Курсовая работа. ПЗ_Бурдук Д. Е.. Пояснительная записка содержит 37 листов текста, 8 таблиц, 16 рисунков. Графическая часть выполнена на 4 листах формата А
 Скачать 1.49 Mb.
|
|
Министерство науки и высшего образования Российской Федерации ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ ОРЕНБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ Аэрокосмический институт Кафедра летательных аппаратов КУРСОВАЯ РАБОТА по дисциплине Конструкция узлов и агрегатов летательных аппаратов Расчет основных параметров, разработка компоновки летательного аппарата Пояснительная записка ОГУ 24.03.01.3121.737 ПЗ Руководитель др техн. наук, профессор _______ АД. Припадчев «___»___________2021 г. Студент группы 18РКК(ба)Рс _______ ДЕ. Бурдук «___»___________2021 г. Оренбург 2021 Лист 2 Оренбург 2021 Аннотация Курсовая работа посвящена проектированию управляемой ракеты класса «воздух-воздух». Большое место в работе уделено умению пользоваться нормативной и справочной литературой. Задачей курсовой работы является разработка конструкции управляемой ракеты, удовлетворяющей заданным тактико-техническим требованиям, способной обеспечить эффективное поражение цели. В работе рассматриваются тактико-технические характеристики аналоговых управляемых ракет. Пояснительная записка содержит 37 листов текста, 8 таблиц, 16 рисунков. Графическая часть выполнена на 4 листах формата А. Изм. Лист № докум. Подпись Дата Лист 3 ОГУ 24.03.01.3121 737 ПЗ Разраб. Бурдук ДЕ. Пров. Припадчев АД. Н. контр. Утв. Расчет основных параметров, разработка компоновки летательного аппарата Лит. Листов 37 18РКК(ба)РС КР Содержание Введение ........................................................................................................... 4 Проектирование управляемой ракеты ..................................................... 5 Анализ конструкций управляемых ракет аналогичного назначения ....................................................................................... 5 Формирование облика проектируемой управляемой ракеты .... 9 Определение геометрических параметров и массы проектируемой управляемой ракеты .......................................... 13 Общая компоновка проектируемой управляемой ракеты ........ 22 Выбор двигательной установки .................................................. 24 Расчет центровки проектируемой управляемой ракеты ........... 27 Выбор конструкционных и композиционных материалов ....... Заключение .................................................................................................... Список использованных источников .......................................................... 37 Лист 4 Введение Управляемая ракета класса «воздух-воздух» – ракета, входящая в состав подвесного вооружения самолётов, предназначенная для поражения и сопровождения различных воздушных целей. Управляемая ракета представляет собой беспилотный летательный аппарат, на борту которого установлены аппаратура радиолокационного управления, реактивный двигатель, гироскопическая система и боевая часть. Управляемые ракеты являются составной частью подвесного вооружения авиационных комплексов. Основной вопрос в разработке управляемых ракет состоит в обеспечении рационального соотношения между стоимостью и качеством готового изделия. Это осуществляется путем повышения технологического совершенства конструкции. Современные управляемые ракеты способны поражать воздушные цели, имеющие высокие скорости полета, значительно превышающие скорость звука, на дальностях от нескольких сотен метров до десятков километров. Их масса и габариты различны и зависят от условий боевых задач. Лист 5 1 Проектирование управляемой ракеты 1.1 Анализ конструкций управляемых ракет аналогичного назначения На предпроектном исследовании проведем анализ конструкции управляемой ракеты аналогичного назначения. В основу анализа берется информация об аналогах, разбор их тактико-технических характеристики конструкции. 1.1.1 Управляемая ракета AIM-54 Феникс Разработка Феникса (рисунок 1.1) началась в конце х годов, после прекращения проекта ВМС США палубного истребителя Douglas F6D «Missileer» с ракетой большой дальности AAM-N-10 «Eagle». Работы над новой ракетой, получившей в ВМС обозначение AAM-N-11, были начаты компанией Хьюз, одновременно с разработкой системы управления огнём AN/AWG-9. В разрабатываемой ракете и СУО использовались технологии отработанные до этого на ракете AIM-47 «Falcon» и СУО AN/ASG-18 программы YF-12A ВВС США. Рисунок 1.1 – Управляемая ракета AIM-54A «Phoenix» под крылом перехватчика F-14A «Tomcat» Изначально, комбинация Phoenix/AWG-9 должна была стать основным вооружением палубного F-111B планировавшегося как истребитель для завоевания превосходства в воздухе и перехватчик дальнего действия. В июне 1963 года, при смене системы обозначений AAM-N-11 стали обозначать как AIM-54A. Лётные испытания опытного образца XAIM-54A начались в 1965 году, а первый управляемый перехват успешно выполнен в сентябре 1966 года. Программа испытаний Phoenix ещё продолжалась, когда проект разработки F-111B был отменна и AN/AWG-9 были включены в состав вооружения F-14 Tomcat, взявшего на себя роль F-111B. Первые серийные ракеты AIM-54A были отгружены в 1973 году и были готовы к размещению вместе с первой эскадрильей F-14A в 1974 году. В таблице 1.1 обозначены тактико-технические характеристики Лист 6 управляемой ракеты AIM-54A Феникс и её последующих модификаций. Таблица 1.1 – Тактико-технические характеристики ракеты AIM-54. AIM-54 Максимальная дальность пуска, км 150 Минимальная дальность пуска, км 3.5 Длинам Диаметр корпуса, мм 318 Размах крыла, мм 925 Размах рулей, мм 925 Стартовая масса, кг 460 Максимальная скорость полёта, М 5 Масса боевой части, кг 60 Отсек боевой части WAU-19/B Взрыватель DSU-28/B Маршевый РДТТ Rocketdyne Flexadyne Mk 47 1.1.2 Управляемая ракета КР (рисунок 1.2) — одна из наиболее распространённых в мире ракет класса «воздух—воздух» малой дальности. Разработана в Советском Союзе как аналог американской ракеты AIM-9 «Sidewinder» путём анализа обломков ракет, предоставленных Китаем. В качестве платы за предоставленные образцы, документация на ракету Р была передана Китаю. Там ракета производилась под индексом PL-2. Находится на вооружении множества государств. Рисунок 1.2 – Управляемая ракета К Разработка управляемой ракеты класса «воздух-воздух» средней дальности К началась в ОКБ в 1958 году. При разработке были использованы образцы предоставленной Китаем американской ракеты AIM-9 Sidewinder — одна из неразорвавшихся, после воздушных боёв Второго Тайваньского кризиса, ракет после поисков была найдена в прибрежной грязи и предоставлена СССР вначале года. Ещё одним образцом послужила неразорвавшаяся AIM-9B, доставленная на аэродром китайским МиГ-17 в собственном фюзеляже. Эта ракета была выпущена тайваньским F-86 Sabre вовремя воздушного боя 28 сентября 1958 года, но после попадания не взорвалась. Ракета К представляла собой почти полную копию американской ракеты. Исключения составили ТПГСН и ракетное топливо, которые были Лист 7 разработаны советскими учёными. Серийное производство ракеты началось в 1960 году. Последующая проверка этой серии ракет, захваченных НАТО, показала, что детали от AIM-9 могут быть совместимы с деталями от К и такая комбинация будет работать. В таблице 1.2 представлены тактико-технические характеристики управляемой ракеты К. Таблица 1.2 – Тактико-технические характеристики ракеты К К Максимальная дальность полёта, км 15 Минимальная дальность полёта, км 0.9 Длина ракеты, мм 2875 Диаметр корпуса, мм 127 Стартовая масса, кг 87.7 Время управляемого полёта, с 54 Максимальная скорость, мс 550 Боевая часть, кг Осколочно-фугасная, 11.3 Двигательная установка ПРД-240 1.1.3 Управляемая ракета «Skyflash» «Скайфлэш» – британская ракета класса «воздух-воздух» средней дальности (рисунок 1.3), оснащённая полуактивной радиолокационной головкой самонаведения, производившаяся группой подрядчиков во главе с компанией «Бритиш аэроспейс». Ведёт своё происхождение от американской ракеты «Спарроу», может использоваться на истребителях Фантом и перехватчиках Торнадо Королевских ВВС, Торнадо ВВС Италии и Саудовской Аравии и истребителе «Вигген» ВВС Швеции. Ракета заменяется более совершенной американской ракетой «Амраам». Рисунок 1.3 – Управляемая ракета «Скайфлэш» Появление «Скайфлэш» стало результатом выполнения в конце х годов британского плана разработки инверсной моноимпульсной ГСН для ракеты «Спарроу» (модели AIM-7E-2) британским филиалом компании «Дженерал электрики специалистами Королевского авиационного института. В январе 1973 года, после показа достигнутых результатов в Штабе Королевских ВВС были выпущены требования № 1219 на разработку Лист 8 ракеты с кодом проекта XJ.521. Подрядчики «Хокер Сиддли», «Маркони» (Marconi Space and Defence Systems подразделение GEC по управляемым вооружениям в Стэнморе) и «Торн-Эми» ив Хайесе, графство Мидлсекс, Большой Лондон. Главным субподрядчиком выступала американская компания «Райтеон» (Raytheon Missile Systems Division) в Бедфорде, штат Массачусетс. В качестве двигательных установок использовались твердотопливные двигатели Mk.52 Mod.2 компании Бристоль Аэроджет» и Mk.38 Mod.4 компании «Рокетдайн»; на поздние модификации устанавливался двигатель Aerojet Hoopoe. Испытания ракеты показали возможность её успешного функционирования в условиях активного применения противником средств электронного противодействия и способность поражать цели в самых различных условиях, атакуя высотные цели припуске с низких высот (от 100 ми низколетящие цели (от 75 мс высоколетящего истребителя. В 1978 году ракета была принята на вооружение Фантом в варианте исполнения названным позднее как серия 3000 Pre TEMP (англ. Tornado Embodied Modification Package). В 1985 году, Фантомы были заменены на истребитель ПВО Торнадо (Tornado ADV — Air Defence Variant), на котором, как и на Фантоме, ракеты «Скайфлэш» размещались в полуутопленных нишах на подбрюшье самолета (с целью уменьшения лобового сопротивления. При этом, на ADV дополнительно устанавливалась гидравлическая трапеция компании «Фрейзер-Нэш», которая позволяла выводить ракету за пределы корпуса носителя в набегающий воздушный поток до зажигания двигателя, что гарантирует отсутствие влияния турбулентностей подфюзеляжного слоя напуск. Изменения конструкции «Скайфлэш» по размещению ответных узлов крепления гидравлической трапеции в теле ракеты, включению в состав автопилота электроники управления ориентацией пуска (англ. Launch Attitude Control electronics) и улучшению формы крыльевых поверхностей привели к появлению серии ракет обозначаемой 5000 TEMP. В таблице 1.3 представлены тактико-технические характеристики управляемой ракеты «Скайфлэш». Таблица 1.3 – Тактико-технические характеристики управляемой ракеты «Скайфлэш» Skyflash Масса, кг 193 Диаметр, мм 203 Размах крыла, м 1.02 Дальность полёта, км 45 Скорость, М 2 Система наведения комбинированная инерциальная + моноимпульсная полуактивная радиолокационная головка самонаведения Лист 9 компании Marconi Боевая часть, кг Стержневого типа с неконтактным взрывателем, 39.5 Двигательная установка РДТТ Aerojet Mk.52 Mod.2 или Rocketdyne Mk.38 Mod 4 Длинам Проведя анализ конструкций управляемых ракет можно сделать вывод о том, что более близким аналогом к проектируемой управляемой ракете является ракета К, по сколько она имеет наиболее подходящие к заданию тактико-технические характеристики. 1.2 Формирование облика проектируемой управляемой ракеты 1.2.1 Назначение и принцип действия управляемой ракеты Проектируемая управляемая ракета малой дальности назначена для поражения или сопровождения самолетов противника в соответствии с убойной силой ракеты, обладающих сверхзвуковой скоростью на расстоянии от 2 до 17 километров и на высоте от 5 до 20 километров. Старт производится с балочного держателя самолёта. Для сравнительной оценки эффективности управляемых ракет класса «воздух-воздух» применяют ряд следующих характеристик - Эффективная дальность пуска по неманеврирующей цели Дальность пуска по цели, которая не подозревает об атаке и не производит каких-либо манёвров уклонения, с высокой вероятностью её поражения. В англоязычной литературе называется Launch Success Zone. - Максимальная наклонная дальность Максимальное прямое расстояние между самолётом-носителем и целью чем оно больше у данной ракеты, тем больше вероятность поразить ею цель. В англоязычной литературе называется F-Pole. - Эффективная дальность пуска Дальность пуска, при которой достигается высокая вероятность поражения активно уклоняющейся цели. Диапазон эффективных дальностей обычно имеет коническую форму, которая зависит от типа ракеты. Длина конуса зависит от скорости и дальности полёта ракеты, а также чувствительности ГСН. Диаметр воображаемого конуса определяется манёвренностью ракеты и угловыми скоростями поворота ГСН. В англоязычной литературе диапазон эффективных пусков называют No-Escape Zone. Точность наведения Вероятность попадания вкруг заданного радиуса. Ракеты с радиолокационной ГСН имеют вероятность 0,8—0,9 попадания вкруг радиусом 10 м. Ракеты с инфракрасной ГСН более точные и при той же вероятности попадают вкруг радиусом 3—5 м. Ошибки самонаведения Лист 10 ракеты имеют случайный и динамический характер. Первые связаны с шумами сигнала (шумы электронной аппаратуры, помехи, угловые флуктуации сигнала, вторые возникают из-за противоракетного маневрирования цели и сбоев в аппаратуре наведения. 1.2.2. Общий вид управляемой ракеты Обеспечение эффективного выполнения традиционных для летательных аппаратов (ЛА) функций является целью проектирования нового ЛА. Данную цель можно достичь с помощью решения проектных задач. Решение этих задач осуществляется в процессе аэродинамической компоновки ЛА на основе процедур с применением автоматизированных средств проектирования. Успех автоматизации проектирования в значительной мере зависит от возможности и умения проектировщика корректно поставить задачу проектирования и дать завершенный алгоритм ее решения, те. формализовать ее. При этом необходимо учитывать, что три составляющие инженерного проектирования – изобретательство, анализ и принятие решений – не в одинаковой степени поддаются формализации. Это обстоятельство делает невозможным создание полностью автоматических систем проектирования, оставляя в качестве единственно возможного пути создание человеко-машинных систем автоматизированного проектирования. В основе анализа и принятия решений, которые в значительно большей степени, чем изобретательство, подвержены формализации, лежит математическое и физическое моделирование. Математическое моделирование базируется на известных физических законах, описывающих отдельные аспекты проектирования ЛА. Физическое же моделирование направлено на исследование новых закономерностей, либо непредсказуемых теоретически, либо требующих экспериментальной проверки для подтверждения выдвигаемых гипотез. При этом, когда разрабатывается новый облик ЛА, базирующийся на еще не апробированных технических концепциях, роль и объем имитационного и физического моделирования возрастает, а следовательно, уменьшается возможная степень автоматизации проектирования облика ЛА. Задача проектирования облика ЛА формулируется следующим образом найти такой вектор параметров, характеризующих форму, структуру и размеры ЛА, который бы обеспечивал удовлетворение требований и ограничений, предъявляемых к проектируемому облику ЛА, и достижение минимума (максимума) целевой функции. При проектировании ЛА применяется символьное (числовое) представление их облика набором (вектором) параметров. Число параметров, с достаточной степенью подробности характеризующих структуру, архитектуру и размеры ЛА и подлежащих определению в процессе формирования облика, достаточно велико. Вместе стем, как показывает практика и теоретические исследования, наряду с такими показателями, как схема ЛА (нормальная, утка, «бесхвостка» и т.д.), схема силовой установки Лист 11 тип двигателей и воздухозаборников и т.д.), основными размерными параметрами, определяющими облик ЛА, являются проектное значение взлетной массы ЛА, площадь крыла и стартовая тяга двигателей. Таким образом, облик – это комплексная качественная характеристика, отражающая наиболее общие признаки объекта. Рассмотрим варианты аэродинамических схем управляемых ракет. По расположению крыльев и рулей относительно центра масс ракеты различают следующие – нормальная схема, изображенная на рисунке 1.4. В этой схеме рули и стабилизатор расположены позади крыльев в хвостовой части ракеты. Рисунок 1.4 – Нормальная схема – схема «бесхвостка», показана на рисунке 1.5. Данная схема является разновидностью нормальной схемы. Здесь крылья выполняют функции как крыльев, таки стабилизаторов и отличаются большей стреловидностью и малым размахом. Рисунок 1.5 – Аэродинамическая схема «бесхвостка» – схема утка. В аэродинамической схеме утка рули находятся в головной части ракеты (впереди центра масса крылья, выполняющие и функцию стабилизатора, расположены в хвостовой части корпуса ракеты, как указано на рисунке 1.6. Эта схема удобна сточки зрения компоновки ракеты, так как рулевые машинки могут быть расположены близко к рулям. Рисунок 1.6 – Аэродинамическая схема утка – схема летающее крыло. В данной аэродинамической схеме крылья расположены около (несколько впереди) центра масс и наряду с функцией крыла выполняют функцию рулей, рисунок 1.7. Неподвижные стабилизаторы Лист 12 расположены в хвостовой части. Рисунок 1.7 – Аэродинамическая схема летающее крыло Выбор аэродинамической схемы управляемой ракеты определен уткой с Х-образным расположением крыльев и рулей ввиду её преимуществ относительно класса разрабатываемой ракеты. Форма крыльев трапецевидная, почти треугольная. Общий вид проектируемой управляемой ракеты малой дальности класса «воздух-воздух» представлен на рисунке 1.8. Рисунок 1.8 – Общий вид проектируемой управляемой ракеты Крыло с несущим профилем в большинстве случаев обладает пикирующим моментом, то есть при обтекании его потоком воздуха кроме подъёмной силы возникает ещё и момент силы, стремящийся повернуть крыло передней кромкой вниз. Для сохранения стабильного положения ракеты в пространстве необходимо компенсировать пикирующий момент. При классической аэродинамической схеме для этого используют стабилизатор (горизонтальное оперение) расположенный позади крыла и создающий отрицательную подъёмную силу, то есть как бы опускающий хвостовую часть ракеты вниз. При этом общая подъёмная сила ракеты уменьшается на величину опускающей силы стабилизатора. Это называется потерей на балансировку. В схеме утка для компенсации пикирующего момента основного Лист 13 крыла стабилизатор, размещённый впереди крыла, создаёт положительную подъёмную силу, поддерживает носовую часть ракеты. Подъёмные силы горизонтальных плоскостей (крыльев и стабилизатора) направлены водном направлении и складываются. Получается, что стабилизатор также является несущей поверхностью. Ракеты, сделанные по схеме утка, управляются по тангажу без потерь подъёмной силы на балансировку, имеют лучшую грузоподъёмность на единицу площади горизонтальных поверхностей и лучшую маневренность по тангажу. Указанные свойства аэродинамической схемы позволяют рассчитывать на получение более высоких несущих свойств и более высокого аэродинамического качества ракеты. Корпус УР цилиндрический, диаметром 184 мм, с конической носовой частью и коническим хвостовым отсеком с сужением корм 0.342. Размеры, форма в плане и взаимное расположение передних плоскостей, крыльев и рулей выбраны при условии получения оптимальных аэродинамических характеристики удобства компоновки оборудования в корпусе ракеты. |