1.5.2 Расчет соплового блока рдтт

Рассчитаем коэф­фициент теплоотдачи для различных сечений соплового тракта:

Таким образом,

• для конфузора при

;

• для критического сечения сопла при

;

• для раструба при

;

• для раструба при

.

Поскольку давление газов в сопловом тракте значительно ниже, чем давление в камере сгорания, в качестве допустимой температуры стенки укажем T_доп = 800°С.

Выясним, является ли процесс нагрева сопла нестационарным или темпера­тура стенки сопла достигает равновесного значения. Для этого оценим рав­новесную температуру T_р в сечениях сопла и время τ_р ее достижения:

где - равновесное значение температуры в первом приближении;

– степень черноты внешней поверхности сопла;

- коэффициент излучения абсолютно тёмного тела.

Пусть - толщина стенки в первом сечении сопла

Тогда время достижения равновесной температуры в первом сечении:

Результаты расчетов сводим в таблицу 1.

Таблица 1- Результаты расчета для различных сечений сопла

№ сечения	, мм	, Вт/(м2∙К)	, мм	Tр, С	τр, с
1	2,2	25730	6	3199	1,31
2	1,8	36510	6	3206	1,05
3	2,7	17400	6	3188	1,17
4	3,96	8653	6	3153	1,40

Так как время τ_р достижения равновесной температуры для всех рас­сматриваемых сечений сопла меньше времени работы двигателя (τ =23,1 с), то имеет место стационарная теплопроводность.

В качестве ТЗП принимаем фторопласт.

Потребная толщина слоя ТЗП для первого сечения составит:

При этом температура поверхности покрытия составит:

Результаты счёта в остальных сечениях указаны в таблице 2.

Таблица 2 - Результаты расчета толщины ТЗП и средней температуры стенки

№ сечения
1	6	3,685	3221
2	6	3,687	3222
3	6	3,683	3219
4	6	3,677	3216

1.6 Расчет размеров стабилизирующего оперения

1.6.1 Расчет стабилизаторов

Требуется оценить размеры стабилизирующего оперения и аэродинамических рулей при следующих исходных данных:  = 4 - угол атаки; V= 225 м/с - скорость полета; ξ = 15% - запас устойчивости;  =15° - угол поворота; d = 125 мм - калибр ракеты; = 695 мм - длина кор­пуса.

Определим эксцентриситет ракеты:

Найдем координату центра тяжести ракеты по формуле:

тогда координата центра давления ракеты:

Так как режим полета дозвуковой, то коэффициент подъемной силы корпуса ракеты составит:

При этом координата центра давления корпуса:

Известно, что отсюда

Пусть ,

тогда

Рассчитаем коэффициент подъемной силы:

Отсюда

Пусть = 1,4,

,

где S_м - мидель ракеты; S₀ - площадь стабилизирующего оперения.

Площадь пера стабилизатора для крестообразного оперения:

.

Пусть стабилизатор имеет прямоугольную форму в плане, тогда

,

где а - хорда стабилизатора; b - длина стабилизатора.

Решая полученную систему уравнений, найдем потребные размеры пера крестообразного стабилизирующего оперения:

а = 39 (мм); b = 55 (мм).