Тема: Определение максимальной температуры торможения и сноса ТЗП в полете головной части ракеты

Объектом исследования является подъем 2-ой ступени ракеты на активном участке, нагрев и последующий снос материала на носке головной части.
Активный участок полёта (активный участок траектории) — участок полёта летательного аппарата, на котором работает маршевый двигатель аппарата, как правило — ракетный.
Пассивным участком полёта (траектории), в противоположность активному, называется участок, на котором маршевый двигатель летательного аппарата не работает, и аппарат движется по инерции, под воздействием только сил гравитации и (в плотных слоях атмосферы) сопротивления воздуха.
Для головных частей ракет большой дальности равновесная температура поверхности на отдельных участках траектории входа в плотные слои атмосферы превышает значение критической температуры для существующих типов теплозащитных покрытий. В этот период поверхность покрытия подвергается разрушению. По мере приближения головной части к поверхности Земли скорость ее движения уменьшается, что приводит к уменьшению интенсивности теплообмена с воздушным потоком. В связи с этим равновесная температура поверхности покрытия может стать ниже значения критической температуры и процесс разрушения прекратится.
Задачей работы является определение максимальной температуры и сноса ТЗП на носке головной части.

Купить

В выпускной квалификационной работе ставилась задача по расчету головной части ракеты на максимальную температуру, достигающуюся на носке ГЧ, на снос покрытия, его скорость и величину. Получены и сведены в таблицу данные из программного расчета аэродинамических параметров и траектории полета при максимальном скоростном напоре для момента времени 45,76 с. Вторая ступень ракеты разделена на расчетные сечения, начальные массы отдельных элементов конструкции и массы для 45,76 с. сведены в таблицы (2) и (3) соответственно, найдены центры тяжести ступени (4 110 мм и 4 318 мм). Для дальнейших расчетов получены подъемные силы для конуса (2 349 Н) и для цилиндра (5 803 Н), рассчитан центр давления 2-ой ступени(4 945 мм). Определены осевые (продольные) усилия N(x), поперечные усилия Q(x) и изгибающие моменты M(x), для них были построены эпюры.
Определены баллистические коэффициенты b (19,935х10-5) и у (2,032). Пользуясь найденными коэффициентами и формулами для нахождения скорости ракеты (6 624 м/c), энтальпии (22 170 233 Дж) получена максимальная температура торможения (T0=22 170 К).
Найден тепловой поток q (66,25х106 вт/м2) по формуле через Ф (1) и х (0,3878 мм). Пользуясь исходными значениями для данного теплозащитного покрытия и найденной энтальпией H* (22 168 кдж/кг) определим скорость сноса покрытия т (2 мм/сек) и величину сноса на носке головной части S (91,52 мм).
Полученные данные сравнивались с прототипами реальных ракет.

Купить