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.
|
|
1.3 Определение геометрических параметров и массы проектируемой управляемой ракеты Крыло цельное, без силового набора, с расположенным на нём управляемым закрылком. Крыло трапециевидной формы, почти треугольной, сделано из композиционных материалов. Консоль крыла представлена на рисунке 1.9. Рисунок 1.9 – консоль крыла Основные геометрические характеристики крыла – толщина профиля — с = 20 мм Лист 14 – концевая хорда — 𝑏 𝑘 = 98.85 мм – бортовая хорда — 𝑏 𝛿 = 595 мм – корневая хорда — 𝑏 0 = 743.02 мм – размах крыла — 𝑙 = 608 мм – размах консолей крыла — 𝑙 𝑘 = 212 мм – угол стреловидности передней кромки крыла — 𝑋 1 = 1.13 рад – угол стреловидности крыла (по линии четвертей хорд) — 𝑋 = 1 рад – угол стреловидности по линии середин хорд крыла — 𝑋 05 = 0.77 рад Среднюю хорду крыла (с, мм) вычисляют по формуле 𝑏 𝑐 = 𝑏 0 + 𝑏 𝑘 2 , (1.1) 𝑏 𝑐 = 98.85 + 743.02 2 = 420.76. Площадь крыла в плане, включая подфюзеляжную часть (мм, вычисляют по формуле 𝑆 = 𝑙 2 ∙ 2 ∙ 𝑏 𝑘 + 𝑏 0 2 , (1.2) 𝑆 = 608 2 ∙ 2 ∙ 743.02 + 98.85 2 = 2.559 ∙ 10 Удлинение крыла с подфюзеляжной частью (кр) вычисляют по формуле кр c , (1.3) кр c = 608 420.76 = 1.444. Сужение крыла с подфюзеляжной частью (кр) вычисляют по формуле 𝜂 кр = 𝑏 0 𝑏 кр , (1.4) 𝜂 кр = 743.02 98.85 = Относительную толщину профиля крыла (с) вычисляют по формуле Лист 15 с̅ = с 𝑏 , (1.5) с̅ = 20 98. .85 = Площадь консолей крыла в плане ( 𝑆, мм) вычисляют по формуле 𝑆 к = 𝑙 к 2 ∙ 2 ∙ 𝑏 𝑘 + 𝑏 𝛿 2 , (1.6) к 2 ∙ 2 ∙ 98.85 + 595 2 = 7.355 ∙ 10 Удлинение консоли крыла (к) вычисляют по формуле 𝜆 к = 𝑙 к 2 𝑆 к , (1.7) 𝜆 к = 44944 7.355 ∙ 10 4 = Сужение консоли крыла (кр) вычисляют по формуле 𝜂 кр = 𝑏 𝛿 𝑏 к , (1.8) 𝜂 кр = 595 98.85 = Среднюю аэродинамическую хорду крыла ( 𝑏 𝑎 ) вычисляют по формуле 𝑏 𝑎 = 2 ∙ [1 + кр+ (кр ∙ 𝑏 0 кр (1 + кр 503.084. (1.9) Среднюю аэродинамическую хорду консолей крыла (к) вычисляют по формуле к ∙ [1 + к+ (к ∙ к (1 + к 406.055. (1.10) Руль, также, как и крыло, цельный, сделан из композиционного материала, управляется с помощью шарнирно-подвижных соединений, Лист 16 позволяющих поворачивать его по горизонтали относительно корпуса ракеты. Консоль руля представлена на рисунке 1.10. Рисунок 1.10 – консоль руля Основные геометрические характеристики руля – толщина профиля руля — с р = 7.8 мм – концевая хорда руля — р 35 мм бортовая хорда руля — р 135.7 мм – корневая хорда руля — р 205.46 мм размах руля — р 302.49 мм – размах консолей руля — р 88 мм – угол стреловидности передней кромки руля — р 0.76 рад угол стреловидности руля (по линии четвертей хорд) — р 0.56 рад – угол стреловидности по линии середин хорд руля — р 0.36 рад Среднюю хорду руля (𝑏 𝑐𝑝 , мм) вычисляют по формуле 𝑏 𝑐р = 𝑏 0р + 𝑏 𝑘р 2 , (1.11) 𝑏 𝑐р = 205.46 + 35 2 = 120.23. Площадь руля в плане, включая подфюзеляжную часть ( 𝑆 𝑝 , мм, вычисляют по формуле 𝑆 р = 𝑙 р 2 ∙ 2 р+ р) 𝑆 𝑝 = 302.49 2 ∙ 2 ∙ 35 + 205.46 2 = 3.637 ∙ 10 Удлинение руля с подфюзеляжной частью (р) вычисляют по формуле Лист 17 p = 𝑙 𝑝 b cp , (1.13) p = 𝑙 𝑝 b cp = 302.49 120.23 = 2.515. Сужение руля с подфюзеляжной частью (р) вычисляют по формуле 𝜂 р = 𝑏 0р 𝑏 кр , (1.14) 𝜂 р = 205.46 35 = Относительную толщину профиля руля (с р ) вычисляют по формуле с р ̅ с р 𝑏 р , (1.15) с̅ = 7.8 35 = Площадь консолей руля в плане (кр, мм) вычисляют по формуле 𝑆 кр = 𝑙 кр 2 ∙ 2 р+ р) кр 2 ∙ 2 ∙ 35 + 135.7 2 = 7.511 ∙ 10 Удлинение консоли руля ( 𝜆 крр ) вычисляют по формуле 𝜆 крр = 𝑙 кр 2 𝑆 кр , (1.17) 𝜆 крр = 7744 7.511 ∙ 10 3 = Сужение консоли руля ( 𝜂 крр ) вычисляют по формуле 𝜂 крр = 𝑏 𝛿р 𝑏 кр , (1.18) Лист 18 𝜂 крр = 135.7 35 = Среднюю аэродинамическую хорду руля (р) вычисляют по формуле р ∙ [1 + ŋ крр + (ŋ крр ) 2 ] ∙ 𝑏 0р 3ŋ крр ∙ (1 + ŋ крр ) = 140.37. (1.19) Среднюю аэродинамическую хорду консолей руля (кр) вычисляют по формуле кр ∙ [1 + кр+ (кр ∙ 𝑏 𝛿р 3ŋ кр ∙ (1 + кр 91.88. (1.20) Корпус управляемой ракеты представлен на рисунке 1.11. Рисунок 1.11 – Корпус проектируемой ракеты Основные геометрические характеристики корпуса – диаметр миделева — м 184 мм – длина фюзеляжа — ф 2386 мм – длина головной части — г 578 мм – длина кормовой части — корм 498.5 мм длина цилиндрической частиц мм – диаметр донного среза — д 63 мм – полуугол при вершине конуса головной части — к 20.59 град. Удлинение фюзеляжа (ф) вычисляют по формуле 𝜆 ф = 𝑙 ф 𝑑 м , (1.21) ф 184 = 12.967. Удлинение головной части (г) вычисляют по формуле Лист 19 𝜆 г = 𝑙 г 𝑑 м , (1.22) г 184 = 3.141. Удлинение кормовой части части (корм) вычисляют по формуле 𝜆 корм = 𝑙 корм 𝑑 м , (1.23) корм 184 = 2.709. Площадь миделева сечениям, мм) вычисляют по формуле мм Сужение кормовой части корм вычисляют 𝜂 корм = 𝑑 д 𝑑 м , (1.25) корм 184 = 0.342. Стартовую массу одноступенчатого летательного аппарата ( 𝑚 0 ) вычисляют по формуле 𝑚 0 = (ф+ кр+ оп+ 𝑚 прив ) + 𝑚 ду + т+ (цел гр+ 𝑚 апп ), (1.26) где ф – масса фюзеляжа, кг кр – масса крыльев, кг оп – масса оперения, кг 𝑚 прив – масса рулевых приводов, кг 𝑚 ду – масса двигательной установки, кг т – масса топлива, кг цел гр – масса целевого груза, кг 𝑚 апп – масса аппаратуры, кг. Лист 20 Массы частей управляемой ракеты зависят от проектных параметров и пропорциональны стартовой массе. Соответственно, целесообразно ввести понятие относительной массы й части ЛА. Массу й части ЛА ( 𝑚 𝑖 ) вычисляют по формуле 𝑚 𝑖 = 𝜇 𝑖 ∙ Массу фюзеляжа ЛА (ф, кг) вычисляют по формуле ф 𝑚 обш + где 𝑚 обш – масса обшивки, кг ∆𝑚– масса остальных элементов, кг. Массу обшивки ( 𝑚 обш , кг) вычисляют по формуле 𝑚 обш = 𝜋 ∙ ф ∑ 𝑙 𝑖 ∙ 𝛿 𝑖 ∙ 𝜌 обш𝑖 𝑛 𝑖=1 , (1.29) где n – число отсеков, занятых внутренними грузами 𝑙 𝑖 – длина го отсекам приведенная толщина обшивки го отсека, мм 𝜌 обш𝑖 – плотность материала го отсека, г/см 3 𝑚 обш = 3.14 ∙ 184 ∙ ∑ 𝑙 𝑖 ∙ 𝛿 𝑖 ∙ 𝜌 обш𝑖 5 𝑖=1 = ф 5.738 + 19.128 = Относительную массу крыльев кр) вычисляют по формуле кр (0,012 + 4 𝑝 ) ∙ к 𝑖 к , (1.30) где 𝑝 = 𝑚 0 𝑆 – удельная нагрузка на крылья, Пак к – относительная площадь крыла, м к число консолей. кр (0,012 + 4 15.364 ) ∙ 0.037 ∙ 4 = 0.04. Относительную массу рулевых приводов ( 𝜇 прив ) вычисляют по формуле Лист 21 𝜇 прив = 𝑘 1 ∙ √𝜒 прив ∙ 𝑘 𝑛 ∙ 𝑓 ∙ э+ 𝑘 2 ∙ 𝜒 прив ∙ 𝑘 𝑛 ∙ 𝑓 ∙ э 𝜏 прив , (1.31) где и 𝑘 2 – коэффициенты, определяемые типом привода, 𝑘 1 = 0,04 и 𝑘 2 = 0.2 ∙ 10 −4 ; 𝜒 прив – коэффициент, учитывающий зависимость потребной мощности рулевых приводов от аэродинамической схемы ЛА, 𝜒 прив = 1.2; 𝜏 прив – полное время работы рулевых приводов, 𝜏 прив = 10 с. 𝜇 прив = 0.04 ∙ √1.2 ∙ 1 ∙ 1.3 ∙ 14 83.23 + 0.2 ∙ 10 −4 ∙ 1.2 ∙ 1 ∙ 1.3 ∙ 14 ∙ 10 = 0.02364 Масса топлива т, кг) связанна с размерами камеры сгорания, вычисляют по формуле т 0.94 ∙ т ∆ ∙ ( 𝜋 ∙ ф 4 ) ∙ ф 𝜆 кс , (1.32) где ф – диаметр фюзеляжа, мм 𝜆 кс – удлинение камеры сгорания ∆ – коэффициент заполнения поперечного сечения камеры, ∆= 0.82 т плотность твердого топлива, т кг м 3 𝑚 т = 0.94 ∙ 1750 ∙ 0.82 ∙ ( 3.14 ∙ 33856 4 ) ∙ 184 ∙ 4.12 = Массу двигательной установки ( 𝑚 ду , кг) вычисляют по формуле дуду 𝑚 т , (1.32) 𝑚 ду = 0.1 ∙ 26.4 = Массу крыльев управляемой ракеты (кр, кг) вычисляют по формуле кр кр кр 0.04 ∙ 83.23 = Массу рулевых приводов ( 𝑚 прив , кг) вычисляют по формуле 𝑚 прив = 𝜇 прив ∙ 𝑚 0 , (1.34) Лист 22 𝑚 прив = 0.02364 ∙ 83.23 = Массу аппаратуры ( 𝑚 апп , кг) вычисляют по формуле 𝑚 апп = 𝑚 0 − (ф+ кр+ 𝑚 прив + 𝑚 ду + пол гр ), (1.34) 𝑚 апп = 83.23 − (2.4867 + 3.33 + 1.97 + 28.68 + 15.8) = 25.97. 1.4 Общая компоновка проектируемой управляемой ракеты Компоновка управляемой ракеты — совокупность проектных работ по обоснованию формы управляемой ракеты, взаимного расположения её составных частей, агрегатов, систем и узлов, которое определяет их взаимодействие и функционирование на всех этапах применения управляемой ракеты. Различают два основных вида компоновок внешнюю, определяющую внешний облик управляемой ракеты и внутреннюю, определяющую его размеры, те. это расположение оборудования и системы управления, отсеков, предназначенных для размещения целевого груза. Внутренняя компоновка должна обеспечивать максимальную плотность оборудования с целью создания фюзеляжа минимально возможных размеров, а также минимальную длину электрических, пневмо- и гидрокоммуникаций с целью уменьшения массы. На рисунке 1.12 представлена компоновка проектируемой управляемой ракеты. Лист 23 1 – колпачок защитного устройства 2 – радиовзрыватель 3 – боевая часть 4 – механизм управления рулями 5 – пирозатвор с пиропатроном; 6 – передний бугель 7 – контакт 8 – батарея КАБ-2Ф; 9 – задние бугеля 10 – контрольный разъём; 11 – воздушно-арматурный блок 12 – бортовой разъём; 13 – приемная антенна 14 – радиоаппаратура 15 – блок стабилизации по крену 16 – трассер 17 – крыло 18 – пороховая шашка 19 – воспламенитель 20 – рулевой блок 21 – руль 22 – лента защитного устройства. Рисунок 1.12 – Компоновка проектируемой управляемой ракеты Корпус ракеты состоит из четырех отсеков, соединенных с помощью резьбовых соединений, шпилек и винтов. Корпус выполнен из алюминиевых и магниевых сплавов. Первым отсеком является пластмассовый носовой обтекатель, он же является защитным корпусом, в котором располагается радиовзрыватель РВУ и колпачок защитного устройства. Во втором отсеке располагается осколочно-фугасная боевая часть направленного действия рисунок 1.13), которая размещается непосредственно после головного обтекателя. Рисунок 1.13 – Осколочно-фугасная боевая часть Третий отсек является силовым элементом корпуса управляемой ракеты и одновременно здесь располагаются рулевой блок, ракетный Лист 24 двигатель твёрдого топлива (РДТТ) ПРД-45, состоящий из воспламенителя, пороховой шашки и блока твёрдого горючего, батарея КАБ-2Ф, воздушно- арматурный блок, блок стабилизации по крену, блок управления закрылками и электронная аппаратура, выходящая на контрольный разъём. В четвертом отсеке располагается блок бортового электро- и радиооборудования и вкрученная в него с конца ракеты антенна. Крыло цельнометаллическое без силового набора. Крепление крыла к корпусу осуществляется точками крепления. Точки крепления в передней и хвостовой части крыла представляют собой направляющие штыри, устанавливаемые в посадочные отверстия отсека, которые обрабатываются на многопозиционных станках с ЧПУ. Узел крепления, охватывающий плоскость крыла, приваривают к корпусу отсека аргонно-дуговой сваркой. Положение узла крепления, при сварке, координируется специальным приспособлением относительно дополнительных точек крепления крыла к корпусу. На законцовках крыльев расположены трассеры ОТИ-30-1, которые служат для визуального установления дальности полета ракеты, а также для целеуказания и оптического наведения оружия. Трассер - это шашка из пиротехнического состава состав запрессовывается непосредственно в металлическую оболочку. Осколочно-фугасная боевая часть ракеты, содержащая две последовательных секции, разделенные обечайкой, при этом оживальный корпус осколочной секции заполнен конденсированным снаряжением, примыкающим к головному взрывателю и к центральному детонатору фугасной секции, размещенному внутри детонационноспособного жидкотекучего наполнения цилиндрической оболочки и смонтированному в поперечной диафрагме, отличающаяся тем, что разделительная обечайка выполнена в виде демпфирующего устройства, включающего пластинчатый амортизатор и воздушный буфер, в осевом отверстии которых укреплен центральный детонатор фугасной секции, причем масса конденсированного снаряжения головной осколочной секции враз больше массы жидкотекучего наполнения фугасной секции. 1.5 Выбор двигательной установки Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) состоит из корпуса, заряда твердого топлива, соплового блока и воспламенительного устройства рисунок 1.14). Лист 25 Рисунок 1.14 – РДТТ проектируемой ракеты Твердые ракетные топлива применяются в ракетных двигателях, газогенераторах, прямоточных и ракетно-прямоточных двигателях и гидроракетных двигателях. Их можно разделить на две группы баллиститные (гомогенные) и смесевые (гетерогенные. Смесевые твердые топлива содержат 20…30% связующего каучукообразного или смолообразного вещества, 60…80% окислителя и до 20% алюминия имеются также составы, содержащие компоненты баллиститных и смесевых топлив. Возможно также применение в качестве горючего гидридов легких и тяжелых металлов. В качестве окислителей обычно применяют перхлорат аммония возможно применение других твердых солей хлорной и азотной кислот, богатых кислородом (табл. 1.9). В качестве горюче-связующего используются каучуки полисульфидный, полиуретановый и др, полимеры (полиэфирные, фенольные и эпоксидные смолы, полиизобутилен и др, тяжелые нефтепродукты (асфальт, битум и др. В смесевые твердые топлива иногда добавляют также октоген и гексоген. К смесевым твердым топливам можно отнести пиротехнические составы. Пиротехнические составы применяются как наполнители воспламенительных устройств и пироэнергодатчиков. Основные компоненты, входящие в пиротехнические составы, можно разбить наследующие группы – Окислители – перхлорат калия KCIO, нитраты натрия NaNO, калия KNO, бария BaNO, перекись и хромат бария BaO и др. – Горючие – металлы (алюминий, магний, цирконий, бор, титан) и сплавы (алюминиево-магневый, циркониево-никелевый), неметаллы фосфор, углерод и сера, неорганические соединения (сульфиды, фосфиды, силициды и др, органические соединения. – Цементаторы связующие) – органические полимеры, обеспечивающие механическую прочность пиротехнических составов (идитол, канифоль, эпоксидные смолы, каучуки, этилцеллюлоза. – Другие добавки, играющие роль ускорителей или замедлителей горения или уменьшающие чувствительность составов к трению флегматизаторы. Лист 26 Для воспламенения смесевых твердых топлив с высоким содержанием NH применяют пиротехнические смеси KCIO - 26…50%, Ba(NO - 15…17%, циркониево-никелевый сплав (50/50) – 32…54%, этилцеллюлоза – 3%. В воспламенительных устройствах применяют пиротехнические составы в виде прессованных таблеток. Плотность во многом определяется давлением прессования и колебания в пределах 1,3…2,8 г/см. удельная теплоемкость – 0,8…1,25 Дж/(кг*К), теплопроводность – 62,8…104,7 Вт/(м*К). В таблице 1.4 представлена теплотворная способность пиротехнических составов. Таблица 1.4 – Теплотворная способность пиротехнических составов. Из сравнения твердотопливных и жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) видны эксплуатационные преимущества первых (таблица 1.5). Таблица 1.5 – Сравнение РДТТ и жидкостных ракетных двигателей. Параметр РДТТ ЖРД Плотность топлива, г/см От 1.8 и выше От 0.345 Полетное дросселирование тяги Трудноосуществимо Да Многократный запуск Трудноосуществимо Да Возможность длительного поддержания готовности снаряженной двигательной установки Да Трудноосуществимо Безопасность эксплуатации снаряженной двигательной установки Да Трудноосуществимо Преимущества РДТТ относительно ЖРД: – плотность компоновки твердотопливных двигательных установок – простота конструкции и технологии изготовления – стоимость – благоприятность условий хранения – безопасность эксплуатации – постоянная готовность к действию Горючее Окислитель Теплотворная способность, кДж/кг Бори алюминий PbCrO, KNO, KClO от 2100 до 2500 Дымный порох от 2500 до 2900 Сплав циркония с никелем от 4200 до 4600 Бор от 5400 до 5800 Циркониево-никелевый сплав с добавлением бора и алюминия от 63 до 6700 Магний от 9200 Алюминий от 9600 до 10400 Лист 27 К недостаткам РДТТ можно отнести – сложность регулирования тяги (управления процессом горения – низкие энергетические характеристики – влияние начальной температуры заряда на скорость горения – низкая продолжительность работы. Проведя анализ двигательных установок управляемых ракет выбор остановился на однорежимном ракетном двигателе твердого топлива. 1.6 Расчет центровки проектируемой управляемой ракеты Центровка ЛА — это положение центра масс ЛА относительно носка средней аэродинамической хорды крыла, измеряется в процентах САХ. Правильный выбор центровки и ее обеспечение при проектировании путем рационального распределения масс ЛА являются одним из условий, предъявляемых конструктору при создании ЛА, поскольку в любом установившемся режиме полета должны совпадать его центр масс и точка приложения всех внешних сил, действующих на ЛА, включая тягу двигательной установки. Центровка значительно влияет на балансировку ЛА и его продольную устойчивость. Для ЛА, не оснащенных системой улучшения устойчивости и управляемости, его центр масс должен распологаться впереди аэродинамического фокуса по углу атаки, стем чтобы обеспечить запас продольной устойчивости и приемлемые характеристики продольной управляемости и переходных процессов при отклонении органов управления. За основу расчета принимаем массовую сводку управляемой ракеты. Для каждого груза, указанного в сводке, находят центр массы и отмечают его положение на компоновочном чертеже. Массу груза и координаты , , вносят в центровочную ведомость. Здесь же записывают величины произведений , , . Форма центровочной ведомости представлена в таблице 1.6. Таблица 1.6 – Массовая сводка управляемой ракеты. Наименование груза кг м 𝑚 𝑖1 ∙ 𝑥 𝑖1 кг∙м кг м 𝑚 𝑖2 ∙ 𝑥 𝑖2 кг∙м кг м 𝑚 𝑖3 ∙ 𝑥 𝑖3 кг∙м Головной обтекатель 1.1 0.118 0.1298 1.1 0.118 0.1298 1.1 0.118 0.1298 Боевая часть 15.8 0.411 6.4938 15.8 0.411 6.4938 15.8 0.411 6.4938 Блок управления рулями 4.59 0.76 3.4884 4.59 0.76 3.4884 4.59 0.76 3.4884 Двигательная установка с 28.68 1.131 32.437 14.34 1.131 16.2185 0 1.131 0 i m i x i y i z i i x m i i y m i i z m Лист 28 твёрдым топливом Батарея КАБ- 2Ф 2.5 1.503 3.7575 2.5 1.503 3.7575 2.5 1.503 3.7575 Блок управления закрылками 4.59 1.747 8.0187 4.59 1.747 8.0187 4.59 1.747 8.0187 Бортовая аппаратура 25.97 2.127 55.2381 25.97 2.127 55.2381 25.97 2.127 55.2381 Ось ОХ совмещаем со строительной остью фюзеляжа. За начало координат берём носок фюзеляжа. Координату центра масс управляемой ракеты ( 𝑥 𝑚 , мм) вычисляют по формуле 𝑥 𝑚 = ∑ 𝑚 𝑖 ∙ 𝑥 𝑖 ∑ 𝑚 𝑖 , (1.35) 𝑥(𝑚) 1 = 109.5633 83.23 = 1,3163; 𝑥(𝑚) 2 = 93.3448 68.89 = 1,3549; 𝑥(𝑚) 3 = 77.1263 54.55 = Координату давлений ЛА ( 𝑥(𝑑), м) вычисляют по формуле 𝑥(𝑑) = 𝑥(𝑚) − 𝑚 𝑧ла ∙ 𝑏 𝑎 𝐶 𝑦𝑎ла , (1.36) где 𝑚 𝑧ла – коэффициент продольного момента относительно центра масс ЛА, Нм. Коэффициент продольного момента относительно центра масс ЛА ( 𝑚 𝑧ла , Нм) вычисляют по формуле 𝑚 𝑧ла = 𝑚 𝑧ла 𝛼 ∙ 𝛼, (1.37) где 𝑚 𝑧ла 𝛼 – производная коэффициента продольного момента относительно центра масс ЛА, Нм угол атаки, 𝛼 = 0.174 рад. Производную коэффициента продольного момента относительно центра масс ЛА, ( 𝑚 𝑧ла 𝛼 , Нм) вычисляют по формуле Лист 29 𝑚 𝑧ла 𝛼 = 𝐶 𝑦𝑎ф ∙ 𝑆 м 𝑆 ∙ 𝑥(𝑚) − ф+ 𝐾 𝛼𝛼 ∙ 𝐶 𝑦𝑎кр ∙ 𝑆 к 𝑆 ∙ 𝑥(𝑚) − кр (1 − 𝜀 𝛼 ) ∙ 𝐾 𝑝 ∙ кр) − где ф – координата центра давления фюзеляжам кр координата центра давления крыла, м 𝑥(𝑑) 𝑝 – координата центра давления рулям. Координату центра давления фюзеляжа (ф, м) вычисляют по формуле ф ∙ г г 2 ∙ к (1 − корм) ∙ корм ∙ г 2 ∙ к (1 − 𝜂 корм 2 ) , (1.39) где г – координата центра давления головной части фюзеляжам корм – координата центра давления кормовой части фюзеляжам. Координату центра давления головной части фюзеляжа (гм) вычисляют по формуле г 𝑙 г − 𝑊 г 𝑆 м + где ∆𝑥 – коэффициент характеризующий координату центра давления головной части фюзеляжа, ∆𝑥 = 0.32. г 0.578 − 395907.81 26590 + 0.32 = 0.556. Координату центра давления кормовой части фюзеляжа (корм, м) вычисляют по формуле корм 𝑙 корм − 𝑙 корм 2 , (1.41) 𝑥(𝑑) корм = 513.5 − 513.5 2 = 0.256, ф ∙ 0.075 ∙ 0.556 − 2 ∙ 0.17 ∙ (1 − 0.116) ∙ 0.256 57.3 ∙ 0.075 − 2 ∙ 0.17 ∙ (1 − 0.116) = 0.578. Лист 30 Координату центра давления крыла (кр, м) вычисляют по формуле кр кр+ 𝑥 𝑎к , (1.42) где кр – расстояние от начала средней аэродинамической хорды консоли крыла до центра давления крыла, измеренного в направлении хорды крыла, кр 0.106 м к – расстояние относа фюзеляжа до начала средней аэродинамической хорды, км. кр 0.106 + 1.672 = 1.778. Координату центра давления руля (р, м) вычисляют по формуле р р+ 𝑥 𝑎кр , (1.43) где р – расстояние от начала средней аэродинамической хорды консоли руля до центра давления руля, измеренного в направлении хорды руля, кр 0.05 м кр – расстояние относа фюзеляжа до начала средней аэродинамической хорды, км. р 0.05 + 0.698 = 0.748, 𝑚 𝑧ла 𝛼 = 3.998 ∙ 26590 6135078 ∙ 2500 − 578 184 + 2.937 ∙ 0.312 ∙ 73550 255900 ∙ 722 503.084 + +2.937 ∙ (1 − 0.17) ∙ 1.3 ∙ 0.026 ∙ 7511 36370 ∙ 2500 − 748 140.37 = 0.766, 𝑚 𝑧ла = 0.766 ∙ 0.174 = 0.133, 𝑥(𝑑) 1 = 1.3163 − 0.133 ∙ 0.184 0.037 = 0.6553, 𝑥(𝑑) 2 = 1.3549 − 0.133 ∙ 0.184 0.037 = 0.6939, 𝑥(𝑑) 3 = 1.3163 − 0.133 ∙ 0.184 0.037 = Схема центровки проектируемой управляемой ракеты представлена на рисунке 1.15. Лист 31 Рисунок 1.15 – Схема центровки проектируемой управляемой ракеты На основе проведенного расчета можно сделать вывод, что координата центра масс проектируемой управляемой ракеты находится позади аэродинамического фокуса. В схеме утка для компенсации пикирующего момента основного 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. На маршевом и терминальном участке, вследствие выработки компонентов топлива, центр тяжести смещается и располагается перед аэродинамическим фокусом, что делает ЛА устойчивым по перегрузке. Центровочная ведомость приведена в графической части. |