Введение
В военной авиации существует понятие авиационный боевой комплекс (АБК) — функционально взаимосвязанная совокупность летательного аппарата (со всеми комплектующими его системами и изделиями), технических средств обеспечения (ТСО) и инженерно-строительных сооружений, объединенных для самостоятельного или совместного с боевыми комплексами других родов войск выполнения боевых задач.
К основным типам АБК относят:
· Истребительные
· Ударные
· Разведывательные
· Военно-транспортные
Ракеты класса «воздух-воздух» входят в состав практически всех типов АБК, являются их составной частью.
Таким образом, ракета класса «воздух-воздух», сама являющаяся достаточно сложной технической системой, представляет собой подсистему, входящую в систему более высокого иерархического уровня — авиационный боевой комплекс, её характеристики должны максимально удовлетворять требованиям АБК. В составе АБК ракеты класса «воздух-воздух» обеспечивают атаку и поражение разнообразных одиночных и групповых воздушных целей (самолетов, вертолетов, крылатых ракет и др.) при автономных и групповых действиях самолетов-носителей во всем многообразии их боевого применения.
В данном дипломном проекте описан вариант разработки авиационной управляемой ракеты класса «воздух-воздух» средней дальности в соответствии с полученным техническим заданием.
1. Предварительные изыскания 1.1 Анализ технического задания
На основе тактико-технического задания были сформированы основные требования, предъявляемые к проектируемому ЛА.
Ракета должна обеспечивать перехват воздушных целей таких как высокоманевренные истребители и штурмовики, а так же малоразмерные цели, летящие с заданной скоростью в заданном диапазоне высот с превышением или принижением относительно самолёта-носителя на определённую величину и маневрирующих с определённой перегрузкой. Ракета должна обеспечивать выполнение боевой задачи днём и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при атаках с любого направления в передней и задней полусферах, на фоне земной и водной поверхностей, при активном информационном и маневренном противодействии противника. Так же задаётся вероятность поражения цели и дальность пуска, максимальное значение стартовой массы ракеты и тип устройства, с которого производится пуск.
1.2 Краткие сведения по существующим ракетам класса «воздух-воздух» средней дальности
Авиационная управляемая ракета средней дальности Р-77
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Ракета средней дальности Р-77 (РВВ-АЕ) предназначена для поражения истребителей, штурмовиков, бомбардировщиков, самолетов и вертолетов военно-транспортной авиации противника в воздушных боях на средних дистанциях днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений, на фоне земли и моря, при активном информационном и маневренном противодействии противника.
Ракета прошла в ГосМКБ «Вымпел» цикл создания в 1982-1989 гг. Одним из основных требований к ней была компактность, позволяющая размещать ракеты на внутренней подвеске перспективных боевых самолетов с целью повышения аэродинамических качеств и снижения заметности.
Взамен традиционных для отечественных ракет треугольных крыльев приняли трапециевидные крылья малого удлинения, по типу ранее применявшихся на американских корабельных зенитных ракетах, начиная с «Тартар». Уникальной для ракет «воздух-воздух» особенностью РВВ-АЕ являлись раскрываемые решетчатые аэродинамические рули. В сложенном положении они не выступают за поперечные габариты ракеты, определяемые размахом крыла. Наряду с малым весом и относительно небольшой длиной это обеспечивает возможность размещения большого числа ракет в внутри фюзеляжном отсеке вооружения перспективного истребителя. Кроме того, за счет малой хорды такого руля шарнирный момент мал и слабо зависит от скорости и высоты полета, а также от угла атаки. Потребный момент не превышает 1,5 кГм, что позволило применить для отклонения рулей малогабаритные и легкие электрические рулевые приводы. Рули сохраняют эффективность на углах атаки до 40°, обладают большой жесткостью, что положительно сказывается на параметрах процесса управления. Разумеется, как и всякому другому техническому решению, использованию решетчатых аэродинамических рулей свойственны и недостатки — несколько большее аэродинамическое сопротивление и увеличенная эффективная поверхность рассеяния, что, впрочем, в какой-то мере компенсируется сложенным положением рулей, способствующим размещению ракет на носителе при внутрифюзеляжной и контейнерной подвеске.
На ракете применена комбинированная система управления, обеспечивающая инерциальное наведение с радиокоррекцией на основном участке полета и, впервые в советских ракетах «воздух — воздух», активное радиолокационное самонаведение на конечном участке сближения с целью.
Принята на вооружение в феврале 1994 г. Ею оснащаются модификации истребителей 4-го поколения — МиГ-29СД (СЭ, СМ, М), Су-35, Су-37, МиГ-31М и др.
ГосМКБ «Вымпел» ведет работы по модернизации ракеты Р-77 в направлениях повышения эффективности, дальности поражения, технологичности и унификации ее применения в других комплексах. Предусматривается комплектация ракеты инфракрасной ГСН с захватом цели на траектории полета.
Ракета AMRAAM AIM-120
Управляемая всепогодная ракета (УР) класса «воздух — воздух» средней дальности AIM-120, имевшая первоначально обозначение AMRAAM (Advanced Medium-Range Air-to-Air Missile) разработана фирмой «Hughes Aircraft Co». Ракета принята на вооружение ВВС США в 1991 году.
Ракеты AMRAAM модификаций AIM-120A, А1М-120В, AIM-120B+, AIM-120C, AIM-120C-5 являются в настоящее время основным оружием «воздух-воздух» истребителей США, стран-участников НАТО и других государств (всего около 18). Перевооружение парков истребителей этих стран (F-4F, F-14D, F-15, F-16, F/A-18, «Tornado», «Harrier», JAS-39 «Grippen», JA-37 «Viggen») указанными ракетами выполнено взамен УР AIM-7F, А1М-7М «Sparrow».
По сравнению с УР «Sparrow» в AIM-120 достигнуто существенное снижение стартового веса, габаритов ракеты, повышена эффективность борьбы как с высотными энергично маневрирующими, так и с ниэколетящими целями в условиях интенсивного ведения радиоэлектронной борьбы. Это стало возможным благодаря современным достижениям в теории управления летательными аппаратами, радиоэлектронике и вычислительной технике, двигательных установках и боевом снаряжении.
В головном отсеке сосредоточена основная часть аппаратуры автономного наведения, которое осуществляется с помощью комбинированной системы ╒ командно-инерциальной на начальном и среднем участках траектории полета и активной радиолокационной на конечном. В состав оборудования командно-инерциальной системы входят бескарданная инерциальная платформа и приемник командной линии связи, расположенный в сопловом блоке хвостовой части УР. Вес платформы, в которой применены миниатюрные скоростные гироскопы, менее 1,4 кг. Высокопроизводительная микро-ЭВМ, работающая с тактовой частотой 30 МГц, является общей для командно-инерциальной и радиолокационной систем. Она выполняет все функции управления, командной связи, обработки сигналов радиолокационной аппаратуры и взрывателей, а также встроенного контроля при проверке работоспособности основных узлов и блоков аппаратуры. Введение такой микро-ЭВМ, позволило существенно увеличить количество параметров, используемых для расчета наиболее оптимальной траектории наведения в зависимости от взаимного расположения ракеты и цели в точке встречи, их скоростей и направлений полета. Эта ЭВМ может выбирать такую траекторию наведения, при которой ракета настигнет цель под ракурсом, дающим наибольший эффект для поражения боевой частью.
Приемник командной линии связи используется в случае необходимости коррекции траектории полета УР на среднем участке. Активная радиолокационная аппаратура, обеспечивающая полностью автономное наведение ракеты после надежного захвата цели, включает антенну с высокочастотными каскадами приемника и передатчик. Антенна радиолокационной аппаратуры размещается под радиопрозрачным обтекателем), изготовленным из керамики, армированной стекловолокном.
В отсеке БЧ находятся собственно боевая часть, неконтактный радиолокационный взрыватель, а также элементы предохранительно-исполнительного механизма и пиротехнической цепи. БЧ осколочного типа направленного действия, при котором разлет готовых осколков производится в узком круговом или ограниченном секторе. Причем последнее возможно лишь при подлете ракеты к цели под строго определенным ракурсом. При прямом попадании УР в цель срабатывает контактный взрыватель. Двигательная установка представляет собой двухрежимный твердотопливный ракетный двигатель с высоким удельным импульсом, работающий на малодымном без окиси алюминия топливе весом 45 кг.
Ракета MICA
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Авиационная ракета MICA «двойного назначения» (малой / средней дальности) предназначена для перехвата и уничтожения высокоманевренных пилотируемых и беспилотных средств противника днем и ночью, с любых направлений, в переднюю и заднюю полусферы, на фоне земли и при активном радиоэлектронном противодействии.
Разработка управляемой ракеты (УР) MICA (Missile d’ Interception et de Combat Aerien) была начата в инициативном порядке фирмой «Matra» в 1982 году. Данная система вооружения создавалась как единая для замены ракет малой дальности «Magic-2» и средней дальности «Super 530D/F». Полномасштабные работы по программе MICA в соответствии с заданием ВВС и ВМФ Франции были развернуты с 1987 г.
Летные испытания УР MICA начались в 1991 году. Ракета была принята на вооружение в варианте MICA-IR в 1998 г. и в варианте MICA-EM в 1999 г. Ракетой вооружены самолеты «Mirage» 2000-5/9, «Rafale-M», «Mirage-F1», «Mirage-III», «Mirage-V», «Harrier», «Jaguar». Возможна также ее установка на самолеты «Hawk», F-16.
Совмещение в ракете MICA функций оружия средней дальности и оружия ближнего маневренного боя, наличие модификаций с различными головками самонаведения, реализация автономных режимов применения в соответствии с принципом «пустил-забыл», малые габаритные размеры и масса делают ракету весьма привлекательной на рынках вооружений, особенно в регионах Ближнего и Среднего Востока, Южной и Юго-Восточной Азии. Ракета MICA может составить реальную конкуренцию российским ракетам РВВ-АЕ и модернизированной Р-73. Вопрос сопряжения с носителями российского производства является решаемой технической задачей.
Ракета MICA выполнена по нормальной аэродинамической схеме и оснащается крестообразным широкохордным крылом малого удлинения. В носовой части корпуса установлены плоскости дестабилизатора, имеющие в плане прямоугольную форму. В средней части ракеты расположен РДТТ фирмы «Protac», снаряжаемый зарядом малодымного смесевого топлива. РДТТ обеспечивает максимальную скорость полета ракеты равную M=3.5-4. В хвостовой части расположены аэродинамические рули, блок системы управления вектором тяги двигателя (СУВТ) и приемник линии передачи данных. СУВТ включается сразу после схода ракеты с пусковой направляющей и вместе с аэродинамическими рулями обеспечивает маневрирование ракеты с перегрузкой до 50g.
Боевая часть — осколочно-фугасная, взрыватель — активный радиолокационный.
Для подвески ракеты служат подкрыльевые рельсовые пусковые установки, обеспечивающие запуск с перегрузкой до 9g, или пневматические катапультные, обеспечивающие запуск из внутренних отсеков носителя (до 4g). Электрические разъемы и узлы подвески УР MICA совместимы с ракетами AIM-9, «Super 530» и «Magic».
Для управления ракетой используется комбинированная система управления: командно-инерциальная система на начальном участке траектории и система самонаведения на конечном участке. В зависимости от варианта ракета может оснащаться активной импульсно-доплеровской ГСН (MICA EM) или тепловизионной ГСН (MICA IR). Ракета MICA может применяется в следующих режимах:
· Пуск по цели за пределами визуальной видимости с захватом цели головкой самонаведения на траектории по целеуказанию от инерциальной системы и получением команд коррекции с самолета-носителя в случае изменения траектории цели.
· Пуск по цели за пределами визуальной видимости с захватом цели головкой самонаведения на траектории без использования линии передачи данных. В этом режиме ракета применяется в соответствии с принципом «пустил-забыл», траектория полета на маршевом участке оптимизирована для достижения максимальной дальности.
· Пуск с захватом цели ГСН ракеты на подвеске самолета-носителя по информации от прицельных систем носителя, носитель после пуска — автономен.
· Пуск с захватом визуально наблюдаемой цели ГСН ракеты на подвеске самолета-носителя с использованием нашлемной системы целеуказания (НЛЦ).
Ракета PL-12
Разработана в Китае для вооружения ВВС Народно-освободительной армии Китая (PLAAF) и Пакистанских ВВС (PAF). PL-12 внешне очень похожа на ракету AIM-120 AMRAAM, оснащается двухрежимным твердотопливным двигателем китайской разработки. В середине 2002 года были произведены первые пуски PL-12 с борта многофункционального истребителя Су-30МКК (J-13) ВВС Китая.
Ракета PL-12 (на экспорт предлагается под названием SD-10A — «ШэДянь-10») является новой китайской разработкой, оснащаемой активной радиолокационной головкой самонаведения (на начальном этапе полета наведение — инерциальное, с радиокоррекцией), и близка по характеристикам и боевым возможностям к российской РВВ-АЕ и американской AIM-120 AMRAAM. К ее созданию в Китайской академии ракет «воздух-воздух» в Лояне приступили в 1997 г., а в августе 2005 г. после серии успешных пусков с борта истребителей испытания ракеты были завершены. PL-12 находится на вооружении ВВС НОАК с 2005 г. и помимо J-10 может применяться с истребителей J-8F и J-11B.
1.3 Выбор и обоснование опорного облика проектируемого ЛА
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Под обликом летательного аппарата понимается совокупность геометрических и функциональных характеристик, отражающих его схему, общий вид, структуру, принципы устройства и функционирования.
Выбор облика опорного варианта является сложной многокритериальной задачей. В облике проектируемого ЛА необходимо соблюсти все требования ТЗ, при этом реализовать максимально оптимальную компоновку с точки зрения массы, стоимости, эффективности и других параметров качества.
Современные ракеты средней дальности класса «воздух-воздух» в свою очередь обладают рядом особенностей, которые следует учитывать при обликовом проектировании. К ним относятся:
· базирование на самолете-носителе
· высокие маневренные перегрузки
· длительный срок службы
. Базирование на самолете-носителе
Данная особенность предполагает проектирование максимально компактного и легкого ЛА, для уменьшения нагрузки на самолет-носитель и увеличение его тактико-технических характеристик. Также следует учитывать, что старт с самолета-носителя предполагает наличие пускового устройства, что в свою очередь накладывает ограничение на конструкцию узлов крепления проектируемого ЛА.
2. Высокие маневренные перегрузки
Для эффективного перехвата цели в любых полетных условиях, необходимо обеспечить максимально возможные располагаемые продольные и маневренные перегрузки. Эта особенность, предполагает проектирование прочной конструкции, с использованием наиболее технологичных конструкционных материалов. Здесь же необходимо принять во внимание тот факт, что обеспечение необходимых потребных перегрузок возлагается на ДУ и органы управления, которые также необходимо реализовать наиболее оптимальным образом.
. Длительный срок службы
Эта особенность относится в первую очередь к материалам, используемым в качестве топлива для всевозможных установок и устройств, расположенных на борту ЛА. Также здесь предполагается применение максимально надежных деталей и элементов, используемых при создании ЛА.
Рассмотрев возможные особенности и ограничения, изложенные выше, можно сделать вывод, что выбор опорного варианта ЛА является основополагающей и комплексной задачей, предполагающей наличие серий компромиссов, направленных на сглаживание противоречий, возникающих при оценке характеристик ЛА с помощью критериев качества. Следует отметить тот факт, что ошибка в выборе облика ЛА не может быть исправлена на последующих этапах проектирования, что делает эту задачу наиболее ответственной из всех, решаемых задач для создания современного перспективного ЛА.
Выбор аэродинамической схемы ЛА
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Центральной задачей синтеза облика является выбор схемы ЛА — важнейшей комплексной характеристики облика, которая определяет способ создания управляющих сил и моментов, обеспечивающих управляемый полет. В зависимости от специфики применения ЛА схемы различаются способами создания управляющих сил и моментов, т.о. существуют:
· Аэродинамическая схема
· Газодинамическая схема
· Комбинированная (аэрогазодинамическая) схема
Широкое применение в разработке ракет класса «воздух-воздух» получили аэродинамические схемы, ввиду требований наилучшего заполнения, надежности и простоты эксплуатации, удобства хранения и простоты изготовления.
Аэродинамические схемы ЛА как правило классифицируются по единственному признаку — расположению несущих поверхностей и органов управления и стабилизации. На сегодняшний день основными аэродинамическими схемами ЛА, применяемыми для авиационных
управляемых ракет (АУР) являются:
· Нормальная схема
· Схема «утка»
· Схема «бесхвостка»
· Схема с поворотным крылом
Ниже следует краткое описание характера этих схем.
Нормальная схема
Характерной чертой данной схемы является расположение несущих поверхностей вблизи центра масс ЛА, а органов управления и стабилизации на значительном расстоянии сзади. Изображение данной схемы представлено на рисунке 1.1.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Рисунок 1.1. Нормальная схема
Схема «утка»
Особенностью схемы является расположение рулей перед несущими поверхностями и центром масс. На рисунке 1.2 приведено изображение схемы.
Рисунок 1.2. Схема «утка»
Схема «бесхвостка»
Схема характеризуется применением треугольных крыльев малого удлинения с большим сужением и дозвуковой передней кромкой для снижения индуктивного сопротивления. Крылья имеют большую бортовую хорду, которая позволяет вовлекать значительную часть корпуса в создание подъемной силы за счет интерференции с крыльями. Органы управления организованы заодно с крыльями, в виде элеронов. Изображение данной схемы представлено на рисунке 1.3.
Рисунок 1.3. Схема «бесхвостка»
Схема с поворотным крылом
Несущие поверхности данной схемы расположены впереди от центра масс, они же являются органами управления, сзади располагаются стабилизаторы. На рисунке 1.4 изображена схема с поворотными крыльями.
Рисунок 1.4. Схема с поворотным крылом
Данные аэродинамические схемы имеют свои достоинства и недостатки, которые следует учитывать при проектировании ЛА. Далее следует краткий анализ основных характеристик и выводы.
Сравнение основных характеристик аэродинамических схем
Оценка несущей способности
Несущая способность ЛА — это максимальная подъемная сила, создаваемая сбалансированным ЛА. Математически данная характеристика представляется выражением:
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
где — коэффициент потерь на балансировку, характеризующий относительную долю и знак подъемной силы, создаваемой органами управления.
Анализ различных схем показывает, что наибольшее значение максимальной подъемной силы в балансировочном режиме имеет схема «бесхвостка». Это осуществляется за счет увеличенной длины бортовой хорды крыла, которая позволяет вовлекать значительную часть корпуса в создание подъемной силы. Нормальная схема и схема «утка» имеют примерно одинаковые показатели несущей способности. Худшее значение подъемной силы наблюдается у схем с поворотными крыльями.
Оценка аэродинамического качества
Аэродинамическим качеством ЛА называется отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления
Значение аэродинамического качества ЛА определяет энергетические затраты при полете, летные характеристики (максимальную дальность), а также маневренные свойства.
Сравнение схем по данному параметру целесообразно проводить при постоянном коэффициенте подъемной силы (. Очевидно, что максимальное значение аэродинамического качества будет наблюдаться у схемы с минимальным коэффициентом лобового сопротивления. С этой точки зрения выигрышной является нормальная схема, так как угол атаки на рулях вычитается из общего угла атаки, что сводит индуктивное сопротивление к минимуму, относительно других схем. Обратная картина наблюдается для схемы «утка». Однако худшее значение аэродинамического качества имеет схема с поворотными крыльями.
Оценка продольной статической устойчивости
Летательный аппарат называют статически устойчивым, если момент аэродинамических сил, возникающий при угловом отклонении от положения равновесия, направлен в сторону положения равновесия.
Для оценки продольной статической устойчивости различных схем воспользуемся понятием степени продольной статической устойчивости. Степень продольной статической устойчивости определяется расстоянием между центром тяжести ЛА и фокусом, выраженным в долях САХ, либо в долях длины фюзеляжа.
Ниже приведены статистические значения степени статической устойчивости для каждой из схем:
· Нормальная схема
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
· Схема «утка»
· Схема с поворотным крылом
· Схема «бесхвостка»
Оценка величины шарнирных моментов
Величина шарнирных моментов оказывает прямое влияние на массу рулевых приводов и источников питания для них.
Если предположить, что зависимость между величиной шарнирного момента МШ и углами α и δ линейная, то соответствующее выражение будет иметь вид:
Анализ данного приближенного выражения показывает, что минимальное значение шарнирных моментов наблюдается в нормальной схеме, так как габариты органов управления малы, а знаки углов α и δ противоположны.
Наибольших значений, шарнирные моменты достигают в схеме с поворотными крыльями из-за очевидного превышения габаритов рулей в других схемах.
Оценка продольного демпфирования
Как известно демпфирующие моменты возникают при колебаниях ЛА относительно оси OZ, их оценку рационально проводить с точки зрения величины вращательных производных .
Наименьшие значения этих производных наблюдаются в нормальной схеме, так как крылья расположены вблизи центра масс, а рули имеют малую площадь.
Наибольшие значения вращательных производных имеют место в схеме с поворотными крыльями.
Моменты крена от косой обдувки
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Возникают при несимметричном обтекании крыльев и корпуса, при одновременном управлении по двум продольным каналам и маневре ракеты.
Наибольшие значения таких моментов возникают в схемах «утка» и с поворотными крыльями, а наименьшие соответственно в нормальной схеме и схеме «бесхвостка».
Сравнение динамических характеристик различных схем
Для оценки и сравнения динамических свойств ЛА различных аэродинамических схем проведем анализ свойств передаточных коэффициентов и переходных процессов.
Передаточные коэффициенты по углу атаки и нормальной перегрузке
Данные параметры играют важную роль при проектировании системы управления (СУ). Они характеризуют управляемость ЛА.
Передаточный коэффициент по углу атаки равен балансировочному отношению:
Передаточный коэффициент по нормальной перегрузке — отношение балансировочной управляющей силы к весу ЛА и углу отклонения руля:
С позиции СУ, необходимо, чтобы диапазон изменения в процессе полета был как можно меньше. Известно, что интенсивность изменения передаточного коэффициента существенно зависит от степени статической устойчивости ЛА. Отсюда можно сделать вывод, что схема с поворотным крылом, имеющая наибольшую степень продольной статической устойчивости, может обеспечить наименьший диапазон изменения передаточного коэффициента по нормальной перегрузке.
Следует отметить, что для передаточного коэффициента по углу атаки прослеживается похожая зависимость от степени продольной статической устойчивости.
Оценка качества переходных процессов
Для оценки данной динамической характеристики рассмотрим переход из одного установившегося режима полета в другой при ступенчатом отклонении органов управления. Переходный процесс — это промежуточный участок полета ЛА, по окончании которого устанавливается новый режим полета. Для оценки и описания качества переходных процессов пользуются следующими характеристиками:
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
· быстрота реакции ЛА на отклонение органов управления
· динамические забросы перегрузки
· быстрота затухания переходных процессов.
Быстрота реакции ЛА на отклонение органов управления
Этот показатель определяется двумя факторами:
· величиной
· периодом собственных колебаний TС
Чем быстрее ЛА реагирует на отклонение рулей, тем больше величина . С этой точки зрения выигрышной является схема с поворотными крыльями. Значительно хуже по этому показателю схема «утка» и еще хуже нормальная схема и схема «бесхвостка».
По статистике наибольшая перегрузка достигается через половину периода после начала переходного процесса. Таким образом меньшему значению периода свободных колебаний, соответствует большее значение интенсивности нарастания перегрузки.
Здесь также схема с поворотными крыльями преобладает по этому показателю над остальными. Худшими также являются нормальная схема и схема «бесхвостка.
Динамические забросы перегрузки
Относительным забросом перегрузки, или перерегулированием по перегрузке называют величину:
Из приведенного выражения легко выражается максимальная перегрузка в переходном процессе . Из этого следует, что чем меньше величина , тем соответственно меньше . Таким образом, уменьшая , появляется возможность облегчить конструкцию планера.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
В схеме с поворотными крыльями заброс перегрузки меньше, чем в других схемах, из-за больших значений ᴂ. Худшими опять же являются «бесхвостка» и нормальная схема.
Быстрота затухания переходного процесса
Так как наибольшие демпфирующие моменты возникают у аппаратов с поворотными крыльями, то и переходные процессы при этой схеме затухают быстрее всего. Наименьший коэффициент затухания имеет место у аппаратов нормальной схемы, а схемы «утка» и «бесхвостка по этому признаку занимают промежуточное положение.
Вывод об оценке качества переходных процессов
Обобщая все выше написанное, можно сделать вывод о том, что схема с поворотными крыльями обеспечивает наилучшее качество переходных процессов. Схема «утка», хотя и уступает по качеству переходных процессов схеме с поворотными крыльями, но все же имеет некоторые преимущества перед обычной схемой.
На рисунке 1.5 изображены виды переходных процессов для каждой из рассматриваемых схем. 1 — нормальная схема, 2 — «бесхвостка, 3 — «утка», 4 — схема с поворотным крылом.
Рисунок 1.5. Виды переходных процессов
Нормальная схема
Достоинства:
· высокое аэродинамическое качество
· малые шарнирные моменты рулей
· простое управление по крену
Недостатки:
· Рули находятся в скошенном крылом потоке
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
· Трудности с размещением рулевых приводов.
· Динамика установления перегрузки хуже, чем в других схемах
Схема «утка»
Достоинства:
· рули в невозмущенном потоке
· удобство компоновки
Недостатки:
· низкое аэродинамическое качество
· трудность в стабилизации по крену
Схема «бесхвостка»
Достоинства:
· высокая несущая способность
· хорошие условия подвески
· простое управление по крену
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Недостатки:
· излишняя статическая устойчивость
· несколько большая масса по сравнению с «обычной схемой»
· существует потеря подъёмной силы на балансировку
Схема с поворотным крылом
Достоинства:
· хорошие условия для применения ПВРД
· быстрота образования подъёмной силы
· схема обладает высокой маневренностью
Недостатки:
· низкая несущая способность.
· большой шарнирный момент.
· худшее аэродинамическое качество
В результате анализа аэродинамических схем и специфики применения проектируемого ЛА, принимая во внимание, то что ракета должна обеспечивать перехват цели на расстоянии свыше 100 км, то в качестве опорного варианта аэродинамической схемы была выбрана — нормальная аэродинамическая схема.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Данная схема, по сравнению с остальными обладает наибольшим аэродинамическим качеством, а значит, применение данной схемы способствует увеличению дальности поражения цели при прочих равных условиях.
Выбор типа двигательной установки
Для классификации современных двигательных установок управляемых ракет воспользуемся методом дихотомии — разделим все существующие двигательные установки на две взаимоисключающие друг друга группы. Критерием такого деления выберем тип топлива двигательной установки. На сегодняшний день известно два типа топлива для современных управляемых ракет — жидкое и твердое. Таким образом, получены два типа установок — ДУ на жидком топливе и ДУ на твердом топливе. Исходя из требований на хранение и габариты ЛА класса «воздух-воздух» следует невозможность применения ДУ на жидком топливе. В свою очередь ДУ на твердом топливе применяемые для ракет класса «воздух-воздух» возможно, выполнить в двух вариантах — ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и ракетно-прямоточные двигатели твердого топлива (РПДТ). На рисунке 1.6 представлены типовые схемы этих двигателей.
Рисунок 1.6. Типовые схемы рассматриваемых двигателей: а) РДТТ; б) РПДТ
Сравнение характеристик РПДТ и РДТТ показывает, что удельные импульсы ракетно-прямоточных двигателей существенно выше ракетных, однако РПДТ имеют значительно большую массу и габариты, а также имеют ограничения по углам атаки.
Проанализировав техническое задание и сравнив между собой двигатели, было принято решение реализовать проектируемый ЛА с двигателем твердого топлива, что в свою очередь позволит сократить стартовую массу.
Выбор типа системы управления и наведения ракеты на цель
При выборе системы управления, следует еще раз заметить, что проектируемый ЛА базируется на самолете-носителе, который в свою очередь имеет на борту собственную систему для обнаружения целей, как правило, этой системой является мощная радиолокационная станция (РЛС). Эта особенность ракет класса «воздух-воздух», позволяет сделать вывод, что для уменьшения габаритов бортового оборудования системы управления ракетой, следует использовать систему наведения самолета-носителя, по крайней мере, на некотором участке. Такую систему наведения называют комбинированной, на данный момент она широко применяется при проектировании ракет класса «воздух-воздух». На рисунке 1.7 представлена схема функционирования комбинированной системы наведения.
Рисунок 1.7. Схема функционирования комбинированной системы наведения
Таким образом, на проектируемой ракете будет реализована инерциальная система управления (ИСУ) совместно с активной головкой самонаведения (АРГС).
Выбор типа рулевого привода
Рулевой привод — устройство, которое предназначено для перемещения
рулевых поверхностей летательного аппарата с заданной точностью. В качестве приводов рулевых поверхностей ракеты в зависимости от источника энергии, используются три типа приводов:
· пневматический;
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
· гидравлический;
· электрический.
Пневматический привод
Достоинства:
· высокое быстродействие
· большая мощность
Недостатки:
· высокие требования по обеспечению безопасности в эксплуатации и хранении
· необходим дополнительный тракт для проверок и отладок
· ограничение по времени работы
Гидравлический привод
Достоинства:
· высокое быстродействие
· наибольшая мощность
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Недостатки:
· низкий КПД
· сложность конструкции
· ухудшение параметров при работе в экстремальных условиях
· трудности в хранении
· необходим дополнительный тракт для проверок и отладок
Электрический привод
Достоинства:
· высокие эксплуатационные качества
· возможность длительного хранения
· возможность использования одного вида энергии на борту ЛА
· простота в осуществлении контроля и ремонта
Недостатки:
· ограниченность зоны применения
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Исходя из выше написанного, имеет смысл применить электромеханический рулевой привод.
Выбор типа боевой части
Боевое оснащение ракеты включает в себя боевую часть (БЧ) и сопутствующую ее эффективному применению аппаратуру, в виде взрывателя и предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ).
На сегодняшний день существуют четыре разновидности БЧ:
· фугасные БЧ
· осколочные БЧ
· комбинированные БЧ
· кумулятивные БЧ
Исходя из особенностей действия данных БЧ и характеристик воздушной цели (высокая скорость и маневренность), применение фугасных, осколочных и кумулятивных БЧ в заданных условиях неэффективно и ограниченно. Таким образом наиболее рациональным вариантом БЧ для ракеты класса «воздух-воздух» является применение комбинированных БЧ.
Выбор боевой части существенно зависит от типа поражаемой цели, в данном случае целью являются воздушные объекты, характеризующиеся высокой маневренностью. Из этого следует, что применение обычной фугасной БЧ может быть неэффективно, ввиду возможности полета цели на больших высотах, где атмосфера значительно разрежена. Для поражения таких целей следует применять осколочно-фугасную БЧ, а в частности для большей эффективности ее разновидность — стержневую БЧ.
Рисунок 8. Схема раскрытия стержней
Стержневые БЧ (СБЧ) предназначены для действия по панелям ЛА. Основным элементом стержневой БЧ является набор стержней, которые при подрыве образуют сплошное или прерывистое кольцо в воздухе, разрезают силовую обшивку планера и совместно с фугасным воздействием вызывают разрушение цели. .4 Предварительная компоновочная схема
После анализа облика летательного аппарата можно перейти непосредственно к его предварительной компоновке, т.е. определится с назначением и функциями каждого из отсеков ракеты.
Первый отсек
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Первый отсек ракеты представляет собой комбинацию из радиопрозрачного обтекателя и небольшого аппаратурного отсека. Здесь будет находиться активная радиолокационная головка самонаведения и сопутствующая ей электронная аппаратура.
Второй отсек
Второй отсек является многофункциональным аппаратурным отсеком. Здесь следует разместить следующую бортовую аппаратуру:
· неконтактный взрыватель
· инерциальная система управления
· блокировочное устройство
· блок автоматики
· отрывной разъем
Третий отсек
Представляет собой отсек с целевым грузом, а именно с боевой частью. Здесь содержится непосредственно стержневая боевая часть и здесь же размещается предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ).
Четвертый отсек
Здесь реализована камера сгорания РДТТ, узлы подвески ракеты под носителем и несущие поверхности. При этом узлы подвески будут расположены в вертикальной плоскости симметрии ракеты, а крылья — по схеме «Х», т.е. в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, повернутых относительно плоскости узлов подвески на угол 45°.
Пятый отсек
В этом отсеке будут располагаться блок рулевых приводов (БРП), газовод двигательной установки, сопловой блок, также возможно размещение части бортовой аппаратуры типа источников электропитания, чекового устройства, блока стабилизаторов.
2. Общее проектирование
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
После выбора и обоснования компоновки настоящего ЛА можно приступить проектированию ракеты в системе САПР-602. Целью проектирования является определение траектории, профиля скорости, программы работы двигателя и получение остальных зависимостей. А также получение массовых и габаритных характеристик ЛА.
Автоматизированное проектирование ЛА представляет собой многоэтапный итерационный процесс, центральное место в котором занимают задачи формирования облика и расчета характеристик ряда альтернативных вариантов ЛА. Последовательность решения задачи показана на схеме ниже.
2.1 Особенности программы проектирования ЛА класса «воздух-воздух» в САПР-602
Реализация проектирования ЛА класса «воздух-воздух» в данном дипломном проекте осуществляется при помощи автоматизированного алгоритма проектирования. Стоит заметить, что используемый алгоритм, как и любой другой, обладает рядом ограничений и допущений, изложенных ниже.. Скорость полета на всей траектории наведения должна быть достаточной, для того чтобы ГСН непрерывно следила за целью. По мере падения скорости (на пассивном участке полета) потребный угол отклонения следящего устройства ГСН (угол пеленга ξ) возрастает и может достигнуть предельно допустимого значения ξГСН, ограниченного конструкцией ГСН. При этом произойдет срыв наведения. Связь между углом пеленга и скоростью ЛА при наведении методом пропорционального сближения выражается формулой:
где ηц — курсовой угол цели, β — угол скольжения
Опыт расчетов показывает, что условие ξ ≤ ξГСН — Δξ труднее всего выполнить при атаке цели на попутно-пересекающихся курсах при маневре цели в сторону ЛА, т.е. при ηц > 0.. Превышение скорости ЛА над скоростью цели при полете вдогон должно быть порядка 150…200 м/с из условий эффективного срабатывания неконтактного взрывателя.
Для перехвата воздушной цели необходимо обеспечить определенные скоростные и маневренные характеристики ЛА. Требуемая маневренность достигается правильным выбором удельной нагрузки на крылья
Особенность проектирования ЛА класса «воздух-воздух» состоит в том, что расчетные условия для определения P и μт существенно различны. Так, при определении μт расчетными являются минимальная высота из заданного диапазона и соответствующие характеристики цели и носителя. Для определения величины P необходимо брать в качестве расчетной максимальную высоту.
В излагаемой методике проектирования сделаны следующие допущения:) Рассматривается полет ЛА и цели в горизонтальной плоскости) Скорость цели и радиус кривизны ее траектории постоянны. Эти величины связаны между собой соотношением
) В качестве расчетных траекторий при определении μт берется лишь две из множества: полет вдогон по не маневрирующей цели (прямолинейная траектория, соответствующая максимальному времени полета) и полет на пересекающихся курсах при заданном начальном курсовом угле цели и маневре цели с перегрузкой) В качестве расчетных траекторий при определении удельной нагрузки на крылья принимаются две траектории на максимальной высоте полета: полет навстречу цели с минимальной дальности стрельбы и полет на встречно- или попутно-пересекающихся курсах с постоянной перегрузкой цели.
Расчетные траектории полета ЛА
Рассмотрим более детально траектории, выбранные для расчета, из всего множества возможных траекторий.
-ый расчетный случай
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
За расчетную траекторию здесь принимается полет по прямолинейной горизонтальной траектории ЛА вдогон по не маневрирующей цели. Схема на рисунке 2.1 иллюстрирует полет ЛА по траектории соответствующей 1-му расчетному случаю.
Рисунок 2.1. 1-ый расчетный случай
-ой расчетный случай
Полет происходит на пересекающихся курсах, при этом цель совершает маневр с постоянной перегрузкой nЦ, соответствующей максимально возможной перегрузке цели. На рисунке 2.2 схематично изображена траектория, соответствующая 2-му расчетному случаю.
Рисунок 2.2. 2-ой расчетный случай
-ий расчетный случай
Полет происходит на встречных курсах, при этом в ТЗ задается угловая ошибка пуска Δψ. При наведении ЛА цель совершает маневр (разворот в горизонтальной плоскости) с боковой перегрузкой nц в сторону, обратную направлению угловой ошибке пуска. Схема на рисунке 2.3 соответствует 3-ей расчетной траектории.
Рисунок 2.3. 3-ий расчетный случай
-ый расчетный случай
Пуск ЛА осуществляется на пересекающихся курсах, при этом цель выполняет маневр с боковой перегрузкой nц, причем при пуске ЛА из задней полусферы разворот должен осуществляться в сторону ЛА (рисунок 2.4а), а при пуске в задней полусфере — от ЛА (рисунок 2.4б). Это приводит к возрастанию потребной перегрузки ЛА.
Рисунок 2.4. 4-ый расчетный случай
2.2 Задание на генерацию
*grfile
*T751
*T750
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
*T443, T440, T553, T444
*T445, T549, B321, T554
*T551, T741
*B505, B502, B331, T743, B342
*T555, T350, B301g, T556
*T562, B354, T752, T561
*T545, T540, T557, T563, T547
*T756, T643, T560, T754
*T383, T552
*B361, B362
*B364, B365
*B376, T755
*B381, T716, B391
*B605l
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
*B609l
*graf2
*B707
2.3 Исходные данные
3. Устойчивость и управляемость ЛА
Одна из задач проектирования ЛА состоит в обеспечении статической устойчивости и балансировки ЛА. Эти характеристики зависят главным образом от центровки ЛА, площади оперения и продольного положения аэродинамических поверхностей. На этапе общего проектирования вопрос устойчивости и балансировки решается приблизительно, обеспечивается минимальное значение степени устойчивости. Наличие или отсутствие статической устойчивости определяется взаимным положением центра масс и фокуса по углу атаки. 3.1 Общая методика расчета статической устойчивости и управляемости
Наличие или отсутствие статической устойчивости определяется взаимным положением центра масс и фокуса по углу атаки. Положение масс определяется массовой (весовой) компоновкой ракеты. Вторая координата — центр давления ракеты является производной аэродинамической компоновки. Требуемое положение центра давления достигается в основном за счет выбора соответствующей конфигурации корпуса и размеров несущих поверхностей ракеты.
Если фокус находится позади центра масс, то есть , то коэффициент момента тангажа и ЛА статически устойчив.
В качестве меры устойчивости примем расстояние между центром масс и фокусом в долях длины корпуса, то есть, , т.к. именно от этой величины зависят динамические характеристики, передаточный коэффициент по перегрузке 
и собственная частота 
.
Минимально допустимая степень статической устойчивости на участке наведения определяется, прежде всего, исходя из погрешностей расчётов центровки и положения фокуса ; а также вследствие нелинейного характера зависимости mz(α). ЛА, устойчивый на малых углах атаки, может оказаться неустойчивым на больших углах атаки.
Что касается максимальной степени статической устойчивости, то жёстких ограничений её величины нет. Но следует учитывать, что с увеличением запаса устойчивости требуются большие по величине управляющие моменты. Растут шарнирные моменты и, как следствие, потребная площадь рулей. Кроме того, растут и потери подъемной силы на балансировку (для выбранной аэродинамической схемы), все это приводит к увеличению стартовой массы ЛА.
Чем больше степень статической устойчивости, тем большим быстродействием должны обладать все элементы контура управления, что тоже ведёт к увеличению массы и габаритов этих устройств.
Связь между конфигурацией ракеты и ее аэродинамическими характеристиками на этапе формирования опорных вариантов допустимо выражать приближенными зависимостями, основанными на теории обтекания тонких тел. При таком подходе корпус расчленяют на составные части, для которых известны создаваемые нормальные силы и точки приложения этих сил. Обычно выделяют головную, центральную и кормовую части корпуса. .2 Определение нагрузок, действующих на ЛА
Выбор расчетного режима
Поперечная нагрузка, действующая на аппарат, зависит в основном от подъемной силы, величина которой (в зависимости от изменения максимальной перегрузки по траектории) определяется выражением:
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
G=mg — сила тяжести.
Так как второй член в этом выражении на маневренном участке полета как правило мал, то можно принять, что наибольшая нагрузка будет при условии максимума выражения:
Для этого был построен график nzmax(t) исходя из результатов предыдущего раздела.
Таким образом, максимальные значения перегрузки возникают в момент времени t = 8 c.
Тогда исходными данными для расчета являются:
H=100 м
V=1078 м/с
β=5,2°
nz = -22
По таблице стандартной атмосферы определяем скорость звука и плотность воздуха на расчетной высоте:
Определяем скоростной напор q:
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Определяем число Маха:
Далее определяем нагрузки, действующие на отдельные части проектируемого ЛА.
Носовая часть
Положение аэродинамического фокуса:
Подъемная сила на носовой части:
— коэффициент подъемной силы
Цилиндрическая часть
Положение аэродинамического фокуса:
Подъемная сила на цилиндрической части корпуса:
Центральная часть ракеты имеет цилиндрическую форму. Аэродинамические характеристики цилиндрической части обусловлены поперечным, относительно корпуса, обтеканием.
Н
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Несущие поверхности
Вычислим основные геометрические характеристики:
Производная коэффициента подъемной силы:
=0,023
Коэффициент подъемной силы крыльев:
Подъемная сила на крыльях:
Координата аэродинамического фокуса ЛА была найдена в предыдущем разделе:
Органы управления
Положение фокуса рулевых поверхностей было найдено в разделе «Общее проектирование»:
Подъемная сила на рулях выражается через суммарную подъемную силу:
Координата центра давления
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Координату центра давления найдем из условия равенства моментов, создаваемых частями ЛА, моменту, создаваемому суммарной подъемной силой ЛА:
Определение балансировочных показателей
Следовательно, ракета статически устойчива.
Определение силы лобового сопротивления ЛА
Коэффициент лобового сопротивления ракеты Cx был найден ранее в разделе общего проектирования ЛА.
Cx=0,0397
Тогда лобовое сопротивление ракеты определяется из выражения:
3.4 Оценка управляемости ЛА
Для более ясного представления физической картины управления запишем управляющую силу в виде 2х составляющих:
Для оценки управляемости требуется, сравнить между собой балансировочную составляющую и суммарную силу управления .
Для этого определим :
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Так как балансировочная составляющая по абсолютному значению меньше суммарной силы управления , то ракета управляема.
4. Определение нагрузок и расчет на прочность .1 Методика определения нагрузок, действующих на ЛА
Для определения нагрузок, действующих на ЛА в полете, прежде всего, следует разбить ЛА на n расчетных сечений. Причем точность расчета нагрузок будет зависеть от количества разбиений — чем больше n, тем выше точность. Оптимальным для проектируемого изделия число участков будет i=10. Таким образом, длина каждого такого участка составляет Δl=368.7 мм. Схема такого разбиения представлена на рисунке ниже.
Далее в соответствии с результатами общего проектирования были определены массы mi каждого из участков. Результаты расчета представлены в результирующей таблице ниже.
Все аэродинамические нагрузки Zi, действующие на корпус, несущие и рулевые поверхности ЛА, также нужно распределить по расчетным сечениям, находящимся в зоне их действия.
Массовая поперечная нагрузка каждого участка разбиения представляет собой сумму веса и инерционной силы в поперечном направлении:
Момент внешних поперечных сил определяется как
,
в общем случае не равен нулю и вызывает угловое ускорение. Вследствие этого углового ускорения возникают инерционные силы:
Сумма инерциальных сил Фi равна нулю и общего равновесия не нарушает.
Таким образом, в каждом расчетном сечении к массовой силе необходимо добавлять инерционную силу Фi. Тогда все силы приложенные к корпусу находятся в равновесии и можно перейти к определению перерезывающих сил и изгибающих моментов.
Перерезывающая сила в i-ом сечении определяется как:
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Изгибающий момент в i-ом сечении определяется как:
В последнем сечении изгибающий момент должен быть равен нулю, однако как говорилось выше, точность сходимости момента в ноль зависит от количества разбиений i, исходя из этого, допускается погрешность в 5% от максимального значения изгибающего момента.
Кроме поперечных нагрузок на корпус действуют также и продольные силы. Массовые продольные силы определяются по формуле:
Сумма массовых сил равна разности между силой тяги и продольными аэродинамическими силами. Продольные силы приложены по оси ЛА и момента относительно центра масс не дают.
Имея необходимые исходные данные из прошлых разделов, был произведен расчет и построены эпюры. Результаты расчета представлены в таблице «Нагрузки, действующие на ЛА».
4.2 Нагрузки, действующие на ЛА
4.4 Расчет на прочность элементов ЛА
Расчет обшивки корпуса ЛА
Так как технологически отсеки проектируемого ЛА изготавливаются из разных материалов, то необходимо рассмотреть работу каждого материала при его максимальном нагружении. Таким образом для расчета были приняты 1 ый аппаратурный отсек, отсек с БЧ и отсек с РДТТ.
Расчет обшивки 1-го аппаратурного отсека
Обшивка 1-го аппаратурного отсека выполнена из титанового сплава ОТ-4 и имеет следующие характеристики:
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
δ = 1 мм; σв = 52 кгс/мм2; R = 100 мм;
Значение расчетного изгибающего момента снимаем с эпюры выше:
Расчет обшивки производится по следующей формуле:
Далее сравнивая действующие и разрушающие напряжения имеем:
Условие прочности выполняется, отсеки из титанового сплава ОТ-4 отвечают требованиям прочности и хорошо работают в заданных условиях.
Расчет обшивки отсека с БЧ:
Исходные данные:
Материал сталь 30ХГСА, σв = 74 кгс/мм2
δ = 1 мм; R = 100 мм.
Значение расчетного изгибающего момента снимаем с эпюры выше:
Расчет обшивки:
Далее сравнивая действующие и разрушающие напряжения имеем:
Условие прочности выполняется, отсек из стали 30ХГСА отвечает требованиям прочности и хорошо работает в заданных условиях.
Расчет обшивки отсека с РДТТ
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Для отсека с РДТТ воздействие внешних нагрузок не является определяющим. Расчетным является случай нагружения внутренним давлением при работе РДТТ.
Исходные данные:
; R = 100 мм, , сталь 32Х2НВМБР σв = 200 кгс/мм2
Расчет обшивки РДТТ
;
Условие прочности выполняется, отсек из стали 30ХГСА отвечает требованиям прочности и хорошо работает в заданных условиях.
Расчет стыка отсеков ЛА
Клиновое соединение состоит из наружного и внутреннего шпангоутов, которые соединяются путем введения с заданным усилием клиновидных полос (клиньев) через специальные окна, равномерно расположенные по окружности.
Исходные данные:
Rн = 100 мм; Rв = 92 мм; δн = δв = 2,5 мм; σв = 52 кгс/мм2; Мр= 3693 Н*м
Для расчета стыка применяется следующая формула:
— момент сопротивления изгибу, расположенный на наружной части стыка.
— момент сопротивления изгибу расположенный на внутренней части стыка
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Условие прочности выполняется, клиновые стыки отвечают требованиям прочности и хорошо работают в заданных условиях.
Расчет на прочность консоли крыла
В рамках данного дипломного проекта был спроектирован агрегат — несущая поверхность ЛА, сборочный чертеж и спецификация, которой приложен в графической части работы. Для подтверждения корректности применения данного агрегата на проектируемом ЛА был проведен проектировочный расчет на прочность, в котором в качестве расчетной схемы используется балочная модель крыла.
Рисунок 4.1. Эпюра распределения изгибающего момента по размаху консоли
На рисунке изображена эпюра распределения изгибающего момента по размаху консоли крыла. Здесь видно, что максимальный изгибающий момент наблюдается в заделке, т.е. в месте крепления крыла к фюзеляжу.
Определив расчетный изгибающий момент, необходимо определится с расчетным сечением и найти его массово-центровочные характеристики. На рисунке ниже представлено сечение крыла в месте, где изгибающий момент имеет наибольшее значение.
Рисунок 4.2. Расчетное сечение
Данное сечение имеет следующие характеристики:
F = 4418 мм2; Jx = 47345 мм4; yр = 5 мм.
Сравнивая действующие напряжения с разрушающими для стали 12Х18Н10Т σв = 88 кгс/мм2, получаем неравенство:
Данный вид расчёта несет весьма приближенный характер и является менее предпочтительным для данного типа крыльев.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
5. Определение стойкости конструкционных материалов при воздействии высокоинтенсивного нагрева на экспериментальном стенде «Импульс-2» кафедры 602
Отработка перспективных летательных аппаратов требует проведения экспериментальных исследований по определению стойкости конструк-ционных материалов при воздействия высокоинтенсивного нагрева. В условиях повышающихся требований по тепловым и силовым нагрузкам на летательный аппарат (в т.ч. гиперзвуковые ЛА) создаются новые конструкционные материалы на основе высокотемпературных композитов и керамик. Стойкость жаропрочных металлических материалов — титановых сплавов, сталей в этих условиях оказывается недостаточной. Такие же материалы, как, например, вольфрам, сохраняющий достаточную прочность при температуре в 30000С, непригоден из-за большого удельного веса и неспособности работать в окислительной среде (атмосфере).
Процессы, сопровождающие нагружение конструкций из композитов отличаются большой сложностью. Все они требуют получения надежных механических характеристик, подтвержденных экспериментальной проверкой их работоспособности в условиях неравномерного одностороннего программного и импульсного нагрева и нагружения растягивающими, сжимающими и изгибными усилиями.
Обычные методы, применяемые при исследовании работоспособности конструкций из металлических материалов для композитов недостаточны. Большинство композитов создается на основе высокопрочных армирующих элементов и матрицы, обладающей достаточно высокой степенью деформативности. Обычно это различные пластмассы, поведение которых под нагрузкой аналогично поведению твердого идеально упругого тела и в то же время поведению идеально вязкой жидкости, для которой напряжение прямо пропорционально скорости деформации.
Вязкоупругость пластмасс проявляется и в их способности медленно деформироваться с течением времени под постоянной нагрузкой. Если скорость деформации постоянна, то необходимое для этой деформации напряжение может увеличиваться, т.е. пластмасса релаксирует. Эти эффекты значительно увеличиваются при повышенных температурах, поэтому при испытаниях очень важен фактор времени. Отсюда следует, что испытания при различных скоростях могут дать существенно различные результаты.
С другой стороны прочность композитов определяется, в основном, прочностью армирующих элементов. При их разрушении или повреждении границы раздела с матрицей происходит перераспределение напряжений таким образом, что повреждение локализуется в сравнительно малом объёме. Благодаря этому эффективная прочность композита в целом практически не снижается, что является одним из преимуществ композитов перед большинством традиционных материалов.
В композитах виды разрушений более разнообразны из-за взаимо-действия двух или большего количества факторов. Даже в простейшем случае однонаправленного композита с непрерывными волокнами различают разрывы отдельных волокон, нарушение границы раздела матрица-волокно, разрушение по матрице, а также взаимодействие всех трех явлений. Еще более сложные явления протекают при работе композитов при повышенных температурах.
При проектировании конструкций из композитов, разрушающихся от потери устойчивости, интерес может представлять факт, что при нагреве у многих материалов модуль упругости падает медленней, чем разрушающее напряжение. Однако этот факт нуждается в каждом случае в экспериментальном подтверждении, тем более что испытания механических свойств композитов при нагреве даже в одной серии образцов могут дать разброс данных, доходящий до 70% (в настоящее время удалось его существенно уменьшить). Следовательно, для получения надежных данных для расчетов необходимо провести статистически достоверные испытания конкретного материала. Из вышесказанного следует исключительная важность экспериментальных методов отработки конструкций из композитов.
Так называемые прямые методы испытаний основаны на непосредственном измерении перемещений и деформаций при нагружении вплоть до разрушения образцов. Однако при испытании композитов необходимо учитывать целый ряд условий. Современные волокнистые композиционные материалы с однонаправленной слоистой и пространственной укладкой арматуры являются неоднородными существенно анизотропными материалами. Для этого класса материалов привычные термины — испытание на растяжение, сжатие, изгиб, сдвиг становятся бессодержательными без указания направления между нагрузкой и осями упругой симметрии исследуемого материала. Принципиально важным является выбор схем нагружения, при которых характеристики материала наиболее просто связаны с величинами, определяемыми в эксперименте, выбор аналитического аппарата для обработки результатов эксперимента и оценка области применения расчетных зависимостей.
Исследование стойкости конструкционных материалов на воздействие высокоинтенсивного нагрева и нагружения проводится на стенде «Импульс-2», разработанном на кафедре 602 МАИ.
Стенд «Импульс-2» предназначен для исследования физико-механических характеристик новых конструкционных материалов, в том числе высокотемпературных композиционных. Он позволяет прогреть и прогрузить образцы материалов по программе полета ЛА, и затем разрушить их, определяя необходимые характеристики с учетом накопленных эффектов кратковременной ползучести и неравномерного температурного поля. Стенд является уникальным по достигнутому уровню тепловых импульсных нагрузок и по точности их воспроизведения. В настоящее время стенд доработан под новые элементы современной силовой электроники, средств автоматизации эксперимента и расширение возможностей испытания образцов на воздействие также сжимающих и изгибных нагрузок, тоже в условиях одностороннего нагрева.
5.1 Технические данные стенда
1. Усилие на образце……………………………………………… до 8 т
. Температура образца……………………………………выше 10000С
3. Размеры рабочей зоны нагревателя……………….….…. 100х30 мм
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
. Напряжение питания систем нагрева и нагружения……. 3 ф., 380 В
. Мощность нагревателей….……………………………… до 100 КВт
. Длительность программ нагрева и нагружения…………. до 10 мин
. Источники нагрева: галогенные лампы инфракрасного нагрева и дуговые лампы.
Состав стенда
Стенд «Импульс-2» состоит из следующих узлов и подсистем:
. Силовая часть стенда с устройствами нагрева и нагружения.
. Насосная станция ЦДМВ-30.
. Пускорегулирующее устройство для дуговых ламп.
. Устройство управления программами нагрева и нагружения, содержащее персональный компьютер и платы ввода-вывода.
Итоговой информацией получаемой при испытаниях, являются результаты измерения стойкости (прочностных и радиотехнических характеристик) в условиях эксплуатации ЛА при высокоинтенсивном нагреве. По этим данным проводится анализ работоспособности образцов конструкционного материала, даются рекомендации по его использованию в конструкции ЛА. В случае разрушения конструкционного материала исследуется характер разрушения и его причины.
5.2 Свойства композиционных материалов
Интерес к композиционным материалам возник сравнительно недавно, когда оказалось, что прочность основных применяемых конструкционных материалов примерно на три порядка ниже их теоретической прочности. Позднее научились получать материалы, приближающиеся к этой прочности, но лишь для достаточно тонких волокон (например алмазоподобные углеродные нити). Возможность соединения разнородных материалов в единое целое была известна уже давно, например, она реализована в таких материалах, как железобетон, в котором положительные качества разнородных материалов суммируются в окончательном продукте.
В современных композиционных материалах исключительно высокие прочностные и жесткостные свойства тонких волокон удалось использовать, объединив их с помощью материала матрицы — связующего с достаточной прочностью и хорошей адгезией к волокнам. Проще всего в качестве материала матрицы применить целый набор имеющихся смол — эпоксидных, полиэфирной, полиимидной и проч., но можно также использовать и керамику и даже металлы. Были созданы первые материалы, подтвердившие очень высокие механические свойства композитов — по удельной прочности и жесткости они на порядок превосходили высокопрочные стали. Им оказались свойствены и другие положительные качества — они могут терять прочность постепенно, как например металлический трос, который сохраняет работоспособность при разрыве до 20% проволок. Но при реальном изготовлении из композитов различных узлов и агрегатов конструкций выявился целый ряд сложностей, присущих новым материалам. Связаны они с большим количеством степеней свободы, которые им свойственны по сравнению с обычными изотропными материалами, например, металлами. Сюда относятся и соотношение масс матрицы и армирующих волокон, направление расположения волокон и т.д., сложности формирования деталей, сложная технология окончательной формовки, где также существует большое количество разнообразных методов.
Большие проблемы имеются в соединении композитных и металлических деталей в узлах и агрегатах конструкций, особенно в области повышенных температур, так как практически всем композитам свойственны низкие коэффициенты температурного расширения по сравнению с металлами и в местах их соединений могут возникать повышенные температурные напряжения. Известны некоторые решения проблем соединения — игольчатые, штифтоболтовые и даже сшивные соединения.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Все это затрудняет проектирование, изготовление, отработку конструкций, содержащих отдельные элементы из композитов. Тем не менее, их очевидные преимущества заставляют искать практические решения этих проблем, особенно в авиации, где вопросы жесткости стоят зачастую острее вопросов прочности. Фирмы «Боинг» и «Эйрбас», у нас фирма «Сухой» постоянно увеличивают долю композитов в силовых конструкциях. В качестве примера можно привести углепластик, у которого при плотности 1,9 г/мм2 модуль упругости превышает модуль упругости стали.
Зарождение и широкий интерес к свойствам композитов возник в середине прошлого века, когда было обнаружено, что многие материалы в виде тонких монокристаллов игольчатой формы обладают фантастически высокой прочностью — 10 ГПа и более. В настоящее время получены новые виды неорганических поликристаллических волокон — углеродных с прочностью до 3,2 ГПа, борных с прочностью до 3,7 ГПа и модулем упругости в два — три раза превышающим модуль упругости стали.
Еще большую прочность достигают нитевидные кристаллы — усы — монокристаллические волокна, выращенные в специальных условиях. Усы имеют механическую прочность, эквивалентную прочности связи между атомами, что обеспечивается бездефектностью структуры нитевидных монокристаллов. Их прочность приближается к максимальной теоретической прочности материалов. Например, графитовые усы имеют прочность 21 ГПа (2100 Кг/мм2) и модуль упругости 980 ГПа.
Идеи, заложенные в композиционных материалах, могут дать обширный класс новых материалов с широким спектром применения. В настоящее время наиболее развита теория и практика применения достаточно узкого класса этих материалов. Это новые армированные и дисперсно упрочненные КМ на основе металлов, пластмасс и керамики. С прогрессом именно этих материалов связаны перспективы развития важнейших отраслей повой техники.
Армированные КМ — композиции, в которых матрица упрочнена элементами нитевидной формы. Именно в таких материалах возможно широкое варьирование свойств, усиление КМ в наиболее нагруженных направлениях, приспособление его к требованиям конструкции. Применение таких КМ вообще неразрывно связано с вопросами проектирования. Как правило, в разных направлениях конструкции испытывают различные нагрузки: в одних больше, в других меньше. Применение КМ в таких случаях весьма эффективно, поскольку сам материал можно получить с заранее заданными в соответствующих направлениях свойствами.
Матрицы. Важнейшим компонентом композита является матрица. Требования, предъявляемые к матрицам, можно подразделить на эксплуатационные и технологические. К первым относятся требования, обусловленные механическими и физико-химическими свойствами материала матрицы, которые обеспечивают работоспособность композиции при действии различных эксплуатационных факторов. Механические свойства матрицы должны обеспечивать эффективную совместную работу армирующих волокон при различных видах нагрузок. Прочностные характеристики материала матрицы являются определяющими при сдвиговых нагрузках, нагружении композиции в направлениях, отличных от ориентации волокна, а также при циклическом нагружении. Природа матрицы определяет уровень рабочих температур композита, характер изменения свойств при воздействии атмосферных и других факторов. С повышением температуры прочностные и упругие характеристики матричных материалов, также как и прочность их соединения со многими типами волокон, снижаются. После достижения некоторого температурного предела происходит резкое возрастание пластических деформаций, ухудшается несущая способность композита, особенно при сжатии и сдвиге. Матрица также характеризует устойчивость материала к воздействию внешней среды, химическую стойкость, частично теплофизические, электрические и другие свойства.
Для полимерных композитов в качестве матричных материалов используют термореактивные и термопластичные смолы. Термореактивные смолы — низковязкие жидкости, при нормальной температуре способные отверждаться (полимеризоваться) под действием отвердителей, катализаторов, при нагреве с образованием после отверждения необратимой — нерастворимой и неплавкой структуры. Термопластичные связующие — высокомолекулярные линейные полимеры, которые при нагревании расплавляются, а при последующем охлаждении затвердевают, и их состояние после отверждения обратимо.
В отвержденном состоянии матрица должна обладать достаточной жесткостью и обеспечивать совместную работу армирующих волокон; ее прочность является определяющей при нагружении, не совпадающем по направлению с ориентацией волокон, при этом важно, чтобы матрица сохраняла свою целостность вплоть до разрушения волокон.
Наиболее широко в качестве матричных материалов применяют при производстве конструкций из композитов фенолформальдегидные полиэфирные, кремнийорганические, эпоксидные, а также полиимидные — связующие на основе циклических олигомеров.
Фенолформальдегидные смолы отверждают при температурах 160 -2000С и давлении 30-40 МПа. Получаемые после отверждения полимеры стабильны и сохраняют достаточную прочность при длительной работе при температурах до 2000С, в течение ограниченного времени — нескольких суток до температур 2500С, несколько часов при температурах 250 — 5000С и несколько минут при 500 — 10000С. Сами смолы начинают разлагаться при температуре около 30000С.
Полиэфирные смолы в отвержденном состоянии отличаются высокой стойкостью к агрессивным воздействиям кислот, растворителей и т.п. и хорошими диэлектрическими свойствами. Однако, их температурная стойкость невысока, невысок также уровень механических характеристик.
Кремнийорганические смолы после отверждения могут длительно работать в широком интервале температур (от -200 до 3500С), отличаются химической стойкостью и высокими диэлектрическими свойствами. Однако их механические свойства также низки уже при невысоких температурах (≈1000С).
Эпоксидные смолы представляют смесь олигомерных продуктов с эпоксидными группами на концах звеньев. В зависимости от состава смеси можно получать эпоксидные смолы с различающимися свойствами. Наиболее известны смолы типа ЭД, ЭФ, ЭМ, в последнее время ЭА, ЭМДА, ЭЦ, смолы на основе п-аминофенола (смола УП-610).
Эпоксидным матричным материалам присущ комплекс благоприятных свойств, определивших их широкое применение в конструкциях из композитов. Это высокие механические и адгезионные характеристики, позволяющие полнее использовать свойства армирующих волокон, высокая технологичность связующего, позволяющая проводить отверждение в широком интервале температур, без выделения летучих составляющих и при малой объемной усадке (1 -1,5%). Они также стойки к воздействию агрессивных средств. К их недостаткам можно отнести относительно невысокую теплостойкость. Модифицирование эпоксидного связующего позволяет повысить теплостойкость, и пластики на их основе могут длительно оставаться работоспособными при температурах 180 — 2000С.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Отвержденные полиимиды обладают высокой термостойкостью, хорошими механическими характеристиками и стойкостью к действию агрессивных сред, стабильностью размеров в широком температурном интервале. К их недостаткам относятся значительные технологические трудности в производстве изделий на их основе.
Термопластичные полимерные материалы находят в последние годы все более широкое применение. К конструкторским преимуществам на основе термопластов относят надежность изделий из них, достигаемую прежде всего вследствие низкого уровня остаточных напряжений, релаксирующих в термопластичной матрице в первые часы после формования изделий. Не менее значительными являются технологические преимущества термопластов в процессе изготовления изделий, возможность исправления технологических дефектов сваркой, местным деформированием конструкций путем нагрева, Им также свойствена длительная жизнеспособность изделий.
По уровню механических характеристик некоторые термопласты не уступают отвержденным термореактивным связующим, а по таким свойствам, как химическая стойкость и герметичность, как правило, превосходят их. К недостаткам термопластов относятся ярко выраженная зависимость свойств композитов на их основе от температуры, низкая теплостойкость термопластов (за исключением специальных теплостойких материалов).
Среди полимерных композиционных материалов (ПКМ) наибольшее распространение получили пластики, армированные стеклянными, углеродными, борными органическими и другими видами волокон. В качестве матрицы используют отвержденные эпоксидные, полиэфирные и другие термореактивные смолы, а также полимерные термопластичные материалы. К преимуществам композитов с полимерной матрицей относятся высокая удельная прочность и жесткость, стойкость к химическим агрессивным средам, низкая тепло- и электропроводность и т.д.
Сравнение характеристик однонаправленных композитов при растяжении вдоль волокон показывает, что наибольшей удельной прочностью обладают органопластики, а угле- и боропластики значительно превосходят стекло- и органопластики по удельной жесткости.
При сжатии и растяжении в направлении вдоль волокон большинство однонаправленных композитов ведут себя как упругие тела, подчиняющиеся закону Гука вплоть до разрушения материала. Их модули упругости при растяжении и сжатии имеют одинаковое значение. У большинства ПКМ прочность при растяжении выше, чем при сжатии, за исключением боропластиков. Основные недостатки рассматриваемых ПКМ — их низкие механические характеристики при поперечном нагружении и сдвиге, обусловленные недостаточной прочностью матрицы и связи на границе раздела компонентов, низкие тепловая и радиационная стойкость,
Из числа новейших разработок в области композитов следует отметить металлические композиционные материалы (МКМ), где в качестве материала матрицы выступают металлы и их сплавы, а в качестве армирующих элементов — металлические и неметаллические волокна. Применение высокопрочных и высокомодульных волокон значительно повышает физико-механические характеристики МКМ, а использование металлической матрицы увеличивает прочность материала в направлении, перпендикулярном волокнам, и прочность при сдвиге до значений, сопоставимых с аналогичными значениями металлов, так как прочность при сдвиге КМ определяется свойствами матрицы. Их термостойкость определяется стойкостью металлов.
Следует отметить, что в настоящее время лишь незначительное число МКМ находится в стадии внедрения, в основном, в авиационной и ракетно-космической технике, что связано с определенными трудностями в технологии их применения для изготовления деталей.
Интересными свойствами, обеспечивающими их расширяющееся применение в ракетно-космической технике и ряде других областей обладают так называемые углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ). Они представляют собой углеродосодержащую или графитовую матрицу, армированную углеродным или графитовым волокном. Эти матрицы обладают как свойствами монолитного графита, так и свойствами волокнистых КМ. Основными их преимуществами является высокая теплостойкость, малая плотность, стойкость к тепловому удару и облучению. Эти материалы обладают высокими прочностными и жесткостными характеристиками при обычной и повышенной температурах, могут длительно работать при температурах до 5000С в окислительной среде, и до 30000С в инертной среде и вакууме. При этом их прочность с ростом температуры повышается в 1,5-2 раза.
Особенно ценными качествами УУКМ является их способность противостоять значительным перепадом температур, которые в современных конструкциях могут достигать 10000С/см. В этих условиях УУКМ оказываются вне конкуренции, так как от графитов у них унаследована углеродная матрица, обладающая высокой термостойкостью, а при этом армирующий каркас из углеродных волокон позволяет в несколько раз увеличить прочность композита по сравнению с графитами. При этом углеродные волокна в этих материалах действуют не только как подкрепляющий набор, но и как механизм, препятствующий распространению трещин.
УУКМ являются самыми перспективными материалами для конструкций, работающих при высоких температурах.
И, наконец, четвертым видом композитов являются керамические композиционные материалы (ККМ), в которых матрица состоит из керамики, а арматура из металлических и неметаллических наполнителей. Высокие механические характеристики и термостойкость, а также радиопрозрачность, позволяют использовать некоторые виды керамических материалов без упрочнения их армирующими компонентами для головных обтекателей ЛА. Наряду с тугоплавкостью керамика может обладать высокой прочностью при растяжении и ударной вязкостью, стойкостью к вибрациям и термоудару.
В конструкциях обтекателей ЛА применяются следующие керамические материалы, названия которых происходят от основного компонента:
ситаллы или стеклокерамика, представляющие собой стекло-кристаллические материалы, получаемые при введении в расплавленное стекло катализаторов, в результате чего в объеме стекла возникают центры кристаллизации, на которых происходит рост кристаллов основной фазы. В США эти материалы получили название «пирокерамов» и «фотокерамов», в России — «ситаллов»;
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
оксидная керамика, являющаяся продуктом спекания чистых тугоплавких оксидов различных химических элементов — алюминия, кремния, магния, бериллия, иттрия, циркония и многих других;
· нитридная керамика, представляющая собой соединения азота с металлами и неметаллами, получаемые различными технологическими процессами.
Керамические материалы для обтекателей ЛА используются в широком диапазоне температур (от 2000С до 20300С и более), при работе от нескольких десятков секунд до часов в различных метеорологических условиях (снег, град, дождевые и пылевые облака и др.) в атмосфере, стратосфере и космосе.
Материалы испытывают динамические, вибрационные и стационарные сжимающие, растягивающие, изгибающие и скручивающие нагрузки, должны выдерживать резкие температурные перепады (от нескольких градусов до нескольких сот градусов в секунду) и мощные эрозионные воздействия гиперзвуковых воздушных потоков, а в некоторых случаях и высокоинтенсивные инфракрасные, ультразвуковые, нейтронные и другие излучения.
Из множества тугоплавких материалов приемлемой по радиотехническим свойствам является небольшая группа, состоящая из тугоплавких окислов и металлоидных нитридов. Вследствие доступности исходных компонентов, стоимости, степени изученности и общего уровня физико-технических свойств эта группа материалов еще больше ограничивается и включает в себя оксиды алюминия (Al2O3), кремния (SiO2), магния (MgO), бериллия (ВеО) и нитриды бора (ВN), кремния (Si3N4) и алюминия (AlN).
Наибольшее практическое применение в конструкциях антенных обтекателей нашли алюмооксидная и кварцевая керамика, а также ситаллы и нитриды. Керамика на основе оксидов магния и бериллия не применяется широко из-за сравнительно низкой термо- и влагостойкости первой и высокой токсичности и дороговизны второй. Нитридные керамики обладают благоприятным сочетанием основных физико-технических свойств для применения в конструкции антенных обтекателей.
Основным требованием к высокотемпературным радиопрозрачньм материалам является высокая огнеупорность, поэтому одним из определяющих критериев при выборе материалов является температура их плавления (изменения состояния), в соответствии с которой рассматриваемые материалы располагаются в ряд:
Тпл (BN, 30300 С) > Тпл (Мg0, 28300С) > Тпл (ВеО, 25500С) >Тпл(Аl2O3, 20500С) > Тпл (SiO2, 17000С) > (Ситалл, 13500С).
Учитывая, что температура размягчения ситалла и кварцевой керамики составляет соответственно 13500C и 13700С, а температура заметной диссоциации нитрида бора около 25300C, то преимущества последнего в термостабильности особенно очевидны при температуре выше 15300 С.
Самым существенным фактором, ограничивающим применение неорганических огнеупорных материалов, является термостойкость, т.е. сопротивление воздействию термоудара и термоциклическим нагрузкам. Наиболее распространенным экспериментальным критерием оценки этого качества керамик является резкий температурный перепад, который выдерживает материал без разрушения. Согласно экспериментальным данным распределение керамики по термостойкости имеет вид:
TTC (BN) > TTC (SiO2) > TTC (BeO) «> ТТС (Ситалл) > ТТС (Al2O3) >ТТС (MgO).
Для высокотемпературных КМ перспективно использовать керамическую матрицу с углеродными волокнами. Когда предполагаемая температура эксплуатации деталей из ККМ превышает 20000С, целесообразно применять керамическую матрицу на основе карбидов, выше 10000С — на основе боридов и нитридов, при более низких температурах — оксидную матрицу. Важным условием для обеспечения прочности углеродистых волокон в ККМ является оптимальное соотношение модулей упругости волокон арматуры и матрицы, для армирования керамики следует применять высокомодульные волокна. Следует отметить, что большое влияние на физико-механические свойства ККМ оказывает выбранный способ формирования ККМ.
Основным достоинством волокнистых конструкционных КМ является возможность их работы без снижения несущей способности при значительном количестве накопленных повреждений, другими словами — повышенное сопротивление развитию разрушающих трещин.
Высокая прочность и ударопрочность, радиопрозрачность — вот те свойства, благодаря которым композиционные материалы оказываются наиболее подходящими для использования в конструкциях головных обтекателей одноразовых летательных аппаратов. В настоящее время продолжается все расширяющееся применение композиционных материалов в ответственных высокопрочных конструкциях. Разрабатываются новые все более прочные и жесткие материалы, расширяются пределы их температурной применимости. В качестве примера можно привести новые неэлектропроводные теплостойкие композиты на основе базальтовых волокон. Их модуль упругости в полтора раза превышает модуль упругости на основе стекловолокна. Прочность большинства стеклопластиков при предельной для них температуре в 4000С падает на 50…60%, при тех же температурах прочность базальтовых материалов падает всего на 20%. Предел применимости базальтовых композитов достигает 7000С, а при использовании специальных связующих может достигать 11000С. .3 Система нагрева образцов
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Отработка перспективных летательных аппаратов требует проведения экспериментальных исследований по определению стойкости композиционных материалов в условиях высокоинтенсивного одностороннего нагрева. Односторонний нагрев создает жесткие условия для работы образцов, так как композиционные материалы имеют меньшую теплопроводность по сравнению с металлами и при большой толщине создается по ней большой перепад температур. Это же условие не позволяет использовать обычные испытательные машины, где образец размещается в термокамере и где перепад температур по толщине образца отсутствует.
Такие испытания необходимы для подтверждения и уточнения теоретических зависимостей определения нарушений в структуре материала, приводящих к появлению в нем расслаивания и трещин.
Изучение стойкости конструкционных материалов требует высокой плотности облучения образцов тепловым потоком. Система нагрева должна обеспечивать два их вида: длительный стационарный нагрев со сравнительно низким тепловым потоком (температура поверхности при этом однако может доходить до 1000 0С и более) и высокоинтенсивный импульсный и в том числе ударный нагрев на один — два порядка превышающий первый.
Для воспроизведения указанных условий система нагрева снабжена двумя источниками излучения: трубчатой галогенной лампой с вольфрамовой спиралью и импульсной дуговой лампой с возможностью их смены в процессе эксперимента.
В качестве галогенной для испытания образцов на растяжение используется лампа «OSRAM» №64583 R7s мощностью 1КВт. Она представляет собой кварцевую трубку диаметром 10 мм, в которой размещена вольфрамовая спираль длиной 100 мм. Пары галогена внутри лампы позволяют высаживать обратно на спираль испарившийся вольфрам (спираль работает при температуре до 32000С) после ее отключения, на порядок увеличивая срок службы лампы. Лампа размещена в фокусе эллиптического концентратора энергии, выполненного из алюминиевого сплава АМГ6 с высокой отражающей способностью. В районе другого фокуса помещается образец, его температура с этой лампой может длительно поддерживаться на уровне до 9500С. Для охлаждения концентратора при длительной работе на его задней части размещены два кулера от ПК используемых для охлаждения процессоров. Они позволяют поддерживать температуру поверхности концентратора на уровне до 3000С.
Этот же концентратор с той же лампой используется при испытаниях образцов на изгиб.
Для испытания укороченных образцов на сжатие использована галогенная лампа со спиралью двойной свивки и длиной рабочей части 50 мм — «OSRAM» №64571.DXX мощностью 0,8 КВт.
На один, два порядка большие плотности теплового потока необходимы для воспроизведения ударных тепловых нагрузок. Для этого требуются лампы совсем другого типа. Это так называемые дуговые (газоразрядные) лампы, используемые для накачки мощных лазеров и в качестве фотовспышек, с длительностью импульса в сотые доли секунды.
Для описываемой установки проведена оценка возможностей их использования в режиме затянутого импульса с регулированием мощности и характеристик по облучению образцов.
Несмотря на то, что по конструкции дуговые лампы проще кварцевых галогенных — та же кварцевая трубка, спираль отсутствует, а по краям имеются вольфрамовые электроды, их применение требует решения на порядок более сложных проблем, связанных, в основном, со сложностью запуска лампы, нелинейной вольтамперной характеристикой с ветвью обратного сопротивления и высоким уровнем регулируемой мощности (до сотен киловатт), а также сжатыми сроками регулирования. Однако высокая удельная мощность и практическая безынерционность, связанная с ничтожно малой массой излучающего плазменного шнура делают их крайне привлекательными, а иногда и единственно приемлемыми для воспроизведения интенсивных тепловых режимов в современных конструкциях. Пример решения указанных проблем приведен ниже.
Газоразрядные источники излучения характеризуются ветвью обратного сопротивления на вольтамперной характеристике. Лампа устойчиво горит в диапазоне напряжений U, ограниченных некоторым минимальным Uмин. который для исследованных ламп находится в пределах 60-100 В и токах порядка единиц ампер, ее мощность при этом лежит в пределах 50 — 80 ватт (так называемый режим дежурной дуги). В точке Uмин имеется перегиб, левее которого лежит участок с обратным сопротивлением. На этом участке лампа может гореть только от источника тока, ток которого не зависит от подключаемого сопротивления.
При питании лампы от источника напряжения она работает на положительном участке вольтамперной характеристики. Изменяя выходное напряжение этого источника в пределах от Uмин до 500 и более вольт можно эффективно регулировать мощность, отдаваемую лампой, в пределах от 0,5 до 100%.
Для питания ламп необходим источник питания, который можно было бы перестраивать из источника тока в источник напряжения. Он был основан на тиристорах — первых элементах силовой электроники, появившихся ~ 50 лет назад. Полуволна синусоиды силового тока не может пройти через тиристор, пока на его управляющий электрод не будет подан импульс тока. Закрывается тиристор при уменьшении тока через него до нуля в конце синусоиды. Перемещая момент открытия тиристора по синусоиде, можно регулировать выходную мощность от нуля до максимума.
Для силового электропитания дуговых ламп и отработки формы профиля теплового импульса использовался тиристорный трехфазный регулятор мощности, собранный по схеме Ларионова на шести тиристорах, создающий на выходе при питании от силовой трехфазной сети 380 В напряжение 530 В. При использовании тиристоров Т16-320 на 320 А каждый) мощность регулятора достигает 500 КВт. Применение фазоимпульсной схемы управления тиристорами обеспечивает глубокое и точное регулирование мощности на выходе и, тем самым, точное воспроизведение формы профиля теплового импульса. Однако тиристорным регуляторам присущ органический недостаток: при точном воспроизведении среднего уровня напряжения мгновенные значения напряжения представляют собой остроконечную пилу из долей синусоид трехфазного тока. Так как дуговой разряд в лампе практически безынерционен, световой поток от лампы пульсирует с той же амплитудой и частотой, которая у этих типов регуляторов составляет 300 Гц.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Такая пульсация может сказаться на реакции экспериментальных образцов, особенно при низкой теплопроводности материала, и в этих случаях недопустима (по разным требованиям ее величина не должна превышать 10% от максимума). Проблема сглаживания пульсаций такой большой мощности была решена с использованием индуктивности (дросселя). Основным недостатком дросселя является его вес. Даже с учетом того, что сглаживание требуется на небольших мощностях, которым соответствуют острые пики напряжения, масса дросселя для одной лампы ИНП 16-250 превышает 30 Кг.
Качественно решить проблему сглаживания смог помочь переход на новые элементы силовой электроники — IGBT транзисторы и модули, так как при их частотах регулирования в единицы и десятки килогерц способствовать сглаживанию будет хоть и очень малая, но ненулевая плотность плазменного шнура. Стандартная частота силовых модулей до 20 КГц, транзисторов — до сотен КГц.
IGBT — модули, на которые в настоящее время осуществлен переход в системе силового питания импульсной нагревательной системы стенда «Импульс-2» основаны на биполярных транзисторах с изолированным затвором (русская транскрипция БТИЗ). Затвор такой же, как у полевых транзисторов, которые уже давно работают на больших токах. Особенность IGBT — модуля состоит в том, что он может работать на больших напряжениях, как обычный n-p-n или p-n-p транзистор. Преимущество БТИЗов перед тиристорами состоит в том, что их можно закрыть в любой момент при действующем напряжении, а скорость переключения на два порядка выше, чем у тиристоров. Цепь управления у них гальванически развязана с силовой частью, что позволяет организовать управление ими от слаботочных электронных схем.
Модули на 200, 400, 600 и более ампер, при напряжениях 1200,1600 и более вольт, объединяют положительные стороны биполярных и полевых транзисторов. Современные модули имеют прямоугольную площадь безопасной работы, т.е. могут работать при максимальном напряжении на максимальных токах (правда, при этом не на предельных частотах). Из-за отличных переключательных свойств модуль очень чувствителен к индуктивным броскам напряжения при его резком закрытии, они кратковременны, но легко превышают тысячи вольт, выводя из строя основные и управляющие переходы. Поэтому для борьбы с ними используются специальные снабберные цепи из конденсаторов, резисторов и диодов, размещаемых на коллекторе и эмиттере модуля. Большие токи требуют большой площади p-n переходов, создавая паразитную емкость. Поэтому IGBT модулями необходимо управлять от специальных микросхем драйверов, которые могут обеспечить перекоммутацию модуля, создавая на фронтах ШИМ-регулирования положительные и отрицательные броски тока в несколько ампер. Очень чувствительны модули к резисторам от драйвера к затвору, где легко могут возникнуть вредные осцилляции.
Все эти проблемы не возникают при тиристорных регуляторах, так как там происходит мягкое отключение мощности при переходе конкретной фазы через нуль.
Надежное функционирование IGBT модуля зависит от правильного низкокондуктивного проектирования выходной силовой шины. Для ограничения переходных перенапряжений применяют специальные пленочные низкоиндуктивные снабберные конденсаторы, размещаемыее непосредственно на силовых электродах модулей. Конденсатор работает в качестве фильтра низких частот, замыкающий через себя токи переходного процесса.
Так как все эти емкости, индуктивности и сопротивления управляемых и силовых цепей плохо поддаются расчету, необходима проверка и отработка на практике всех частей схемы во всем диапазоне мощностей и частот. Основным критерием проектного выбора является минимальное значение перенапряжений и отсутствие опасных осцилляций. Несмотря на описанные трудности применение IGBT модулей позволяет на два порядка уменьшить вес и сложность систем воспроизведения нагрузок на образцах.
Основная сложность применения дуговых ламп связана с их запуском перед подачей силового электропитания. Для ввода дуговой лампы в режим дежурной дуги необходимо специальное пусковое устройство. При этом в лампе горит тонкий плазменный шнур, и она потребляет мощность на два порядка меньше максимальной. В этом состояний лампа готова к мгновенному началу отработки мощного теплового импульса.
Устройство поджига основано на использовании импульсной системы «внешнего» поджига, когда кратковременный импульс высокого напряжения (до 20 КВ) подается не на электроды лампы, а на один из них и внешний электрод, представляющий собой тонкую проволоку на кварцевой колбе лампы, непосредственно не соединенную электрически с другими частями схемы. Эта система, использующая конденсаторно-тиристорный накопитель, разряжаемый на высоковольтную катушку, на два порядка меньше по габаритам и массе первоначально производившихся промышленностью и имеет ненадежность запуска менее 1%.
В результате создана новая система силового питания высокоинтенсивного нагрева стенда «Импульс-2», с помощью которого проводились испытания образцов новых конструкционных материалов перспективных ЛА.
В качестве источника излучения использована дуговая лампа ИНП3-7/80А мощностью до 60 КВт и длиной рабочей части 80 мм. Лампа снабжена источником поджига, отдельным источником поддержания дежурной дуги для защиты элементов источника силового электропитания. Управление регулятором для отработки заданного профиля высокоинтенсивного нагрева осуществляется с помощью специально разработанной программы от персонального компьютера и системы LabVIEW по оптоволоконной связи для защиты системы от высоковольтных цепей запуска.
Программа переводит текущее значение мощности теплового потока в скважность импульсов ШИМ — регулятора (широтно импульсная модуляция) на заданной несущей частоте, которая для достаточного сглаживания импульсного характера воздействия должна быть не ниже 1 КГц. Мощность регулируется за счет изменения ширины импульсов (скважности) по требуемому закону.
Лампа размещена в фокусе параболического отражателя, что позволяет испытывать образцы радиопрозрачных композиционных и керамических материалов размером до 40х40 мм на воздействие мощного импульсного нагрева с последующей оценкой изменения их характеристик.
Полученное испытываемым образцом количество тепла определяется с помощью датчика в виде зачерненной (коэффициент поглощения 0,98) медной пластины (диаметр — d=10 мм, толщина — =2 мм, теплоемкость C=0.39 Дж/г, плотность =8,93 г./) с заделанной хромель-копелевой (ХК) термопарой. Сигнал с термопары в милливольтах измеряется после воздействия с помощью, например, осциллографа с памятью.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Полученное образцом количество тепла определяется по формуле:
,
где определяется по показаниям например осциллографа с памятью и с помощью таблицы для ХК — термопар.
5.4 Расчет на прочность элементов ЛА
Система нагружения образцов содержит силовые гидроцилиндры, связанные с насосной станцией с помощью гидравлического агрегата управления АУ 35-1. Этот агрегат представляет собой электро-гидравлический усилитель, позволяющий в широких пределах регулировать путем изменения давления усилие на образце с помощью управляющего токового воздействия в пределах ± 35 mA.
Схема системы нагружения образцов состоит из силовой рамы, в которой установлен гидроцилиндр, на его штоке размещен захват для образца. Второй захват размещен на стержне, который через тензометрическую втулку закреплен на противоположном конце рамы.
Для испытания образцов на сжатие в ту же схему включена конструкция, позволяющая разместить на месте захватов систему, обращающую на сжатие образцов движение на растяжение.
Она позволяет использовать все средства управления и измерения экспериментальных данных из предыдущего варианта.
Система испытания образцов на трехточечный и четырехточечный изгиб полностью переделана в связи с тем, что при изгибе требуются на порядок меньшие нагрузки и большие измеряемые перемещения. Она содержит другой гидроцилиндр и конструкцию для закрепления образца и расположена на верхней части силовой рамы и соединена с той же с той же гидросистемой. Ее схема показана на рис. 5, а фото на рис. 6.
При трехточечном изгибе образец опирается на опоры по его краям, а усилие прикладывается к центру. Образец при этом подвергается воздействию изгибающего момента и продольных усилий сдвига.
При четырехточечном изгибе рядом с крайними опорами размещаются еще две внутренние, к которым прикладывается усилие от гидроцилиндра. К краям образца прикладываются при этом пары сил, и часть образца между внутренними опорами подвергается воздействию чистого момента. Одновременно в обоих случаях осуществляется нагрев образца по заданной программе, замеряется прикладываемое усилие, прогибы образца и температуры внешней и внутренней стороны.
Система нагружения образцов содержит силовые гидроцилиндры, связанные с насосной станцией с помощью гидравлического агрегата управления АУ 35-1. Этот агрегат представляет собой электро-гидравлический усилитель, позволяющий в широких пределах регулировать путем изменения давления усилие на образце с помощью управляющего токового воздействия в пределах ± 35 mA.
5.5 Система автоматизации для проведения экспериментов
В настоящее время создано оборудование и ряд программных продуктов, резко сокращающих трудоемкость создания систем автоматизации эксперимента и управления производственными процессами. Одной из самых известных является LabVIEW (Laboratory Virtual Instrument Engineering Workbench — Среда разработки лабораторных виртуальных приборов). Она представляет собой среду графического программирования, которая широко используется в научно-исследовательских лабораториях и промышленности, в качестве стандартного инструмента для сбора данных и управления процессами испытаний или производственными. LabVIEW — мощная и гибкая программная среда, применяемая для проведения измерений, анализа полученных данных, выработки сигналов управления. Большим удобством LabVIEW является ориентированность на использование персональных компьютеров (ПК).
Концепция LabVIEW сильно отличается от последовательной природы традиционных языков программирования, предоставляя разработчику легкую в использовании графическую оболочку, которая включает в себя весь набор инструментов, необходимых для сбора данных, их анализа, представления полученных результатов и выработки сигналов управления.
Для общения с управляемым объектом (экспериментальный стенд, технологическое оборудование) требуются специальные карты ввода-вывода, которые позволяют нормировать по входным параметрам сигналы от разнообразных датчиков — температуры, давления, усилий и т.п., и выдать управляющие сигналы определенного уровня. Широкий ассортимент таких устройств выпускает фирма «NATIONAL INSTRUMENTS», например, для термопар, тензометров и т.п. Существенным недостатком этого оборудования является его высокая стоимость.
Для управления относительно медленными процессами с небольшим количеством управляемых параметров можно использовать сравнительно более простое, но также эффективное оборудование. Для выполнения заданных программ нагрева и нагружения образцов применяется плата ввода-вывода фирмы «Velleman» — USB Experiment Interface Board VM110, используемая в комплекте с персональным компьютером. Эта плата позволяет осуществить нагрев образца с заданным темпом, поддерживать температуру образца в течение длительного времени при заданной величине, далее продолжить нагрев до предельной температуры также с заданным темпом и осуществить программу нагружения образца вплоть до его разрушения.
Для исполнения заданных графиков нагрева образцов требуется сигнал обратной связи. Он вырабатывается термопарой (используются ХА микротермопары с диаметром проводников 100 и 50 микрон), размещаемой непосредственно под поверхностью образца со стороны нагревателя (наружной). Доступны два варианта конструкции и размещения термопар. Первый — сваркой концов проводников термопары в шарик диаметром ~ 0,3 мм, размещаемый в глухом отверстии, просверленном с внутренней поверхности образца и не доходящим до наружной поверхности на 0,3±0,1 мм. Термопара фиксируется в отверстии высокотемпературной замазкой на основе жидкого стекла: пиролюзит — 2,1 г, окись цинка — 1,0 г, бура — 0,2 г. или высокотемпературной печной замазкой. Этот способ используется для проведения массовых экспериментов.
5.6 Обработка результатов эксперимента
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
При экспериментальных многофакторных исследованиях обычно не удается провести большое количество экспериментов, и для получения статистически достоверных данных при испытаниях, как говорится в математической статистике, приходится иметь дело с малой выборкой случайных величин для определения ширины доверительного интервала полученного параметра. Доверительный интервал определяется только по выборке, но дает возможность быть уверенным, что при проведении существенно большего количества экспериментов, например, 90% их значений для 10%-ного интервала попадет в полученный по малой выборке интервал. Ширину интервала, отражающего разброс полученных данных, оценивают по критерию Стьюдента t для статистической обработки экспериментальных данных, специально разработанному для малых выборок. Им можно пользоваться, когда имеет место нормальное (гауссовское) распределение случайных величин, что бывает, когда разброс данных связан с влиянием большого количества разнонаправленных случайных факторов. В нашем случае это неточности изготовления образцов, ошибки системы измерения и т.п. Критерий Стьюдента t равен:
,
где n — число случаев (экспериментов) в выборке, x — среднее арифметическое выборки, ν — генеральное среднее, σ — генеральное среднее квадратичное отклонение. Здесь генеральное означает, что значение получено для очень большой выборки.
Значения критерия t просчитаны и приводятся в справочниках, например, в виде таблиц (см. таблицу 1 на стр. 36), или в виде графиков.
С использованием критерия Стьюдента интервал:
будет q% доверительным интервалом, отвечающим доверительной вероятности Р = 1 — q/100. Для его определения задают q (в нашем случае 10% для Р=90%), вычисляют среднее арифметическое х и среднее квадратичное отклонение S выборки:
Значение tq,n-1 берут из таблицы для соответствующих q% и n. За середину интервала принимают среднее арифметическое х.
Малыми считаются выборки до 30 случаев, далее распределение Стьюдента не отличается от нормального. Достаточно точными считаются результаты для выборок от, примерно, семи образцов. Для исключения выпадающих данных следует пользоваться, например, критерием Шовене.
Композиционные материалы существенно превосходят по весовым, прочностным и жесткостным характеристикам металлические, что привело ко все расширяющемуся их применению в авиационной и ракетной технике. Однако изготовление конструкций из композитов — сложный и многоступенчатый процесс, зависящий от десятков технологических параметров, изменение любого из которых может привести к необратимым нарушениям заданной структуры. Наличие структурных дефектов часто становится решающим фактором, определяющим работоспособность конструкций. Обеспечение своевременного выявления структурных дефектов, снижающих требуемые физико-механические характеристики, является одной из наиболее актуальных проблем достижения высокого качества изготавливаемых конструкций.
Учитывая, что изготовление конструкций происходит в несколько этапов, на каждом из которых возможно образование дефектов, характерных для данной технологической стадии, необходимо проводить контроль качества на всех этапах с целью своевременного устранения, если это возможно, обнаруженных дефектов, либо исключать дальнейшее применение в технологической цепочке дефектного материала.
Проведение НК не гарантирует качество всего объема изделий, хотя он и необходим на стадии отработки технологии изготовления для идентификации некоторых типов дефектов и определения степени влияния различных отклонений от заданной структуры на физико-механические характеристики материалов. При изготовлении изделий требуется тщательное соблюдение технологии на всех стадиях, но при этом все равно необходим окончательный 100% контроль всех изделий
Решение задачи обеспечения контроля качества всего объема выпускаемой продукции возможно только при условии применения методов и средств НК. Использование методов НК качества позволяет не только контролировать качество продукции, но и предсказывать ее свойства, параметры, причины отказа изделий. Методы НК не являются универсальными, каждый из них имеет свою область наиболее эффективного применения. Большинство из них позволяют решать довольно узкий круг дефектоскопических задач: контроль изделий из определенного материала, поиск дефектов определенного вида. Поэтому достижение высокого качества возможно лишь при использовании наиболее эффективных для каждой стадии изготовления методов и средств НК.
Методы НК в зависимости от физических явлений, положенных в их основу, подразделяют на девять видов: магнитный, электрический, вихревой, радиотехнический, тепловой, оптический, радиационный, акустический, проникающими веществами.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Из этих методов магнитный и вихревой могут быть использованы только с ферромагнитными и элетропроводящими составами КМ, электрические позволяют непосредственно или косвенно определять различные физические характеристики типа диэлектрической проницаемости и диэлектрических потерь и не позволяет контролировать большинство необходимых характеристик КМ — регулярность заданной внутренней структуры материала, разноплотность внутри материала и др.
Наиболее широко применяемые для проверки качества всех изготовленных изделий — акустические методы неразрушающего контроля. Они основаны на регистрации параметров упругих колебаний, возбуждаемых в исследуеммом объекте. Ультразвуковая дефектоскопия для испытания изделий из КМ позволяет выявлять разрывы стеклонитей, пузырьки воздуха, скопление смолы. Испытаниям ультразвуковыми методами можно подвергать изделия произвольной формы.
6. Технологическая часть 6.1 Материалы, применяемые для изготовления проектируемого ЛА
Одним из важнейших факторов реализации технологичной конструкции является рациональный выбор конструкционного материала.
Правильный выбор материала конструкции позволяет:
· улучшить массовые, а, следовательно, и летно-технические характеристики;
· уменьшить затраты на изготовление единицы конструкции;
· обеспечить удобство в эксплуатации.
Первоочередное внимание при выборе материала должно уделяться следующим качествам:
§ малая плотность;
§ высокая удельная прочность;
§ достаточная пластичность во всем диапазоне рабочих температур;
§ низкая чувствительность к концентрации напряжений;
§ хорошая свариваемость;
§ возможность обработки давлением;
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
§ возможность обработки резанием.
Исходя из этих требований к материалам и анализа режимов полета ЛА, было принято решение использовать материалы, представленные в таблице ниже.
.2 Разработка схемы членения
Для удовлетворения требованиям технологичности проектируемого ЛА и его составных частей и элементов необходимо решить задачу оптимального конструктивно-технологического членения планера ЛА. Рациональное членение проектируемого изделия на отсеки, панели и агрегаты позволяет расширить механизацию и автоматизацию технологических процессов, снизить затраты труда и улучшить условия труда при осуществлении сборочных работ, при этом масса изделие остается неизменной и соблюдается функциональная зависимость и конструктивная законченность сборочных единиц.
Реализация членения ЛА производится по следующим критериям:
· резкая разница в конструкции отсеков и связанные с этим особенности технологии изготовления;
· применение различных конструкционных материалов для изготовления того или иного отсека;
· необходимость обеспечения доступа к местам крепления и соединения элементов аппаратуры;
· необходимость независимого изготовления и транспортировки отсеков.
Исходя из этого, проектируемый ЛА был разбит на следующие отсеки и агрегаты (подробная схема членения приложена в графической части дипломного проекта):
. Носовой обтекатель
. 1 ый аппаратурный отсек
. 2 ой аппаратурный отсек
. Отсек с БЧ
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
. Отсек РДТТ
. Отсек рулевых приводов
. Несущие поверхности
. Рулевые поверхности
6.3 Краткое описание отсеков
Носовой обтекатель
Отсек конструктивно представляет собой неметаллический обтекатель, соединенный с металлическим стыковым шпангоутом.
Обтекатель выполнен из кварцевой керамики марки ТСМ 983. Соединение реализуется через переходное кольцо, приклеиваемое к внутренней поверхности обтекателя и присоединяемое к шпангоуту радиально расположенными штифтами. Герметизация стыка осуществляется за счет нанесения термостойкого герметика типа У2-28
Материал шпангоута — титановый сплав ОТ-4. Шпангоут выполнен методом горячей штамповки.
1 ый и 2 ой аппаратурные отсеки
Конструктивно отсеки состоит из обшивки и двух стыковых шпангоутов. Все элементы выполнены из титанового сплава ОТ-4. В отсеках предусмотрены разного рода упрочненные отверстия для возможности доступа к аппаратуре. Также к шпангоутам привариваются кронштейны для размещения и надежной фиксации полезного груза внутри отсеков.
Отсек с БЧ
Тип боевой части — несущая стержневая. Отсек изготавливается из стали 30ХГСА с нанесением антикоррозийного покрытия.
Отсек РДТТ
Корпус РДТТ изготавливается из стали 32Х2НВМБР (КВК-32). Обечайка выполняется из трубы методом раскатки. Днище изготавливается горячей штамповкой. Внутренние поверхности камеры сгорания, газовода и сопла покрываются теплозащитой П-5-12, установленной на клей ВК-3.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
Сопловой вкладыш изготавливают из графита ПРОГ-2400 прессованием.
Отсек с рулевыми приводами
Состоит из обечайки, стыкового шпангоута и дополнительного шпангоута. Все они выполнены и титанового сплава ОТ-4. В дополнительном шпангоуте проделаны отверстия для выходных валов рулевых приводов.
Несущие поверхности
Обшивка и подкрепляющие панели изготавливаются из стали 12Х18Н10Т штамповкой. Подкрепляющие вкладыши и профили крепления несущей поверхности к корпусу ЛА выполняются из стали 12Х2НВФА. Сборка осуществляется контактной точечной сваркой.
Рулевые поверхности
Несущие элементы и обшивка рулевых поверхностей выполнена из стали 12Х18Н10Т. Сборка осуществляется аналогично несущим поверхностям — контактной точечной сваркой. .4 Технологическая проработка стыков
Для стыковки отсеков на проектируемом ЛА используются телескопические стыки, фиксируемые с помощью пакетов клиньев. Конструктивно стык состоит из двух цилиндрических корпусов, сочлененных между собой посадкой по гладкой цилиндрической поверхности, и представляет собой телескопическое соединение, содержащее втулочную и стержневую части с кольцевыми канавками для размещения в них запорных элементов — клиньев, создающих осевой натяг в соединении между блоками. В охватывающем элементе стыка в радиальном направлении выполнены три прямоугольных паза для установки клиньев и прокладок.
Для предотвращения углового перемещения корпусов относительно друг друга вокруг оси, в охватываемой части стыка предусмотрен цилиндрический фиксатор, а в охватывающей части стыка имеется паз, выполненный по соответствующей посадке на фиксаторе.
Установка запорных клиньев выполняется пневмопистолетом оснащенным спецнасадками, при давлении воздуха 4 атм.
Точность по перекосу обеспечивается путем торцевания плоскости стыка с определенным допуском на перпендикулярность к оси корпуса.
Собственная система координат каждого отсека согласуется с системой координат всего ЛА по двум взаимоперпендикулярным плоскостям (плоскостям стабилизации) Б1 и Б2, линия пересечения которых является продольной осью ЛА (главная конструкторская база). Плоскости стабилизации материализуются реперными знаками, наносимыми на наружную поверхность каждого отсека ЛА. Для рулей главной конструкторской базой является плоскость срединных хорд, материализованная тремя реперными знаками, наносимыми на их поверхность и расположенными как можно дальше друг от друга. при этом плоскости либо совпадают, либо находятся в строго оговоренных пределах относительно Б1 и Б2.
Из вышеописанного следует, что увязка стыковых поверхностей в смежных агрегатах должна обеспечивать:
. Точное взаимное положение соединяемых агрегатов с тем, чтобы смещение плоскостей стабилизации одного агрегата относительно другого не превышало установленного допуска. Это достигается точной привязкой положения стыковых поверхностей каждого из агрегатов к своим плоскостям стабилизации;
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
. Возможность осуществления стыковки (запрессовки клиньев).
Детальная проработка стыков выполнена на схеме членения ЛА.
6.5 Сборка ЛА
Носовой обтекатель и 1 ый аппаратурный отсек производятся на специализированном предприятии. Бортовая аппаратура, АРГС и рулевые приводы изготавливаются на предприятиях, непосредственно поставляющих агрегаты для серийного завода. Заливка заряда в отсек с БЧ и в РДТТ осуществляется на специализированных предприятиях, где обеспечивается необходимый уровень безопасности для проведения этих работ.
Ниже представлена последовательность сборки проектируемого ЛА. Позиции отсеков обозначены в соответствии со схемой членения ЛА
Последовательность сборки:
1. Смонтировать блок ГСН в отсеке 2 (1 ый аппаратурный отсек);
. Смонтировать неконтактный взрыватель, инерциальный блок и БЦВМ в отсеке 3 (2 ой аппаратурный отсек);
. Состыковать отсеки 2 и 3;
. Состыковать носовой обтекатель 1 и отсек 2;
. Состыковать отсек 3 и отсек 4 (отсек с БЧ);
. Состыковать отсек 4 и отсек 5 (отсек с РДТТ);
. Смонтировать рулевые приводы и источники питания в отсеке 6
(отсек с рулевыми приводами);
. Состыковать отсек 5 и отсек 6;
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
. Установить гаргрот;
. Установить несущие поверхности на отсеке 5;
. Смонтировать рулевые поверхности на отсеке 6;
. Провести окончательный контроль герметичности изделия и геометрических параметров;
. Провести проверку правильности стыковки электроцепей слабым током;
. Окончательная приемка.
6.6 Техническое задание на разработку приспособления
Разработать приспособление-стапель для крепления сборочных единиц несущей поверхности — плоскости и основания.
Требования к несущей поверхности:
1. Точность изготовления 12 квалитет;
. Сварка по ГОСТ 15878 Кт-3;
. Контроль сварного соединения проводить по ГОСТ 7512-82.
Установка и крепление крыла в сборочное приспособление:
Состав приспособления:
. Основание стапеля;
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
. Панели — 2 шт.;
. Сухари — 4 шт.;
. Болты М6 — 7 шт.;
. Гайка-барашек — 7 шт.;
. Винты М8 — 4 шт.;
. Прижимы — 10 шт.;
. Винты М4 — 6 шт.
Требования к приспособлению-стапелю:
) Точность изготовления — 11 квалитет;
Описание сборки приспособления:
Основание приспособления прикручивается к столу при помощи винтов. Основание устанавливается на базовую поверхность приспособления и прижимается прижимами с винтами к радиусной поверхности. После этого плоскость укладывается в панель с проточкой под контур и накрывается второй панелью, далее происходит закрепление плоскости внутри панелей с помощью винтов, болтов и гаек-барашков. Далее производится стыковка основания приспособления с панелями при помощи винтов. Далее происходит сварка. Сборка осуществляется с приварки основания.
Заключение
Расчётные лётно-технические характеристики разработанной в дипломном проекте ракеты полностью соответствуют техническому заданию. В конструкции ракеты использованы современные технические решения и последние достижения в области проектирования авиационного ракетного вооружения. Способность решать боевую задачу в любых погодных и климатических условиях обусловливает целесообразность применения этой ракеты на истребителях фронтовой авиации. По своим техническим параметрам ракета может создать конкуренцию современным зарубежным аналогам, её применение будет эффективно в условиях высокоманевренного воздушного боя. Вышеперечисленные достоинства являются аргументами в пользу запуска ракеты в серийное производство.
Список используемой литературы.
1. И.С. Голубев, В.Г. Светлов, Проектирование зенитных управляемых ракет, Москва, Изд-во МАИ, 2001 г.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
2. М.Д. Пестов, Эффективность летательных аппаратов, Москва, Изд-во МАИ, 1993 г.
. Л.С. Чернобровкин, В.Я. Петраш, Методические указания к курсовому проекту по дисциплине: Проектирование ЛА, Москва, Изд-во МАИ, 1995 г.
. Л.С. Чернобровкин, Расчёт стартовой массы и размеров ЛА, Москва, Изд-во МАИ, 1989 г.
. М.Д. Пестов. Методика баллистического проектирования и расчета массы летательного аппарата с использованием учебной САПР. Москва, МАИ, 1986 г.
. В.Н. Новиков, Б.М. Авхимович, В.Е. Вейтин. — Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991 г.
. А.С. Авдонин, В.И. Фигуровский. Расчет на прочность летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985 г.
. И.С. Голубев, А.В. Самарин. Проектирование конструкций летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991 г.
. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973 г.
. А.И. Осколков. Методические указания к дипломному проектированию по курсу «Технология производства летательных аппаратов» М.: МАИ, 1986 г.
. Г.А. Соколовский. Проектирование управляемых ракет класса «воздух-воздух» (теория, конструкция, технология, испытания, экономика, техника безопасности) в 2-х частях: Учебное пособие. М. Изд-во ГосМКБ «Вымпел», 2005 г.
. Белов С.В. Безопасность производственных процессов, Москва, Машиностроение 1985 г.
. Анурьев В.И., Справочник конструктора — машиностроителя
. Абибов А.Л., Технология самолетостроения
. Саркисян С.А., Старик Д.Э., Экономика авиационной промышленности, Москва, Высшая школа, 1985 г.
Нужна помощь в написании диплома?
Мы - биржа профессиональных авторов (преподавателей и доцентов вузов). Сдача работы по главам. Уникальность более 70%. Правки вносим бесплатно.
. Кукин П.П., Лапин В.Л. и др., «Безопасность технологических процессов и производств (Охрана труда)», Москва, Высшая Школа, 2001 г.
. Белов С.В., «Безопасность производственных процессов», Машиностроение, Москва, 1985 г.
. Голубев И.С., Самарин А.В., Конструкция и проектирование летательных аппаратов, Москва, Машиностроение, 1995 г.
. Лизин В.Т., Пяткин В.А., Проектирование тонкостенных конструкций, Москва, Машиностроение, 2003 г.
20. Дмитриенко Ю.И. «Механика композиционных материалов при высоких температурах». Москва: «Машиностроение», 1997.
. Васильев В.В., В.Д. Протасов, В.В. Болотин и др. «Композиционные материалы». Москва: Машиностроение, 1990.
. Васильев В.В. «Основы проектирования и изготовления конструкций ЛА из композиционных материалов». МАИ, 1985 г.