Лаба2. Практическая работа 2 Исследование параметров крыла и скорости полета крылатой ракеты на ее облик
 Скачать 344.59 Kb.
|
|
МИНИСТЕРСТВО НАУКИ И ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. УСТИНОВА  Дисциплина
ПРАКТИЧЕСКАЯ РАБОТА №__2__
Санкт-Петербург 2021 г. Цель работы Целью является изучение влияния параметров крыла и условий полета на массогабаритные характеристики крылатой ракеты. В лабораторной работе исследуются влияние на массогабаритные характеристики следующих параметров: 1. Скорость полета; 2. Площадь крыла; 3. Удлинение крыла; 4. Угол стреловидности передней кромки крыла. Исходные данные: Прототип ракеты – Гарпун Масса БЧ – 200 кг; Дальность полета – 140 км Тип двигателя – ТРД Компоновочная схема Приборный отсек Боевая часть Бак горючего Маршевый двигатель Хвостовой отсек Результаты расчета Зависимость массогабаритных характеристик ракеты от скорости полета. График 1  График 2  График 3  График 4  На графике 1 представлена зависимость массы ракеты и топлива от скорости полета (числа М). Массы ракеты и топлива в начале графика практически постоянны. Это объясняется тем, что при малых значения числа Маха, отсутствует сжимаемость воздуха. При увеличении скорости до соответствующего числа М увеличивается перепад давления на верхней и нижней кромке несущей поверхности, увеличивая подъемную силу ракеты. Так же на дозвукой скорости отсутствует волновая сила сопротивления. В связи с этим не требуется сильное увеличение силы тяги ракеты, а значит массы топлива, а значит и всей массы ракеты. Увеличение массы конструкции на преодоление сил сопротивления растет медленно. В дальнейшем при приближении числа Маха к 0.8 формируется скачок уплотнения и давление резко возрастает, что приводит к необходимости усиления конструкции и силы тяги на преодоление силы сопротивления, а значит увеличению массы топлива и двигателя, ракеты. По графику 4 можно наблюдать снижение угла атаки, что приводит к уменьшению индуктивной составляющей силы сопротивления и коэффициента подъемной силы. Но снижение этих коэффициент влияет меньше чем увеличение скоростного напора. Это приводит к необходимости увеличения силы тяги. В результате увеличения массы ракеты и топлива и фиксированного диаметра ракеты увеличивается длина ракеты. При малых числах Маха с увеличением скорости полета повышается и скоростной напор, что приводит к увеличению подъемной силы и силы сопротивления. Для поддержания заданных параметров полета ракеты и уравновешивания сил требуется снижение угла атаки. Так же снижение угла атаки приводит к снижению коэффициента торможения и торможению самого потока. При больших числах маха Сy снижается что приводит к необходимости увеличения угла атаки для поддержания подъемной силы. Зависимость массогабаритных характеристик ракеты от площади крыла График 5  График 6  График 7  График 8  По графику видно, что масса при низких числах Маха почти не растёт вследствие увеличения подъёмной силы крыла при почти отсутствующем увеличении сопротивления воздуха. При дальнейшем увеличении числа Маха и переходе через скорость звука на кромке крыла формируется скачок уплотнения, заставляющий нас усилить силовой набор крыла во избежание деформации или разрушения конструкции. При дальнейшем увеличении числа Маха и переходе через скорость звука часть подъемной силы теряется. В результате сжимаемости воздуха и увеличения площади крыльев происходит увеличение силы сопротивления и увеличение массы конструкции. В связи с этим требуется увеличение силы тяги, а значит и массы топлива. Для обеспечения заданных параметров полета и поддержания равновесия сил для снижения значения подъемной силы и индуктивной составляющей коэффициента лобового сопротивления уменьшает угол атаки. Увеличение площади крыла вызывает уменьшение угла атаки, индуктивной части лобового сопротивления, тяги двигателя, расхода топлива и его запаса. С другой стороны, увеличивается масса крыла. Зависимость массогабаритных характеристик ракеты от удлинения График 9  График 10  График 11  График 12  График 13  С увеличение удлинения крыла уменьшается увеличивается коэффициент Сy из-за уменьшения влияния концевого эффекта. В связи с этим для получения заданного характера полета и равновесия сил необходимо уменьшать угол атаки, что приводит к уменьшению индуктивной составляющей коэффициента силы сопротивления. Следовательно, на малых скоростях масса ракеты практически не изменяется. С увеличением удлинения и скорости полета увеличивается масса конструкции необходимой для предотвращения разрушения крыльев. Так же происходит скачок уплотнения на крыльях и часть их подъемной силы теряется. Однако скоростной напор продолжает увеличивается, что приводит к повышению подъемной силы и увеличению лобовой силы сопротивления, хоть индуктивное сопротивление уменьшается, но недостаточно для прекращения увеличения Сх. А значит для увеличения силы тяги требуется больший расход топлива. Зависимость массогабаритных характеристик ракеты от угла стреловидности График 14  График 15  График 16  График 17  График 18  При увеличении числа Маха угол стреловидности начинает влиять на аэродинамические характеристики ЛА. Основным достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъёмной силы. Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления при превышении критического значения числа Маха. Поэтому прямое крыло не может применяться на самолётах с высокими скоростями полёта. В то же время стреловидное крыло обладает рядом недостатков, в числе которых пониженная несущая способность и ухудшение устойчивости и управляемости летательного аппарата. Увеличение угла стреловидности приводит к уменьшению подъемной силы крыла. Это приводит к снижению волнового сопротивления, тяги двигателя и потребного запас топлива на ту же дальность. На дозвуковых скоростях масса ракеты с ростом угла стреловидности увеличивается, на малых сверхзвуковых - уменьшается, а на больших скоростях увеличение угла стреловидности приводит к уменьшению массы ракеты. На дозвуковой скорости Сх ракеты практически не меняется. На сверхзвуковой скорости коэффициент лобового сопротивления уменьшается на дозвуковых скоростях увеличение угла стреловидности не влияет на лобовое сопротивление ракеты. На малых сверхзвуковых скоростях полета увеличение угла стреловидности уменьшает лобовое сопротивление ракеты. Но это влияние, несмотря на некоторое падение подъемной силы крыла, приводит к уменьшению тяги и массы ракеты. Приложение 1 задание m S,m2 m0,kg mt,kg l,m P,N Alfa,rad 0.60 0.74 306.200 19.060 2.538 410.300 0.058 0.69 0.74 307.000 18.820 2.549 437.000 0.044 0.77 0.74 311.500 20.690 2.608 507.700 0.034 0.86 0.74 334.100 32.160 2.888 820.200 0.029 0.94 0.74 386.600 58.920 3.470 1537.000 0.027 1.03 0.74 463.200 96.900 4.225 2548.000 0.025 1.11 0.74 569.000 147.700 5.170 3854.000 0.026 1.20 0.74 703.100 209.500 6.265 5335.000 0.028 2 задание m S,m2 m0,kg mt,kg l,m P,N Alfa,rad 0.60 3.00 319.200 17.410 2.499 375.000 0.019 0.60 3.57 323.400 17.520 2.502 377.300 0.017 0.60 4.14 327.700 17.730 2.507 381.800 0.015 0.60 4.71 332.200 18.010 2.514 387.700 0.013 0.60 5.29 336.800 18.330 2.522 394.600 0.012 0.60 5.86 341.400 18.680 2.530 402.200 0.011 0.60 6.43 346.000 19.060 2.540 410.300 0.010 0.60 7.00 350.700 19.450 2.549 418.800 0.010 0.90 3.00 373.700 44.620 3.167 1153.000 0.009 0.90 3.57 378.700 45.230 3.180 1169.000 0.008 0.90 4.14 383.700 45.880 3.194 1186.000 0.007 0.90 4.71 388.900 46.580 3.209 1204.000 0.006 0.90 5.29 394.100 47.310 3.224 1223.000 0.006 0.90 5.86 399.300 48.060 3.240 1242.000 0.005 0.90 6.43 404.500 48.780 3.256 1261.000 0.005 0.90 7.00 409.700 49.510 3.271 1280.000 0.005 1.20 3.00 925.500 313.200 8.037 7974.000 0.012 1.20 3.57 981.500 339.400 8.477 8642.000 0.011 1.20 4.14 1038.000 365.700 8.915 9311.000 0.010 1.20 4.71 1094.000 391.900 9.349 9980.000 0.009 1.20 5.29 1149.000 418.200 9.782 10650.000 0.009 1.20 5.86 1205.000 444.400 10.210 11320.000 0.008 1.20 6.43 1261.000 470.600 10.640 11980.000 0.008 1.20 7.00 1316.000 496.700 11.060 12650.000 0.008 3 задание m Lambd m0,kg mt,kg l,m P,N Alfa,rad 0.60 1.00 306.200 19.070 2.539 410.600 0.065 0.60 2.29 305.200 18.090 2.515 389.600 0.040 0.60 3.57 304.700 17.440 2.499 375.500 0.033 0.60 4.86 305.000 17.270 2.495 371.900 0.030 0.60 6.14 305.000 16.840 2.484 362.700 0.027 0.60 7.43 306.000 16.910 2.486 364.100 0.026 0.60 8.71 307.100 17.010 2.488 366.200 0.026 0.60 10.00 308.400 17.120 2.491 368.700 0.025 0.90 1.00 354.900 42.800 3.127 1106.000 0.031 0.90 2.29 359.200 44.710 3.168 1156.000 0.019 0.90 3.57 359.500 44.560 3.165 1152.000 0.015 0.90 4.86 359.100 43.950 3.152 1136.000 0.013 0.90 6.14 358.800 43.310 3.138 1119.000 0.012 0.90 7.43 360.000 43.430 3.141 1122.000 0.010 0.90 8.71 362.600 44.210 3.158 1143.000 0.012 0.90 10.00 364.700 44.660 3.167 1154.000 0.012 1.20 1.00 693.100 204.600 6.180 5211.000 0.032 1.20 2.29 718.600 216.800 6.392 5521.000 0.020 1.20 3.57 728.000 221.000 6.465 5627.000 0.017 1.20 4.86 735.000 223.700 6.512 5697.000 0.016 1.20 6.14 732.700 221.800 6.479 5647.000 0.015 1.20 7.43 760.700 234.600 6.700 5972.000 0.014 1.20 8.71 787.600 246.600 6.907 6279.000 0.013 1.20 10.00 803.500 253.100 7.018 6444.000 0.013 4 задание m Hi,rad m0,kg mt,kg l,m P,N Alfa,rad 0.60 0.00 306.400 19.080 2.539 410.800 0.058 0.60 0.14 306.400 19.080 2.539 410.700 0.058 0.60 0.29 306.400 19.070 2.539 410.700 0.058 0.60 0.43 306.400 19.070 2.539 410.600 0.058 0.60 0.57 306.400 19.070 2.539 410.500 0.058 0.60 0.71 306.300 19.060 2.539 410.500 0.058 0.60 0.86 306.300 19.060 2.539 410.500 0.058 0.60 1.00 306.400 19.090 2.539 411.100 0.058 0.90 0.00 357.800 44.260 3.159 1144.000 0.028 0.90 0.14 357.600 44.170 3.157 1142.000 0.028 0.90 0.29 357.400 44.020 3.154 1138.000 0.028 0.90 0.43 357.000 43.860 3.150 1134.000 0.028 0.90 0.57 356.700 43.690 3.147 1129.000 0.028 0.90 0.71 356.500 43.570 3.144 1126.000 0.028 0.90 0.86 356.100 43.380 3.140 1121.000 0.028 0.90 1.00 354.900 42.730 3.126 1104.000 0.028 1.20 0.00 717.000 216.300 6.384 5509.000 0.029 1.20 0.14 715.400 215.500 6.370 5488.000 0.029 1.20 0.29 713.600 214.700 6.355 5466.000 0.029 1.20 0.43 711.700 213.800 6.339 5443.000 0.029 1.20 0.57 709.600 212.700 6.321 5416.000 0.028 1.20 0.71 706.000 210.900 6.290 5370.000 0.028 1.20 0.86 699.000 207.400 6.229 5282.000 0.028 1.20 1.00 689.000 202.500 6.143 5156.000 0.028 |