Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк. Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк Момент тангажа, вызванный вращением ЛА вокруг оси Z

  • 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.

  • 14.Основные характеристки рдтт

    1. Формула Циолковского

    где W- эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла

    Q Т - вес заряда

    q к =Q 0 -Q T - сухой вес ракеты

    2

    . Уравнение тяги

    Тяга – равнодействующая всех газодинамических сил, действующая на двигатель, как за счёт внутренних баллистических процессов в камере сгорания, так и внешних сил.

    Ра = Рн – расчётный режим тяги. В инженерной практике наряду с прямым расчетом тяги есть способ расчета:
    , гдеR уд =R/G– удельная тяга – главная энергетическая характеристика РДТТ (тяга, отнесенная к единице массового расхода)

    3
    . Суммарный импульс:

    Удельным (единичным) импульсом ДУ называется отношение I  за полное время работы к общей массе топлива.

    15.Компоновка ла

    После того определены масса и габарит­ные размеры размещаемых внутри корпуса агрегатов, грузов и блоков оборудования, переходят к следующему этапу - компо­новке Л А - выбор внешних форм и взаимно­го расположения частей, агрегатов и грузов, размещаемых на ЛА.

    Аэродинамическая (внешняя) компоновка ЛА характеризу­ется взаимным расположением корпуса и несущих поверхностей, создающих подъемную силу (крыльев, рулей, стабилизаторов и дестабилизаторов). Осн-я цель : определение аэродин-х нагрузок.

    Объемная (внутренняя) компоновка - раз­мещение всех агрегатов на борту ЛА (ДУ, целевого груза, аппа­ратуры системы управления, бортовых источников энергии). Должны быть созданы условия для надежной и эффективной работы всех размещаемых на ЛА грузов и оборудования;удобство технического. Обеспечение высокой плотности компоновки, что способству­ет уменьшению объема и массы ЛА. Должно обеспечено требуемое положения центра масс ЛА.

    Конструктивная компоновка характеризуется конструктивно-силовой схемой (КСС) и технологическими решениями, выбор которых обусловлен объемной компоновкой, аэродинамической схемой и внешними нагрузками, действующими на ЛА. Конструктивная компоновка влияет на: прочность и жесткость конструкции ЛА;принимаемые конструктивно-технологические решения и ме­тоды изготовления, испытаний, сборки и транспортировки ЛА; членение конструкции ЛА на агрегаты, отсеки и узлы; взаимозаменяемость отдельных элементов конструкции; форму ЛА и габаритные ограничения;на выбор места расположения стыковых узлов.

    Компоновка двигательных установок: топливо является расходуемой массой, по­этому его следует размещать вблизи ц.м. Требования к размещению двигателей во многом зависят от их типа и назначения ЛА.Камеры маршевых ЖРД обычно размещаются в хвостовой части корпуса. Нагрузки должны передаваться на силовой набор без деформации обшивки. При установке многокамерных ЖРД (многосопловых РДТТ)необходимо учитывать возникновение обратных конвективных тепловых потоков - го­рячих газов из сопла,- вызывающих дополнительный нагрев хвостовой части корпуса ЛА.РДТТ могут размещаться в хвостовой, средней и носовой частях корпуса ЛА.Хвостовое размещение РДТТ с конструктивной точки зрения наиболее удобно, однако оно создает наибольшую разбежку центра масс при выгорании топлива.Размещение РДТТ в средней части корпуса ЛА наиболее бла­гоприятно с точки зрения центровки ЛА, однако приводит к не­обходимости применять в РДТТ боковые сопла, которые создают дополнительные потери в тяге из-за наклона сопел к оси ЛА, либо устанавливать между камерой РДТТ и осевым соплом га-зовод, наличие которого усложняет компоновку оборудования в хвостовых отсеках ЛА и потери .При носовом расположении РДТТ истекающие из носового кольцевого сопла газы омывают весь корпус ЛА, что вызывает его нагрев, а также нарушает работу аэродинамических орга­нов управления.ВРД (ПВРД) устанавливаются обычно внутри корпуса ЛА, реже в специальных гондолах под корпусом или на крыльях.

    Компоновка оборудования: необходимо обеспечивать требуемые условия по темпе­ратуре, давлению и влажности, не допускать чрезмерных тепло­вых воздействий со стороны двигательной установки и аэродинамического нагрева, вредных электромагнитных наводок от смежно расположенных блоков аппаратуры, не допускать по­мех для приема и передачи сигналов управления, ограничивать возможные колебания и деформации приборных отсеков.Оборудование обычно комплектуется в блоки, каждый из которых имеет одинаковые условия эксплотации, а не своего целевого назначения. Должен быть обеспечен удобный доступ к оборудованию (люки). Система управления обычно устанавливается вблизи ц.м., т.к. там меньше воздействия на героскопы от колебания конструкции. Радиоэлектронное оборудование, датчики, вычислительные блоки обычно устанавливаются в носовой части ЛА. Антенны радиолокационных головок самона­ведения (РЛГСН) за­крываются радиопрозрачным обтекателем. Ис­полнительные элементы (рулевые машины и приводы) должны размещаться вблизи рулей и других органов управления. Бортовые электрические источники питания обычно устанав­ливаются вблизи основных потребителей энергии. Кабели, соединяющие приборы с источниками питания, а так­же различные трубопроводы могут прокладываться внутри кор­пуса ЛА либо в специальном гаргроте.

    "

Аэродинамический нагрев конструкции ракеты

Нагрев поверхности ракеты во время ее движения в плотных слоях атмосферы с большой скоростью. А.н. – результат того, что налетающие на ракету молекулы воздуха тормозятся вблизи ее корпуса. При этом происходит переход кинетической энергии относительного движения частиц воздуха в тепловую.

Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью, торможение происходит, прежде всего, в ударной волне, возникающей перед носовым обтекателем ракеты. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности ракеты, в т.н. пограничном слое. При торможении молекул воздуха их тепловая возрастает, т.е. температура газа вблизи поверхности повышается. Максимальная температура, до которой может нагреться газ в пограничном слое движущейся ракеты, близка к т. н. температуре торможения: T0 = Тн + v2/2cp, где Тн – температура набегающего воздуха; v – скорость полёта ракеты; cp - удельная теплоёмкость воздуха при постоянном давлении.

Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущейся ракете, происходит ее А.н. Существуют две формы А.н. – конвективная и радиационная. Конвективный нагрев – следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к корпусу ракеты. Количественно удельный конвективный тепловой поток определяют из соотношения: qk = ? (Те - Тw), где Te – равновесная температура (температура восстановления – предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность ракеты, если бы не было отвода энергии); Tw – реальная температура поверхности; ? – коэффициент теплоотдачи конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров ракеты, а также от других факторов.

Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента? от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.

С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область – к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая также с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный .

При достижении скорости полёта порядка 5 км/сек температура за ударной волной достигает значений, при которых воздух начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности ракеты происходит ее радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической скорости (8,1 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю, основной вклад вносит уже радиационный нагрев, его интенсивность определяется удельным радиационным (лучистым) тепловым потоком: qл = ? ?0 Те4, где? – степень черноты корпуса ракеты; ?0 =5,67.10-8 Вт/(м2.К4) – коэффициент излучения абсолютно черного тела.

Частным случаем А.н. является нагрев ракеты, движущейся в верхних слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. длина свободного пробега молекул воздуха соизмерима или даже превышает размеры ракеты.

Особо важную роль А.н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов и боевого оснащения управляемых баллистических ракет. Для борьбы с А.н. космические аппараты и элементы боевого оснащения снабжаются специальными системами теплозащиты.

Лит.: Львов А.И. Конструкция, прочность и расчет систем ракет. Учебное пособие. – М.: Военная академия им. Ф.Э.Дзержинского, 1980; Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. – М., 1960; Дорренс У.Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа. Пер. с англ. – М., 1966; Зельдович Я.Б., Райзер Ю.П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд. - М., 1966.

Норенко А.Ю.

Энциклопедия РВСН . 2013 .

Если нагрев снарядов и ракет при малых скоростях полета невелик, то на больших скоростях он становится серьезным препятствием на пути развития летательных аппаратов. Эти аппараты нагреваются теплом, излучаемым Солнцем, и теплом, выделяемым при работе двигателей и аппаратуры управления. Кроме того, они нагреваются при движении в воздушной среде.

Нагрев от движения в воздушной среде играет наиболее существенную роль, особенно при возврате баллистических ракет в атмосферу. При движении летательного аппарата в воздушной среде тепло возникает вследствие трения воздуха о поверхность ракеты и главным образом сжатия воздуха впереди летящего тела.

Как известно, советская ракета, запущенная в Тихий океан, развила скорость более 7200 м/сек. Если бы при ее возвращении в атмосферу эта скорость сохранилась и было обеспечено полное торможение воздуха впереди ракеты, то, как показывает элементарный подсчет на основании уравнения сохранения энергии для сжимаемых газов, температура воздуха перед ракетой могла увеличиться почти на 26 000°.

Однако зададим себе ряд вопросов. Во-первых, действительно ли воздух впереди летящей ракеты в результате сжатия нагревается до подсчитанной температуры? Ответ будет отрицательным. Теоретически полное торможение воздуху впереди обтекаемого тела, каким является снаряд или ракета, должно происходить только в одной точке, а именно: перед острием носовой части. На остальной части поверхности происходит только частичное торможение воздуха. Поэтому общий нагрев воздуха вблизи летательного аппарата значительно меньше. Кроме того, по мере нагрева и повышения плотности воздуха впереди ракеты меняются его термодинамические свойства, в частности увеличивается удельная теплоемкость, и нагрев воздуха оказывается меньшим. Наконец молекулы воздуха, нагретого до абсолютной температуры в 2 500 - 3 000°, начинают "раскалываться" на атомы. Атомы превращаются в ионы, т. е. теряют электроны. Эти процессы (диссоциация и ионизация) также берут часть тепла, снижая температуру воздуха.

Во-вторых, все ли тепло, которым обладает воздух, передается снаряду или ракете при их полете? Оказывается, нет. Нагретый воздух отдает много тепла окружающим массам воздуха путем теплопередачи и теплового излучения.

В-третьих, если воздух впереди летящего тела нагрет до определенной температуры, значит ли это, что и ракета нагревается до той же степени? Тоже нет. Обшивка всегда будет иметь температуру ниже, чем воздух около нее.

Летательный аппарат одновременно с получением тепла будет отдавать тепло окружающему воздуху и охлаждаться вследствие лучеиспускания. В целом аппарат нагреется до такой температуры, при которой установится некоторый сложный тепловой баланс.

Чтобы оценить вероятный нагрев снаряда или ракеты в полете, надо прежде всего знать, с какой скоростью и сколько времени она будет лететь через воздушные слои той или иной плотности и температуры. При пробивании атмосферы вверх пребывание баллистической ракеты в относительно плотной атмосфере очень кратковременно и измеряется секундами. Большую скорость она развивает по сути дела уже на выходе из атмосферы, т. е. там, где воздух очень разрежен.

Все эти обстоятельства, вместе взятые, приводят к тому, что интенсивность нагрева ракеты при полете вверх хотя и значительна, но вполне приемлема без принятия особых конструктивных мер.

Значительно большие трудности ожидают ракету (ее головную часть) при обратном возвращении в атмосферу. Помимо больших аэродинамических нагрузок, здесь может возникнуть так называемый "тепловой удар", связанный с быстрым повышением температуры ракеты.

Перечислим коротко некоторые способы борьбы с нагревом летательных аппаратов, приводимые в иностранной литературе * . Во-первых, уменьшение скорости их вынужденного движения в атмосфере (например, при возвращении ракеты) путем применения воздушных тормозов, парашютов, тормозных двигателей и т. д. Во-вторых, применение для постройки обшивки тугоплавких и жаропрочных материалов. В-третьих, использование для оболочки материалов или покрытий, которым свойственна высокая излучательная способность, т. е. способность отводить больше тепла в пространство. В-четвертых, тщательная полировка поверхности, что улучшает ее отражательную способность. В-пятых, теплоизоляция основных узлов конструкций, т. е. уменьшение скорости нагрева путем нанесения на поверхность слоя вещества с малой теплопроводностью или путем создания между внешней и внутренней обшивками слоисто-пористого теплоизолирующего набора.

* ("Эйроплейн" № 2478. )

И все же при очень высоких скоростях развиваются температуры, при которых непригодны ни металлические, ни какие-либо другие материалы без принятия мер по принудительному охлаждению обшивки. Поэтому шестой путь состоит в создании принудительного охлаждения, которое может быть создано различными способами, в зависимости от назначения летательного аппарата.

Головные части ракет иногда покрывают так называемыми обгорающими покрытиями. Снижение температуры в этом случае достигается созданием таких слоев защитной обшивки, которые предназначены расплавляться и обгорать. Тем самым они поглощают тепло, не допуская его до основных элементов конструкции. При расплавлении или испарении слоя обшивки одновременно образуется защитный слой, который уменьшает передачу тепла к остальной части конструкции.

Эффективность летательных аппаратов на современном уровне их развития непосредственно связана с разрешением тепловой проблемы. Вершиной достижений в этой области были полеты по круговой орбите с возвращением на Землю советских космонавтов Ю. А. Гагарина и Г. С. Титова.

Основные данные иностранных управляемых снарядов и ракет *

Название и страна Максимальная дальность полета, км Максимальная высота полета, км Максимальная скорость Стартовый вес Двигатели (тяга) Примерные геометрические размеры, м Тип старта Система наведения Органы управления Заряд боевой головки (тротиловый эквивалент) Другие данные
длина размах максим. диаметр корпуса
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14
Баллистические ракеты
"Атлас" (США) 10 000 до 1 300 порядка 7 км/сек 115 - 118 т Первая ступень - 2 ЖРД (по 75 т), вторая ступень - ЖРД (27 т) 24 3 Стационарные наземные позиции Комбинированная (инерциальная и радиокомандная) Отклоняемые шарнирно закрепленные камеры ЖРД и 2 верньерных двигателя Ядерный
"Титан" (США) 10 000 до 1 300 порядка 7 км/сек 93 - 99 т Первая ступень - двухкамерный ЖРД (136 т), вторая ступень - ЖРД (36,6 т) 27,6 3 Стационарные подземные позиции Инерциальная Отклоняемые шарнирно зарепленные камеры ЖРД и 4 верньерных двигателя Ядерный (7 мгт) На вооружение не поступала
"Минитмэн" (США) 10 000 до 1 300 порядка 7 км/сек 34 - 36 т Первая, вторая и третья ступени - РДТТ 17 1,5 Стационарные подземные позиции или подвижные ж.-д платформы Инерциальная Дефлекторы в четырех соплах двигателя первой ступени (возможно и в остальных ступенях) Ядерный (1 мгт) На вооружение не поступала
"Тор" (США) 2 775 до 600 порядка 4,5км/сек 50 т Одна ступень - ЖРД (68 т) 19,8 2,4 Инерциальная Отклоняемые камеры сгорания ЖРД и 2 верньерных двигатели (для управления на конечном участке и стабилизации корпуса против вращения) Ядерный (4 мгт) Носовой конус снижается с дозвуковой скоростью, стабилизируется шестью соплами
"Юпитер" (США) 2 775 до 600 порядка 4,5 км/сек 50 т Одна ступень - ЖРД (68 т) 18 2,6 Стационарные наземные установки Инерциальная Отклоняемые камеры сгорания ЖРД. Сопло, питаемое выхлопными газами газогенератора турбонасоса, выполняет функции верньерного двигателя и стабилизирует корпус против вращения Ядерный (1 мгт) Носовой конус стабилизируется четырьмя соплами
"Поларис" (США) 2200 до 5500 порядка 4 км/сек 12,6 т Первая ступень - РДТТ (45 т), вторая ступень - РДТТ (9 т) 8,4 1,37 С подводных лодок в надводном и подводном положении и со стационарных баз Инерциальная система наведения снаряда и система инерциальной навигации подводной лодки Дефлекторы в четырех соплах первой ступени. Во второй ступени возможно такое же устройство или 4 верньерных двигателя Ядерный (1 мгт) В топливо добавлен порошкообразный алюминий
"Блю Стрик" (Англия) 4 500 до 800 порядка 5,2 км/сек 80 т Одна ступень - 2 ЖРД (135 т) 24 3 Стационарные подземные установки Инерциальная Отклонение обоих шарнирно-закрепленных ЖРД и два патрубка отвода газов от турбонасоса Ядерный На вооружение не поступала
"Першинг" (США) 480 до 160 порядка 2 км/сек 16 т Первая и вторая ступени - РДТТ 12 Подвижные установки Инерциальная Ядерный (1 мгт) Ракета предназначена заменить "Редстоун". На вооружение не поступала
Редстоун" США) 320 до 130 порядка 1,7 км/сек 27,7 т Одна ступень - ЖРД (34 т) 19,2 3,6 1,8 Подвижные установки Инерциальная Аэродинамические и газовые рули Ядерный или обычный
"Капрал" (США) 110 до 50 порядка 1 км/ сек 5 т Одна ступень - ЖРД (9 т) 14 2,13 0,76 Подвижные установки Инерциальная и радиокомандная Аэродинамические и газовые рули Ядерный или обычный
"Сержант" (США) 120 до 50 порядка 1 км/сек 5 т Одна ступень - РДТТ (22,7 т) 10,4 1,8 0,7 Подвижные установки Инерциальная Аэродинамические и газовые рули Ядерный или обычный Ракета предназначена заменить "Капрал". На вооружение не поступала
"Онест Джон" (США) 27 до 10 порядка 0,55 км/ сек 2,7 т Одна ступень - РДТТ 8,3 2,77 0,584 Самоходная пусковая установка, перевозимая вертолетом Установка пусковой рамы по азимуту и возвышению. Стабилизация вращением Вращение посредством четырех небольших двигателей и скошенных килей Ядерный или обычный
"Литтл Джон" (США) 16 Сверхзвуковая 0,36 т Одна ступень - РДТТ 4,422 0,584 0,318 Легкая пусковая установка, перевозимая вертолетом Отклоняемые крестообразные поверхности управления Установка пусковой рамы по азимуту и возвышению. Гиростабилизация Ядерный или обычный
"GAM - 87 А" (США) 1600 до 250 - 300 порядка 4 км/сек 9 т Один РДТТ С самолетов типа В-47, В-52 и Б-58А Инерциальная Дефлектор реактивной струи Ядерный (4 мгт) Авиационная баллистическая ракета. На вооружение не поступала
II. Крылатые ракеты
"Снарк" (США) 10 000 от 300 до 15 200 м 990 км/час 28,2 т Два стартовых РДТТ (по 59 т), один маршевый ТРД (5,9 т) 21 12,9 Подвижная пусковая установка Инерциальная с астрономическим корректором гиростабилизированной платформы Дефлекторы струй стартовых двигателей (при разгоне), элевоны (в полете) Ядерный (до 20 мгт)
"Матадор" (США) 800 (ограничена возможностями наведения) 11 000 м 965 км/час 5,44 т (без стартового двигателя) Один стартовый РДТТ (23 т), один маршевый ТРД (2 т) 12,1 8,87 1,37 Подвижная пусковая установка На модификации ТМ-61А - радиокомандная. На ТМ-61С - дополнительная гиперболическая радионавигационная система "Шаникл" Управляемый стабилизатор, отклоняющиеся пластины на верхней поверхности крыла Ядерный или обычный
"Мейс" (США) 1000 от 300 до 12 200 м 1050 км/час 6,36 т (без стартового двигателя) Один стартовый РДТТ (45,4 т), один маршевый ТРД (2,36 т) 13,42 7,09 Подвижная пусковая установка На модификации ТМ-76А - система наведения "Атран", воспроизводящая радиолокационную карту местности, которая сравнивается с имеющейся на борту картой. На ТМ-76В - инерциальная Управляемый стабилизатор, руль Поворота, элероны Ядерный
"Лакросс" (США) 32 (ограничена радиусом действия системы наведения) Околозвуковая 1 т Один РДТТ 5,86 2,7 0,52 Радиокомандная Подвижное крестообразное хвостовое оперение Ядерный или обычный
"Кэссер" (Франция) 90 В зависимости от местности 970 км/сек 1 т Два стартовых РДТТ, один маршевый ПВРД 3,5 3 Самоходная пусковая установка Радиокомандная Элероны, элевоны и крыльевые кили с рулями направления Обычный
III. Зенитные ракеты
"Бомарк" (США) 400 20 М = 2,5** 6,8 т Один стартовый ЖРД или РДТТ (15,9 т), два маршевых ПВРД (10,4 т) 15 5,54 0,88 Стационарные базы ПВО На начальном этапе - по командам системы "Сейдж". На последнем этапе-активное радиолокационное самонаведение Отклонение шарнирно закрепленного стартового двигателя, руль высоты, руль поворотов и элероны Ядерный или обычный Стартует вертикально
"Ника-Аякс" (США) 40 20 М = 2,5 1 040 кг, 500 кг без стартового двигателя Один стартовый РДТТ, один маршевый ЖРД (1,18 т) 10,8; 6,4 без стартового двигателя 1,6 0,305 Стационарные базы ПВО Командная радиолокационная Три боевые головки с осколками
"Ника-Геркулес" (США) 120 30 М = 3,3 4 500 кг, 2 250 кг без стартового двигателя Один стартовый четырехкамерный ЖРД (или РДТТ), один маршевый РДТТ 12,124; 8,159 без стартового двигателя 2,286 0,8 Стационарные базы ПВО Командная радиолокационная Поверхности управления на задних кромках крестообразного крыла Обычный или ядерный
"Ника-Зевс" (США) до 320 М = 5 - 7 9,1 т Один стартовый РДТТ (200 т), один маршевый РДТТ 15; 9 без старт, двигателя Подземные стационарные базы ПВО Командная радиолокационная и самонаведение у цели Ядерный В стадии разработки
"Тартар" (США) 16 М = 2,5 680 кг 4,6 1,04 С надводных судов По лучу радиолокатора и полуактивная система самонаведения на последнем этапе Обычный На вооружение не поступала
"Талос" (США) 100 М = 2,5 3 175 кг, 1 400 кг без стартового двигателя Один стартовый РДТТ, один маршевый ПВРД 9,3; 6,25 (без стартового двигателя) 2,84 0,76 С крейсеров По лучу радиолокатора и полуактивная радиолокационная система самонаведения на последнем этапе (для ракет с обычным ВВ) Обычный или ядерный В случае ядерного заряда самонаведение отсутствует. Ракетами "Талос" вооружен один крейсер "Гальвестон"
"Террьер" (США) 16 М = 2,5 1 300 кг, 500 кг без стартового двигателя Один стартовый РДТТ, один маршевый РДТТ 8,05; 4,5 (без стартового двигателя) 1,17 0,33 С крейсеров, эсминцев и береговых установок По лучу радиолокатора Подвижное крестообразное крыло Обычный
"Хоук" (США) 35 от 30 до 115 00 м М = 2 579 кг Один РДТТ со стартовой и маршевой ступенями тяги 5,11 1,245 0,356 С подвижных установок, транспортируемых самолетами и вертолетами Командная радиолокационная и полуактивная радиолокационная система самонаведения Рули на задних кромках крестообразного крыла Обычный Ракета предназначена для борьбы с низко летящими самолетами
"Бладхаунд" Мк-1 (Англия) Несколько десятков километров М = 2 2 000 кг, 1135 кг без стартовых двигателей Четыре стартовых РДТТ, два маршевых ПВРД 7,7; 6,77 (без стартовых двигателей) 2,869 0,546 Стационарная база ПВО Поворот стартовой установки по азимуту и возвышению и полуактивная система радиолокационного самонаведения Раздельное или одновременное отклонение подвижных крыльев Обычный
"Ред Ай" (США) 3 5 кг 1,14 0,075 Инфракрасное самонаведение Обычный Предназначен для обороны войск на поле боя от низко летящих самолетов
IV. Противотанковые снаряды
"Виджилент" (Англия) 1,6 560 км/час 12 кг Один РДТТ с двумя ступенями тяги 0,9 0,279 0,114 Переносная установка Управление по проводам Поверхности управления на задних кромках крестообразного крыла. Снаряд в полете медленно вращается Бронебойный заряд На вооружение не поступал
"Пай" Р. V. (Англия) 1,6 Один РДТТ с двумя ступенями тяги 1,524 0,71 0,152 С автомобильных установок или с земли Управление по проводам Отклонение реактивной струи Бронебойный заряд На вооружение не поступал
S. S. 10 "Норд" (Франция) 1,6 290 км/час 15 кг Один РДТТ с двумя ступенями тяги 0,86 0,75 0,165 С автомобильных установок, вертолетов и самолетов Управление по проводам Вибрирующие интерцепторы на задних кромках крестообразного крыла Бронебойный заряд (для брони до 400 мм)
S. S. 11 "Норд" {Франция) 3,5 до 700 км/час 29 кг Один РДТТ с двумя ступенями тяги 1,16 0,5 0,165 С земли, автомобилей, вертолетов и самолетов Управление по проводам Вибрирующий дефлектор выхлопной струи второй ступени, создающий асимметрию тяги в желательном направлении. Снаряд в полете медленно вращается Бронебойный заряд (для брони до 510 мм)
"Дэви Крокет" (США) 3,2 Один РДТТ 1,5 0,15 С ручной установки типа "базука" Ядерный (менее 1 кт) На вооружение не поступал
V. Самолеты-снаряды
"Хаунд Дог" (США) порядка 500 км 18 000 м 2125 км/час 4500 кг Один ТРД (3,4 т) 12,8 3,66 Со стратегических бомбардировщиков В-52С и В-52Н Инерциальная Управляющие поверхности в носовой части (схема "утка"), элероны и руль поворота Ядерный (2 мгт)
"Булпап" (США) 8 (зависит от видимости снаряда и цели) 2 250 км/час 260 кг 3,4 1,1 0,3 С палубных или тактических самолетов По радиокомандам с самолета при визуальном наблюдении за снарядом по трассерам Управляющие поверхности в носовой части (схема "утка") Обычный
"Куэйл" (США) 320 Высота равна высоте полета самолета-носителя 966 км/час 500 кг Один ТРД (1,1 т) 4,04 1,68 Со стратегических бомбарди ровщиков В-47 и В-52 По радиокомандам с самолета или с помощью автопилота с предварительной программой Рули поворота и элевоны Нет Снаряд является носителем оборудования для создания помех. На вооружение не поступал
"Блю Стил" (Англия) порядка 600 От малых до 27 км 1 700 км/час (при пикировании М-2 и более) 6 800 кг Один двухкамерный ЖРД (8 т) 11 4,1 С бомбардировщиков типа "Виктор" и "Вулкан" Инерциальная Управляющие поверхности в носовой части, элероны и руль поворота Ядерный На вооружение не поступал
VI. Снаряды воздушного боя
"Игл" (США) 50 - 160 (по другим источникам - 320) М = 3 900 кг Один ЖРД или РДТТ 4,5 0,35 С дозвукового самолета истребителя (типа "Миссайлир") Радиолокационное телеуправление с самолета-носителя или земли. На последнем этапе (с 16 км) - активное радиолокационное самонаведение Ядерный На вооружение не поступал
"Фолкон" (США) 8 М = 2,5 68 кг Один РДТТ 2,17 0,66 0,164 С самолетов-истребителей Модификация GAR-3 -полуактивная радиолокационная система самонаведения. GAR-4- Поверхности управления у задней кромки крестообразного крыла Обычный
"Сайдуиндер" (США) 5 (зависит от метеоусловий) М = 2,5 70 кг Один РДТТ 2,87 0,508 0,122 С самолетов-истребителей Инфракрасная система самонаведения Крестообразные поверхности управления в носовой части (схема "утка") Обычный
"Спэрроу" (США) 8 М = 2,3 172 кг Один ЖРД (заранее снаряжаемый) 3,6 1,0 0,228 С палубных истребителей Полуактивная радиолокационная система самонаведения Крестообразное оперение Обычный
"Файрстрик" (Англия) 6,4 15 000 М = 2 136 кг Один РДТТ 3,182 0,747 0,22 С самолетов-истребителей Инфракрасная система самонаведения Крестообразные поверхности управления В хвостовой части Обычный
"А. А. 20" (Франция) 4 М = 1,7 134 кг, 144 кг (снаряд против наземных целей) Один РДТТ с двумя ступенями тяги 2,6 0,8 0,25 С самолетов-истребителей Радиокомандная система наведения (летчик видит снаряд по трассерам) Вибрирующие дефлекторы реактивной струн,создающие асимметрию тяги Обычный В полете снаряд вращается

* (Приведенные данные заимствованы из иностранной печати (в основном из "Flight" № 2602 и 2643). Незаполненные графы означают отсутствие опубликованных сведений. )

В полете на АУТ конструкция корпуса ракеты испытывает аэродинамический нагрев. Оболочки топливных отсеков дополнительно нагреваются при газогенераторном наддуве температура нагрева может достигать 250-300 оС. При вычислении запасов прочности и устойчивости механические характеристики материала (предел прочности и модуль упругости) принимаются с учетом нагрева конструкции.

На рисунке 1.3 представлена принципиальная схема нагружения топливного отсека. К опорным обечайкам (переходникам) приложены осевые силы; поперечные силы и изгибающие моменты; на днища и цилиндрические оболочки баков воздействуют внутреннее избыточное давление наддува pн и гидростатическое давление, определяемое высотой столба жидкости Н и величиной осевой перегрузки nx1. На рисунке 1.3 также изображена эпюра осевых усилий, возникающих в поперечных сечениях топливного отсека. Здесь воздействие момента изгибающего приведено к дополнительной осевой силе сжатия Δ N, которая подсчитывается по максимальной величине нормальных напряжений в сжатой панели:

Здесь W=pR2h - момент сопротивления поперечного сечения цилиндрической оболочки топливного бака. При Fсеч=pDh эквивалентная осевая сила DN=4M/D.

Сила осевого распора от действия давления наддува дает свою составляющую продольной силы. При этом в верхнем баке результирующая сила NS имеет положительную величину (рисунок 1.3), т.е. цилиндрическая оболочка этого бака будет испытывать растяжение в осевом (меридиональном) направлении (от давления наддува). Эту оболочку нужно проверять только на прочность.

Рисунок 1.3 - Принципиальная схема нагружения топливного отсека.

У нижнего бака цилиндрическая оболочка работает на продольное сжатие, поэтому, помимо проверки прочности, ее нужно проверять на устойчивость. Несущая способность этой оболочки будет определяться суммой критической нагрузки и силы осевого распора

, (1.4)

а с учётом составляющей от изгиба

(1.5)

Определение входящей в это выражение величины критического напряжения является наиболее ответственной задачей при проверке устойчивости продольно-сжатой тонкостенной цилиндрической оболочки топливного бака

Теоретической основой для разработки методов оценки несущей способности тонкостенных конструкций корпусов жидкостных ракет является теория устойчивости упругих оболочек.

Первые решения данной задачи относятся к началу века. В 1908-1914 гг. независимо друг от друга Р. Лоренц и С.П. Тимошенко получили фундаментальную формулу для определения критических напряжений продольно-сжатой упругой цилиндрической оболочки:

(1.6)

Эта формула определяет верхнюю границу критических напряжений гладких (изотропных), идеальных по форме цилиндрических оболочек. Если коэффициент Пуассона принята m=0,З, то формула (1.6) получит вид:

(1.7)

Приведенные формулы получены при жестких допущениях идеальности формы и безмоментности докритического состояния упругой цилиндрической оболочки, характерных для классической постановки задач устойчивости. Они позволяют оценить верхнюю границу несущей способности продольно-сжатых тонкостенных цилиндрических оболочек средней длины. Поскольку вышеуказанные допущения в практике не реализуются, то действительные критические напряжения, наблюдаемые при испытаниях цилиндрических оболочек на осевое сжатие, значительно ниже (в 2 раза и более) верхних значений. Попытки разрешить это противоречие привели к созданию нелинейной теории устойчивости оболочек (теории больших прогибов).

Первые решения рассматриваемой задачи в нелинейной постановке дали обнадеживающие результаты. Были получены формулы, определяющие так называемую нижнюю границу устойчивости. Одна из таких формул:

(1.8)

длительное время использовалась для практических расчетов.

В настоящее время преобладает мнение, что при оценке устойчивости реальных конструкций следует ориентироваться на критическую нагрузку, определенную с учетом влияния начальных неправильностей формы с помощью нелинейной теории. Однако и в данном случае можно получить только ориентировочные значения критических нагрузок, поскольку влияния неучтенных факторов (неравномерность нагружения, разброс механических характеристик материалов и др.), случайных по своей природе, для тонкостенных конструкций вносит заметную погрешность. В этих условиях при оценке несущей способности разрабатываемых ракетных конструкций в проектных организациях предпочитают ориентироваться на результаты экспериментальных исследований.

Первые массовые эксперименты по изучению устойчивости продольно-сжатых тонкостенных цилиндрических оболочек относятся к 1928-1934 гг. С тех пор был накоплен значительный материал, неоднократно обсуждавшийся с целью получения рекомендаций для нормирования параметра критической нагрузки, обсуждаются эмпирические зависимости, предложенные различными авторами для назначения параметра . В частности, для тщательно изготовленных оболочек рекомендуется формула, полученная американскими учеными (Вайнгартен, Морган, Сейд) на основе статистической обработки результатов экспериментальных исследований, опубликованных в зарубежной литературе до 1965 г.

(1.9)

Целью проверки устойчивости топливного бака жидкостной ракеты является определение работоспособности корпуса бака при действии внешних нагрузок, вызывающих продольное сжатие цилиндрической оболочки бака. В соответствии с нормами прочности надежность конструкции будет обеспечена, если ее несущая способность, с учетом влияния нагрева на критические напряжения sкр, будет равна или больше расчетной величины приведенной осевой нагрузки, т.е. будет выполнено условие, определяющее запас устойчивости по несущей способности

, (1.10)

Расчетная несущая способность N p определяется с учетом коэффициентов безопасности f:cогласно выражения (1.5),

Расчет запаса устойчивости цилиндрической оболочки топливного бака может быть выполнен путем сравнения напряжений

(1.12)

где s 1р - расчетная величина продольных (меридиональных) напряжений сжатия