ตร.ม. และมวลประจุ 4.95 กก. เส้นผ่านศูนย์กลางของห้องทำงานของกระบอกสูบกำลัง 225 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแกน 50 มม. เส้นทางของลูกสูบก่อนเริ่มเบรกคือ 5.0 ม.

ความเร่งสูงสุดของ ILV คือ 16.6 m / s2 ความเร็วของจรวดในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่คือ 12.7 m / s (เนื่องจากความยาวของไกด์เมื่อใช้หนังสติ๊กตามกฎแล้วจะมากกว่าระยะของหนังสติ๊กความเร็วของจรวดเมื่อออกจากไกด์จึงแตกต่างกัน จากความเร็วที่หนังสติ๊กส่งไปยังจรวด) อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบกำลังคือ 837 K ก้านคือ 558 K

ภาคผนวก 3 แสดงกราฟที่เกี่ยวข้องกับตัวเลือกนี้ เวลาเปิดเครื่องของ HG ตัวที่สองจะถูกเลือกในลักษณะที่แรงดันในกระบอกสูบยังคงไม่เปลี่ยนแปลง เมื่อคำนึงถึงการแพร่กระจายของเวลาจุดระเบิดของ GG ที่สองในสภาพจริงมันจะเริ่มช้ากว่าเวลาที่คำนวณไว้เล็กน้อยดังนั้นเส้นโค้งแรงดันในกระบอกสูบกำลังอาจมีการจุ่มเล็กน้อย หาก HS ที่สองเริ่มทำงานก่อนหน้านี้แรงดันกระชากที่ไม่ต้องการจะปรากฏขึ้นบนเส้นโค้ง ในรูป A3.1 แสดงการพึ่งพาของแรงดันในเครื่องกำเนิดก๊าซถังทำงานและในห้องเบรกเกี่ยวกับการเคลื่อนที่ของชิ้นส่วนที่เคลื่อนที่ของหนังสติ๊ก การแสดงความดันเป็นหน้าที่ของเส้นทางทำให้สามารถประเมินประสิทธิภาพของวงจรการทำงานของหนังสติ๊กได้ชัดเจนยิ่งขึ้นเนื่องจากงานที่ทำโดยมันเป็นสัดส่วนกับส่วนหนึ่งของแรง (ความดัน) ตามเส้นทาง ดังที่เห็นได้จากเส้นโค้งพื้นที่ของปริพันธ์ใกล้เคียงกับค่าสูงสุดที่เป็นไปได้ (โดยคำนึงถึงข้อ จำกัด ของแรงสูงสุด) การใช้ HG สองขั้นช่วยให้มีความเร็วสูง

สำหรับตัวเลือกที่ 2 (หนังสติ๊กที่มีกำลัง 160 ตัน) เส้นผ่านศูนย์กลางของกระบอกสูบเพิ่มขึ้นเป็น 240 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแกนเป็น 55 มม. หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.45 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางรูหัวฉีดคือ 28 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 4 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นคือ 0.112 ตร.ม. และมวลประจุ 1.43 กก. (สำหรับแต่ละ GG) เส้นผ่านศูนย์กลางของการเปิดหัวฉีดของห้องที่สองคือ 60 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในตัวตรวจสอบคือ 7.4 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.43 ตร.ม. และมวลประจุ 5.8 กก. ในเวลาเดียวกันความเร่ง ILV สูงสุดคือ 18.5 m / s2 ความเร็วของขีปนาวุธในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่คือ 13.4 m / s อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบ (850 K) และแกน (572 K) ในทางปฏิบัติไม่เปลี่ยนแปลง

จากนั้นให้พิจารณารูปแบบที่ถังกำลังทั้งสองขับเคลื่อนโดย GG สองตัวที่ถูกกระตุ้นอย่างต่อเนื่อง ในการทำเช่นนี้คุณต้องใช้ท่อร่วม (ท่อ) ขนาดใหญ่พอที่จะเชื่อมต่อเครื่องกำเนิดก๊าซกับถังก๊าซ ในรุ่นนี้และรุ่นต่อ ๆ ไปเราพิจารณาว่าท่อทำจากเหล็กที่มีความต้านทานความร้อนเพิ่มขึ้น 12MX จุดผลตอบแทน 280 MPa ที่อุณหภูมิ 293 K และ 170 MPa ที่อุณหภูมิ 873 K ซึ่งมีค่าสัมประสิทธิ์การนำความร้อนสูง

สำหรับรุ่น 3 ที่มีกำลัง 140 ตันเส้นผ่านศูนย์กลางของท่อเชื่อมต่อจะถือว่าเป็น 110 มม. และความหนาของผนัง 13 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของกระบอกไฟฟ้าเช่นเดียวกับรุ่น 1 คือ 220 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแท่งคือ 50 มม. หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.46 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางของรูหัวฉีดคือ 40 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 16 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นคือ 0.43 ตร.ม. และมวลประจุ 4.01 กก. เส้นผ่านศูนย์กลางของรูหัวฉีดของห้องที่สองคือ 84 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในตัวตรวจสอบคือ 8.0 มม. พื้นที่เริ่มต้นของพื้นผิวการเผาไหม้เท่ากับ 0.82 ตร.ม. และมวลของประจุเท่ากับ 11.0 กก.

ความเร่งสูงสุดของ ILV คือ 16.5 m / s2 ความเร็วของขีปนาวุธในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่เท่ากับ 12.65 m / s (น้อยกว่า 0.05 m / s ในตัวเลือกที่ 1) อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบกำลังคือ 755 K ก้านคือ 518 K (ลดลง 40-80 K เนื่องจากการสูญเสียความร้อนในท่อ) อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของท่อคือ 966 K. นี่เป็นอุณหภูมิที่ค่อนข้างสูง แต่ค่อนข้างยอมรับได้เนื่องจากความหนาของโซนที่ความต้านทานแรงดึงของวัสดุลดลงอย่างมีนัยสำคัญเนื่องจากความร้อนเพียง 3 มม.

สำหรับตัวแปรของหนังสติ๊กที่พัฒนาแรง 160 ตัน (ตัวแปร 4) เส้นผ่านศูนย์กลางของกระบอกสูบกำลังเท่ากับ 240 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของแกน 55 มม. และเส้นผ่านศูนย์กลางของท่อ 120 มม. หลังจากการคำนวณเบื้องต้นหลายชุดเวลาในการทำงานของห้องแรกจะถูกเลือกเท่ากับ 0.46 วินาทีและเส้นผ่านศูนย์กลางรูหัวฉีดคือ 43 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 16 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้นคือ 0.515 ตร.ม. และมวลประจุ 4.12 กก. เส้นผ่านศูนย์กลางของการเปิดหัวฉีดของห้องที่สองคือ 90 มม. เส้นผ่านศูนย์กลางของช่องในหมากฮอสคือ 7.8 มม. พื้นที่ผิวการเผาไหม้เริ่มต้น 0.95 ตร.ม. และมวลประจุ 12.8 กก. ในเวลาเดียวกันความเร่ง ILV สูงสุดคือ 18.4 m / s2 ความเร็วของขีปนาวุธในขณะที่แยกออกจากการเคลื่อนที่คือ 13.39 m / s อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของกระบอกสูบกำลังคือ 767 K แกนคือ 530 K อุณหภูมิสูงสุดของผนังด้านในของท่อคือ 965 K การลดลงของเส้นผ่านศูนย์กลางของท่อเป็น 95 มม. ทำให้อุณหภูมิของผนังเพิ่มขึ้นเป็น 1,075 K ซึ่งยังคงได้รับอนุญาต

โดยสรุปให้เราพิจารณาอิทธิพลของจำนวน GG ที่มีต่อความน่าเชื่อถือของหนังสติ๊ก GG ขั้นตอนเดียวจะให้ความน่าเชื่อถือสูงสุดด้วยความเร็วในการดีดจรวดขั้นต่ำ ในกรณีที่เครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักไม่สตาร์ทอุบัติเหตุจะไม่เกิดขึ้น อัตราการปล่อยก๊าซสามารถเพิ่มขึ้นได้โดยการเพิ่มอัตราการเผาไหม้เชื้อเพลิงตัวบ่งชี้ในกฎหมายการเผาไหม้ความดันเมื่อสิ้นสุดการทำงานของ GG ถึง 60-80 MPa (ความดันในกระบอกสูบกำลังและท่อยังคงไม่เปลี่ยนแปลง) เส้นผ่านศูนย์กลางของท่อ (ปริมาตรเริ่มต้น)

GG สองขั้นตอนทั่วไปมีความน่าเชื่อถือน้อยกว่า แต่ให้ความเร็วในการดีดจรวดเพิ่มขึ้น ในกรณีที่ไม่มีการเปิดตัวขั้นที่สองจะมีตัวเลือกใดตัวเลือกหนึ่งต่อไปนี้เกิดขึ้น: จรวดจะถูกขับออกไปด้วยความเร็วต่ำโดยไม่รวมการใช้งานเพิ่มเติมจรวดจะสัมผัสกับเครื่องบินโดยมีผลกระทบเล็กน้อย (ไม่สามารถปิดทางลาดได้อย่างสมบูรณ์

ความเป็นไปไม่ได้ที่จะเกิดแรงดันในภายหลังของห้องเก็บสัมภาระ) การเอียงหรือกระทบของขีปนาวุธบนเครื่องบินซึ่งนำไปสู่การพังทลายหรือไฟไหม้และในที่สุดทำให้เครื่องบินเสียชีวิต เพื่อเพิ่มความน่าเชื่อถือสำหรับกรณีนี้สามารถใช้มาตรการต่อไปนี้เพื่อป้องกันการพัฒนาที่แย่ลงของเหตุการณ์การทำซ้ำของระบบเปิดตัวเครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักขั้นที่สองและการเพิ่มขึ้นของเวลาการทำงานของเครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักขั้นแรก (เนื่องจากความเร็วในการออกของจรวดเมื่อเครื่องกำเนิดไฟฟ้าหลักขั้นแรกเท่านั้นที่ทำงานจะเพิ่มขึ้นมากจนผลที่ตามมาของการไม่เปิดตัวจะไม่เป็นอันตราย เปลี่ยนรูปแบบของเครื่องบินยกเว้นอุบัติเหตุเมื่อจรวดออกจากที่ความเร็วต่ำลง ควรสังเกตว่าในตัวเลือกที่อยู่ระหว่างการพิจารณาเมื่อมีการเรียกใช้ GG ตัวแรกเท่านั้นความเร็วในการออกจากขีปนาวุธจะลดลง 3-4 เมตร / วินาที

ก๊าซที่แตกต่างกัน เครื่องทำความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ เชื่อมโยงอย่างแยกไม่ออกกับความต้านทานอากาศพลศาสตร์ที่ร่างกายสัมผัสได้เมื่อเคลื่อนที่ในบรรยากาศ พลังงานที่ใช้ในการเอาชนะมันจะถูกถ่ายโอนบางส่วนไปยังร่างกายในรูปแบบของการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ เมื่อร่างกายเคลื่อนไหวการไหลย้อนกลับของก๊าซจะช้าลงใกล้พื้นผิว หากร่างกายเคลื่อนที่ด้วยความเร็วเหนือเสียงการชะลอตัวจะเกิดขึ้นก่อนในคลื่นกระแทกที่เกิดขึ้นด้านหน้าของร่างกายจากนั้นตรงที่พื้นผิวของมันซึ่งการชะลอตัวเกิดจากแรงหนืดที่บังคับให้โมเลกุลของก๊าซ "เกาะ" กับพื้นผิวทำให้เกิดชั้นขอบเขตที่เรียกว่า เมื่อการไหลลดลงพลังงานจลน์ของมันจะลดลงดังนั้นพลังงานภายในของก๊าซและอุณหภูมิจะเพิ่มขึ้น ดังนั้นเมื่อเครื่องบินบินด้วยความเร็วสูงกว่าความเร็วเสียงสามเท่า (ประมาณ 1 กม. / วินาที) อุณหภูมิของอากาศใกล้พื้นผิวจะอยู่ที่ประมาณ 400 K เมื่อเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลกด้วยความเร็วจักรวาลที่ 1 (ประมาณ 8 กม. / วินาที) จะถึง 8000 K และด้วยความเร็วจักรวาลที่ 2 (11.2 กม. / วินาที) - ประมาณ 11,000 K จากพื้นที่ของก๊าซที่มีอุณหภูมิสูงขึ้นความร้อนจะถูกถ่ายโอนไปยังร่างกายที่กำลังเคลื่อนที่ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์จะเกิดขึ้น การให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์มีสองรูปแบบคือการหมุนเวียนและการแผ่รังสี

การให้ความร้อนแบบ Convective เป็นผลมาจากการถ่ายเทความร้อนโดยการนำความร้อนจากด้านนอกส่วนที่ "ร้อน" ของชั้นขอบเขตไปยังพื้นผิวของร่างกาย ขึ้นอยู่กับความเร็วและระดับความสูงของเที่ยวบินรูปร่างและขนาดของร่างกายลักษณะของการไหล (ลามินาร์หรือปั่นป่วน) ในชั้นขอบเขต ในกรณีที่กระแสน้ำไหลเชี่ยวความร้อนแบบหมุนเวียนจะทวีความรุนแรงมากขึ้น เมื่อความเร็วในการบินเพิ่มขึ้นอีกอุณหภูมิของอากาศหลังคลื่นกระแทกและในชั้นขอบเขตจะเพิ่มขึ้นส่งผลให้เกิดการแยกตัวและการแตกตัวเป็นไอออนของโมเลกุลของก๊าซ อะตอมไอออนและอิเล็กตรอนที่เกิดจะแพร่กระจายไปยังบริเวณที่เย็นกว่าของการไหล - ไปยังพื้นผิวของร่างกายซึ่งจะเกิดปฏิกิริยาย้อนกลับ (การรวมตัวกันใหม่) ซึ่งนำไปสู่การปลดปล่อยความร้อน สิ่งนี้มีส่วนช่วยเพิ่มเติมในการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์แบบหมุนเวียน

ความร้อนจากการแผ่รังสีเกิดขึ้นเนื่องจากการถ่ายเทพลังงานที่เปล่งประกายจากบริเวณของก๊าซที่มีอุณหภูมิเพิ่มขึ้นไปยังพื้นผิวของร่างกาย บทบาทที่ยิ่งใหญ่ที่สุดคือการแผ่รังสีในบริเวณสเปกตรัมที่มองเห็นได้และ UV ด้วยความเร็วในการบินประมาณ 5 กม. / วินาทีอุณหภูมิของแก๊สที่อยู่เบื้องหลังคลื่นกระแทกจะถึงค่าที่แก๊สเริ่มแผ่ เมื่อบินในชั้นบรรยากาศของโลกด้วยความเร็วต่ำกว่าจักรวาลที่ 1 ความร้อนจากการแผ่รังสีจะมีขนาดเล็กเมื่อเทียบกับการหมุนเวียน ที่ความเร็วจักรวาลที่ 2 ค่าของพวกมันจะเข้าใกล้และที่ความเร็ว 13-15 กม. / วินาทีขึ้นไป (สอดคล้องกับการกลับมาของยานอวกาศสู่โลก) ส่วนแบ่งหลักของการให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์เป็นขององค์ประกอบการแผ่รังสี

การให้ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ยังมีบทบาทสำคัญในการไหลของก๊าซเหนือเสียงในช่องสัญญาณโดยเฉพาะในหัวฉีดของเครื่องยนต์จรวด ในชั้นขอบเขตบนผนังหัวฉีดอุณหภูมิของก๊าซอาจใกล้เคียงกับอุณหภูมิในห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์จรวด (สูงถึง 4000 K) ในกรณีนี้กลไกเดียวกันของการถ่ายเทพลังงานจะทำงานเช่นเดียวกับในชั้นขอบเขตบนพื้นผิวเครื่องบินอันเป็นผลมาจากความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์ของผนังของหัวฉีดเครื่องยนต์จรวด

ความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์มีความเกี่ยวข้องกับปัญหา "แผงกั้นความร้อน" ที่เกิดขึ้นในการพัฒนาเครื่องบินความเร็วเหนือเสียงยานปล่อยและยานอวกาศ แต่ถ้าในระหว่างการบินเหนือเสียงที่ยาวนานเพียงพอผิวของเครื่องบินจะร้อนขึ้นจนมีอุณหภูมิใกล้เคียงกับอุณหภูมิที่หยุดนิ่ง (ประมาณ 400 K) จากนั้นพื้นผิวของยานอวกาศเมื่อเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลกหรือดาวเคราะห์ดวงอื่นด้วยความเร็วมากกว่า 10-11 กม. / วินาทีจะเริ่มยุบลงอย่างหลีกเลี่ยงไม่ได้เนื่องจาก ความไม่สามารถของวัสดุทั่วไปที่จะทนต่ออุณหภูมิที่สูงเช่นนี้ (ประมาณ 6000-8000 K) ดังนั้นเพื่อต่อต้านความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์จึงใช้การป้องกันความร้อนในยานอวกาศ

Lit .: พื้นฐานของทฤษฎีการบินของยานอวกาศ ม. 2515; พื้นฐานของการถ่ายเทความร้อนในการบินและเทคโนโลยีจรวดและอวกาศ 2nd ed. ม., 2535

การให้ความร้อนแบบ AERODYNAMIC

ความร้อนของร่างกายที่เคลื่อนที่ด้วยความเร็วสูงในอากาศหรือก๊าซอื่น ๆ A. n. - ผลจากการที่โมเลกุลของอากาศที่บินเข้าสู่ร่างกายถูกยับยั้งใกล้กับร่างกาย หากทำการบินด้วยเสียงเหนือเสียง ความเร็วการชะลอตัวส่วนใหญ่เกิดขึ้นในคลื่นกระแทกที่เกิดขึ้นด้านหน้าร่างกาย การชะลอตัวของโมเลกุลของอากาศเพิ่มเติมเกิดขึ้นโดยตรงที่พื้นผิวของร่างกายรวมทั้ง ชั้นขอบเขต เมื่อการไหลของโมเลกุลของอากาศลดลงพลังงานของการเคลื่อนไหวที่วุ่นวาย (ความร้อน) จะเพิ่มขึ้นนั่นคืออุณหภูมิของก๊าซที่อยู่ใกล้พื้นผิวของร่างกายที่กำลังเคลื่อนที่จะเพิ่มขึ้น สูงสุด temp-pa ซึ่งก๊าซสามารถร้อนขึ้นในบริเวณใกล้เคียงกับร่างกายที่เคลื่อนไหวอยู่ใกล้เคียงกับที่เรียกว่า deceleration temp-re: T0 \u003d Tn + v2 / 2cp โดยที่ Tn คืออุณหภูมิอากาศขาเข้า v คือความเร็วในการบินของร่างกาย cf ความจุความร้อนของก๊าซคงที่ ความดัน. ตัวอย่างเช่นเมื่อบินด้วยความเร็วเหนือเสียง เครื่องบินที่มีความเร็วเสียงสามเท่า (ประมาณ 1 กม. / วินาที) อัตราการชะลอตัวต่อปีอยู่ที่ประมาณ 400 ° C และที่ทางเข้า cosm อุปกรณ์เข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลกจากจักรวาลที่ 1 ความเร็ว (ประมาณ 8 กม. / วินาที) อุณหภูมิเบรคสูงถึง 8000 ° C หากในกรณีแรกกินเวลานานพอ เที่ยวบินอุณหภูมิของผิวเครื่องบินอาจใกล้เคียงกับอุณหภูมิการชะลอตัวจากนั้นในกรณีที่สองพื้นผิวของอวกาศ อุปกรณ์จะเริ่มพังอย่างหลีกเลี่ยงไม่ได้เนื่องจากวัสดุไม่สามารถทนต่ออุณหภูมิที่สูงเช่นนี้ได้

จากบริเวณที่มีก๊าซเพิ่มขึ้น ความร้อนที่เกิดจากอุณหภูมิจะถูกถ่ายโอนไปยังร่างกายที่เคลื่อนไหว, A. n. A. n มีสองรูปแบบ - การหมุนเวียนและการฉายรังสี การให้ความร้อนแบบ Convective เป็นผลมาจากการถ่ายเทความร้อนจากภายนอกซึ่งเป็นส่วนที่ "ร้อน" ของชั้นขอบเขตไปยังพื้นผิวของร่างกายด้วยการเจาะ การนำความร้อนและการถ่ายเทความร้อนเมื่อเคลื่อนที่ด้วยกล้องจุลทรรศน์ องค์ประกอบของสิ่งแวดล้อม ในเชิงปริมาณฟลักซ์ความร้อนหมุนเวียนจะถูกกำหนดจากอัตราส่วน: qk \u003d a (Te-Tw) โดยที่ Te คืออุณหภูมิสมดุล - ต่อปี (อุณหภูมิที่ จำกัด ซึ่งพื้นผิวของร่างกายอาจร้อนขึ้นหากไม่มีการกำจัดพลังงาน), Tw - อุณหภูมิจริงของพื้นผิวและ - ค่าสัมประสิทธิ์ การถ่ายเทความร้อนแบบหมุนเวียนขึ้นอยู่กับความเร็วและระดับความสูงของเที่ยวบินรูปร่างและขนาดของร่างกายรวมถึงปัจจัยอื่น ๆ temp-pa Te สมดุลใกล้เคียงกับอุณหภูมิเบรก coeff การพึ่งพา จากพารามิเตอร์ที่ระบุจะถูกกำหนดโดยระบบการไหลในชั้นขอบเขต (เคลือบหรือปั่นป่วน) ในกรณีที่กระแสน้ำไหลเชี่ยวความร้อนแบบหมุนเวียนจะทวีความรุนแรงมากขึ้น นี่เป็นเพราะความจริงที่ว่านอกจากท่าเรือ การนำความร้อนพัลส์ความเร็วปั่นป่วนในชั้นขอบเขตเริ่มมีบทบาทสำคัญในการถ่ายเทพลังงาน

เมื่อความเร็วในการบินเพิ่มขึ้นอุณหภูมิของอากาศหลังคลื่นกระแทกและในชั้นขอบเขตจะเพิ่มขึ้นซึ่งเป็นผลมาจากการแยกตัวและการแตกตัวเป็นไอออนของโมเลกุล อะตอมไอออนและอิเล็กตรอนที่เกิดจะแพร่กระจายไปยังบริเวณที่เย็นกว่า - ไปยังพื้นผิวของร่างกาย ที่นั่นปฏิกิริยาย้อนกลับ (การรวมตัวกันใหม่) เกิดขึ้นดำเนินการโดยการปล่อยความร้อน สิ่งนี้ช่วยเสริม การมีส่วนร่วมในการหมุนเวียน A. n.

เมื่อถึงความเร็วในการบิน \u003d 5,000 m / s อุณหภูมิหลังคลื่นกระแทกจะถึงค่าที่ก๊าซเริ่มแผ่พลังงาน เนื่องจากการถ่ายเทพลังงานจากบริเวณที่มีการแผ่รังสีเพิ่มขึ้น อุณหภูมิจับกลุ่มที่พื้นผิวของร่างกายเกิดรังสี ความร้อน. ในกรณีนี้การแผ่รังสีจะมีบทบาทสำคัญที่สุดในบริเวณที่มองเห็นได้และ UV ของสเปกตรัม เมื่อบินในชั้นบรรยากาศของโลกด้วยความเร็วต่ำกว่ารังสีคอสมิกที่ 1 เครื่องทำความร้อนมีขนาดเล็กเมื่อเทียบกับความร้อนแบบหมุนเวียน ที่จักรวาลที่ 2 ความเร็ว (11.2 กม. / วินาที) ค่าของมันจะใกล้เคียงและที่ความเร็วในการบิน 13-15 กม. / วินาทีขึ้นไปซึ่งสอดคล้องกับการกลับมาของวัตถุสู่โลกหลังจากบินไปยังดาวเคราะห์ดวงอื่นเป็นหลัก การมีส่วนร่วมนั้นทำโดยการฉายรังสี ความร้อน.

ก. n. มีบทบาทสำคัญในการคืนพื้นที่สู่ชั้นบรรยากาศของโลก อุปกรณ์ เพื่อต่อสู้กับ A. n. บิน. อุปกรณ์มีอุปกรณ์พิเศษ ระบบป้องกันความร้อน มีวิธีการป้องกันความร้อนแบบแอคทีฟและพาสซีฟ ในวิธีการที่ใช้งานอยู่สารหล่อเย็นที่เป็นก๊าซหรือของเหลวจะถูกบังคับให้จ่ายไปยังพื้นผิวที่ได้รับการป้องกันและเข้ายึดหลัก ส่วนหนึ่งของความร้อนที่เข้าสู่พื้นผิว สารหล่อเย็นที่เป็นก๊าซจะปิดกั้นพื้นผิวจากผลกระทบของอุณหภูมิสูง สภาพแวดล้อมและสารหล่อเย็นเหลวซึ่งก่อตัวเป็นฟิล์มป้องกันบนพื้นผิวจะดูดซับความร้อนที่เหมาะสมกับพื้นผิวเนื่องจากความร้อนและการระเหยของฟิล์มรวมถึงการให้ความร้อนของไอระเหยในภายหลัง ในวิธีการป้องกันความร้อนแบบพาสซีฟผลของฟลักซ์ความร้อนจะถูกสันนิษฐานโดยพิเศษ วิธีที่สร้างขึ้นจากภายนอก เปลือกหรือพิเศษ เคลือบใช้กับฐาน ออกแบบ. การป้องกันความร้อนจากรังสีขึ้นอยู่กับการใช้งานเป็นส่วนขยาย เปลือกของวัสดุที่รักษาที่อุณหภูมิสูงเพียงพอเชิงกล ความแข็งแรง. ในกรณีนี้ฟลักซ์ความร้อนเกือบทั้งหมดที่เข้าใกล้พื้นผิวของวัสดุดังกล่าวจะถูกปล่อยกลับไปที่การผลิตโดยรอบ

แพร่หลายมากที่สุดในอวกาศ เทคโนโลยีได้รับการป้องกันความร้อนโดยใช้สารเคลือบที่ทำลายได้เมื่อโครงสร้างที่ได้รับการป้องกันถูกปกคลุมด้วยชั้นพิเศษ วัสดุซึ่งส่วนหนึ่งที่อยู่ภายใต้อิทธิพลของการไหลของความร้อนสามารถถูกทำลายได้อันเป็นผลมาจากกระบวนการหลอมการระเหยการระเหิดและสารเคมี ปฏิกิริยา ในกรณีนี้ DOS. ส่วนหนึ่งของความร้อนที่เหมาะสมจะถูกใช้ไปกับการใช้งาน Decomp ทางกายภาพและทางเคมี การเปลี่ยนแปลง อุปสรรคเพิ่มเติม ผลกระทบเกิดขึ้นเนื่องจากการเป่าเข้าไปในส่วนต่อขยาย สภาพแวดล้อมของผลิตภัณฑ์ก๊าซที่ค่อนข้างเย็นจากการทำลายวัสดุป้องกันความร้อน ตัวอย่างของการสลายตัวของสารเคลือบป้องกันความร้อนคือไฟเบอร์กลาสและพลาสติกอินทรีย์อื่น ๆ และออร์กาโนซิลิกอน สารยึดเกาะ เพื่อเป็นการปกป้องอากาศยานจากก. ยังใช้คอมโพสิตคาร์บอน - คาร์บอน วัสดุ

- ในการวางผังเมือง - ค่าสัมประสิทธิ์มาตรฐานของความดันลมหรือความต้านทานด้านหน้าของพื้นผิวของโครงสร้างอาคารหรือโครงสร้างซึ่งความดันลมความเร็วสูงจะถูกคูณเพื่อให้ได้ค่าคงที่ ...
พจนานุกรมการก่อสร้าง
- สถาบันวิจัยแห่งแรกในรัสเซียที่ทำการวิจัยเกี่ยวกับอากาศพลศาสตร์เชิงทฤษฎีและเชิงทดลอง ...
สารานุกรมเทคโนโลยี
- การคำนวณการเคลื่อนที่ของเครื่องบินเป็นจุดวัสดุภายใต้สมมติฐานว่าสภาวะสมดุลโมเมนต์เป็นที่พอใจ ...
สารานุกรมเทคโนโลยี
- ชุดของมาตรการและวิธีการที่ใช้ในการติดตั้งทดลองและยืนหรือในสภาพการบินการสร้างแบบจำลองกระแสอากาศและปฏิสัมพันธ์ของกระแสน้ำกับการตรวจสอบ
สารานุกรมเทคโนโลยี
- บริเวณกระแสน้ำวนด้านหลังเครื่องบินที่บินหรือเครื่องบินอื่น ๆ ...
สารานุกรมเทคโนโลยี
- การเพิ่มขึ้นของอุณหภูมิของร่างกายที่เคลื่อนที่ด้วยความเร็วสูงในอากาศหรือก๊าซอื่น ๆ A. i. เป็นผลมาจากการชะลอตัวของโมเลกุลของก๊าซที่อยู่ใกล้พื้นผิวของร่างกาย ดังนั้นที่ทางเข้าสู่จักรวาล ...
วิทยาศาสตร์ธรรมชาติ. พจนานุกรมสารานุกรม
- แรงแอโรไดนามิกและโมเมนต์ ...
- ความร้อนของร่างกายที่เคลื่อนที่ด้วยความเร็วสูงในอากาศหรือก๊าซอื่น ๆ ก. n. - ผลจากการที่โมเลกุลของอากาศที่โจมตีร่างกายถูกยับยั้งใกล้ร่างกาย หากทำการบินด้วย ...
สารานุกรมแห่งสหภาพโซเวียตที่ยิ่งใหญ่
- ...
ด้วยกัน. นอกเหนือ. ยัติภังค์ พจนานุกรมอ้างอิง
- ...
พจนานุกรมการสะกดคำของภาษารัสเซีย
- AERODYNAMICS - และดี สาขาวิชาพลศาสตร์ที่ศึกษาการเคลื่อนที่ของอากาศและก๊าซอื่น ๆ และปฏิสัมพันธ์ของก๊าซกับร่างกายในกระแส ...
พจนานุกรมอธิบายของ Ozhegov
- AERODYNAMIC, อากาศพลศาสตร์, อากาศพลศาสตร์ adj. ถึงอากาศพลศาสตร์ ...
พจนานุกรมอธิบายของ Ushakov
- พลศาสตร์ adj. 1.rel. ด้วยคำนาม อากาศพลศาสตร์ที่เกี่ยวข้อง 2 ...
พจนานุกรมอธิบายของ Efremova
- ...
การอ้างอิงพจนานุกรมการสะกด
- อากาศพลศาสตร์ "...
พจนานุกรมการสะกดคำภาษารัสเซีย
- ...
แบบฟอร์ม Word

"AERODYNAMIC HEATING" ในหนังสือ

เครื่องทำความร้อนความถี่สูง

จากหนังสือ Great Soviet Encyclopedia (YOU) ของผู้เขียน TSB

ช่วงเวลาอากาศพลศาสตร์

TSB

เครื่องทำความร้อนตามหลักอากาศพลศาสตร์

จากหนังสือ Great Soviet Encyclopedia (AE) ของผู้เขียน TSB

เครื่องทำความร้อนอิเล็กทริก

จากหนังสือ Great Soviet Encyclopedia (DI) ของผู้เขียน TSB

การเหนี่ยวนำความร้อน

TSB

เครื่องทำความร้อนอินฟราเรด

จากหนังสือ Great Soviet Encyclopedia (IN) ของผู้เขียน TSB

เครื่องทำความร้อนโลหะ

จากหนังสือ Great Soviet Encyclopedia (NA) ของผู้เขียน TSB

ติดตามอากาศพลศาสตร์

จากหนังสือ Great Soviet Encyclopedia (SL) ของผู้เขียน TSB

7.1.1 ต้านทานความร้อน

ผู้เขียน ทีมงานผู้เขียน

7.1.1 RESISTIVE HEAT ระยะเวลาเริ่มต้น การทดลองครั้งแรกเกี่ยวกับตัวนำความร้อน ไฟฟ้าช็อต เป็นของศตวรรษที่สิบแปด ในปีค. ศ. 1749 บีแฟรงคลิน (สหรัฐอเมริกา) ในขณะที่ศึกษาการปล่อยโถ Leyden ได้ค้นพบความร้อนและการหลอมของสายโลหะและในเวลาต่อมา