Проектирование крылатой ракеты большой дальности со складным крылом

лист2 v11.cdw

1. Угол атаки 0.822 град
Расход воздуха 8 кгс
Дальность полета 3792.788 км
МГТУ им. Н.Э. Баумана

Лист4 11.cdw

Определение наиболее
нагруженный участков
цилиндра привода оперения КР
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Нагрузка внешним давлением
Нагрузка внутренним давлением

лист1.cdw

Для расхода воздуха через воздухозаборник G=8 выбраны следующие значения:
корневая хорда: b=4.53 м
относительное удлинение крыла: к=0.625
управляющая сила: F=1634 Н
масса изделия: M=2161кг
расстояние от носика до вершины крыла: x=2.119 м
угол атаки: a=0.822 град
МГТУ им. Н.Э. Баумана

РПЗ.doc

Московский Государственный Технический Университет
Аэрокосмический факультет
Пояснительная записка
к курсовому проекту на тему:
“Проектирование крылатой ракеты большой дальности
Вариант № 7 (1.0; -0.02; 200)
Руководитель: Аринчев С.В.
Изучение технического задания на проект. Освоение пакета программ для
выполнения курсового проекта (10% от общего объема работ)
Выбор оптимальной компоновки изделия (подфюзеляжный воздухозаборник
считать круглым газотурбинный двигатель - двухконтурным):
1. Построение графика зависимости дальности полета от расхода воздуха
через двигатель (20%)
Выбор оптимальных значений проектных параметров: определение длины
бортовой хорды и относительного удлинения крыла. Вычерчивание листа № 1
Вычерчивание аэродинамической компоновки КР.№2 (40%)
Расчет внешних нагрузок действующих на планер КР (50%).
Расчет внутренних силовых факторов действующих на крыло и фюзеляж (60%)
Специальная часть проекта:
1. Разработка твердотельной электронной модели привода оперения крылатой
ракеты в среде SolidWorks(80%)
2. Поиск наиболее нагруженных участков цилиндра привода крылатой ракеты
в среде Nastran(100%)
выполнения курсового проекта
Исходные данные для проектирования (содержатся в файле
kr0_.dat). Рассматривается только начальная точка маршевого участка
траектории. Стартовая разгонная ступень отсутствует.
Раздел I. Варьируемые величины.
) 0. - расход воздуха через двигатель (примерно 10-50 кгсек);
) 1 - номер используемого режима расчета (1 или 0):
- оптимизация компоновки путем автоматического
вариантов на сетке 10х10 для каждого
- расчет одного выбранного оптимального
) 0. - выбранная оптимальная корневая хорда (м) для режима № 0;
) 0. - выбранное оптимальное значение относительного удлинения
для режима № 0 (всегда меньше 1.0 !!);
Раздел II. Техническое задание на проект (12 чисел).
) 4500. - ограничение: максимально допустимая масса (кг);
) 20.0 - высота полета КР (км);
) 3.0 - число Маха для скорости полета аппарата;
) 1800. - температура газа в двигателе перед турбиной (по
) 1.0 - степень двухконтурности двигателя;
) 1.2 - коэффициент экономичности двигателя (кг топлива в часкГ
) -0.02 - безразмерный коэффициент запаса продольной статической
) 200.0 - масса боевой части (кг);
) 200.0 - масса приборов системы управления полетом (кг);
) 1.6 - ограничение: максимально допустимый диаметр контейнера
) 12.0 - ограничение: максимально допустимая длина изделия (м);
) 0.4 - безразмерный коэффициент снижения теплопередачи в крыло
набегающего потока воздуха путем выбора
Раздел III. Вспомогательные величины для удобства представления
графиков интерфейса на экране монитора.
) -2.e4 - нижний предел ординаты невязки уравнения равновесия
) 3.e5 - верхний предел ординаты невязки уравнения равновесия
) 0.001 - левый предел абсциссы угла атаки (рад);
) 0.17 - правый предел абсциссы угла атаки (рад);
) 5 - номер функции ограничений для представления информации в
Крылатая ракета (КР) — это элемент системы вооружения предназначенный
для одноразовой транспортировки боевой части в атмосфере преодоления
противоракетной обороны и для подрыва в соответствии с целью.
В данной работе проектируется крылатая ракета большой дальности со
складным крылом на основе опыта НПО «Машиностроение». При этом решается
нелинейная задача оптимизации планера и двигателя ракеты из условия
обеспечения максимальной дальности. С помощью специальной программы
проводится оптимальный выбор основных проектных параметров: расхода воздуха
через воздухозаборник – Gв относительным удлинением крыла – K и корневой
хорды крыла – b. Далее на основе полученных значений с учетом принятых
допущений определяется аэродинамическая компоновка изделия и расчет внешних
нагрузок действующих на планер.
Курсовой проект состоит из пояснительной записки и четырех листов
формата А1. На первом листе решается задача нелинейного программирования с
большим числом ограничений на втором представлена аэродинамическая
компоновка крылатой ракеты. Третий и четвертый листы относятся к
специальной части проекта.
Допущения принимаемые при курсовом проектировании:
) Рассматриваем только маршевую часть полета КР. Полет считаем
) Высота полета 11—25 км. Такая высота позволяет добиться скрытности и
) Аэродинамическая компоновка КР — бесхвостка (когда отсутствует
горизонтальное оперение а продольное управление осуществляется
) Задача управления КР не рассматривается но будем обеспечивать
равновесие КР в заданной точке траектории.
) Создание высотного изделия требует большого крыла поэтому необходимо
его делать складным. Очень важно выбрать схему сложения крыла.
(Известно что задача динамики раскрытия крыла достаточно сложная).
) Форма крыла — трапеция само крыло стреловидное по передней кромке
(крыло с прямой стреловидностью) по задней кромке - прямое.
) Считаем что крыло крепится к фюзеляжу в двух точках:
-ая опора воспринимает только усилия (поддерживающая опора);
-ая опора воспринимает силу и момент (несущая опора)..
) Размещения крыла на фюзеляже – по схеме нижний план
) АРК — агрегат раскрытия крыла; срабатывает всего один раз и
поэтому его желательно сбросить если есть такая
) Стартовая разгонная ступень отсутствует.
) Воздухозаборник подфюзеляжный круглый.
Выбор оптимальной компоновки изделия.
В рамках нашего курсового проекта оптимальная компоновка изделия
определяется тремя проектными параметрами: расходом воздуха через
воздухозаборник – G относительным удлинением крыла – K и корневой хордой
крыла – b. Основным условием при выборе проектных параметров является
обеспечение статического равновесия КР в начальной точке маршевого пути.
В ведении было указано что при разработке КР решается задача оптимизации
планера и двигателя ракеты из условия обеспечения максимальной дальности.
Оказывается что в принятых допущениях с учетом исходных данных дальность
полета определяется только одним проектным параметром: расходом воздуха
через двигатель. С помощью специальной программы была получена эта
зависимость (рис. 1). Из рисунка видно что максимум дальности приходится
на значение G = 6 кгс.
рис. 1. Зависимость дальности полета от расхода воздуха через двигатель.
Выбор оптимальных значений проектных параметров.
При выборе необходимо учитывать следующие ограничения и рекомендации:
— невязка уравнения статического равновесия в проекции на ось ОХ
должна быть равна нулю;
— диаметр контейнера и длина КР не должны превышать значений
указанных в техническом задании;
— масса ракеты не должна превышать 4500 кг;
— управляющая сила на элевоне должна быть не более 5% от тяги
— угол атаки не должен превышать 12 град;
— крыло не должно затенять носовой конус или выступать за срез сопла;
при этом необходимо обеспечить заданную степень продольной статической
— по опыту проектирования специальный угол стреловидности
рекомендуется брать из интервала от 06 до 08.
Задача оптимизации заключается в том что для выбранного расхода
воздуха на плоскости проектных параметров K и b строятся линии уровня шести
параметров: невязки уравнения статического равновесия в проекции на ось ОХ
управляющей силы на элевоне диаметра контейнера расстояния от носка до
вершины крыла массы изделия и угла атаки. Далее с учетом выше
перечисленных ограничений и рекомендаций определяются корневая хорда крыла
и относительное удлинение крыла.
Для расхода воздуха через воздухозаборник G=6 кгс ряд ограничений не
выполняется: невязка уравнения статического равновесия в проекции на ось ОХ
Поэтому далее задача оптимизации решается для расхода воздуха через
воздухозаборник при G=8 кгс.
Линии уровня невязки уравнения статического равновесия в проекции на
ось ОХ при G = 8 кгс.
При данном значении расхода присутствует нулевая линия уровня (условие
равновесия выполняется) а также выполняются ограничения на диаметр
Так как значение расхода воздуха G удовлетворяет всем ограничениям
рассматривать другие значения G не целесообразно.
Таким образом оптимальными проектными параметрами являются следующие
Аэродинамическая компоновка крылатой ракеты.
По данным из технического задания и вычисленным проектным параметрам
приводим только результаты расчета программы для вычерчивания
аэродинамической компоновки КР:
Масса изделия= 2160.996000 (кг)
конструкции фюзеляжа без двигательного отсека= 691.175600 (кг)
изолированного крыла= 26.069470 (кг)
конструкции двигательного отсека без двигателя= 236.404300 (кг)
Профиль крыла - шестигранник ab=.5
Относительная толщина крыла равна 2 %
Общая длина фюзеляжа= 12.000000 (м)
Диаметр цилиндрической части фюзеляжа= 5.398194E-01 (м)
Диаметр входа в воздухозаборник= 3.598796E-01 (м)
Угол полураствора конической носовой части=15 градусов
Длина цилиндрической части приборного отсека Ф1= 8.738883E-01 (м)
Длина отсека боевой части (отсек Ф2) = 4.369441E-01 (м)
Длина топливного отсека (отсек Ф3) = 6.614986 (м)
Калибр двигателя= 1.022278 (м)
Диаметр миделя двигателя= 2.864144E-01 (м)
Диаметр воздухозаборника= 3.598796E-01 (м)
Высота установки крыла= 2.011788E-01 (м)
Центральная (корневая) хорда крыла= 4.530000 (м)
Концевая хорда крыла= 1.694220 (м)
Специальный угол стреловидности крыла= 5.270355E-01 (рад)
Ширина первой панели складного крыла= 5.415750E-01 (м)
Ширина второй панели складного крыла= 9.287440E-01 (м)
Расстояние от носика до вершины крыла= 2.119423 (м)
Координата центра масс изделия от носика = 5.243186 (м)
Потребный диаметр контейнера= 1.044637 (м)
Расчетная условная дальность маршевого полета= 3792.788000 (км)
Размах консоли крыла = 1.650259(м)
Размах консоли крыла без подфюзеляжной части = 1.470319(м)
Расчет внешних нагрузок действующих на планер.
В проекте рассматривается статическое равновесие КР в начальной точке
маршевого участка траектории под действием внешних сил. При определении
аэродинамических составляющих интерференция крыла и фюзеляжа не
учитывается. Крыло полагаем тонким (в том смысле что вносит малые
возмущения). Считается что подъемная сила крыла равномерно распределена по
его поверхности а в середине задней кромки приложена потребная управляющая
сила создаваемая элевоном.фюзеляжа равномерно распределена по его
длине а масса двигательной установки по длине двигательного отсека. С
учетом этих допущений с помощью программы были получены следующие
Угол атаки= 8.218220E-01(град)
Потребная тяга двигателя= 5134.778000(H)
Осевая реакция поддерживаюшей опоры= 1233.511000(H)
Боковая реакция поддерживающей опоры= -348.358900(H)
Нормальная реакция поддерживающей опоры= 731.863300(H)
Осевая реакция несущей опоры= -1659.408000(H)
Боковая реакция несущей опоры= 348.358900(H)
Нормальная реакция несущей опоры= -11163.420000(H)
Момент в несущей опоре= 7512(H*M)
Суммарная подъемная сила крыла= 18107.550000(H)
Сила волнового сопротивления крыла= 346.570100(H)
Сила индуктивного сопротивления крыла= 259.718000(H)
Сила трения потока о крыло= 1149.712000(H)
Невязка уравн.равновесия для проекций сил на OX= -52.272930(H)
Невязка уравн.равновесия для проекций сил на OY= -3.807150E-04(H)
Невязка уравн.равновесия для продольных моментов= 1.373291E-02(H*м)
Потребная величина управляющей силы на элевоне= 1633.526000(H)
Сила трения потока о фюзеляж = 1089.615000(H)
Волновое сопротивление конуса фюзеляжа = 1274.400000(H)
Донное сопротивление фюзеляжа = 860.220000(H)
Координата центра масс XCMW полуконсоли крыла= 2.866279(м)
Координата центра масс ZCMW полуконсоли крыла= 6.998186E-01(м)
Подъемная сила фюзеляжа = 6.854557(H)
Сила лобового сопротивления фюзеляжа = 3224.333000(H)
Сила сопротивления воздухозаборника = 55.312500(H)
топлива= 747.733400(кг)
Угол наклона равнодействующей управляющих сил= 78.272190(град)
турбовентиляторного двигателя= 59.612760 (кг)
Расчет внутренних силовых факторов действующих на крыло и фюзеляж.
При расчете внутренних силовых факторов крыло и фюзеляж заменяются
балочными моделями. Считаем что весовая и аэродинамическая нагрузки
равномерно распределены по длине фюзеляжа и поверхности крыла вес
двигательной установки распределен по длине двигательного отсека вес
топлива – по длине топливного отсека. Силы тяжести действующие на
приборный отсек и боевую часть сосредоточены. Органы управления не
Используя данные предыдущего расчета строим эпюры:
По данным программы была построена Электронная Геометрическая Модель
разрабатываемой крылатой ракеты в среде SolidWorks:
И посчитаны её массово-инерционные характеристики:
Масса = 2161 килограммов
Центр масс: ( Метры )
Основные оси инерции и основные моменты инерции: ( килограммов * квадратные
Ix = (-1.00 0.00 0.00) Px = 96.24
Iy = (0.00 0.00 1.00) Py = 17668.89
Iz = (0.00 1.00 0.00) Pz = 17685.19
Моменты инерции: ( килограммов * кв. Метры )
(центр масс выровнен с системой координат)
Lxx = 96.24 Lxy = -5.19 Lxz = -0.00
Lyx = -5.19 Lyy = 17685.19 Lyz = -0.00
Lzx = -0.00 Lzy = -0.00 Lzz = 17668.89
(Вычисленные с помощью активной системы координат)
Ixx = 96.26 Ixy = 24.52 Ixz = -0.00
Iyx = 24.52 Iyy = 88281.72 Iyz = -0.00
Izx = -0.00 Izy = -0.00 Izz=88265.43
Во время стажировки на «НПО Машиностроение» в научно-исследовательском
отделе 03-10 была получена учебная задача:
Определить наиболее нагруженные участки цилиндра привода оперения крылатой
Для решения этой задачи была построена модель привода крылатой ракеты в
При построении модели были выявлены ошибки при постановке размеров
сотрудниками конструкторских подразделений предприятия.
ЭГМ цилиндра привода:
После построения ЭГМ был произведен расчет цилиндра привода в среде
При расчете была построена конечно-элементная модель цилиндра. Сначала к
А потом к внутренней:
областям цилиндра было приложено давление 1МПа.
Наиболее нагруженными оказались участки сопряжения поверхностей:
при нагружении наружного контура:
при нагружении внутреннего контура:
Для уменьшения напряжений было принято решение внести поправки в
технологический процесс производства цилиндра:
- произвести скругление переходов между поверхностями радиусами равными
ЭГМ цилиндра привода после скругления:
Был произведен повторный расчет цилиндра по той же расчетной схеме:
нагружение наружного контура:
нагружение внутреннего контура:
В результате поправок в технологический процесс удалось снизить напряжения

Литература.doc

Я.Т.Ильичев «Термодинамический расчет воздушно-реактивных двигателей».
Аринчев С. В. Лекции по курсу «Основы Проектирования ЛА»

лист3 11.cdw

МГТУ им. Н.Э. Баумана