- •2.Уравнение тяги как результирующая действия всех газодинамических сил. Полный импульс тяги. Удельный импульс и удельная тяга. Давление, температура горения топлива, энергомассовое совершенство
- •3.Термодинамический расчет процессов в камере. Основные термодинамические характеристики топлива, порядок их определения.
- •5.Определение газодинамических параметров течения в сопле с помощью газодинамических фнункций.
- •6. Типы зарядов и их основные характеристики. Требования, предьявляемые к зарядам. Выбор требуемой поверхноси горения .Расчет заряда канально-щелевой формы.
- •8.Причины отклонения параметров рдтт от номинальной величины. Определение разброса вбх. Регулирование по давлению и тяге.
- •8.1 Классификация жрд, облости применения ,преимущества и недостатки.Характеристики камеры и двигателя. Коэффициенты потерь. Характеристики: расходная высотная. Топлива для жрд.
- •9.Основные элементы процессов превращения. Назначение и виды форсунок. Головки к.С. Схемы расположения форсунок. Расчет соотношения по сечения камеры.
- •10. Регулирование жрд. Запуск и остановка двигателя. Основные задачи регулирования.
- •11. Охлаждение жрд. Процессы теплообмена и защиты стенок камеры сгорания. Особенности теплообмена. Способы охлаждения. Расчет охлаждения.
- •13. Система управления ла. Типы траекторий. Определение дальности полета. Траектория наведения. Системы управления ла.
- •14.Основные характеристки рдтт
- •15.Компоновка ла
- •16.Компоновочные схемы ракет; способы создания управляющих сил и моментов. Принцип разбиение ракеты по ступеням.
- •17.Основные весовые и геометрические характеристики ла
- •18. Основные конструктивные схемы гибридных, турбореактивных, ракетно-прямоточных двигателей, комбинированных ракетно-прямоточных двигателей. Основные узлы и элементы.
- •19.Эллиптическая траектория. Интеграл площадей и энергий. Форма и основные участки траектории.Оптимальный угол бросания.Оценка дальности полета по эллиптической и паробалической траекториям
- •21.Системы управления движением ла, их назначение и общая структурная схема. Управление дальностью полета.
- •3.Управление дальностью полета.
- •3.Управление дальностью полета. По Бульбовичу:
- •22. Возмущенное движение ла. Линеаризация уравнений возмущенного движения. Разложение возмущеного движения на продольное и боковое. Динамические коэффициенты.
- •25. Классификация динам. Нагрузок, действующих на ла на различных этапах его эксплуатации. Нагрузка при транспортировке. Ветровая нагрузка. Акустическая нагрузка. Пульсация давления в камере рдтт.
- •29.Задачи динамического анализа ла. Основные задачи динамического анализа. Методы решения динамических задач. Технические решения на этапе динамического анализа.
- •33.Основные особенности 2-х фазного течения. Потери удельного импульса в сопле: их классификация, физические процессы их обуславливающие.
- •37. Назначение хвостового оперения. Балансировочная зависимость. Общий подход к выбору оперения в начальном приближении.
- •44. Основные модели напряженно-деформированного состояния,используемые для прочноскрепленных зарядов рдтт. Запасы прочности, как соотношение разрушающей и расчетной нагрузок. Коэффициент безопасности.
- •45. Математическая постановка мкэ. Основные этапы решения задачи мкэ. Запись основных соотношений теории упругости для конечного элемента в матричной форме.
- •46.Расчет пластин. Основные уравнения и гипотезы. Вывод основных уравнений теории тонких пластин в декартовой системе координат.
- •47.Изгиб пластин. Дифференциальное уравнение упругой поверхности пластины. Методы решения дифференциального уравнения пластины.
- •48.Геометрия оболочек вращения. Гипотезы кирхгофа-лява и геометрические соотношения. Основные соотношения общей теории оболочек.
- •49. Уравнения безмоментной теории оболочек(бто). Уранения осесимметиричной задачи. Сферическая и цилиндрическая оболочки при действии внутреннего давления.
- •51.Устойчивость цилиндрических оболочек. Основные уравнения устойчивости цилиндрических оболочек. Устойчивость цилиндрических оболочек при осевом сжатии и внешнем давлении.
- •52. Основные силы, действующие на корпус ла в полёте и характер их изменений. Определение осевых сил, действующих на корпус ла в полёте.
- •53.Расчет топливных отсеков. Расчет корпуса рдтт. Расчет сферических, эллиптических и торосферических днищ. Особенности расчета на прочность конструкции жрд.
- •54.Конструкция и расчет сопловых блоков двигателей.
- •55.Конструкция и расчет обечаек камер сгорания рдтт.
- •56.Конструкция и расчет органов управления
- •57.Конструкторско-технологическая характеристика соединений.
- •2.Неразъемные
- •58. Конструкция баростендов для испытания двигателей
- •59. Надежность ла на этапе отработки.
- •60.Надежность ла на этапе серийного производства..
- •61. Содержание эксплуатационных испытаний рдтт при отработке.
- •62. Испытание рдтт на служебную безопасность.
- •63.Способы наведния на цель. Системы управления зур.
- •64.Расчетные траектории – телеуправляемые, самонаводящиеся, с комбинированной системой управления.
- •65.Классификация крылатых ракет. Типы траекторий крылатых ракет. Траектория пикирования крылатой ракеты.
- •66.Особенности конструкции, системы наведения и проектированияя авиационными ракетами. Противоспутниковые авиционные ракеты
- •68. Классификация ракетных снарядов
- •69.Методика проведения статического прочностного анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
- •70. Методика проведения модального анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно- элементных пакетов.
- •71.Методика проведения гармонического анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
- •72.Методика проведения динамического анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
- •73. Методика определения ндс прочноскрепленного заряда рдтт при действии температуры с использованием конечно-элементных пакетов.
- •74.Методика проведения температурно-прочностного анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
- •75.Методика проведения расчета на устойчивость цилиндрической оболочки с использованием конечно-элементных пакетов.
- •76.Общие сведения о пкм. Основные определения, структура материалов, фазы, назначение связующих и наполнителей в составе материалов.
- •78.Формование изделий из пкм методы форования:намотка, прессование, автоклавное формование, режимы формования.
- •79. Физико-мех., теплофизические и др. Свойства угле-, стекло-, органо , боропластиков, термопластичных км.
- •80. Теплонапряженные узлы ла и дла из пкм. Расчет температурных полей,анализ толщин с учетом и без учета абляции,оценка тепло и термостоикости.
- •81.Структурные особенности материала и учет их в конструкциях, анализ прочности.
- •82. Химическая стойкость пкм в конструкциях ла и дла
- •83. Техническая подготовка производства.
- •84. Тип производств и его определение.
- •85.Точечные диаграммы и практические кривые распределения (рассеивания) размеров(погрешностей).
- •86.Классификация баз. Принципы совмещения баз при постороении операций. Принцип постоянства баз.
- •87. Погрешности обработки, вызываемые установкой заготовок.
- •88.Припуски. Максимальный и минимальный припуски.
- •89.Понятине технологичности. Количественная оценка технологичности. Качественная оценка технологичности.
- •90. Основные принципы построения технологических процессов.
- •91 Принципы выбора топлива и формы заряда для конкретной конструкции рдтт
- •92. Сравнительный анализ характеристик баллиститных и смечевых твердых топлив.
- •93.Особенности проектирования заряда торцевого горения.
- •94. Факторы, влияющие на скорость горения твердого топлива
- •95. Принцип выбора бронирующего покрытия для заряда тт.
- •96.Типы воспламенительных составов и принципы проектированиявоспламенителей.
- •97. Технология производства зарядов из смесевых твердых топлив.
- •98.Технология изготовления зарядов из баллиститных твердых топлив.
- •99.Технология нанесения бронирующих (от 3 до 8 мм)
- •100.Технология крепления зарядов твердого топлива в камере сгорания рддт
- •101.Технология подготовки корпусов рдтт перед их заполнением.
- •102.Технология производства пиротехнических воспламенительных составов.
- •109. Назначение и содержание технического задания.
- •110.Назначение и содержание технического предложения
- •111. Назначение и содержание эскизного и технического проектов
- •112.Назначение и содержание программы и методики испытаний.
- •113.Назначение и содержание правил по обращению.
- •114.Назначение и содержание технических условий
- •115.Динамика системы поверхность горения - камера
- •120.Динамическое состояние заряда: вязкоупругая модель.
- •122.Расчет динамического ндс по коэффициентам усиления. Определения расчетных случаев оценки динамической прочности заряда при продольной акустической неустойчивости рдтт.
33.Основные особенности 2-х фазного течения. Потери удельного импульса в сопле: их классификация, физические процессы их обуславливающие.
Для повышения энергетики и повышения стабильности акустических процессов в камере РДТТ в твердое ракетное топливо вводят метал алюминий до 20%. В продуктах сгорания алюминия присутствуют в виде окислов(40%) от всей массы продуктов сгорания. Твердая фаза присутствует в виде микрочастиц. Размер частиц 0.5-2 мкм. По мере течения потока по соплу происходит укрупнение частиц до 5-8 мкм. Смешивание твердых и жидких частиц накладывает некоторые особенности на поток:
1. Многоскоростной(твердые частицы будут отставать от газа, а газ за счет аэродинамических сил будет увлекать частицы). За счет геометрического фактора F/Fкр. мы воздействуем на газовый поток изменяя его скорость следовательно воздействуем на частицы(тяжелые частицы больше отстают от газового потока чем легких).
2. Поток является многотемпературным. В начальный момент жидкая частица имеет туже самую температуру, что и температура газа, воздействует геометрическим фактором. В сопле мы снижаем температуру газа в силу того, что имеется разная температура частицы и газа возникает конвективный теплообмен, интенсивность которого зависит от разности скоростей частицы и газа.
Температура частицы определяется интенсивностью теплообмена с одной стороны и температуры газа. Частица более нагрета чем газ по мере движения по соплу.
3. Профиль сопла имеет криволинейную форму периферийных линий тока так же криволинейны. В сило криволинейности течения на частицы действует центробежная сила. Для дозвуковой частицы сопла центробежные силы направлены к оси, сверхзвуковые от сопла. Чем больше масса частицы, тем больше центробежная сила частиц, что приводит к сепарации частиц. Сверхзвуковой части сопла газ подвергается радиальному расширению и частицы выносятся на стенку сопла. Профилирование сопла исключают попадание твердой фазы на стенки.
т.m- точка сопряжения окружностиR1 и параболы или точка перегиба
αm-угол входа в сверхзвуковую часть сопла. αm=1/3(Ma);
Чем больше угол αmтем интенсивней радиальное истечение газа αaдля чистого газа принимается 3-5о чем меньше угол αaтем вероятнее твердой фазы со стенкой. Для исключения взаимодействия твердой фазы со стенкой αm↓ и αa– необходимо следовательно приводим к какой то форме сопла. ε =0,3d=5 мкм αm=25о αa =8о; рекомендуемый αm=25о αm=(12 о -15 о). Если αa=21о, то полностью исключается взаимодействие твердой фазы со стенкой сопла.
Потери единичного импульса:
Потери в сопле:1.На неравномерность потока.2.На трение.3.на твердую фазу.( а).Потери связанные с затратой энергии газа на разгон частиц. б). Выброс более нагретых частиц со среза сопла. в). Соударение частиц между собой и со стенкой). 4.на неравномерность процесса.
Iуд=Iудпд кс
Iудпд– идеальное значение удельного импульса, именуемое также термодинамическим. Оно соответствует величине импульса при полном отсутствии потерь (к=с= 1) , а последнее определяется как значение идеальной удельной тяги при давлении в камере сгорания равном среднеинтегральному давлению за полный период работы ДУ или давлению на стационарном участке.
Iудпдопределяется на основе термо-кого расчета или с использованием газодинамических функций.
к- коэффициент внутрикамерных потерь
с- потери удельного импульса в сопле.
34. ФИЗИЧЕСКИЕ ПРИЧИНЫ ВОЗНИКНОВЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИЛ. СКОРОСТНАЯ И СВЯЗНАЯ СИСТЕМЫ КООРДИНАТ. УГОЛ АТАКИ И УГОЛ СКОЛЬЖЕНИЯ. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ: ИХ НАЗВАНИЯ И ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ ФОРМУЛЫ. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ.
Физические причины возникновения аэродинамических (АД) сил.
Первая причина: распределенное давление. Набегающий на тело поток должен деформироваться. Рассмотрим струю жидкости, протекающую вблизи тела. В результате получаем, что жидкость течет в канале переменного сечения. При движении к точке, С площадь проходного сечения канала уменьшается. Точка В – передний центр торможения.
- давление торможения (максимальное)
Допустим, что в точке С не достигли кризиса течения сужение рассматриваемого канала будет являться трубкой Вентури. При движении к точке С, а статическое давление. За точкой С скорость, а статическое давление. Распределение давления удобно контролировать через коэффициент давления:
Газ несжимаем:
Коэффициент давления в точке С:
При обтекании сферы(WC2W). Вторая природа возникновения АД сил состоит в том, что на поверхности тела действуют тангенциальные напряженияW(сила трения). Если проинтегрируемWпо всей поверхности обтекаемого тела, получим некоторую результирующую, которая будет иметь определенную линию действия. Точка пересечения вектора полной АД силы с осью симметрии тела или строительной осью называется центром давления. Если центр давления не совпадает с центром масс, возникает АД момент.- полная аэродинамическая сила
Основные системы координат (СК).
Ваэродинамике используются две основные системы координат: связная (СвСК) и скоростная (СкСК).OX1Y1Z1– СвСК является подвижной инерциальной СК; начало в ц.м. ЛА, ОХ1вдоль продольной оси ракеты от хвоста к голове,OY1в вертикальной плоскости симметрии ЛА (плоскостиI,IIстабилизатора),OZ1дополняет систему доправы.- угол атаки,- угол скольжения,,.
Х – сила лобового сопротивления
Y– подъемная сила
Z– боковая сила
X1– продольная сила (тангенциальная)
Y1– нормальная сила
Z1– поперечная сила
МХ– момент крена ()
МY– момент рысканья ()
МZ– момент тангажа ()
Угол между плоскостью Х1ОY1и вертикальной плоскостью стрельбыMZ>0, если он увеличивает;MY>0, если он увеличивает;MХ>0, если он увеличивает.
Демпфирующий момент.
При вращении ЛА относительно вектора скорости возникает демпфирующий момент (ДМ), который всегда направлен против причины, вызывающей вращение.
ДМ определяет важнейшие свойства ЛА и определяет качество переходного процесса. В зависимости от глубины аэродинамического расчета зависит количество необходимых аэродинамических коэффициентов .