Аэродинамические характеристики ракеты-носителя "Посейдон С-3"

Скачать

Расчет аэродинамических характеристик с использованием данных о величине аэродинамических коэффициентов для летательных аппаратов в виде тел вращения и крыльев с симметричным профилем. Зависимости основных аэродинамических коэффициентов от чисел Маха.

Размер: 1,8 M
Тип: курсовая работа
Категория: Военное дело и гражданская оборона
Скачать

Другие файлы:

Исследование тактико-технических характеристик и устройства ракеты-носителя "Космос-3М"
Рассмотрение краткой истории создания и компоновочной схемы ракеты-носителя "Космос-3М". Тактико-технические характеристики двигателей ракеты. Редукто...

Технологический процесс сборки-сварки корпуса топливного бака горючего первой ступени ракеты-носителя семейства "Анагара"
Проектирование технологического процесса сборки-сварки корпуса бака для топлива ракеты-носителя семейства "Анагара". Технико-конструктивное описание и...

Математическая модель самолета как объекта управления (самолет ТУ-154)
Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характер...

Центробежные вентиляторы. Справочник
В справочнике приведены в систематизированном виде аэродинамические схемы и характеристики примерно ста центробежных вентиляторов различных типов и ко...

Проектирование двухступенчатой баллистической ракеты с ЖРД
Особенности выбора конструктивно-компоновочной схемы ракеты. Анализ результатов баллистического расчёта минимума стартовой массы. Весовой расчёт ракет...


Краткое сожержание материала:

Размещено на

Размещено на

Аэродинамические характеристики ракеты-носителя «Посейдон С-3»

Введение

Ракета-носитель (РН) «Посейдон С-3» [1] - американская баллистическая ракета, размещаемая на подводных лодках. Представляет собой двухступенчатую баллистическую ракету с тандемным расположением ступеней. Обе маршевых ступени оснащены твердотопливными ракетными двигателями. Предназначена для уничтожения площадных незащищённых целей типа городов, а также военных целей, в том числе стартующих баллистических ракет.

Первые испытания РН, проводимые на суше состоялись 16 августа 1968 года. После, 17 июля 1970 года состоялся первый пуск с борта ракетоносца. В течение первых пусков было принято решение сократить наземный цикл испытаний до 20 пусков. В ходе цикла последний пуск был проведён 29 июня 1970 года. Из 20 пусков 13 завершились успешно.

Принятие на вооружение ракет «Посейдон C-3» значительно повысило боевые возможности флота США. При неизменном количестве ракетоносцев размещенное на них количество боеголовок возросло в 2,6 раза. В процессе эксплуатации стартовая надёжность ракет «Посейдон C-3» составила 84%.

Целью исследования является изучение аэродинамики летательного аппарата, а именно величины коэффициента лобового сопротивления и производной коэффициента подъемной силы по углу атаки, которые в дальнейшем позволят рассчитать координату фокуса и сделать заключение об устойчивости данного ракетоносителя.

В данной работе используется метод поэлементного расчета, заключающийся в определении необходимых аэродинамических характеристик отдельно для каждого элемента с последующим определением этих характеристик для «целого» летательного аппарата.

1. Постановка задачи

аэродинамический летательный мах

Для ракеты-носителя «Посейдон С-3» необходимо определить следующие аэродинамические характеристики:

· коэффициент сопротивления трения при нулевом угле атаки Cx тр(M?, h);

· коэффициент сопротивления давления при нулевом угле атаки Cx давл(M?);

· коэффициент аэродинамической продольной силы Cx0(M?) для высоты 10 км и нулевого угла атаки;

· производную коэффициента аэродинамической нормальной силы по углу атаки Cбy(M?) для высоты 10 км;

· производную коэффициента аэродинамической подъемной силы по углу атаки Cбyа(M?) для высоты 10 км;

· коэффициент индуктивного сопротивления для различных углов атаки и высоты 10 км;

· коэффициент лобового сопротивления для различных углов атаки и высоты 10 км;

· координату фокуса летательного аппарата .

Значение коэффициентов определить для дискретных значений чисел Маха набегающего потока

M? = (0,1; 0,3; 0,5; 0,7; 0,9; 1; 1,1; 1,3; 1,5; 2; 2,5; 3; 3,5; 4; 4,5; 5),

Высот, км, h = (0,10,20,30,40,60)

и углов атаки, град, б = (0,2,4,6,8).

Зависимости Cx тр(M?, h), Cx давл.(M?), Cxa(M?, б), XF (M?) представить в табличном виде и на рисунках.

Рисунок 1 - Чертеж РН «Посейдон С-3»

2. Формирование расчетной схемы ракеты-носителя

В общем случае ракету-носитель можно рассматривать как совокупность корпуса летательного аппарата, одного или нескольких типов ускорителей в виде боковых блоков и одного или нескольких типов крыльев. В данном случае ракета-носитель состоит только из корпуса, представляющего собой сочетание конических и цилиндрических поверхностей.

Формирование расчетной схемы ракетоносителя заключается в уточнении и корректировке масштаба его изображения.

По рисунку 1 находятся две величины, выраженные в миллиметрах, - длина ракеты Lрис и наибольший диаметр корпуса Dрис. В таблице 1 приведены в метрах длина L и наибольший диаметр первой ступени Dдн. По этим данным определяются два масштаба изображения аппарата - масштаб по длине

и масштаб по диаметру

Приведение корпуса аппарата к телу вращения производится за счет исключения из состава конструкции элементов, слабо влияющих на аэродинамические силы, и коррекции формы корпуса введением эквивалентного диаметра для отдельных частей корпуса. В результате формируется расчетная схема летательного аппарата, приведенная на рисунке 2.

Таблица 1 - Основные геометрические параметры РН

Наименование

Обозначение

Размерность

Величина

Длина ракеты

L

м

10,385

Носовая часть

Длина

м

2,3

Диаметр

м

1,78

Цилиндрический участок 1

Длина

Lц1

м

0,682

Диаметр

Dц1

м

1,78

Расширяющаяся часть

Длина

м

0,597

Диаметр меньший

Dю1

м

1,78

Диаметр больший

Dю2

м

1,88

Цилиндрический участок 2

Длина

Lц2

м

6,223

Диаметр

Dц2

м

1,88

Сужающаяся часть

Длина

Lуж

м

0,259

Диаметр меньший

Dуж1

м

0,908

Диаметр больший

Dуж2

м

1,49

Сопло

Длина

м

0,324

Диаметр меньший

Dс1

м

0,908

Диаметр больший

Dс2

м

1,102

Количество

nc

шт

1

Рисунок 2 - Расчетная схема РН «Посейдон С-3»

3. Геометрические параметры летательного аппарата

Летательный аппарат, схема которого приведена на рисунке 2, имеет следующие геометрические параметры:

- удлинение

- площадь миделя

- площадь боковой поверхности корпуса

Приведем расчет характеристик РН по каждому...