Реферат Буран

Страница 1 из 5 | Следующая страница

Реферат з дисципліни «Аэродинамика»

Выполнил ст. грн. С-66 Макаренка Є. У.

Омський авіаційний технікум їм. М. Є. Жуковського

2003

У польоті орбітальний корабель "Буран"  

Повідомлення ТАРС

15 листопада 1988 року у у Радянському Союзі проведено успішні випробування космічного корабля багаторазового використання "Буран".

Після старту універсальної ракетно-космічної транспортної системи "Енергія" з кораблем "Буран" орбітальний корабель посів розрахункову орбіту, зробив двухвитковый політ навколо Землі та приземлився в автоматичному режимі на посадочної смузі космодрому Байконур.

Це - видатний успіх вітчизняної науку й техніки, відкриває якісно новий етап у радянській програмі космічних досліджень.

"БУРАН" - радянський крилатий орбітальний корабель багаторазового використання. Предназначен виведення на орбіту навколо Землі різних космічних об'єктів та його обслуговування; доставки модулів і персоналу для складання на орбіті великогабаритних споруд й міжпланетних комплексів; повернення на Землю несправних чи виробили свій ресурс супутників; освоєння устаткування та технологій космічного виробництва та доставки своєї продукції Землю; виконання інших вантажопасажирських перевезень маршрутом Земля-космос-Земля, рішення низки оборонних завдань.

15 листопада 1988 року орбітальний корабель "Буран" здійснив повністю автоматичному режимі управління свій "перший виліт до космосу тривалістю 205 хвилин, поклавши початок новому напрямку у розвитку вітчизняної космонавтики - створенню багаторазових воздушно-космических літальних апаратів.

Успішне виконання польоту і високоточна посадка за умов штормове попередження метеорологів дозволяє зробити висновок, у цілому передполітні аеродинамічні характеристики ОК, отримані у виконання великої програми комплексних расчетно-теоретических і експериментальних досліджень, можна вважати досить достовірними.

Аналіз результатів польоту представляє самостійний інтерес і викладено нижче гранично коротко.

Комплексна обробка зовні траекторных вимірів, телеметричним інформації, результатів зондування атмосфери та об'єктивності даних метеообстановки у районі аеродрому посадки дозволила визначити силові, моментные і балансувальні аеродинамічні характеристики планера і порівняти його з розрахунковими, певними по дополетной аеродинаміці в фактичних умовах реального польоту.

Аеродинамічна компонування

Планер ОК по зовнішнім виглядом і складу елементів нагадує звичайний літак схеми "бесхвостка" і складається з фюзеляжу, крила, постаченого элевонами, функціонуючими як рулюй висоти при управлінні з тангажу як і елерони при управлінні з крену, вертикального оперення із кермом напрями, конструктивно що складається з двох розщеплюваних стулок, працюючих при розкритті як повітряного гальма, і навіть балансировочного щитка в хвостовій частини задля забезпечення балансування і розвантаження элевонов на гиперзвуковых швидкостях і великих кутах атаки, де з їхніми відхилення обмежені температурним чинником.

До особливостям конфігурації крила слід віднести його подвійну стреловидность, що забезпечує необхідні які мають властивості і сприятливе зміна аеродинамічних характеристик на надзвукових і трансзвуковых швидкостях польоту.

Профіль крила ОК проти профілями, застосовуються у сучасній надзвуковою авіації, відрізняється більшої завтовшки та очі великою радіусом передній крайки, що зменшує температуру нагріву конструкції перед входом і політ у щільних шарах атмосфери. Для управління з крену і рысканию під час польоту великих швидкостях і великих кутах атаки, коли кермо напрями неефективний, використовується реактивна систему управління ОК, двигуни якій розташовано у двох блоках в хвостовій частини фюзеляжу.

У процесі оптимізації аеродинамічних характеристик планера було проведено численні експериментальні дослідження параметричних моделей ОК на дозвуковых, трансзвуковых, надзвукових і гиперзвуковых швидкостях в аеродинамічних трубах ЦАГІ, які визначили впливом геть аеродинамічні характеристики форми профілю крила, його стреловидности по передній крайці напливу і основний трапеції, форми носовій частини й хвостовій частини, профілю і габаритних розмірів вертикального оперення та настанови зовнішніх елементів. За результатами досліджень було обрані:

- крило зі стреловидностью 450 по основний трапеції, 780 по напливу, з симетричним базовим профілем, максимальна товщина якого, рівна 12% хорди, розташована на 40% її довжини;

- фюзеляж з циліндричною подрезкой по нижньої котра утворює хвостовій частини вчених у бічний проекції, рівної 140;

- вертикальне оперення з чечевицеобразным профілем, максимальна товщина якого розташована на 60% довжини хорди

Аналіз характеристик показав, що максимальне балансировочное значення аеродинамічного якості До на дозвуковом режимі польоту одно 5,6, але в гиперзвуковом режимі - 1,3 І що отримані аеродинамічні характеристики забезпечують подовжню баланс ОК на гиперзвуковых, надзвукових, трансзвуковых і дозвуковых режимах польоту з допомогою відхилення элевонов буде в діапазоні від –350 до +200, балансировочного щитка від –100 до +200 і розкриття повітряного гальма до 870 .

З власного призначенню ОК "Буран" є багатоцільовим транспортним повітряно-космічним літальним апаратом. Як "вантажівку" корабель має робити човникові операції з транспортуванні екіпажів й переробку заданих мас і габаритів на трасі "Земля – Орбіта - Земля".

Як повітряно-космічний, двухсредный літальний апарат ОК повинен, завершуючи політ, виконувати керований планеруючий спуск з космосу з зануренням в щільні верстви атмосфери і посадкою в заданої точці земної поверхні. У цьому вимоги безпеки екіпажу, схоронності вантажу і багаторазового використання визначили авіаційний тип посадки з приземленням на бетонну злітно-посадкову смугу (ЗПС) кінцевих розмірів.

Наведені фактори і придасться вітчизняний досвід створення орбітального літака визначили образ кораблі та його комплексно-рациональную аеродинамічну компонування як низкоплана схеми "бесхвостка" з центральним розташуванням вертикального оперення.

Кабинный модуль з заскленням, які забезпечують екіпажу можливість візуальної посадки, середня частина фюзеляжу, задана геометрією циліндричного відсіку корисного вантажу розміром 4,6 x 18 м, і кормової відсік, у якому розміщена об'єднана рухова установка з зовнішніми блоками двигунів реактивної системи управління - ці основні агрегати фюзеляжу сформували його зовнішні обводи і зовсім визначили площа донного зрізу.

Низька розташування крила подвійний стреловидности, інтегрованого з фюзеляжем, утворює по нижнім обводам загальну несе поверхню, відповідальну вимогам подовжньої балансування на гиперзвуковых швидкостях і теплозащиты планера під час проходження теплового бар'єра, і відданість забезпечує найбільш раціональні компонування і конструктивно-силовую схему корабля. Компоновочная схема "низкоплан" дає можливість максимально використовувати екранний ефект на посадці при підході до ЗПС і приземленні.

Органи аеродинамічного управління з тангажу, крену і рысканью звичні для схеми "бесхвостка" - це двухсекционные элевоны на консолях крила і кермо напрями на килі. Крім лідерів орбітальний літак має дві додаткових органу управління, специфічних для воздушно-космического планера.

На обрізі кормової частини фюзеляжу розташований балансировочный щиток, що у вихідному становищі є продовження нижньої поверхні фюзеляжу. Він призначений для коригування балансировочного становища элевонов та його розвантаження за зміни центровки не більше заданого експлуатаційного діапазону.

Руль напрями виконано расщепляющимся на дві стулки і за розкритті працює як повітряний гальмо, що з бездвигательном плануванні дає можливість управління траєкторією і швидкістю польоту шляхом зміни аеродинамічного опору і тим самим, аеродинамічного якості. У результаті верхнього розташування повітряний гальмо при розкритті створює моменти на кабрирование. Парирование з допомогою элевонов приводить до створення додаткової піднімальної сили на режимах посадки, виключає характерні для літаків схеми "бесхвостка" втрати на баланс.

Компонування

1 - стикувальний вузол;

2 - носову частину фюзеляжу (НЧФ);

3 - перехідний відсік;

4 - герметичний модуль кабіни;

5 - носовій блок двигунів управління;

6 - середня частина фюзеляжу (СЧФ);

7 - хвостова частина фюзеляжу (ХЧФ);

8 - стулки відсіку корисного вантажу з панелями радіаційного теплообмінника

Герметичная кабіна ОК, у якій і працює у польоті екіпаж, розміщається в носовій частини фюзеляжу і має дві поверху: верхній - командний відсік (КЗ) і нижній - побутової відсік (БО), під яким розміщено агрегатний відсік з які потребують постійного доступу устаткуванням.

Командний відсік у своїй передній частини має дві робочі місця (РМ-1 і РМ-2), оснащених катапультными кріслами. У конструкції кабіни передбачені аварійні виходи, які утворюються з допомогою вибухових шнурів.

Варіант кабіни, розрахований екіпаж з чотирьох з індивідуальними засобами порятунку, особливий тим, що у передній частини БО (аварійні виходи перед заскленням кабіни) встановлюються два додаткових катапультных крісла, а приладові відсіки переносяться до задній стінці кабіни.

Зовні задній стінці кабіни встановлено модуль командних приладів (МКП), у якому перебувають гиростабилизированные платформи (ДСП) системи управління (СУ). Праворуч на МКП встановлено блок зоряних датчиків, має открывающуюся у польоті кришку. Зліва розміщений радиовысотомер-вертикаль. Над МКП розміщена навігаційна вимірювальна візуальна система, зовнішня й внутрішня соціальність частини якої встановлено на спеціальному проміжному ілюмінаторі задньої стінки кабіни.

На обшивці носовій частини фюзеляжу (НЧФ) навколо кабіни і для ній встановлено більшість антен радіотехнічних систем корабля. Кожна антена чи його група монтується в вирізі металевої обшивки і закривається радиопрозрачной вставкою. У передній області НЧФ носовій блок двигунів управління. На задній стінці кабіни і лише частково на передній розміщені плати электроразъемов, і навіть рознімання пневмогидросвязей. Під кабіною прокладено транзитні кабелі і трубопроводи, що з'єднують, минаючи кабіну, агрегати і апаратуру НЧФ та інших частин фюзеляжу.

Отсек корисного вантажу (ОЗУ) лежить у середині фюзеляжу від задньої стінки кабіни (від відповідного шпангоута) до перегородки, яка відділяє середню частина фюзеляжу (СЧФ) від хвостовій частини фюзеляжу (ХЧФ). У нижньої зоні СЧФ між шпангоутами розташовані прилади й агрегати систем, зокрема системи електроживлення (баки з рідким воднем і киснем, приладовий модуль і електрохімічні генератори струму), у верхній частині - стулки ОЗУ (чотири секції в кожному борту зі змонтованими ними радіаторами системи терморегулювання), які на дві сторони. Збоку до СЧФ кріпляться консолі крила з элевонами - аеродинамічними рулями, совмещающими функцій управління каналами тангажа і крену, і нішами із встановленими у яких основними прилавками шасі. Ніша передній стійки розташована відразу за кабіною екіпажу на СЧФ.

У хвостовій частини фюзеляжу розміщені базовий блок (ББ) об'єднаної рухової встановлення і три допоміжні силові установки, створюють робочий тиск в гідравлічної системі ОК, герметичний приладовий відсік та інші агрегати й устаткування. ЗСУ розташовуються поблизу передній стінки ХЧФ по правому і лівому бортах. Два хвостових блоку (лівий правий) двигунів управління ОДУ кріпляться консоллю на шпангоуте донного зрізу ХЧФ, у якому встановлюється і ББ. У частині ХЧФ розміщений балансировочный щиток, а верхньої - кіль із кермом направления/воздушным гальмом. У ранньому варіанті компонування підвищення маневрених можливостей ОК під час посадки, зокрема за ручне управління, передбачалося оснащення ОК двома турбореактивними двигунами зі своїми установкою на ХЧФ з обох боків від кола (це добре видно на летавшей моделі аналог ОК БОР-5 і самолете-аналоге БТС-02 ОК-ГЛИ).

Двигательная установка і бортове устаткування

Об'єднана рухова установка (ОДУ) забезпечує довыведение ОК на опорну орбіту, виконання межорбитальных переходів (корекцій), точне маневрування поблизу обслуговуваних орбітальних комплексів, орієнтацію і стабілізацію ОК, його гальмування для сходу з орбіти. ОДУ і двох двигунів орбітального маневрування (на рис. справа), працівників вуглеводневому пальному і рідкому кисні, і 46 двигунів газодинамического управління, згрупованих у трьох блоку (один носовій блок і двоє хвостових). Більше 50 бортових систем, які включають радіотехнічні, ТБ і телеметричні комплекси, системи життєзабезпечення, терморегулювання, навігації, енергопостачання та інші, об'єднані з урахуванням ЕОМ у єдиний бортовий комплекс, що забезпечує тривалість перебування "Бурана" на орбіті до 30 діб. Теплота, що виділятимуться бортовим устаткуванням, з допомогою теплоносія підводиться до радіаційним теплообменникам, встановленим внутрішній боці стулок вантажного відсіку, і випромінюється в навколишнє простір (у польоті на орбіті стулки відкриті).

Маршовий двигун, чи двигун орбітального маневрування (ДІМ), використовується при довыведении, корекції орбіти, межорбитальных переходах і гальмуванні при сході з орбіти. Маршовий двигун є РРД багаторазового включення з насосної системою подачі компонентів палива, виконаною за схемою з дожиганием генераторовного газу, нормально функціонуючий у вакуумі і невагомості.

Високі енергетичні параметри двигуна забезпечуються винятком втрат на привід турбіни (схема з дозажиганием), великим геометричних дорасширением реактивного сопла, мінімальними втратами в камері згоряння реактивному соплі, раціональної системою охолодження і зменшенням викидів. Як пускового пального для запалення палива на газогенераторе і камері використовується металлоорганическое з'єднання.

Для двигуна характерні помірна напруженість внутрикамерного процесу (тиск у камері 7,85 МПа), використання форсуночной голівки, має концентричні кільцеві змішувальні елементи щоб одержати рівномірного потоку в камері, висотного соплового насадка радіаційного охолодження з ниобиевого сплаву, виготовленого методом розкочування (без зварювання), центростремительной турбіни, яка працює генераторному газі при помірної (близько 460 З) температурі. Крепление камери в кардановом підвісі забезпечує її хитання у двох площинах на 6 від номінального становища.

Керуючий двигун (УД) є однокамерний газожидкостный імпульсний РРД високого швидкодії на газифицированном кисні і вуглеводневому пальному - синтине і у імпульсних і стаціонарних режимах з тривалістю включення від 0,06 до 1200 із, як в орбітальному польоті, і При спуску у атмосфері до висоти 10 км, що дозволяє вживати його як дублера маршового двигуна і двигунів орієнтації.

Для запалення компонентів палива використовується електрична система запалювання індуктивного типу. Камера згоряння частина сопла розладнуються регенеративно і крізь завісу окислительным газом, вихідна частина сопла - радіаційно, клапани і свіча - прокачуванням основного пального на замкнутому контурі терморегулювання ОДУ.

Швидкодія УД характеризується часом набору 90% тяги, рівним 0,06с, той самий мінімальної тривалістю включення і частотою включення до 8Гц. Мінімальний питомий імпульс двигуна в імпульсних режимах 180с. Гарантований ресурс двигуна становить 26000 включень і більше 3 год роботи (з подальшим збільшенням принаймні набору статистики). Двигун орієнтації по принципової схему, і складу переважно аналогічний УД.

Щоб не допустити освіти сажі передбачається підвищену співвідношення компонентів

Страница 1 из 5 | Следующая страница

Схожі реферати:

Нові надходження

Замовлення реферату

Реклама

Навігація