- •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.
16.Компоновочные схемы ракет; способы создания управляющих сил и моментов. Принцип разбиение ракеты по ступеням.
Способы создания управляющих сил и моментов.
Под управляемым полетом ЛА понимается возможность изменения скорости и направления его движения под действием управляющих сил и моментов, которые по физической природе могут быть аэродинамическими и реактивными (газодинамическими).
В соответствии с общей задачей управления полетом ЛА все устройства, создающие управляющие силы и моменты, можно разделить на две группы:
органы управления — устройства, с помощью которых регулируется значение управляющих сил;
органы стабилизации — устройства, с помощью которых создаются моменты, необходимые для угловой стабилизации ЛА относительно центра масс.
Аэродинамические_силы_могут создаваться несущими поверхностями, оперением и корпусом. Крылатые ЛА создают управляющие силы в основном за счет крыльев и имеют наибольшее распространение при полетах на малых и средних высотах (H<30... 35 км) при дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях (М<5). При больших высотах полета (Н>35 км) для создания потребных подъемных сил требуется значительная площадь крыльев, что приводит к увеличению стартовой массы и размеров ЛА. При гиперзвуковых скоростях полета управляющие силы, создаваемые корпусом, достаточны для управления, поэтому в этих случаях применяются бескрылые ЛА.
Реактивные (газодинамические) управляющие силы создаются с помощью основных или вспомогательных реактивных двигателей. Они обычно используются для управления ЛА на больших высотах, а также на участках старта ЛА, где аэродинамические органы управления неэффективны.
Управляющие моменты используются для управления и стабилизации углового положения ЛА при воздействии на него возмущающих сил. Способы создания управляющих моментов по своей природе аналогичны способам создания управляющих сил.
Поворотное оперение может размещаться в носовой или кордовой части корпуса. Рули, расположенные за несущей поверхностью, могут отклоняться в одну и в разные стороны. В последнем случае они выполняют роль элеронов.
Интерцепторы (пластины) устанавливаются вблизи задней кромки крыльев и стабилизаторов и перемещаются под воздействием команд в верхнее или нижнее положение. Так, например, при перемещении интерцептора в верхнее положение на верхней поверхности крыла (стабилизатора) возникает повышенное давление, в результате чего появляется подъемная сила, действующая вниз. Интерцепторы относятся к органам управления релейного типа и применяются на дозвуковых маломаневренных ЛА.
Роллероны представляют собой отклоняющиеся поверхности с вращающимся ротором, размещаются в концевой части крыльев или стабилизаторов и предназначены для уменьшения угловой скорости ЛА относительно продольной оси, т. е. стабилизации ЛА по крену. Раскрутка роторов до 500... 1000 об/с осуществляется набегающим потоком воздуха или газами из пороховых газогенераторов. Если угловая скорость ЛА по крену равна нулю, то роллероны устанавливаются по потоку и не создают стабилизирующего момента. Вращающиеся роторы роллеронов, обладая кинетическим моментом, стремятся сохранить постоянное положение в пространстве, в результате чего при появлении крена ЛА роллероны отклоняются относительно оси подвески и создают моменты, демпфирующие вращение ЛА.
Газодинамические способы создания управляющих моментов приведены в табл.
Орган управления |
Схема органов управления |
Орган упрабления |
Схема органов управления |
Газовые рули |
|
Поворотные сопла
|
|
Дефлекторы |
| ||
Сопловые насадки |
|
Вдувание или опрыскивание жидкости в сопло
|
|
Качающие двигатели |
|
Струйные рули |
|
Аэродинамические схемы крылатых ЛА и конструкция аэродинамических ОУ
Аэродинамические схемы характеризуются взаимным пространственным расположением неподвижных несущих поверхностей и подвижных органов управления на корпусе ЛА, при этом различные ЛА сравниваются по числу и поперечному расположению крыльев и положению органов управления относительно центра масс ЛА. Рассмотрим особенности каждой схемы.
Плоское расположение крыльев, характерное для ЛА самолетной схемы, может быть выполнено с углом поперечной V-образности и без него. Управляющие силы, в основном, создаются крыльями, а управляющие моменты вертикальным и горизонтальным оперением. Особенностью этой схемы является то, что управляющие силы в вертикальной плоскости создаются за счет угла атаки, а в горизонтальной — или посредством угла скольжения при плоском развороте, или за счет угла крена при координированном развороте. При плоском раз вороте упрощается система управления, но в создании боковой силы участвуют только корпус и вертикальное оперение, по своей площади, значительно уступающие крылу. При координированном развороте боковая сила может быть достаточно большой, так как она создается крылом, но зато усложняется работа системы управления.
Горизонтальное оперение может устанавливаться как в носовой, так и в кормовой части корпуса, а вертикальное только в кормовой, так как ЛА в противном случае не будет обладать статической устойчивостью пути.
Принцип разбиения ракеты по ступеням
Ступенью ЛА называется отделяемая часть составной конструкции, имеющая собственный двигатель и топливную систему и обеспечивающая благодаря работе двигательной установки движение ЛА на определённом участке траектории. ЛА могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми. Для оценки целесообразности применения многоступенчатых ЛА по значению идеальной конечной скорости разгона может быть использованы формула К. Э. Циолковского.
, где- относительная масса топлива,,- масса топлива и начальная масса ступени соответственно. Из формулы следует: чем выше скорость истечения газа, относительная масса топлива и больше число ступеней, тем большую конечную скорость разгонаи дальность полёта может развить многоступенчатый ЛА. От сюда, из расчёта, зная нужную скорость и дальность полёта ЛА до цели можно выбирать количество ступеней ЛА. В основном при выборе оптимального количества ступеней ракеты руководствуются дальностью полёта ракеты до цели и стартовым весом ракеты.
600 – 800 км – одноступенчатая ракета
4000 – 6000 км – двухступенчатая ракета
10000– 12000 км – трёхступенчатая ракета
Оптимальную величину коэф. энерговоор. можно получить дифференцируя конечную скорость по энерговооружённости первой ступени.
Компоновочные схемы ракет
Многоступенчатые ЛА могут составляться из ступеней по различным схемам:
Тандемная схема – ступени соединены последовательно, что позволяет уменьшить лобовое сопротивление ЛА, упростить его сборку, монтаж, пусковую установку.
Пакетная схема – ступени соединены параллельно между собой, что уменьшает общую длину ЛА, даёт возможность на старте работать всем двигателям ступеней одновременно и тем самым создавать большую тягу по сравнению с тандемной схемой.