Книги
чёрным по белому
Главное меню
Главная О нас Добавить материал Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги
Археология Архитектура Бизнес Биология Ветеринария Военная промышленность География Геология Гороскоп Дизайн Журналы Инженерия Информационные ресурсы Искусство История Компьютерная литература Криптология Кулинария Культура Лингвистика Математика Медицина Менеджмент Металлургия Минералогия Музыка Научная литература Нумизматика Образование Охота Педагогика Политика Промышленные производства Психология Путеводители Религия Рыбалка Садоводство Саморазвитие Семиотика Социология Спорт Столярное дело Строительство Техника Туризм Фантастика Физика Футурология Химия Художественная литература Экология Экономика Электроника Энергетика Этика Юриспруденция
Новые книги
Янин В.Л. "Новгородские акты XII-XV Хронологический комментарий" (История)

Майринк Г. "Белый доминиканец " (Художественная литература)

Хусаинов А. "Голоса вещей. Альманах том 2" (Художественная литература)

Петров Г.И. "Отлучение Льва Толстого " (Художественная литература)

Хусаинов А. "Голоса вещей. Альманах том 1 " (Художественная литература)
Реклама

Модели ракет (проектирование и полет) - Авилов М.

Авилов М. Модели ракет (проектирование и полет) — ДОСААФ, 1968. — 71 c.
Скачать (прямая ссылка): modeliraket1968.djvu
Предыдущая << 1 .. 6 7 8 9 10 11 < 12 > 13 14 15 16 .. 17 >> Следующая

Сравнив значения Р тах и Р ср, можно увидеть, что максимальная тяга почти в два раза превышает среднюю. На рис. 32 и 33 приведены графики изменения тяги ракетных двигателей с топливом СУС. Из графиков видно, что характер нарастания тяги у разных двигателей примерно одинаков: сначала происходит плавное нарастание тяги с .некоторым замедлением при подходе ее к максимальному значению, а затем тяга резко падает до нуля.
Такой характер изменения тяги объясняется тем, что по мере выгорания топлива происходит увеличение площади поверхности горения. Наибольшая площадь поверхности горения топлива получается в момент, когда начинают выгорать последние его слои, прилегающие непосредственно к стенкам корпуса двигателя.
На рис. 32 показаны кривые изменения тяги, полученные для двух одинаковых двигателей.- 0,ни достаточно хорошо совпадают.
Иногда нарастание тяги двигателя происходит не плавно (рис. 33, пунктирная кривая). Это явление объясняется неодинаковой плотностью заряда (топлива) и указывает на необходимость тщательного его приготовления и набивки в Корпус двигателя.
ВЫБОР И РАСЧЕТ КОНСТРУКТИВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ РАКЕТЫ
Для получения от модели ракеты желаемых показателей недостаточно выбирать ее параметры, руководствуясь только качественной картиной влияния того или
44
Рис. 32. График изменения тяги ракетного двигателя с топливом СУС в корпусе ГК-12
Рис 33. График изменения тяги ракетного двигателя с топливом СУС в корпусе ГСР
иного параметра на ее летные свойства. Конструктор должен уметь выбирать наиболее рациональную комбинацию основных характеристик и определять их величины.
ХАРАКТЕРИСТИКИ СОВЕРШЕНСТВА МОДЕЛИ
Основной характеристикой, показывающей степень совершенства конструкции модели, является относительный вес топлива Gx, который определяется соотношением
где Ст — начальный вес топлива;
Go — стартовый вес модели.
Чем ближе величина Ст к единице, тем выше совершенство модели, У моделей ракет относительный вес топлива обычно равен 0,25—0,35.
Другой важной характеристикой модели является т я-говооружениостьЯ, определяющая, во сколько раз тяга двигателя модели ракеты Р больше ее начального веса G0
У моделей ракет тяга на протяжении полета меняется в очень широких пределах. Поэтому в расчетах удобнее пользоваться средней величиной тяговооруженности Рср
У моделей ракет величина Рср обычно колеблется от 7 до 10. _
Относительный расход топлива GT и тяговооружен -ность Р, характеризующие конструктивное совершенство модели, существенно влияют на ее летные качества — высоту н скорость полета. Поэтому вес конструкции модели ракеты всегда должен быть по возможности наименьшим.
РАСЧЕТ ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ НЕОПЕРЕННОИ МОДЕЛИ РАКЕТЫ
Если положение центра тяжести можно определить достаточно просто балансировкой модели, то положение центра давления можно определить лишь экспериментально — при помощи продувок в аэродинамической трубе или подсчитать по приближенным формулам с достаточной для практики точностью.
Рассмотрим такие приближенные соотношения, позволяющие достаточно просто определить положение ц. д. неоперенного корпуса модели ракеты. Для дальнейших рассуждений введем некоторые понятия и обозначения.
За начало отсчета всех величин на модели ракеты примем носик головной части. Будем считать, что ц. д. расположен на продольной оси модели ракеты.
Отношение расстояния от носика модели ракеты до ц. д. Хи.л. к длине модели ракеты Хк назовем коэффициентом центра давления
Зная величину Сц.д. и длину модели ракеты, можно определить положение ц. д. на продольной оси модели ракеты I
Хц.Ц. — Сц.д. • Хк.
• Если корпус модели ракеты состоит из конуса й цй-линдра (рис. 34), величину его коэффициента центра-дав-ления Сц.д. приближенно можно определить по эмпирической формуле
0.014 ¦ у с« д. — 3+0.027-аАц *
mo X — Хк ~ Акн — удлинение цилиндрической чйй'и
1 Дс *vii j
«мид корпуса;
1 ._
~ ~ полное удлинение корпуса; ¦>
а — угол атаки, градусы.
Для моделей ракет максимальный угол атаки обычно не превышает 2—5°. Определив величину коэффициента С ц.д., найдем положение ц. д. на продольной оси ^дели ракеты
yk _________ r»K Л7
-Лц.Д. ----- ^ц.д. Г-Лк'
Заметим, что Сц.д. возрастает с увеличением угла атаки, но не превышает величину 0,5, соответствующую положению ц. д. гладкого цилиндра.
Рис. 34. Система отсчета величин, характеризующих форму корпуса модели ракеты
На рис. 35 показан график изменения коэффициента центра давления неоперенного корпуса модели ракеты для разных углов атаки и удлинений конуса головной части Якн в зависимости от удлинения цилиндрической части корпуса модели ракеты К • Из графика видно, что длина конуса головной части очень мало сказывается на величине Сц.д., а основное влияние оказывают длина цилиндрической части корпуса модели ракеты и величина угла атаки.
Если цилиндрический корпус модели ракеты с головным кону-, сом заканчивается кормовым сужением (см. рис. 26, вариант в), то это необходимо учесть при определении коэф-
Р и с. 35. Г рафик изменения коэффициента центра давления неоперенного корпуса модели ракеты в зависимости от удлинения ее цилиндрической части
Предыдущая << 1 .. 6 7 8 9 10 11 < 12 > 13 14 15 16 .. 17 >> Следующая