Проектирование летательного аппарата класса 'поверхность-воздух' с детальной проработкой боевой части

Тип:
Добавлен:

Содержание

Введение

Цель работы

Раздел 1. Расчетно-конструкторский

.1 Описание прототипа летательного аппарата - прототипа ЗУР «Чепарел» (США)

.2 Тактико-технические данные прототипа

.3 Летно-технические данные прототипа

.4 Исходные данные проектируемого летательного аппарата

.5Определение габаритов корпуса летательного аппарата

.6Определяем площади и габариты крыла и оперения

.7 Определяем удельную нагрузку на оперение прототипа

.8Определение габаритов двигательной установки и топливного заряда

.9 Компоновка и центровка летательного аппарата

.10Расчет нагрузок, действующих на корпус.

Раздел 2. Технологический

.1 Разработка технологического процесса изготовления боевой части

.2 Экономическое обоснование изменения себестоимости в связи с переходом с мелкосерийного производства агрегатов на крупносерийное производство

.3 Охрана труда и техника безопасности при механической обработке детали

Заключение

Список литературы

Приложения

Введение

Создание Л.А. является длительным процессом, в котором участвуют многие коллективы промышленных предприятий, конструкторских бюро и научных организаций. Первое место в этом процессе занимает проектирование летательного аппарата.

Проектирование - это один из основных способов создания техники, других изделий и сооружений. Процесс проектирования - это творческий, не формализуемый процесс, который не описывается определенным алгоритмом действия. Определена лишь его целевая сторона-создание проекта летательного аппарата, обеспечивающего выполнение заданных требований.

Необходимостью проектирования ракет является защита населения от внешних угроз. Например: уничтожение самолетов, танков, зданий и живой силы противника, а так же уничтожение космического мусора и др.

Самым ярким примером являются события, которые происходят в Сирии. Средства массовой информации демонстрируют, как при помощи ракет уничтожаются объекты, захваченные террористами, склады с оружием, а так же техника и боевики.

В данной курсовой работе будет рассмотрено проектирование летательного аппарата по методу прототипа, суть которого в создании летательного аппарата похожего на эталонный, но с улучшенными характеристиками.

Естественно, нужно отметить, что создание летательного аппарата зависит не только от квалификации и опыта конструктора, но и от рабочих и собирающих его идеи.

Цель работы

Спроектировать летательный аппарат методом прототипов, при увеличении перегрузок и массы прототипа. Для улучшения таких качеств как манёвренность, скорость и дальность полета.

Раздел 1. Расчетно-конструкторский

1.1 Описание прототипа летательного аппарата - прототипа ЗУР «Чепарел»(США)

Ракета предназначена для прикрытия войск на поле боя от маловысотных самолётов и вертолётов, действующих в простых метеоусловиях.

Максимальная наклонная дальность поражения цели - 4 км, максимальная высота поражения цели - 3,5 км, система управления - самонаведение пассивное и тепловое.

Ракета является модификацией «Сайдуиндер 1-С» класса воздух-воздух, аэродинамическая схема - утка. Ракета не стабилизирована по крену. Установленные на крыле роллероны демпфируют скорость вращения ракеты относительно продольной оси.

Носовая часть ракеты оживальная со сферическим обтекателем представляет собой отдельный быстросъёмный отсек с ТГСН и блоком управления рулей. На последних модификациях ракеты сферический обтекатель изготовлен из кадмиево-алюмосиликатного стекла «Кортран» пропускающий необходимый спектр инфракрасного излучения целей.

Рули расположены на носовом отсеке, за ним находится отсек оптического взрывателя, далее расположена осколочно-стержневая БЧ. К отсеку БЧ крепится однорежимный РДТТ на твердом топливе.

На двигателе установлены 4 консоли крыла, на 2-х из них - роллероны.

Таблица 1.

Тактико-технические данные прототипа

Ракета/параметрЧепарелДальность поражения, км>4Высота поражения, м3500Стартовая масса, кг83,9Вес БЧ, кг4,5Длина, мм2910Максимальный диаметр корпуса, мм145Размах крыла, мм630Максимальная скорость полета, М2

Таблица 2.

Летно-технические данные прототипа

Аэродинамическая схемаУткаБоевая частьОсколочно-стержневаяM(кг)4,5Стартовая масса(кг)83,9Максимальная скоростьМ=2Тип двигательной установкиОднорежимный РДТТСистема наведенияСамонаведение пассивное и тепловое

Таблица 3.

Исходные данные проектируемого летательного аппарата

КорпусДлина, м2,91Диаметр, м0,13Удлинение носовой части1,7Удлинение корпуса-КрылоРазмах, м0,63Корневая хорда, м0,71Концевая хорда, м0,44Сужение1,6Угол стреловидности, ̊41Площадь с подфюзеляжной частью, 0,36ОперениеРазмах, м0,42Корневая хорда, м0,37Бортовая хорда, м0,03Сужение0Угол стреловидности, ̊65Площадь с подфюзеляжной частью, 0,07

Рис. 1.Исходные данные габарита прототипа летательного аппарата

1.2Определение габаритов корпуса летательного аппарата

Определяем удельную нагрузку на мидель корпуса прототипа

, (1)

где - Нагрузка на мидель корпуса прототипа;

- остартовая масса прототипа (берем из летно-технических данных прототипа);

- диаметр прототипа (берем из исходных данных, раздел корпус);

- математическая константа.

Считаем, что удельная нагрузка на мидель прототипа равна удельной нагрузке на мидель летательного аппарата, т.е. . Определяем диаметр летательного аппарата.

, (2)

где диаметр летательного аппарата;

- стартовая масса летательного аппарата.

Определяем величину средней объемной удельной массы корпуса прототипа.

(3)

, (4)

гдеудлинение носовой части прототипа;

- удлинение цилиндрической части прототипа;

- длина носовой части прототипа (берем из исходных данных, раздел корпус);

длина цилиндрической части прототипа (берем из исходных данных, раздел корпус).

Считаем, что удлинение носовой и цилиндрической частей прототипа, равно удлинению носовой и цилиндрической частей летательного аппарата. Определяем длину носовой и цилиндрической частей летательного аппарата.

0,145=0,25 м (5)

0,145=2,996 м (6)

0,25+2,996=3,246 м, (7)

где;

- длина цилиндрической части летательного аппарата;

- длина летательного аппарата.

Определяем объем корпуса летательного аппарата по формулам из третьего пункта первого этапа

(8)

(9)

, (10)

где;

;

- объем летательного аппарата;

.

Определяем площадь поперечного сечения корпуса летательного аппарата и длину равновеликого цилиндра летательного аппарата.

(11)

, (12)

где - площадь поперечного корпуса;

- длина равновеликого цилиндра.

1.3Определяем площади и габариты крыла и оперения

Определяем удельную нагрузку на крыло прототипа.

, (13)

- удельная нагрузка на крыло прототипа;

(берем из исходных данных таблица 3, раздел крыло).

Считаем, что удельная нагрузка на крыло прототипа равна удельной нагрузке на крыло летательного аппарата, т.е. . Определяем площадь крыла летательного аппарата.

, (14)

где площадь крыла летательного аппарата с подфюзеляжной частью.

Определяем удлинение крыла прототипа.

, (15)

где ;

- размах крыла прототипа (берем из исходных данных таблица 3, раздел крыло).

Считаем, что удлинение крыла прототипа равно удлинению крыла летательного аппарата. Определяем размах крыла летательного аппарата.

, (16)

где - размах крыла летательного аппарата.

Определяем сужение крыла прототипа.

, (17)

где - сужение крыла прототипа;

- корневая хорда крыла прототипа (берем из исходных данных таблица 3, раздел крыло);

- концевая хорда крыла прототипа (берем из исходных данных таблица 3, раздел крыло).

Определяем концевую и корневую хорды крыла летательного аппарата.

, (18)

, (19)

где;

.

Определяем среднюю аэродинамическую хорду крыла летательного аппарата.

, (20)

где .

Выбираем относительную толщину крыла летательного аппарата.

м

м

Принимаем

где - относительная толщина крыла.

По полученным данным вычерчиваем крыло в масштабе (Приложение 1).

.4Определяем удельную нагрузку на оперение прототипа

Определяем удельную нагрузку на оперение прототипа.

, (21)

где - Удельная нагрузка на оперение для прототипа;

площадь с подфюзеляжной частью оперения прототипа (берем из исходных данных таблица 3, раздел оперения).

Считаем, что удельная нагрузка на оперение прототипа равна удельной нагрузке на оперение летательного аппарата. Определяем площадь рулей летательного аппарата.

, (22)

где площадь оперения летательного аппарата с подфюзеляжной частью.

Определяем удлинение оперения прототипа.

, (23)

где - удлинение оперения прототипа;

размах оперения прототипа (берем из исходных данных таблица 3, раздел оперения).

Считаем, что удлинение рулей прототипа равно удлинению рулей летательного аппарата. Определяем размах рулей летательного аппарата.

,

где размах оперения летательного аппарата.

Определяем корневую хорду оперения летательного аппарата

, (24)

где - корневая хорда оперения летательного аппарата;

tgx - угол стреловидности оперения летательного аппарата;

Sоп пр. - площадь оперения летательного аппарата.

По полученным данным вычерчиваем оперение в масштабе (Приложение 2).

1.5Определение габаритов двигательной установки и топливного заряда

Определяем массу топлива прототипа.

, (25)

, (26)

где - масса топлива прототипа;

Vмах- максимальная скорость прототипа (в таблице 2);

- скорость истечения газов из сопла (2300÷2400 м/с).

Определяем относительную массу топлива прототипа.

, (27)

где - относительная масса топливо.

Считаем, что относительная масса топлива прототипа равна относительной массе топлива летательного аппарата . Определяем массу топлива летательного аппарата.

, (28)

где - масса топлива летательного аппарата.

Определяем потребную стартовую тягу двигателя летательного аппарата.

, (29)

где - потребная стартовая тяга двигателя;

- продольная перегрузка;

g = 9,81 м/с2 - ускорение свободного падения.

Пользуясь справочной литературой, выбираем марку твердого топлива и определяем его основные параметры.

{ТРТ ТР-Н-3062} Смесевое

,

где IУД - Удельный импульс;

ρт - Удельная плотность топлива;

U- Скорость горения топлива.

Определяем секундный массовый расход топлива и время работы двигателя.

(30)

, (31)

где - секундный массовый расход топлива;

- время работы двигателя.

Определяем потребный объем камеры сгорания летательного аппарата.

, (32)

где ;

- потребный объем камеры сгорания.

Определяем длину цилиндрической части камеры сгорания.

(33)

, (34)

где - длина камеры сгорания;

- диаметр камеры сгорания.

Определяем потребную поверхность горения шашки.

Copyright © 2018 WorldReferat.ru All rights reserved.