Формирование состава и определение массы бортового оборудования
Неконтактный взрыватель – 3 кг
Блок управления автопилота – 4 кг
Аппаратура радиоуправления – 6 кг
Рулевая машина на горячем газе (2 шт.) – 0.5 кг
Масса рулевого привода:
=165*(0,085* +1,2*0,08·10-4*14*60)=5,806(кг)
Gрп цб =Gрп – 2*0,5=5,806-1=4,806(кг)
Масса бортовых источников электропитания (БИП) складывается из трех составляющих:
=3,953(кг)
Масса первичных источников энергии (ПАД с турбогенератором)
=0,2275*0,06*60=0,819(кг)
τ – время полета в сек
Суммарная потребляемая мощность
=0,0175*13=0,2275(кВт)
Gi – масса потребителя электроэнергии
Масса вторичных источников энергии (преобразователи, турбогенератор)
= (кг)
Масса коммутационной системы и кабельной сети
=0,2275*0,6* =0,749(кг)
Длина отсека
= = =1,321(м)
Ga– масса оборудования, размещенного в отсеке, ρa– плотность компоновки
Определение размеров боевой части
Предварительно необходимо выбрать тип БЧ.
Плотность компоновки боевой части
= =1875( )
ΔБЧ < 1–коэффициент использования объема боевой части.
–коэффициент наполнения
Тип БЧ | αБЧ |
Осколочная | 0,47 |
Тип ВВ | кг/м3 |
Тротил | 1654 |
7850 кг/м3 |
Длина боевой части =0,168(м)
Определение размеров двигательной установки
Определение размеров РДТТ
Определение массы топлива.
GТ= μТG0=0,4*165=66(кг)
D |
da |
dкр |
Lс |
Lдв |
Lкс |
βс |
|
|
Длина камеры сгорания =1,06* =1,206(м)
Тип заряда | Трубчато-щелевой |
Коэфф. заполнения Δ | 0,88 |
Вид топлива | Плотность кг/м3 | Удельный импульс (40/1), с |
Двухосновное без металлических добавок | 1540 | 210 |
Площадь критического сечения сопла
=154* =0,003025(м2)
Р ≈ 25*G0 – тяга в кг
pк≈ 100∙104 кг/м2 (100 атм)– давление в камере сгорания
Диаметр критического сечения сопла
= =0,0602(м)
Площадь выходного сечения сопла
=0,003025*10=0,03025(м2)
Диаметр критического сечения сопла
= =0,196(м)
Длина сверхзвуковой части сопла
= =0.25(м)
Длина двигателя без газовода
=1,206+0,6*0,248+0,25=1,6048(м)
Определение размеров УР
Длина ракеты определяется суммированием длин отсеков
Lф = ΣLa+ Lw + Lдв=1,321+0,168+1,6048=3,0938(м)
Уточнение значения стартовой массы УР
= =164,213(кг)
На основании статистических данных по современным ракетам относительная масса конструкции
Относительная масса конструкции двигательной установки
α ≈ 0,4 (0,3...0,6)
|
|
Спецификация
1 — антенна передатчика радиовзрывателя; 2 — передатчик радиовзрывателя; 3 — рулевая машинка; 4 — сопло газоструйной системы склонения; 5 — газогенератор рулевого привода; 6 — газогенератор газоструйной системы склонения; 7 — бортовой электроразъем; 8 — источник электропитания; 9 — автопилот; 10 — приемник радивзрывателя; 11 — антенна приемника радиовзрывателя; 12-блок радиоуправления; 13-антенна радиоуправления; 14-предохранительно-исполнительный механизм; 15 — боевая часть; 16 — твердотопливный двигатель; 17 — торсион раскрытия консоли крыла; 18 — подшипник проворота блока крыльев
Литература
1. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов.– М.: Машиностроение, 1973. – 616 с
2. Проектирование зенитных управляемых ракет/ под ред. И.С. Голубева и В.Г. Светлова.– М.: Изд-во МАИ, 1999. – 732 с
3. Чернобровкин Л.С. Общее проектирование управляемых снарядов – М.: Машиностроение, 1970.– 512 с.
Дата добавления: 2018-06-27; просмотров: 251; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!