Презентация на тему "Основы аэродинамики ЗУР"

Содержание

• 
  Слайд 1
  

  МГТУ им. Н.Э Баумана. Военный институт Кафедра №1 Военно-воздушных сил Тема №2: Основы построения ЗРК Москва 2012

• 
  Слайд 2
  

  2 Занятие №2: Основы аэродинамики ЗУР

• 
  Слайд 3
  

  1. Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 2. Силы, действующие на ракету в полете 3. Моменты, действующие на ракету в полете 4. Аэродинамические схемы ЗУР 5. Маневренность ЗУР 3 Учебные вопросы: 3

• 
  Слайд 4
  

  4 4 вопрос №1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов

• 
  Слайд 5

  5

  ε β Z Ц' Zц Хц Yц S r ЦМ Ц Y . 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат: Рис 1.1.1 Земные прямоугольная и сферическая системы координат О

• 
  Слайд 6

  6

  В прямоугольной системе координат (рис. 1.1.1) за начало отсчета выбирается пункт управления или место старта ракет (О); - ось ОХ направляется на север (или на выбранный местный ориентир); - ОУ - в зенит (вертикально вверх); - ОZ- таким образом, чтобы получить правую систему координат (на восток). Положение центра масс цели (ЦМ) относительно начала отсчета определяется координатами ХЦ, YЦ, ZЦ. 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат:

• 
  Слайд 7
  

  7 В сферической системе координат (см. рис. 1.1.1) положение цели в пространстве характеризуется наклонной дальностьюr, азимутом β и углом места ε цели. Углы β и ε задают направление радиус-вектора r. Уголε, образованный радиус-вектором r и его проекцией на горизонтальную плоскость, называют углом места. Уголβ, отсчитанный в горизонтальной плоскости от некоторого направления (направления на север или на ориентир) до проекции r на горизонтальную плоскость, называют азимутом. 7 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат:

• 
  Слайд 8
  

  8 Соотношения между прямоугольной и сферической системами координат: 8 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат:

• 
  Слайд 9
  

  qц Рц Sц Нц Vц P P S O Н Ц 9 9 9 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат: Рис. 1.1.2. Параметрическая система координат qц

• 
  Слайд 10
  

  10 В параметрической системе координат (рис. 1.1.2) ось OSлежит в горизонтальной плоскости и параллельна проекции вектора скорости цели на эту плоскость; ось OHнаправлена вертикально вверх, ось AP перпендикулярна плоскости SOH. Координата НЦхарактеризует высоту цели, а координата PЦ - курсовой параметр ее движения, под которым понимается кратчайшее расстояние от начала координат до проекции курса цели на горизонтальную плоскость. Величина PЦвсегда положительна. Положительная координата Sопределяет величину пути цели до параметра, отрицательная - после параметра. Курсовым углом движения целиqЦ называют угол в горизонтальной плоскости между направлением на пункт наведения и проекцией курса цели. Курсовой угол изменяется в пределах от 0 до 180°. Изменение курсового угла от 0 до 90° означает приближение цели, а от 90° до 180° - ее удаление. 10 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат:

• 
  Слайд 11
  

  11 Соотношения между параметрической и сферической системами координат: 11 11 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат:

• 
  Слайд 12
  

  12 Управление положением луча приемопередающей антенны ФАР в режимах допоиска и сопровождения целей и ракет, а также управление положением центра сектора захвата стартующих ракет осуществляется в относительной биконической системе координат. Положение цели (ракеты) определяется наклонной дальностью rн и двумя углами ви н, определяющими направление вектора наклонной дальности. Угол в– между вектором rн и его проекцией на ось X`ОZ` называется углом в вертикальной плоскости. Угол н- между осью ОX` и проекцией вектора rн на горизонтальную плоскость X`ОZ` называется углом в наклонной плоскости (рис.1.1.3). 12 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат:

• 
  Слайд 13
  

  φВ φH Z' X' Y' 13 Рис. 1.1.3. Прямоугольная и биконическая системы координат антенны. 13 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.1 Земные системы координат: ППА r

• 
  Слайд 14
  

  ѵ Z1 Y1 X1 Z Y х цм ψ 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.2 Связанные системы координат 14 Чтобы охарактеризовать ориентацию в пространстве, например, зенитной управляемой ракеты, необходимо ввести неподвижную относительно ее конструкции систему осей координат, называемую связанной (рис. 1.2.1). Рис. 1.2.1 Связанная система координат и ее ориентация относительно земной системы координат О1

• 
  Слайд 15
  

  В связанной системе координат ОХрУрZрначало отсчета 0 совмещено с центром масс ракеты. Ось О1Х1 направлена вперед по продольной оси ракеты; Ось O1Y1 лежит в вертикальной плоскости симметрии ракеты; Ось O1Z1 - в другой плоскости симметрии; ХрO1Z1, - образуют правую систему координат. Ориентация связанной системы координат ракеты О1Х1У1Z1 (следовательно, и самой ракеты), относительно земной системы 0ХYZ, определяется с помощью углов Эйлера ψ, υ,γ. 15 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.2 Связанные системы координат

• 
  Слайд 16
  

  16 Угол γ между вертикальной плоскостью, проходящей через ось ОХРи связанной осью ОYР, называется углом крена. Рис. 1.2.2 Взаимное расположение связанной и земной систем координат при совмещении их центров 16 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.2 Связанные системы координат Угол ψ между осью AХ и проекцией оси ОХР связанной системы на горизонтальную плоскость называют углом рысканья. Угол ѵ, образованный между связанной осью ракеты ОХР и горизонтальной земной плоскостью носит название угла тангажа.

• 
  Слайд 17
  

  β α β α z1 yv хv zр у1 х1 При решении задач аэродинамики необходимо знать положение скоростной системы относительно связанной, т.е. ориентацию ракеты относительно вектора скорости набегающего потока воздуха. С этой целью вводятся углы (рис. 1.3.2): 17 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.3 Скоростная система координат угол атакиα - угол между проекцией вектора скорости OYР на вертикальную плоскость симметрии ракеты и связанной осью ОХР угол скольженияβ- угол между вектором скорости VР и вертикальной плоскостью симметрии ракеты Рис. 1.3.2 Взаимная ориентация скоростной и связаннойcистем координат

• 
  Слайд 18
  

  18 Управляющие воздействия на аэродинамические рули при их X-образном расположении формируются в повернутой связанной системе координатOXРY1Z1. Ось ОХРсовпадает с одноименной осью связанной системы ОХРYРZР, а оси OY1 и OZ1 повернуты на 45° (рис. 1.2.3) относительно соответствующих осей связанной системы координат. 18 Рис. 1.2.3Повернутая связанная система координат 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.2 Связанные системы координат

• 
  Слайд 19

  Рис. 1.2.4 Полярная связанная система координат

  βц' εц' rц' хр Координаты цели бортовым радиопеленгатором ракеты определяются в полярной связанной системе координат. Угловые координаты задаются относительно продольной оси ракеты (т.е. относительно оси OXР) в вертикальной εЦ и горизонтальной βЦплоскостях (рис. 1.2.4) 19 1 Системы координат, применяемые для определения местоположения летательных аппаратов 1.2 Связанные системы координат

• 
  Слайд 20
  

  вопрос №2 Силы, действующие на ракету в полете

• 
  Слайд 21
  

  z y R G Fцб Q Р Zv Yv цм 2 Силы, действующие на ракету в полете 20 В полете на ракету действует следующая система сил: сила тяжести G, тяга ракетного двигателя Pи полная аэродинамическая силаR (рис. 2.1). Xv

• 
  Слайд 22
  

  z y R G Fцб Q Р Zv Yv цм 2 Силы, действующие на ракету в полете 21 Разложение полной аэродинамической силы на составляющие Xv

• 
  Слайд 23
  

  23 Подъемная сила ракетыв основном создается крылом, в меньшей степени рулями и корпусом ракеты. - плотность воздуха 22 2 Силы, действующие на ракету в полете - скорость полета ракеты - скоростной поток - коэффициент подъемной силы - характерная площадь Для ее определения используется формула

• 
  Слайд 24
  

  24 Коэффициент подъемной силы : где- коэффициенты пропорциональности, характе- ризующие приращение коэффициента подъемной силы при изменении соответственно угла атаки и угла отклонения рулей высоты на единицу и зависит от числа М. 23 2 Силы, действующие на ракету в полете - Характер зависимости коэффициента от числа М

• 
  Слайд 25
  

  25 Зная коэффициенты ,скорость, высоту полета и угол атаки ракеты, можно определить величину подъемной силы: получим: 24 2 Силы, действующие на ракету в полете введя обозначения: или и

• 
  Слайд 26
  

  26 - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления, ρ- массовая плотность воздуха, VP- скорость ракеты, S– характерная площадь скоростной напор, Сила лобового сопротивлениясоздается сопротивлением воздушного потока движению всех элементов ракеты (корпуса, крыла, рулей и др.) и определяется по формуле: 25 2 Силы, действующие на ракету в полете Зависимость от М:

• 
  Слайд 27
  

  Сила тягисоздается двигателем и направлена вдоль продольной оси ракеты. Эта сила называется реактивной силой (тягой ракетного двигателя). Ее значение определяется по формуле: 26 2 Силы, действующие наракету в полете - атмосферное давление на высоте - скорость истечения газов из сопла двигателя - площадь выходного сечения сопла - давление газа в выходном сечении сопла - ускорение свободного падения - секундный расход топлива ( 1 )

• 
  Слайд 28
  

  Обозначав через атмосферное давление на поверхности земли, прибавим и вычтем в формуле (1) : 27 2 Силы, действующие наракету в полете После преобразования получим: t- время работы двигателя Тогда: - сила тяжести - Начальный вес ракеты

• 
  Слайд 29
  

  вопрос №3 Моменты, действующие на ракету в полете

• 
  Слайд 30
  

  30 где h - плечо приложения силы; CR – коэффициент, зависящий от конструкции ракеты. Воздействие воздушного потока на ракету может быть сведено к воздействию полной аэродинамической силы R, приложенной в центре масс, и полного аэродинамического момента М, поворачивающего ракету вокруг центра масс. При рассмотрении управляемого вращательного движения ЗУР вектор полного аэродинамического момента раскладывается на три составляющие - его проекции на оси связанной системы координат OX1Y1Z1: 28 3 Моменты, действующие на ракету в полете

• 
  Слайд 31
  

  31 Момент , обусловливающий вращение ракеты вокруг продольной оси (оси крена), называют моментом крена. Моменты и , вызывающие поворот ракеты вокруг осей OY1и OZ1 (курса и тангажа), носят названия момента курса и момента тангажа. Каждый из этих моментов можно представить в виде суммы управляющего и стабилизирующего моментов: стабилизирующего (Мст) управляющего(Mynp) демпфирующего(Мдемп) 29 3 Моменты, действующие на ракету в полете

• 
  Слайд 32
  

  32 Стабилизирующим (восстанавливающим) моментом называют момент, стремящийся повернуть ракету в сторону уменьшения угла атаки (скольжения, крена), вызванного внешними возмущениями. Демпфирующие (гасящие) моменты – динамические моменты, возникающие при появлении угловой скорости вращения ракеты. Их величина зависит от условий обтекания ракеты внешним воздушным потоком и условий течения жидкости и газов внутри ракеты, в соответствии с чем различают внешние и внутренние моменты. Управляющие моменты – моменты, создаваемые органами управления полета ракеты относительно ее центра масс (ЦМ). На ракетах органами управления служат рули. 30 3 Моменты, действующие на ракету в полете

• 
  Слайд 33
  

  33 При отклонении рулей от нейтрального положения на некоторый угол , возникает подъемная сила руля , которая при наличии плеча создает управляющий момент . 31 3 Моменты, действующие на ракету в полете Управляющие моменты

• 
  Слайд 34
  

  34 Так как 32 3 Моменты, действующие на ракету в полете = - аэродинамический коэффициент подъемной силы руля - площадь руля то =

• 
  Слайд 35
  

  35 Статистическая устойчивость – способность ракеты восстанавливать нарушенное равновесие после прекращения действия возмущений. Различают устойчивость - по тангажу (продольную устойчивость), - по курсу (путевую устойчивость), - по крену. Степень устойчивости во многом зависит от взаимного расположения центра масс (ЦМ) и центра давлений (ЦД). 33 3 Моменты, действующие на ракету в полете - для устойчивых схем Летательный аппарат называют статически устойчивым, если момент эродинамических сил, возникший при угловом отклонении от положения равновесия, направлен в сторону исходного положения равновесия. - для неустойчивых схем - условие балансировки

• 
  Слайд 36
  

  36 Управляемость ракеты– способность ракеты реагировать на отклонение органов управления (рулей) от нейтрального положения.   Под управляемостью понимается чувствительность ракеты к отклонению рулей (иногда понимают способность ракеты двигаться по кинематической траектории). 34 3 Моменты, действующие на ракету в полете Управляемость и устойчивость — противоположные свойства. Всякое повышение управляемости ракеты вызывает уменьшение степени ее продольной статической устойчивости, и наоборот.

• 
  Слайд 37
  

  вопрос №4 Аэродинамические схемы ЗУР

• 
  Слайд 38
  

  38 Существуют самолетные и осесимметричные схемы ЗУР. Ракета, сконструированная по самолетной схеме, имеет два горизонтально расположенных крыла. Такие ракеты получили название плоскокрылых. Большинство же ракет создаются по принципу аэродинамической симметрии относительно продольной оси ракеты. Такие схемы называются осесимметричными. 35 4 Аэродинамические схемы ЗУР Управляемость- способность ракеты реагировать на отклонения (рулей и элеронов) от нейтрального положения. Улучшение управляемости достигается увеличением управляющего момента и уменьшением стабилизирующего. Для оптимального сочетания управляемости и устойчивости используют различные аэродинамические схемы ракет.

• 
  Слайд 39
  

  39 По взаимному расположению крыльев и рулей различают следующие аэродинамические схемы ЗУР: нормальная (рис.а), "утка" (рис.б), "поворотное крыло" (рис.в). 36 4 Аэродинамические схемы ЗУР а) нормальная б) утка в) поворотное крыло

• 
  Слайд 40
  

  Другой разновидностью нормальной схемы являются бескрылые ракеты (рис. 4.1.1,б), обычно предназначенные для запуска из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК). Для уменьшения поперечных размеров ТПК используются ракеты с отсутствующими основными несущими аэродинамическими поверхностями - крыльями. Создание требуемых управляющих сил при отсутствии крыльев требует увеличения скорости полета, а также углов атаки и скольжения (в два-три раза). 37 4 Аэродинамические схемы ЗУР Нормальная аэродинамическая схема имеет рули, расположенные позади крыльев в хвостовой части ракеты. Стремление получить значительную площадь крыльев при небольшом их размахе (малом лобовом сопротивлении) приводит к увеличению бортовой хорды крыла. При этом рули (элероны) оказываются расположенными непосредственно за крыльями и связываются с ними конструктивно. У такой ракеты (рис. 4.1.1,а) хвостовое оперение отсутствует, поэтому она получила название "бесхвостка". "Бесхвостка" отличается высокой устойчивостью.

• 
  Слайд 41
  

  38 Рис. 4.1.1 Разновидности нормальной аэродинамической схемы Аэродинамические схемы ЗУР а) нормальная аэродинамическая схема «бесхвостка» б) нормальная аэродинамическая схема «бескрылая ракета»

• 
  Слайд 42
  

  V V Рис. 4.1.3 Управление бескрылой ракетой 39 4 Аэродинамические схемы ЗУР цм цм цм цм Lp yp цд а) δ=0 α =0 Mzупр δ P=0 G=0 б) δ ≠0 α =0δ=const Mk Lk yk цд yp Mzупр δ α V в) α ˂ δ г) α ˃ δ V Mzупр Mk yp yk цд α α δ

• 
  Слайд 43
  

  вопрос №5 Маневренность ЗУР

• 
  Слайд 44
  

  Важнейшим свойством любого летательного аппарата является его маневренность. Под маневренностью ракеты понимают возможную быстроту изменения скорости полета по величине и направлению. Эта быстрота характеризуется ускорениями ракеты. На практике для количественной характеристики маневренных возможностей ракеты пользуются понятием "перегрузка". Перегрузка - это отношение равнодействующей всех сил, приложенных к ракете (за исключением силы тяжести), к величине силы тяжести: Перегрузка определяет, во сколько раз ускорение ракеты в данном направлении больше или меньше ускорения силы тяжести: Перегрузку как векторную величину рассматривают в проекциях на оси скоростной системы координат: nx - продольная перегрузка; ny и nz - нормальные перегрузки (nп). 40 5 Маневренность ЗУР

• 
  Слайд 45
  

  Располагаемыми называются нормальные перегрузки, которые может развивать ракета при максимальном отклонении рулей и при условии, что это не приведет к разрушению узлов ракеты и не снизит качества системы управления ракетой. Они определяют минимальный радиус кривизны траектории, которую может описать ракета. Потребными перегрузками называются нормальные перегрузки, которые должна развивать ракета, чтобы реализовать траекторию определенной кривизны с заданной точностью. Эти перегрузки слагаются из кинематической перегрузки nk, которой должна обладать ракета для движения по расчетной (кинематической) траектории с заданной скоростью; перегрузки, обусловленной влиянием силы тяжести (веса)nв; и перегрузок, возможных из-за случайных возмущений (флуктуационных перегрузок)nфл: nпотр= nк+nв+nфл 41 5 Маневренность ЗУР Различают два вида нормальных перегрузок: - располагаемые (nрасп), - потребные (nпотр).

• 
  Слайд 46
  

  . Литература: 1 А.С. Малыгин «Управление огнем ЗРК» 2 Ф.К. Неупокоев «Стрельба зенитными ракетами» 3 В.П. Демидов, Н.Ш. Кутыев «Управление зенитными ракетами» 42 Занятие №2: Основы аэродинамики ЗУР