Решение задачи формирования облика ракеты класса "воздух-воздух" на этапе предварительного проектирования - Производство и технологии курсовая работа

Главная

Производство и технологии
Решение задачи формирования облика ракеты класса "воздух-воздух" на этапе предварительного проектирования

Задача определения весо-геометрических параметров компоновки и аэродинамических характеристик ракеты. Коэффициент подъемной силы и баллистические характеристики одноступенчатой ракеты, использующей однорежимный твердотопливный ракетный двигатель.


посмотреть текст работы


скачать работу можно здесь


полная информация о работе


весь список подобных работ


Нужна помощь с учёбой? Наши эксперты готовы помочь!
Нажимая на кнопку, вы соглашаетесь с
политикой обработки персональных данных

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http :// www . allbest . ru /
В настоящей курсовой работе решена задача формирования облика ракеты. Под обликом, здесь, как обычно понимается совокупность концепции, параметров и управлений (функций времени).
В процессе формирования облика ракеты фиксированной концепции проектировщик должен установить связь между в весо-геометрическими параметрами ракеты и ее аэробаллистическими характеристиками. К числу основных характеристик относятся: коэффициенты аэродинамических сил и моментов, балансировка, располагаемая перегрузка ракеты, ее энерговооруженность и баллистический коэффициент.
В настоящей курсовой работе задача формирования облика ракеты (ФОРа) рассматривается как задача технического премирования по заданным ТТЗ [1].
Таким образом, для решения задачи ФОРа требуется наличие надежных методик весо-геометрических, аэродинамических и баллистических расчетов. Используемая в настоящей курсовой работе методика аэродинамического расчета основывается на работах проф. Л.С Чернобровкина [3,4]. Вместе с тем, в пособии используется накопленный автором опыт проектирования ракет класса "воздух-воздух" различных типов, в том числе и автоматизированного [1].
Этап формирования облика ракеты является важной составной частью процесса проектирования. К числу основных задач, решаемых на этом этапе, относятся:
1. Задача определения весо-геометрических параметров компоновки.
2. Задача определения основных аэродинамических характеристик ракеты.
3. Задача определения баллистических характеристик.
Ниже приводится методика решения указанных задач. В целях упрощения рассмотрение ограничено формированием облика ракеты типа РСД, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, причем аэродинамические характеристики ракеты определяются в линейном приближении.
Пособие предназначено для решения задач ФОР 'а в курсовом и дипломном проектах.
Рассмотрим задачу определения весо-геометрических параметров компоновки, ракеты фиксированного стартового веса - G o . К числу основных геометрических параметров, определяемых на этапе формирования облика ракеты (этап ФОРа), относятся:
1. Геометрические параметры корпуса ракеты: диаметр - D, длина- L , положение центра тяжести (начальное, конечное), форма и удлинение носовой части - л нос .
2. Геометрические параметры несущих (крыло) и управляющих (руль)
3. поверхностей (размеры, положение и форма). Задача определения указанных параметров в полной постановке является многопараметрической. Однако на этапе ФОРа эта задача может быть усечена. Рассмотрим основные соображения, используемые при ее усечении.
4. Положение руля на корпусе ракеты. Положение руля выбирается из условия обеспечения максимально возможного плеча рулей относительно центра тяжести ракеты. Для этого руль располагается в хвостовой части ракеты таким образом, чтобы его задняя кромка совпадала с донным срезом.
5. Положение крыла на корпусе ракеты. Положение крыла выбирается из конструктивно-технологических соображений. Важно, чтобы крыло крепилось на одном отсеке. В качестве такого отсека обычно используется корпус двигателя.
6. Размах крыла. Особенность сопряжения ракеты с самолетом-носителем накладывает жесткие требования на ее поперечный габарит. Если крыло в транспортном положении не складывается, что обычно для компоновок современных ракет, то приходится ограничивать размах крыльев. Если Ј и Ј к - соответственно полный размах и размах консолей (размах изолированного крыла, составленного из двух консолей), а величина - а - сторона описанного по крылу квадрата (см. рис.1.1,а), то имеет место соотношение
В современных РСД величина " а " обычно ограничивается значением (0,3 ч 0,35) м. , что соответствует размаху крыльев Ј ? (0,425ч0,5) м. и приводит к необходимости использования крыльев сверхмалого удлинения.
7. Размах рулей. Требование отсутствия складывания в отношении рулей обычно не ставится, что позволяет использовать рули с увеличенным размахом. Это увеличение размаха зависит от схемы складывания. Если складываемые части верхних и нижних рулей (см. рис.1.1,6) складываются навстречу друг другу и не выходят за пределы описанного по крылу квадрата, то очевидно
т.е. размах руля по сравнению с крылом увеличивается в раза, что полезно с точки зрения увеличения удлинения руля.
8. Форма крыльев и рулей в плане. На рассматриваемом этапе задача подробного выбора формы оперения (сужение, стреловидность) обычно не ставится. В целях упрощения дальнейшего исследования ограничимся рассмотрением крыльев и рулей прямоугольной формы (з=1). Отметим, что в реальных конструкциях такого оперения обычно вводят небольшую стреловидность по обеим кромкам
Перейдем теперь непосредственно к определению геометрии компоновки для ракеты со стартовым весом G o =170 кг (см.рис.1.2).
1. Диаметр (калибр) корпуса ракеты. На основе имеющегося опыта проектирования ракет рассматриваемого класса диаметр корпуса может быть определен по следующей зависимости [1]
где а = 0,1м, b= 5,3- 10 -4 м/кг. Из (1.3) получим, с учетом округления дот стандартизованных значений калибра D= 0,2 м.
2. Длина корпуса ракеты. Выбор калибра ракеты заданного стартового веса однозначно определяет и длину корпуса ракеты. Пусть полная длина ракеты есть
где L нос - длина носовой части, L цил - длина цилиндрической части ракеты. Величина L нос в существенной степени зависит от типа головки самонаведения (ГСН), используемой на ракете. Так для радиолокационных головок самонаведения оптимальное значение удлинения носовой части с параболическими обводами
составляет ~ 2,5, для тепловых головок самонаведения это значение может снижаться до 0,5 (полусфера). В дальнейшем ограничимся рассмотрением ракеты с радиолокационной ГСН и примем л нос = 2,5. Полагая далее, что вес ракеты G o равномерно распределен по цилиндрической части корпуса (носовая часть корпуса, крылья и оперение весят мало) получим
где: гр[кг/м 3 ]- средняя плотность цилиндрической части ракеты [1],
S м - площадь миделевого сечения корпуса.
Размещено на http :// www . allbest . ru /
Отсюда для G 0 = 170 кг; S M = 0,0314 м 2 ; г р =1,75-10 3 кг/м 3 найдем Lцил = 3,1 м. С учетом длины носовой части L нoc =2,5•0,2 = 0,5м. полная длина ракеты составит 3,6 м.
3. Начальное положение центра тяжести ракеты X т 0 - есть расстояние от носка ракеты до ее центра тяжести в стартовом состоянии. Очевидно,
С учетом Lнос= 0,5 ; Lцил = 3,1 получим Х т 0 =2,05 м.
4. Конечное положение центра тяжести ракеты Х т 1 Процесс горения стартового заряда сопровождается смещением центра тяжести вперед к носку корпуса. При полном выгорании топлива величина смещения ?Х = Xт 0 - X определяется выражением (см.рис. 1.2,а)
где: G T , X T3 - вес и координата центра тяжести порохового заряда, G1 = Ст 0 - G T - конечный вес ракеты. На основании (1.7) при G T = 60 кг, G1 =110 кг, X т 3 = 2,4 м получим ?Х=0,2м, Х Т 1 = Х Т 0 - ?Х = 1,85 м.
5. Геометрия оперения ракеты. Будем рассматривать компоновку ракеты с крылом сверхмалого удлинения и складываемыми рулями.
1) Геометрия крыла. Выше было показано, что допустимый размах крыла определяется величиной стороны описанного квадрата - а. Примем а = 0,35 м. Тогда при D =0,2 м получим величину размаха консоли крыла
Поскольку геометрические параметры консоли крыла (площадь, размах, удлинение) связаны известной зависимостью
а величина размаха консоли фиксирована Ј к = 0,3 м, из (1.8) получим связь между площадью консоли крыла - S кр и удлинением консоли крыла
Для дальнейшего удобно оперировать относительными параметрами. Будем далее относить линейные размеры к длине корпуса L=3,6м и площади миделевого сечения S м = 0,0314м 2 . Тогда из (1,9) получим
Зависимость S кр ( л к ) приведена на рис.1.3,а. Как видим при S Kp = б удлинение консоли крыла не должно превышать л к = 0,5.
2) Геометрия руля. По аналогии с (1.10) имеем
Здесь л к - удлинение консоли руля. Зависимость S р ( л к ) приведена на рис.1,3,б. Как видим, при S v =4 допустимое удлинение консоли руля составляет л к = 3,5. Таким образом, допустимые по условиям ограничения по размаху удлинения крыла и руля имеют различные значения. В частности, удлинение консоли руля благодаря складыванию примерно в семь раз превосходит удлинение консоли крыла. Численные значения величин S кр и S p определяются ниже в §2 по данным расчета аэродинамических характеристик ракеты (располагаемая перегрузка ракеты и величина балансировки в контрольных режимах) из условия совпадения этих характеристик с требованиями ТТЗ.
Перейдем к рассмотрению задачи определения аэродинамических характеристик ракеты и, в частности, установим расчетные условия для определения параметров S кр и S р .
Поскольку аэродинамические характеристики ракеты в существенной степени зависят от числа М, рассмотрение должно проводиться для ряда значений этого числа. В первом приближении достаточно ограничиться двумя значениями этого числа: дозвуковым M 1 = 0,8..0,9 и сверхзвуковым М 2 = 3..4.
Далее рассмотрим зависимость аэродинамических характеристик от углов отклонения руля д и угла атаки б. Поскольку на этапе выбора параметров используются максимальные значения этих углов, рассмотрим, из каких соображений они определяются.
Максимальные значения угла отклонения рулей - д pm современных ракетах используется максимальный угол отклонения руля, равный д pm = 30°. Это полное отклонение руля расходуется как на управление ракетой по основным каналам (создание располагаемой перегрузки) д p ?= 20ч25°, так и на управление по крену - д р ?? =20ч25°. Таким образом, при выборе параметров аэродинамической схемы по основным каналам следует принимать д pm =д? p = 20ч25°. аэродинамический ракета двигатель баллистический
Максимальное значение угла атаки - а. Перспектива развития современных высокоманевренных ракет связана с непрерывным ростом величины б m , вплоть до значений б m = 30 - 40°. Допустимые по условиям эксплуатации максимальные значения величин б m должны определяться с учетом вредного влияния нелинейности аэродинамических характеристик и наличия перекрестных связей между каналами управления. Поскольку целью настоящей работы является создание методических основ выбора параметров аэродинамической схемы ограничимся значением б m = 20 ч25°.
Отметим, что перспективные носители будут реализовывать углы атаки при старте ракеты вплоть до значений б m = 60..90°. В этом случае наряду с аэродинамическими рулями следует дополнительно использовать газодинамические схемы создания управляющих моментов по основным каналам и крену.
Теперь перейдем непосредственно к формулировке условий, определяющих выбор настроечных параметров S кр и S р . Поскольку настроечных параметров два, необходимо два условия для их определения. Отметим, прежде всего, что оба условия должны относиться к числу М=М 1 . Примем М 2 =3.
Обеспечение требуемого значения располагаемой перегрузки n p в режиме М=3; Н=Н max . Для ракет рассматриваемого типа величина Н max обычно составляет 25 км. Требуемое значение n p необходимо обеспечить в балансировочном режиме, т.е. с учетом потери подъемной силы при отклонении рулей. По опыту разработки ряда ракет n p ?3,0.
Обеспечение требуемого значения балансировочного угла атаки б m = 20ч25° при заданном значении m z Cy ? 0,1 и д pm =20ч25° на режиме М=М 2 =3,0.
Отметим, что после определения величин S кр и S р компоновка должна быть проверена на обеспечение требуемого значения запаса продольной статической устойчивости в режиме М=М 1 =0,8.
Сформулируем теперь эти условия математически, основываясь на использовании методики проф. Л.С. Чернобровкина [3]. На основе использования основных положений этой методики могут быть определены:
· Коэффициент аэродинамической подъемной силы ракеты С (б,д);
· Коэффициент аэродинамического продольного момента m z (б,д).
В соответствии с основными положениями методики Л.С. Чернобровкина подъемная сила летательного аппарата определяется как сумма следующих составляющих: подъемной силы изолированного крыла, состоящего из двух консолей, подъемной силы изолированного корпуса, подъемной силы изолированного руля, состоящего из двух консолей.
Указанные составляющие суммируются суперпозитивно. Кроме того при их объединении должен быть учтен эффект взаимодействия (интерференции). В соответствии с методикой проф. Л.С. Чернобровкина при определении подъемной силы комбинаций "крыло-корпус" и "руль-корпус" необходимо на коэффициент интерференции.
Определим численные значения указанных составляющих подъемной силы. Первая и третья составляющие для прямоугольных конфигураций могут быть определены по единой формуле, учитывающей влияние концевого эффекта. Производная подъемной силы изолированного оперения по углу атаки может быть определена по формуле
Зависимость С y из.кр в функции л к и М приведена на рис. 2.1,а,5.
Из (2.2): С y б из.кр. = 0,0163; С y б из.р = 0,024.
Вторая составляющая определяется в основном носовой частью фюзеляжа (с учетом цилиндрической части) С y б нос =0,06. Относя полную подъемную силу к площади миделя сечения S M и к скоростному напору, получим:
где: К =0,9 учитывает торможение потока за крылом, коэффициенты интерференции для крыла и руля - К бб ? = 1,94; К бб ??= 1,68.
Для определения балансировочного значения С yбал б нам потребуется значение С y д . Имеем:
где К щ = 0,85 - коэффициент, учитывающий влияние щели; K д0 - коэффициент интерференции для случая "д0" [4].
На основании (2.3) и (2.4) при D= 0,285 К' бб = 1,68; K д0 = 1,24; К щ = 0,85
Оценим теперь балансировочное значение коэффициента подъемной силы по углу атаки при б m = д m = 20° с учетом потери подъемной силы при отклонении рулей (см. рис.2.2,a).
Из соотношения (2.8) и с учетом обеспечения требуемого значения располагаемой перегрузки в контрольном режиме n y =3,0 найдем связь между искомыми параметрами S кр и S р . Учитывая
получим из (2.8) и (2.9) с учетом G K = 110 кг, q к = 1620 кг/м 2 , б m - 20°, S м = 0314m s
Зависимость (2.10) приведена на рис. (2.2,б). Теперь перейдем к рассмотрению второго условия.
Для определения балансировки ракеты нам необходимо рассмотреть зависимость m z1 (б,д) в связанной системе координат. Безразмерный коэффициент момент определяется выражением
Здесь, как и ранее, S M и L - площадь миделя и длина корпуса ракеты. Для определения момента аэродинамических сил относительно оси OZ 1 необходимо знать величины этих сил и точку их приложения. Составим выражение продольного момента всего летательного аппарата относительно оси OZ 1 , проходящей через его центр тяжести. Этот момент представляет собой алгебраическую сумму моментов создаваемых фюзеляжем, крыльями и рулями. Таким образом суммарный момент:
Здесь х т - координата центра тяжести, х dф , х dкр , х dp - координаты центров давления фюзеляжа, крыла и руля, отсчитываемые от носка ракеты. Подставляя равенства (2.13) в выражение (2.12) и переходя к безразмерным коэффициентам получим:
С учетом (2.15) выражение (2.14) может быть представлено в виде
Зависимость (2.16) приведена на рис.2.3,б. Отметим, что для статически устойчивого летательного аппарата
Производная (ш) бя л , от которой зависит абсолютная величина восстанавливающего момента называется степенью продольной статической устойчивости. Так как С и а связаны в большинстве случаев линейной зависимостью, то наряду с кривыми 1X1. (а) строят кривые ТТ\(С,). Частная производная (Ш ру) как и производная (m a ) дает качественную и количественную оценку статической устойчивости летательного аппарата и поэтому также называется степенью (запасом) продольной статической устойчивости. Эти производные связаны между собой равенством
Остановимся еще на понятии фокуса симметричного летательного аппарата. Выше было показано, что подъемная сила ЛА может быть представлена в виде суммы двух слагаемых, одно из которых пропорционально углу атаки, второе пропорционально углу отклонения рулей.
Каждая из составляющих подъемной силы приложена в определенной точке. Назовем фокусом летательного аппарата точку приложения той части подъемной силы, которая обусловлена углом атаки. Как видно из данного определения фокус в общем случае не совпадает с центром давления ЛА, т.е. с точкой приложения всей подъемной силы. Только в одном частном случае, а именно при д'= 0 и полной симметрии ЛА, когда Y = Y б б центр давления совпадает с фокусом. Обозначим продольную координату фокуса, измеренную от носка ракеты через X F . Так как фокус представляет собой точку приложения равнодействующей подъемных сил, обусловленную углом атаки, то
где Y 1 - подъемная сила той или иной части ЛА, X di - координата точки приложения этой силы. На основании (2.20) для ЛА нормальной схемы найдем
Можно показать [3], что степень продольной статической устойчивости ЛА зависит от взаимного положения его фокуса и центра тяжести.
Как следует из (2.22) степень продольной статической устойчивости m Cy z равна расстоянию между центром тяжести и фокусом, выраженному в долях корпуса. Преобразуя (2.22) найдем
Вернемся теперь к выражению (2.15). Как видим, для расчета величин m б z и m д z необходимо знать величины С б yф , С б yкр , С б yp и С д yp , которые нам уже известны из предыдущего. Кроме того необходимо дополнительно знать координаты центров давления Х dф , Х dкр, Х dp.
В соответствии с методикой проф. Л.С. Чернобровкина величины X d ф , X dк р , X dр определяются сначала для изолированных конструкций (крыльев, рулей, фюзеляжа), а затем вводится поправка на интерференцию. Что касается рулей, то поскольку они располагаются в конце корпуса, то их центр давления можно считать совпадающим с центром давления изолированного руля.
Определим теперь численные значения величин X d ф , X dкр и X dр для рассматриваемой компоновки.
1. Центр давления изолированных крыльев. Линейная теория
2. изолированных крыльев позволяет определить расстояние от начала
3. САХ- x dA до центра давления, отнесенное к величине хорды.
Для рассматриваемого крыла с л к величина x dA ? 0,4 (влияние увеличения угла атаки не учитываем).
4. Центр давления изолированного фюзеляжа. Будем, как и ранее,
5. учитывать лишь подъемную силу носовой части фюзеляжа. Согласно
6. теории тонких тел вращения для малых чисел М
где W - объем носовой части корпуса. Для носовой части с параболическим обводом W Hoc = 0,533 L hoc S M .
Опыт показывает, что при увеличении числа М центр давления смещается назад и тем больше, чем больше удлинение цилиндрической части корпуса. Величина дополнительного смещения в долях длины носовой части составляет ?Х/ L нос = 0,45.
7. Центр давления комбинаций "крылья-фюзеляж". Положение центра давления с учетом взаимного влияния крыльев и фюзеляжа для случаев "бб" и "до" подробно рассмотрено в [3]. Мы на этом останавливаться не будем. Теперь перейдем непосредственно к формулировке второго условия. Из (2.16) при б m = д m следует m z б = -m z б . Полагая Х т 1 = 0,51; m z б = -0,08; X т 0 = 0,59 определим значение m z б приближенно принимая, что Х т 1 ? (Х dкр ) бб . Тогда, как следует из
Вертикальная прямая (2.26) приведена выше на рис. 2.2,б. Точка пересечения прямых (1) и (2) дает искомые значения S Kp =6,2; S р =3,2. Геометрическая схема ракеты с учетом полученных значений S к р , S p и Х кр ? 1,8 приведена на рис.2.3 , а.
Ракеты рассматриваемого типа являются одноступенчатыми и имеют однорежимный ракетный двигатель. В этом случае закон изменения скорости по времени включает два участка: стартовый и пассивный. Первый из них характеризуется малой продолжительностью (t =3ч5с) и резким нарастанием скорости полета (ускорение до 250 ч300 м/с 2 ). Второй участок соответствует свободному полету ракеты по инерции и характеризуется существенным изменением скорости. Рассмотрим методику определения баллистических характеристик ракеты V(t) и S(t)= к ? 0 V(t) dt. [2] Управление движения для стартового участка записано в виде:
Здесь R - тяга двигателя, X - сила лобового сопротивления. Пренебрегая в (З.1) влиянием силы лобового сопротивления и учитывая R = - gJ 1 , m получим
Здесь J 1 - удельный импульс топлива. Интегрируя это уравнение с разделяющимися переменными в пределах: по времени - от нуля по t r , но скорости - от начального значения V H до максимального значения V m получим формулу Цилковского
Определим прирост скорости за время стартового участка
Зависимость относительного приращения, определенная из (3.4) приведена на рис.3.1,а сплошной линией.
Рассмотрим возможность упрощения формулы (3.4). Полагая
Соответствующая зависимость приведена пунктиром на рис,3.1,а. Физический смысл формулы (3.5) состоит в том, что прирост количества движения под действием импульса тяги определяется по среднему значению веса ракеты на стартовом участке G n = G 0 (1- 0,5 G T ). Далее можно получить следующее приближение для формулы (3.4), соответствующее отказу от учета переменности массы.
Оценки показывают, что, формулу (З.6) можно применять и при значениях G т , соответствующих ракетам рассматриваемого типа. Физическое обоснование этого эффекта приведено в [2]. Из (3.6) получим выражение для энерговооруженности ракеты
Как следует из (3.7), основным параметром, характеризующим приращение скорости полета на стартовом участке является величина относительного запаса топлива или пропорциональная ему величина энерговооруженности.
Определим допустимый по условиям размещения на ракете запас топлива. Уравнение весового баланса запишем в упрощенном виде (вес конструкции ракеты включаем в полезную нагрузку)
где б - коэффициент весового совершенства конструкции двигателя.
При проектировании ракеты величины Р и б обычно бывают известны. Тогда из (3.9) может быть определена величина G т доп. На рис.3.1,б приведена зависимость G т доп (P) для трех значений величины б.
Поскольку величины Е и ?V m пропорциональны величине G T , на вертикальной оси приведены также шкалы для этих величин. Отметим, что дляперспективных ракет рассматриваемого типа Р?3,0, б=0,5. В этом случае G T = 0,445; Е=110 с. В современных ракетах Е порядка 90 с. Перейдем теперь к рассмотрению пассивного участка полета. Силу лобового сопротивления представим в виде
где С хо - коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе, р о - плотность воздуха при Н=0, ? - относительная плотность. Величина С хо может быть определена по методике проф. Л.С. Чернобровкина. Однако, в целях упрощения мы определим ее косвенно через баллистический коэффициент ракеты ст.
В [2] показано, что для ракет рассматриваемого типа величина баллистического коэффициента составляет у ? 2•10 -4 м 2 /кг. Это значение баллистического коэффициента мы и принимаем для оценочных расчетов.
Перейдем теперь к оценке дальности полета ракеты. Поскольку протяженность стартового участка мала (t r = 3ч5 с), дальность, набираемая ракетой на этом участке, также мала (при мгновенном сгорании топлива S k = 0) и ее можно не учитывать. В этом случае дальность полета однозначно определяется пассивным участком. Определение этой дальности проведем без учета индуктивного сопротивления С х ин д , полагая С х = С хо = const. Отметим, что в требованиях ТТЗ обычно задаются дальности пуска на встречных и догонных курсах в режиме стрельбы по неманеврирующей цели, что позволяет принять допущение С х инд = 0. Из (3.1) при R=0 и С х = С хо = const получим
Интегрируя (3.12) от начального значения V m до текущего значения V, получим
Здесь время отсчитывается от начала пассивного участка, которое можно отождествить с полным временем полета. На основании (3.13) можно получить значение текущих значений скорости V(t) и дальности S(t). На рис.3.2,а приведены зависимости S(V) и t(V), где V = V/V m , на рис.3.2,6 зависимости V(t) и S(t). Для определения полной дальности полета необходимо задать значение конечной скорости полета - V K , которая зависит от ракурса стрельбы.
где ?V - запас скорости. Обычно ?V = 150 м/с. Подставляя (3.14) в (3.13) определим полные дальности пуска ракеты. Заданные в ТТЗ дальности пуска определяются выражениями
где S (+) - соответствует конечной скорости V к = V н , S (-) - соответствует конечной скорости
Используя полученные соотношения, проведем оценку баллистических характеристик рассматриваемой ракеты. Положим G o =170 кг; G т = 60 кг; J i =240 с; ? = 1,7-10 -4 m 2 / кг; Н н =Н ц =10 км; V н =V ц -600 м/с.
3. Приращение скорости на стартовом участке
4. Скорость в конце стартового участка
5. Коэффициент ч. При р о = 0,125; ?= 0,34; ? =1,7•10 -4 получим
6. Дальность полета на встречных курсах
7. Дальность полета на догонных курсах
8. Время полета на встречных курсах
10. Дальность пуска на встречных курсах
11. Дальность пуска догонных курсах
Аналогичным образом определяются баллистические характеристики для других режимов пуска, определяемых величинами Н нц и V нц.
1. Рейдель А.Л., Соколовский Г.А. Летно-тактические характеристики ракет класса "воздух-воздух" и их связь с эффективностью авиационного боевого комплекса. М.: МАИ,1993.
2. Рейдель А.Л., Соколовский Г.А. Аэробаллистические характеристики управляемых ракет класса "воздух-воздух". М.: МАИ, 1995,
3. Лебедев А.А.,Чернобровхин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962 (второе издание М.: Машиностроение, 1973).
4. Афонин П.Б., Голубев И.С, Колотков Н.И., Монучаров В.А., Новиков В.Н., Хмелевский Г.В., Чернобровкин Л.С, Чураков В.Н. Беспилотные летательные аппараты. М.: Машиностроение, 1967.
Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты. Определение характеристик топлива. Приближенное баллистическое проектирование: параметры; программа движения на активном участке траектории, удельные импульсы тяг двигателей. Объемный расчет ракеты. курсовая работа [1,3 M], добавлен 29.11.2011
Особенности выбора конструктивно-компоновочной схемы ракеты. Анализ результатов баллистического расчёта минимума стартовой массы. Весовой расчёт ракеты при выбранных оптимальных проектных параметрах. Объемный расчет основных частей проектируемой ракеты. курсовая работа [6,1 M], добавлен 23.11.2009
Расчет жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), используемого на второй ступени баллистической ракеты. Технологический процесс сборки фермы полезной нагрузки. Оценка предполагаемых затрат на проект. Основные моменты безопасности и экологичности проекта. дипломная работа [2,2 M], добавлен 23.11.2009
Расчёт радиусов поражения для системы космической связи, минимальной и максимальной дальности пуска ракеты, полосы пропускания приёмного тракта ракеты. Моделирование пуска ракет для определения метода защиты с применением одной и двух ложных целей. курсовая работа [2,1 M], добавлен 13.06.2012
Определение геометрических и массовых параметров ракеты, тяги и удельного импульса. Анализ изгибных, продольных и крутильных колебаний летающего аппарата с помощью программы "Колебания. Программа". Определения напряжений в конструкции переходного отсека. курсовая работа [890,3 K], добавлен 27.02.2015
Изучение методики проектирования и расчета параметров магистралей горючего и окислителя с помощь программы "Динамика КС". Исследование процессов моделирования запуска двигателя для ракеты Р5. Структурная схема гидравлического тракта от насоса до КС. курсовая работа [321,3 K], добавлен 06.10.2010
Техническое описание самолета. Обоснование проектных параметров. Расчет взлетной массы. Компоновка и расчет геометрических параметров основных частей самолета. Коэффициент максимальной подъемной силы. Определение летно-эксплуатационных характеристик. курсовая работа [891,2 K], добавлен 27.06.2011
Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д. PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах. Рекомендуем скачать работу .

© 2000 — 2021



Решение задачи формирования облика ракеты класса "воздух-воздух" на этапе предварительного проектирования курсовая работа. Производство и технологии.
Права И Обязанности Государственных Служащих Курсовая
Реферат: John Marshall Book Report Essay Research Paper
Промышленная Безопасность Темы Дипломных Работ
Баллы За Эссе По Английскому Егэ 2022
Курсовая работа по теме Социальная защита населения в Российской Федерации
Реферат: Роль ислама в истории внешней политики Пакистана
Реферат: Модульный принцип организации производства. Скачать бесплатно и без регистрации
Сочинение О Карле Великом 6 Класс
Реферат: Методические рекомендации по работе уо с информационными образовательными ресурсами сети Интернет
Реферат по теме Взаимосвязь характерестик древнего мира с деятельностью человека. Американские цивилизации
Оформление И Защита Магистерской Диссертации
Реферат: Tradition Vs Modern Essay Research Paper The
Электроснабжение Поселка Курсовая Работа
Значение Слова Семья Сочинение
Магистерская Диссертация Английский Язык
Контрольная работа: Национальный этикет и правила международной вежливости у американцев. Скачать бесплатно и без регистрации
Контрольная Работа Окружность 3 Класс
Реферат по теме Модель шляхетской демократии в Польше (XVI-XVIII вв.)
Реферат: Роль Пушкина в культуре
Контрольная Работа 1 Вариант 2 8 Класс
Формирование компетенций научно-исследовательской деятельности у курсантов средствами военно-научной работы - Педагогика статья
Княгиня Ольга в литературе и источниках - История и исторические личности контрольная работа
Статистична та спеціальна звітність по виплатам працівникам - Бухгалтерский учет и аудит дипломная работа