Дипломная работа: Исследование динамики ракеты при ее выходе из пусковой шахты при работающем двигателе

.

Из рис.2.12 видно, что при 0,02 секунды погрешность максимальна (23%), что говорит о том, что параметр p(t) в данной точке не отражает действительность (рис.2.13), а значит, говорит о не пригодности дифференциальной схемы в данном случае.

Рисунок 2.13. Дианрамма , рассчитанная в дифференциальной схеме

2.4 Расчет параметров выхода ракеты при заданной схеме

Теперь, определим параметры выхода ракеты для схемы с отводом (рис.2.10) с учетом вычисленных требований по давлению в «подракетном» пространстве.

Составим систему уравнений движения ракеты в ШПУ с учетом отвода газа.

;

На основе полученных данных при решении системы уравнений, построим графики зависимости параметров p, P, V, T₂ , U_ист ., от времени. Численные результаты приведены в таблице 2.1.

t, с

p ,Па

Рисунок 2.14. График p(t)

t , c

V , м/с

Рисунок 2.15. График V(t)

P, Н

t , с

Рисунок 2.16. График P(t)

T 2 , ºK

t , c

Рисунок 2.17. График T₂ (t)

t , c

, кг/с

??????? 2.18. ?????? (t)

t , c

H , м

Рисунок 2.19. График H(t)

U ист , м/с

t , c

Рисунок 2.20. График U_ист (t)

n x

t , c

??????? 2.21. ?????? n_x (t)

Из рис.2.14 – рис.2.21 видно, что процессы, протекающие в подракетном пространстве после достижения максимума давления, меняются менее значительно, чем в случае с замкнутым пространством.

Таблица 2.1. Сводная таблица параметров старта

t, с	p, МПа	V, м/с	P, Па	U, м/с	T, ºК	, кг/с	H, м	nx
									0	9.96E+04	0	3.53E+04	2.50E+03	1.86E+03	0.00E+00	0	2.935
0.01	6.70E+05	1.194	1.58E+05	1.97E+03	2.41E+03	3.999	0.012	13.169
0.02	7.38E+05	2.629	1.73E+05	1.93E+03	2.45E+03	4.515	0.053	14.398
0.03	7.59E+05	4.055	1.78E+05	1.92E+03	2.46E+03	4.677	0.122	14.778
0.04	7.66E+05	5.46	1.79E+05	1.92E+03	2.46E+03	4.734	0.218	14.914
0.05	7.68E+05	6.841	1.80E+05	1.92E+03	2.46E+03	4.749	0.342	14.947
0.06	7.67E+05	8.199	1.79E+05	1.92E+03	2.46E+03	4.741	0.492	14.93
0.07	7.65E+05	9.535	1.79E+05	1.92E+03	2.46E+03	4.722	0.667	14.885
0.08	7.61E+05	10.848	1.78E+05	1.92E+03	2.46E+03	4.696	0.868	14.823
0.09	7.57E+05	12.141	1.77E+05	1.93E+03	2.45E+03	4.665	1.093	14.751
0.1	7.53E+05	13.413	1.76E+05	1.93E+03	2.45E+03	4.632	1.341	14.673
0.11	7.49E+05	14.666	1.75E+05	1.93E+03	2.45E+03	4.597	1.613	14.591
0.12	7.44E+05	15.901	1.74E+05	1.93E+03	2.45E+03	4.562	1.908	14.507
0.13	7.39E+05	17.118	1.73E+05	1.93E+03	2.45E+03	4.526	2.225	14.422
0.14	7.35E+05	18.317	1.72E+05	1.94E+03	2.44E+03	4.49	2.564	14.337
0.15	7.30E+05	19.5	1.71E+05	1.94E+03	2.44E+03	4.454	2.925	14.252
0.16	7.25E+05	20.667	1.70E+05	1.94E+03	2.44E+03	4.418	3.307	14.167
0.17	7.21E+05	21.819	1.69E+05	1.94E+03	2.44E+03	4.382	3.709	14.083
0.18	7.16E+05	22.956	1.68E+05	1.95E+03	2.44E+03	4.347	4.132	14
0.19	7.11E+05	24.079	1.67E+05	1.95E+03	2.43E+03	4.313	4.575	13.918
0.2	7.07E+05	25.188	1.66E+05	1.95E+03	2.43E+03	4.279	5.038	13.838
0.21	7.03E+05	26.284	1.65E+05	1.95E+03	2.43E+03	4.246	5.52	13.758
0.2273	6.95E+05	28.149	1.64E+05	1.96E+03	2.43E+03	4.189	6.398	13.626

Выводы

Составлена приблизительная схема расчета динамики выхода ракеты из ШПУ с элементами проектирования пусковой установки. В результате расчета определены параметры газа, находящегося в «подракетном» пространстве и параметры движения ракеты от начала движения до ее полного выхода из ШПУ. Кроме того, определены некоторые геометрические характеристики пусковой установки.

Анализ полученных результатов и заключение

В первом приближении расчетное время выхода ракеты из ШПУ составило примерно 0.23 секунды. Для более точного решения требуется уточнить характеристики стартового РДТТ, включить в расчет действие аэродинамических сил при выходе ракеты из шахты. Но следует отметить, что при более тщательном рассмотрении вопроса увеличится число уравнений в системе и, следовательно, сложность вычислений.

Также, для уточнения динамики выхода ракеты из шахты, можно провести численный эксперимент, в котором будут смоделированы процессы, проходящие в ШПУ. С помощью такого эксперимента можно будет внести уточнения в аналитический расчет.

Таким образом, результаты расчета могут быть применены при определении аэродинамических нагрузок, нагрузок на ШПУ, а также деформаций, углов отклонений конструкции ракеты, которые могут возникать при выходе из пусковой установки.

3. МЕТОДИКА ЧИСЛЕННОГО ЭКСПЕРИМЕНТА

3.1 Постановка задачи

Определить и уточнить методику численного эксперимента для решения поставленных задач, в том числе: динамика выхода ракеты из ШПУ и определения АДХ ракеты.

Для реализации численного эксперимента – подобрать оптимальный программный прикладной пакет.

3.2 Общие сведения о проведении численного эксперимента газовой динамики

Первым этапом проведения эксперимента является возникновение или постановка физической задачи. Правильная постановка задачи в значительной мере предопределяет успех всей проводимой работы. Моделирование опыта можно рассматривать как второй этап. Это может быть либо численное моделирование, либо моделирование физических процессов. Каждый из этих методов имеет свои особенности. Численное моделирование дает количественное выражение закономерностей, присущих математической модели. Напротив, с помощью моделирования физических процессов наблюдается аналог действительности или даже сама действительность. Таким образом, полезность расчета ограниченна обоснованностью математической модели [7].

Численное моделирование задач газовой динамики осуществляется по следующему алгоритму:

1. Построение геометрии модели (тело + расчетная область).