Метод розрахункового та експериментального визначення вигляду снаряда спеціального призначення із заданими аеродинамічними властивостями
Визначення вигляду снаряда спеціального призначення із заданими аеродинамічними властивостями та обмеженнями (який повинен зберігати високе значення кінетичної енергії в межах ефективної дистанції стрільби та її зниження при збільшенні відстані польоту).
| Рубрика | Производство и технологии |
| Вид | автореферат |
| Язык | украинский |
| Дата добавления | 27.08.2013 |
| Размер файла | 65,9 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
ім. М.Є. ЖУКОВСЬКОГО
"ХАРКІВСЬКИЙ АВІАЦІЙНИЙ ІНСТИТУТ"
АВТОРЕФЕРАТ
дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук
«Метод розрахункового та експериментального визначення вигляду снаряда спеціального призначення із заданими аеродинамічними властивостями»
Спеціальність 05.07.01 - аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів
УДК 533.6.013:533.665
КОЛОМІЙЦЕВ
Олександр Вікторович
Харків - 2005
Дисертацією є рукопис.
Робота виконана в Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут”.
Науковий керівник:
АМБРОЖЕВИЧ Олександр Володимирович,
доктор технічних наук, старший науковий співробітник, професор кафедри ракетних двигунів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, м. Харків.
Офіційні опоненти:
КРАШАНИЦЯ Юрій Олександрович,
доктор технічних наук, професор, завідувач кафедри аерогідродинаміки Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, м. Харків;
КОВТОНЮК Ігор Борисович,
кандидат технічних наук, доцент кафедри аеродинаміки та динаміки польоту Харківського університету повітряних сил Міністерства оборони України, м. Харків.
Провідна установа:
Дніпропетровський національний університет Міністерства освіти і науки України, м. Дніпропетровськ.
Захист відбудеться “10” червня 2005 р. о 1500 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. 307 головного корпуса.
З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.
Автореферат розісланий “29” квітня 2005 р.
Вчений секретар спеціалізованої вченої ради, кандидат технічних наук, доцент Базима Л.О.
ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ
Актуальність теми. Снаряд належить до класу некерованих, безкрилих літальних апаратів із максимальною щільністю компоновки та траєкторією польоту в атмосфері. Він являє собою тіло обертання, форма якого залежить від призначення та умов застосування.
Серед даної категорії літальних апаратів особливе місце займають балістичні снаряди з настильними траєкторіями, стабілізація яких у польоті здійснюється за рахунок оберту навколо своєї поздовжньої осі.
Створення нового виду снаряда нерозривно пов'язане з вирішенням ряду задач, обумовлених особливостями його руху та застосування. У більшості випадків рух подібних літальних апаратів розглядається у вигляді ряду послідовних фаз. Для снарядів з настильними траєкторіями польоту розглядаються три основні фази руху.
Початкова, активна, фаза руху снаряда є найкоротшою за часом, характеризується високими значеннями фізичних параметрів потоку газів, що діють на снаряд і надають йому поступальний та обертовий рух. На цьому етапі виникає необхідність вирішення газодинамічної задачі, яка зводиться до визначення стану осісиметричного газового потоку залежно від розмірів і форми каналу розгінного пристрою, що забезпечує активну стадію руху снаряда. Під час проведення відповідних досліджень основне значення мають його масогабаритні та динамічні характеристики.
Друга, основна, фаза є найтривалішою за часом, відбувається у щільних шарах атмосфери і впливає на область практичного використання розробленого зразка. Поводження снаряда на траєкторії являє собою аеродинамічну задачу, яка складається з ряду окремих підзадач, для вирішення яких необхідний комплексний підхід з урахуванням всіх вимог, поставлених до об'єкта розробки. Результатом цього є визначення раціональної форми снаряда.
Третя фаза траєкторії снаряда здійснюється в середовищах, що мають або змінну, або постійну щільність, значення якої в багато разів перевищує даний показник для повітряного середовища. Вирішення відповідних задач проектування засноване на експериментальних методах і застосуванні емпіричних залежностей, що є результатом статистичної обробки великого масиву експериментального матеріалу.
Виходячи із цього, очевидно, що для створення нового виду снаряда домінуюче значення має процес його аеродинамічного проектування, тому що в остаточному підсумку отримані результати впливають не тільки на фази руху снаряда, його вигляд і характеристики, але й на всю концепцію проектування в цілому. Традиційно, значна частка в НДР по створенню снарядів приділяється експериментальним дослідженням.
Викладене вище повною мірою відноситься і до завдань створення нового виду снаряда для боєприпасів стрілецької зброї, який має обмежену дистанцію гарантованого виводу з ладу цілі. Основою концепції його застосування є збереження надзвукової швидкості польоту в межах ефективної дистанції стрільби з наступним різким падінням її значення в міру збільшення відстані від дульного зрізу зброї. Головним засобом розробки такого снаряда із заданими властивостями є аеродинамічне проектування, що складається з теоретичних і експериментальних досліджень. Застосування більш прогресивних методів аеродинаміки дозволяє одержати дані про характер зміни аеродинамічних характеристик снаряда такого виду, більш точно розрахувати траєкторію його польоту і відмовитися від громіздких методів і таблиць допоміжних функцій законів опору повітря традиційних методів, що раніше застосовувалися для цієї мети.
Це має актуальне значення, оскільки вказані методи проектування в основному розроблені для снарядів класичної форми і не відображають особливостей обтікання поверхонь снарядів інших форм, що позначається на достовірності отриманих результатів досліджень.
Основою теоретичних аеродинамічних досліджень є чисельне моделювання газодинамічних процесів обтікання, що дозволяє не тільки досліджувати характеристики снаряда, але й знизити витрати на його створення за рахунок заміни натурних досліджень розрахунковими. У цьому випадку натурні випробування проводяться на заключному етапі проектування з метою перевірки результатів теоретичних досліджень.
Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Робота є частиною комплексних досліджень і НДР, проведених у лабораторії судових балістичних і вибухотехнічних досліджень Харківського науково-дослідного інституту судових експертиз ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса, по темі “Криміналістичне дослідження тактико-технічних і балістичних характеристик нових патронів до нарізної та гладкоствольної зброї з метою вирішення діагностичних і класифікаційних завдань” (номер державної реєстрації 0100U000325, шифр II.3.Д8-200, УДК. 343.977.008.4), відповідно до тематичного плану НДР науково-дослідних установ судових експертиз Міністерства юстиції України.
Мета і задачі дослідження. Метою дисертації є розробка методу визначення вигляду снаряда спеціального призначення із заданими аеродинамічними властивостями та обмеженнями. Снаряд повинен зберігати високе значення кінетичної енергії в межах ефективної дистанції стрільби і забезпечувати значне зниження кінетичної енергії при збільшенні відстані польоту. При цьому варіювання геометричними параметрами снаряда обмежено розмірами вихідного комплексу “боєприпас - зброя”.
Для досягнення поставленої мети в дисертаційній роботі сформульовані та вирішені наступні задачі:
- встановлення вигляду експериментального снаряда при відомих обмеженнях; він являє собою тіло обертання, що складається з увігнутої оживальної головної частини та циліндричної ведучої частини із внутрішньою порожниною, яка розташована в його донній частині (по типу снаряда THV (TRES HAUTE VITESSE - дуже висока швидкість) виробництва французької фірми SFM); снаряд аеродинамічний політ енергія
- визначення тактико-технічних характеристик експериментальних снарядів з увігнутою оживальною головною частиною;
- чисельного моделювання газодинамічних процесів обтікання стисненим в'язким потоком повітря поверхні спеціального снаряда в широкому діапазоні швидкостей; визначення впливу окремих конструктивних елементів снаряда на величину його коефіцієнта сили лобового опору;
- дослідження впливу обертання снаряда на величину його коефіцієнта сили лобового опору;
- експериментального дослідження характеру зміни аеродинамічних характеристик (коефіцієнта сили лобового опору) спеціального снаряда при трансзвукових та надзвукових швидкостях польоту;
- визначення параметрів (швидкості та тиску) осісиметричного газового потоку в каналі конкретного розгінного пристрою під час активної стадії руху експериментального снаряда;
- визначення параметрів траєкторії руху експериментального снаряда з урахуванням встановленого закону зміни коефіцієнта опору, що дозволило встановити область його застосування та розробити рекомендації з використання.
Об'єктом дослідження є літальний апарат (снаряд), що являє собою тіло обертання з увігнутою оживальною головною частиною та циліндричною ведучою частиною, що рухається у повітряному середовищі при швидкостях польоту М=0,7...3…3,0 і стабілізується за рахунок обертання навколо своєї поздовжньої осі.
Предметом дослідження є аеродинамічні властивості літального апарата, які визначають його вигляд у класі снарядів з увігнутою оживальною формою головної частини, що обертаються навколо своєї поздовжньої осі і призначені для спорядження боєприпасів з обмеженою дистанцією стрільби та гарантують зниження значення кінетичної енергії вже в межах початкового відрізку траєкторії польоту.
Методи дослідження. Чисельне моделювання процесу зовнішнього обтікання стисненим в'язким потоком поверхні снаряда проводилося за допомогою методу кінцевих об'ємів. Експериментальні дослідження характеру зміни коефіцієнта сили лобового опору снаряда проводилося за допомогою прямого динамічного методу дослідження аеродинамічних параметрів тіл обертання в умовах аеробалістичної траси. Теоретичні дослідження динамічних характеристик снаряда проводилися на базі основного методу розрахунку масово-габаритних параметрів снарядів. Крім того, на активному відрізку руху снаряда використалися спрощений метод вирішення основної задачі газової динаміки професора Н.Ф. Дроздова і різницевий метод чисельного інтегрування при визначенні параметрів траєкторії руху снаряда в атмосфері. Аеродинамічні дослідження проводилися в надзвуковій аеродинамічній трубі.
Наукова новизна отриманих результатів полягає у тому, що вперше запропонована технологія розробки некерованого неопереного літального апарата з максимальною щільністю компоновки (снаряда), який обертається навколо своєї повздовжньої осі. Вона базується на загальних аеродинамічних підходах та уявленнях і до її складу входять:
- чисельне моделювання різноманітних режимів просторового обтікання снаряда довільної форми з урахуванням оберту та процесії, тобто факторів вільного польоту літального апарата, з метою визначення коефіцієнтів опору;
- методи та засоби верифікації результатів чисельного аеродинамічного експерименту в умовах аеробалістичної траси;
- основану на перерахованих вище пунктах методику визначення емпіричних залежностей, які призначені для проектування літальних апаратів малого розміру (снарядів) спеціальної та загальної форми.
Вказана технологія дозволяє, на відміну від існуючих аналогів, основаних на використанні балістичних методів з випливаючими з цього обмеженнями на форму снарядів, розробляти малорозмірні аеробалістичні літальні апарати з пасивною траєкторією руху у повітрі з наперед заданими аеродинамічними властивостями при умові значного зменшення вартості та скорочення термінів проведення досліджень, а також підвищення обсягу уявлення про процеси обтікання об'єкта проектування за рахунок часткової, або повної заміни натурних випробувань чисельним аеродинамічним експериментом.
Практичне значення отриманих результатів.
1. Результати експериментальних і розрахункових аеродинамічних досліджень дозволили розробити снаряд, який має необхідні пробивні властивості і зупиняючу дію у межах ефективної дистанції стрільби та зменшену дистанцію гарантованого виводу із ладу цілі.
2. Розроблений метод дозволяє визначити тактико-технічні характеристики снарядів різного калібру з увігнутою оживальною головною частиною, з урахуванням їх призначення та конструктивних особливостей пускового пристрою. Метод реалізований у вигляді загального алгоритму розрахунку динамічних і тактико-технічних характеристик снарядів, призначених для спорядження спеціальних боєприпасів.
3. Розроблено програмне забезпечення для визначення раціональних геометричних параметрів експериментального снаряда і його газодинамічних характеристик, а також параметрів його траєкторії.
4. Запропоновано використання даного снаряду у якості вражаючого елемента для спорядження спеціальних патронів калібру 9Ч18ПМ.
5. Отримані в роботі результати використані в методиці криміналістичного дослідження вогнепальної зброї та боєприпасів до неї.
6. Дані про спеціальний снаряд, отримані за допомогою розробленого методу визначення параметрів траєкторії польоту, включені в НДР по темі “Криміналістичне дослідження тактико-технічних і балістичних характеристик нових патронів до нарізної й гладкоствольної зброї з метою вирішення діагностичних і класифікаційних завдань” лабораторії судових балістичних і вибухотехнічних досліджень Харківського НДІ судових експертиз ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса, а також відображені у спеціалізованому довідковому посібнику “Патрони до стрілецької зброї”, виданому в цьому ж науково-дослідному інституті.
Особистий внесок здобувача. Здобувачем особисто:
- розроблений загальний метод визначення аеродинамічних та динамічних характеристик снаряда з увігнутою оживальною головною частиною, який обертається навколо своєї поздовжньої осі, та параметрів траєкторії його польоту з урахуванням закону зміни коефіцієнта сили лобового опору;
- розроблений метод реалізований у вигляді програмного продукту для комплексного розрахунку характеристик експериментального снаряду;
- розроблена програма і проведена серія натурних випробувань по визначенню залишкової кінетичної енергії снаряда в спеціальних умовах;
- розроблена спеціальна конфігурація вимірювального комплексу аеробалістичної траси, яка адекватна завданню визначення величини коефіцієнта сили лобового опору досліджуваного снаряда.
Апробація результатів дисертації. Основні положення та результати роботи були представлені на щорічних науково-практичних конференціях професорсько-викладацького складу, співробітників і аспірантів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” (1997 - 2000 р.), на науково-технічних семінарах кафедри аерогідродинаміки і кафедри ракетних двигунів Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, а також експертного персоналу ХНДІСЕ ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса (1998 - 2001 р.).
Крім того, матеріали роботи були повідомлені на конференціях “Експертне забезпечення правосуддя на сучасному етапі судово-правової реформи” (м. Сімферополь, Кримське відділення ХНДІСЕ ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса, в 2000 р.), “Проблеми розробки й перспективи розвитку стрілецької зброї в Україні” (м. Київ, Національний технічний університет України “КПІ”, 2001 р.), на міжнародній науково-технічній конференції “Інтегровані комп'ютерні технології в машинобудуванні” (м. Харків, Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, 2004 р.) і на науково-практичній конференції “Проблеми забезпечення внутрішньої безпеки держави” (м. Харків, Військовий інститут внутрішніх військ МВС України, 2005 р.).
Публікації. Результати дослідження за темою дисертації опубліковані у 10 наукових роботах і представлені у 4 тезах конференцій, з них 6 статей (2 статті підготовлені без співавторів) опубліковані у спеціалізованих виданнях, що увійшли в затверджений перелік ВАК України.
Структура і обсяг роботи. Дисертаційна робота викладена на 234 сторінках, що включають 187 сторінок основного тексту, містить 95 рисунків та 42 таблиці, список використаних джерел складається із 164 найменувань.
Дисертаційна робота складається із вступу, п'яти розділів, висновків, додатків, які містять акти впровадження результатів роботи та дані розрахунків характеристик експериментального снаряда.
ЗМІСТ РОБОТИ
У першому розділі проведений аналіз основних теоретичних і експериментальних методів проектування снарядів, у тому числі й для боєприпасів до стрілецької зброї. Показані перспективність і перевага сучасних аеродинамічних методів проектування снарядів і дослідження їх аеробалістичних характеристик над традиційними методами. Розглянуто публікації, які належать до зазначених напрямків проектування снарядів. Крім того, висвітлені необхідні для аеродинамічного проектування положення про тактико-технічні характеристики та дані про практичне застосування спеціального снаряда, який має обмежену дистанцію гарантованого виводу з ладу цілі. З урахуванням проведеного аналізу існуючих методів проектування встановлено, що для вирішення задачі створення нового виду снаряда необхідний заснований на аеродинамічному підході метод, який дозволяє врахувати особливості обтікання його поверхні та визначити з більшою точністю його аеродинамічні характеристики, що впливають на дальність польоту. У зв'язку із цим були розглянуті основні методи дослідження аеродинамічних і балістичних характеристик снарядів і встановлено, що для одержання достовірної інформації про величину коефіцієнта опору найбільш простим і ефективним методом дослідження є прямий динамічний метод. Він дозволяє відтворити реальні умови польоту снаряда в повітряному просторі і не вимагає складного й дорогого вимірювального обладнання.
У другому розділі обґрунтований вибір раціональної форми спеціального снаряда, що найбільшою мірою відповідає поставленим до нього заданим вимогам. Снаряд являє собою тіло обертання з увігнутою оживальною головною частиною, циліндричною ведучою частиною, плоскою хвостовою частиною із внутрішньою порожниною. Розроблено методи визначення тактико-технічних характеристик експериментального снаряда для спеціальних боєприпасів, що мають обмежену дистанцію гарантованого виводу з ладу цілі (біологічного об'єкта). В основу методу розрахунку динамічних і геометричних параметрів снаряда покладений основний метод визначення тактико-технічних характеристик звичайних снарядів з урахуванням особливостей проектування боєприпасів для стрілецької зброї та форми головної частини. Особливе значення для цього має рівняння твірної головної частини снаряда, що має вигляд:
,(1)
де: r0 - початкове значення ординати передньої кромки головної частини, мм;
Rож. - радіус кривизни, мм;
lг.ч. - довжина головної частини, мм.
Отримане рівняння дозволяє визначити положення центра мас і центра тиску снаряда, його масу, запас статичної стійкості в польоті, полярний і екваторіальний моменти інерції та їхнє відношення. На основі розробленого алгоритму визначення цих параметрів снаряда була розроблена програма "Razmer", що дозволяє за заданими критеріями відбору (масі, запасу статичної стійкості, відношенню моментів інерції) і початкових геометричних даних одержати раціональні розміри снаряда. Зовнішній вигляд зразків експериментальних снарядів для спеціального пістолетного патрона калібру 918ПМ представлені на рис. 1. Отримані дані були використані при розрахунках початкової швидкості снаряда в стволі конкретного зразка пускового пристрою та його гіроскопічної стійкості в польоті.
Для вирішення основної газодинамічної задачі в період активної фази руху снаряда був використаний спрощений аналітичний метод професора Н. Ф. Дроздова, на основі якого була розроблена програма "IntBallistic". З її допомогою був зроблений розрахунок параметрів руху снаряда в стволі пістолета ПМ при стрільбі спеціальними боєприпасами, спорядженими експериментальними снарядами, і встановлено розрахункове значення початкової швидкості снаряда. На основі алгоритму розрахунку гіроскопічної стійкості снаряда була розроблена програма "GiroUst", що сприяла визначенню параметрів його гіроскопічної стійкості. Крім того, з її допомогою було встановлено, що конструктивні характеристики каналу ствола пістолета ПМ здатні забезпечити експериментальному снаряду в польоті необхідну гіроскопічну стійкість.
Аналіз отриманих у розділі результатів показав доцільність використання легкого снаряда з увігнутою оживальною головною частиною у якості елемента спорядження боєприпасів, які мають обмежену дистанцію гарантованого виводу з ладу цілі. Крім визначення динамічних характеристик експериментального снаряда було проведено чисельне моделювання газодинамічних процесів обтікання стисненим в'язким потоком повітря його поверхні та дослідження впливу окремих його конструктивних елементів, а також умов польоту на аеродинамічні характеристики, зокрема на коефіцієнт сили лобового опору. Течія описується осередненій по Рейнольдсу системою рівнянь Нав'є-Стокса у сполученні із моделлю турбулентної в'язкості, для замикання якої використовується найбільш поширений метод на основі гіпотези Бусінеска, у відповідності з яким встановлюється лінійна залежність між рейнольдсовими напруженнями та швидкістю деформації. У якості коефіцієнту пропорціональності використовується турбулентна в'язкість. В свою чергу, коефіцієнт турбулентної в'язкості також визначається найбільш поширеною диференціальною двохпараметричною k-е моделлю турбулентності. При виведенні рівнянь k-е моделі турбулентності опущені члени, які суттєві поблизу поверхонь, що задовільно компенсується відповідним набором емпіричних констант при розрахунку простих безградієнтних течій. Консервативна форма запису системи рівнянь моделі просторової течії у декартових координатах складається із рівнянь законів збереження маси, імпульсу (у проекціях на осі) та енергії (в цілому і за окремими видами). Для подання рівнянь моделі течії у термінах методу особливостей використовується тензорна форма запису:
, (2)
де: ;
;
;
.
- питома енергія турбулентних пульсацій;
- питома енергія розсіювання;
- джерело енергії турбулентних пульсацій;
- інтенсивність розсіювання енергії турбулентних пульсацій;
- тензор напруження Рейнольдса у наближенні Бусінеска.
Умови однозначності рішення системи (2) складаються з крайових умов, термічних та калорійних рівнянь стану. Задача вирішується методом встановлення початково незбуреної течії у контрольному об'ємі з невіддзеркалюючими зовнішніми та твердими внутрішніми границями. Вигляд контрольного об'єму з об'єктом дослідження представлений на рис. 2.
Для вирішення системи рівнянь моделі використовується метод кінцевих об'ємів. В цьому методі точні рішення та координати точок всередині дискретних об'ємів (обчислювальних осередків) апроксимуються аналітичними функціями. Різницеві рівняння та штучна в'язкість одержуються не на основі варіаційного, чи проекційного принципу, а безпосередньо із диференційних рівнянь газової динаміки.
У результаті чисельного моделювання було встановлено, що при надзвукових швидкостях польоту біля головної частини експериментального снаряда утвориться зона підвищеного тиску, розмір якої перевищує діаметр міделя снаряда. Скачки ущільнення мають л-образну форму, що добре збігається з відомими даними про характер обтікання увігнутих поверхонь. Наявність порожнини в донній частини снаряда привела до утворення зони зниженого тиску за снарядом і росту значення донного опору. Завдяки цьому, а також порівняно невеликій масі при досить великому калібрі, з ростом початкової швидкості руху відбувається різке збільшення величини сили лобового опору, що позначається на дальності польоту снаряда. Крім того, за допомогою чисельного моделювання були отримані дані про характер обтікання поверхні снаряда при його обертовому русі відносно поздовжньої осі та досліджено вплив величини кутової швидкості обертання на значення коефіцієнта сили лобового опору.
Приклади результатів чисельного моделювання обтікання снаряда при різних умовах польоту показані на рис. 3, 4, 5, 6.
Третій розділ присвячений одержанню емпіричної залежності коефіцієнта опору снаряда від швидкості польоту. Для цього проводилися експериментальні стрільби на спеціально обладнаній аеробалістичній трасі в умовах стрілецького тиру лабораторії судових балістичних і вибухотехнічних досліджень Харківського науково-дослідного інституту судових експертиз ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса. Для визначення швидкості польоту снаряда на різних відстанях від дульного зрізу зброї застосовувалася вимірювальна система, до складу якої входили цифровий вимірювальний прилад марки СФ-209 і два спеціальних блокуючих пристрої, а також цифровий прилад для виміру початкової швидкості польоту снарядів “Chrony” моделі М1. Зовнішній вигляд вимірювальної системи представлений на рис. 7.
За допомогою даного устаткування була визначена швидкість польоту експериментального снаряда по всій довжині траси (35 м) через кожні 5 м. Дослідження впливу форми головної частини снаряда і швидкості його польоту проводилося в діапазоні чисел М=1,1...3,0.
Для досягнення таких швидкостей були розроблені спеціальні боєприпаси калібру 9 мм. Вони були створені на базі патронів 9Ч18ПM, 5,45Ч39 і 7,62Ч54R (див. рис. 8).
Значення коефіцієнта опору визначалося по формулі
(3)
де: - маса снаряда, кг;
F - площа міделя, м2;
С - щільність повітря, кг/м3;
L - відстань між вимірювальними системами, м;
V1(V2) - швидкість снаряда у точках 1 (2) траєкторії, м/с.
У ході експериментів були отримані початкові швидкості польоту снарядів від V0=486,511 м/с до V0=1017,177 м/с. Це дозволило по формулі (3) розрахувати значення коефіцієнта лобового опору, що відповідають зазначеному діапазону швидкостей. Шляхом апроксимації отриманих результатів була отримана емпірична залежність коефіцієнта опору від швидкості польоту (див. рис. 9):
(4)
Крім того, за результатами експериментальної стрільби були також визначені балістичні характеристики снаряда з увігнутою оживальною головною частиною. Згідно з отриманими даними значення балістичного коефіцієнта експериментального снаряда становить С=24,4100,453 м2/кг, а його коефіцієнт форми дорівнює i=0,7320,022. Після обробки результатів досліджень було встановлено, що найбільше середньоквадратичне відхилення середнього значення коефіцієнта опору становить =0,0656, а погрішність визначення коефіцієнта опору досягає 16%.
Отримані в даному розділі значення балістичного коефіцієнта експериментального снаряда та емпірична залежність для визначення коефіцієнта опору дозволяють розрахувати параметри траєкторії. Це сприяє визначенню дійсної відстані стрільби, дистанції, на якій снаряд здатний нанести проникаюче поранення біологічному об'єкту, а також безпечної відстані.
У четвертому розділі проведені аналіз і порівняння результатів чисельного моделювання процесу обтікання поверхні снаряда та експериментальних даних. Крім того, у надзвуковій аеродинамічній трубі (див. рис. 10, 11) були отримані дані про характер обтікання поверхні снаряда при швидкостях до М=1,5 і куті атаки =0. Відповідні шлірен-фотографії показані на рис. 12, 13.
Крім якісних картин обтікання поверхні снаряда на різних режимах польоту, у процесі чисельного моделювання були отримані і кількісні показники, що характеризують інтенсивність зміни коефіцієнта сили лобового опору в умовах поступального та обертового руху снаряда. Розрахунки проводилися у діапазоні швидкостей М=1,28...2,28. Такі швидкості польоту снаряда можливо забезпечити за допомогою існуючих зразків пускових пристроїв без їхньої доробки.
Порівняльний аналіз проводився за значеннями швидкостей, які були визначені експериментально та за допомогою чисельного моделювання без обліку обертання снаряда навколо своєї поздовжньої осі і при куті атаки =0, а також з урахуванням обертального руху снаряда при кутовій швидкості обертання щ=1600...1800 об/с (з урахуванням кроку нарізів ствола).
Отримані дані про характер зміни коефіцієнта опори представлені в табл. 1.
Таблиця 1.
Значення коефіцієнтів опору, отримані експериментальним Схексп. і розрахунковими Сх розр. і Сх розр.оберт. методами
|
М |
1,4100 |
1,7693 |
2,1261 |
|
|
Схексп. |
0,5107 |
0,5500 |
0,5329 |
|
|
Схрозр. |
0,4000 |
0,3918 |
0,3839 |
|
|
Схрозр.оберт. |
0,5016 |
0,5513 |
0,5268 |
|
|
розр. % |
21,68 |
28,76 |
27,96 |
|
|
розр.оберт. % |
1,78 |
0,24 |
1,14 |
З аналізу рис. 13 виходить, що завдяки обліку обертання снаряда навколо своєї поздовжньої осі в робочому діапазоні швидкостей дані, які отримані за допомогою чисельного моделювання, задовільно збігаються з експериментальними. При цьому коефіцієнт кореляції порівнюваних величин близький до одиниці і становить r=0,974+0,003, що цілком припустимо для практичних цілей і свідчить про адекватність прийнятої розрахункової моделі і методу проектування експериментального снаряда з увігнутою оживальною головною частиною.
У п'ятому розділі показані область застосування експериментального снаряда та отриманих результатів дослідження. Представлено результати експериментів по дослідженню пробивних здатностей і вражаючих властивостей експериментальних снарядів калібру 9 мм при стрільбі із пістолета ПМ, а також описана взаємодія головної частини експериментального снаряда з поверхнею перешкод при рикошеті. Експериментальні стрільби продемонстрували, що даний тип снаряда має низькі пробивні здатності внаслідок різкого зниження швидкості, невеликої маси і специфічної форми головної частини, що сприяє збільшенню опору матеріалу перешкоди в міру просування в ній снаряда. Дослідження ушкоджень різних матеріалів (склопластику, металів, скла та інших) свідчить про передачу снарядом значної частини своєї кінетичної енергії об'єкту, що характеризується великими зонами руйнувань і деформацій ушкоджених ділянок. Вивчення вражаючих властивостей експериментального снаряда проводилося на імітаторах паренхіматозних органів біологічного об'єкта та пластиліновому блоці. В ході експериментів було встановлено, що на близькій дистанції стрільби снаряд має достатні вражаючі властивості для нанесення біологічному об'єкту важких поранень, здатних привести до летального результату. Особливе значення мають дані про поведінку експериментального снаряду при рикошеті. У порівнянні зі звичайними снарядами, які мають оживальну або параболічну головну частину, снаряд з увігнутою головною частиною має менше значення граничного кута зустрічі з поверхнею перешкоди, значення якого не перевершує 20, тоді як у звичайних вражаючих елементів цей параметр дорівнює 30°. Крім того, снаряд не сегментується і завдяки отриманому в момент зіткнення додатковому обертовому руху щодо своєї екваторіальної осі швидше губить швидкість, що сприяє зниженню вражаючих властивостей і зменшенню дальності польоту після рикошету.
Аналіз отриманих даних про пробивні та вражаючі властивості, а також про поводження снаряда після рикошету свідчать про те, що подібний снаряд доцільно використати для спорядження спеціальних боєприпасів, які мають обмежену дистанцію гарантованого виводу з ладу цілі (біологічного об'єкта).
Отримані експериментальний і розрахункові дані про характер зміни коефіцієнта опору дозволили розробити метод визначення параметрів траєкторії спеціального снаряда. Для опису руху експериментального снаряда була використана система диференціальних рівнянь при незалежному аргументі х - дистанція стрільби. Дана система рівнянь має вигляд:
(5)
де:
- швидкість польоту снаряда, м/с;
- час польоту снаряда, с;
- маса снаряда, кг;
- прискорення вільного падіння, м/с2;
- кут нахилу дотичної до траєкторії, рад.;
- координати центра мас снаряда, м;
- віртуальна температура при нормальних умовах, град. К;
- віртуальна температура, що відповідає реальним умовам, град. К.
Для вирішення цієї системи диференціальних рівнянь був використаний різницевий метод чисельного інтегрування.
На основі розробленого алгоритму рішення основної задачі зовнішньої балістики була розроблена програма "ExtBallistic", що дозволяє визначити параметри траєкторії снаряда з увігнутою оживальною головною частиною при різних початкових умовах стрільби. Результати розрахунків представлені на рис. 15.
Аналіз даних про зміну швидкості польоту експериментального снаряда показує, що найбільше доцільно для визначення параметрів траєкторії використати алгоритм, розроблений на основі закону зміни коефіцієнта опору, тому що на кінцевому відрізку траєкторії погрішність визначення цих параметрів нижча, ніж у випадку застосування для таких цілей усередненого значення балістичного коефіцієнта.
На початковому відрізку траєкторії ця відмінність незначна. Розроблений у цьому розділі метод визначення параметрів траєкторії сприяв знаходженню значень ефективної дистанції стрільби, а також відстані, на якій експериментальний снаряд ще здатний нанести проникаюче поранення біологічному об'єкту. Крім того, він дозволяє встановити максимальну дистанцію стрільби та безпечну відстань.
ВИСНОВКИ
Відповідно до поставленої мети, а також сформульованими і вирішеними задачами в дисертації отримані наступні результати.
1. Розроблено метод визначення тактико-технічних характеристик нового типу снаряда, в основу якого покладені аеродинамічні принципи визначення і дослідження аеробалістичних характеристик. Це дозволило відмовитися від трудомістких та кошторисних класичних методів, що застосовуються для подібних цілей і не використовують сучасних досягнень в області чисельного аеродинамічного експерименту. Крім визначення значень аеродинамічних характеристик снаряда метод дозволяє визначити його динамічні характеристики і розрахувати параметри траєкторії руху снарядів, а також їх кінетичну й питому кінетичну енергію на різних відстанях від пускового пристрою. Положення методики реалізовані у вигляді програмних продуктів, що дозволяють проводити комплексні випереджальні дослідження об'єкта проектування в аналоговій формі, що імітує фізичний експеримент.
2. За допомогою методів чисельного моделювання отримані якісні та кількісні картини обтікання поверхні експериментального снаряда при різних початкових умовах польоту, досліджений вплив його окремих конструктивних особливостей, а також обертання на аеродинамічні характеристики. Достовірність результатів розрахунку підтверджена задовільною узгодженістю з результатами натурних експериментів в умовах аеробалістичної траси і надзвукової аеродинамічної труби. Крім того, застосування чисельного моделювання газодинамічних процесів сприяло зниженню вартості НДР за рахунок зменшення обсягу натурних експериментів.
3. На основі проведеного аналізу форм снарядів обґрунтована і обрана раціональна аеродинамічна схема спеціального снаряда, що найбільшою мірою задовольняє вимогам по зниженню впливу сили лобового опору при надзвукових швидкостях польоту і збереженню достатнього значення кінетичної енергії в межах заданої відстані польоту. Експериментальний снаряд являє собою тіло обертання з увігнутою головною частиною, циліндричною ведучою частиною і внутрішньою порожниною.
4. За допомогою прямого динамічного методу визначення аеродинамічних характеристик в умовах аеробалістичної траси експериментально досліджений характер зміни коефіцієнта сили лобового снаряда. Отримано емпіричний закон зміни коефіцієнта опору в залежності від швидкості польоту.
5. Розроблено новий метод визначення параметрів траєкторії експериментального снаряда, що заснований на отриманому законі зміни коефіцієнта сили лобового опору.
6. Розробки за темою дисертації доведено до практичної реалізації, як у формі програмних продуктів, так і у вигляді результатів чисельних досліджень, проведених на його базі. Теоретично і експериментально встановлена придатність використання експериментального снаряда у якості вражаючого елемента для спеціальних боєприпасів калібру 9Ч18ПМ, призначених для стрільби із пістолета ПМ і ряду інших моделей зброї аналогічного калібру.
7. Результати досліджень впроваджені в лабораторії судових балістичних і вибухотехнічних досліджень Харківського НДІ судових експертиз ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса, а також використовуються у виробництві на Луганському патронному заводі та в навчальному процесі Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського "ХАИ".
8. Результати дисертації можуть бути рекомендовані для впровадження в ряді КБ і НДІ, що займаються проектуванням снарядів для боєприпасів до стрілецької зброї, а також в експертно-криміналістичних установах Міністерства внутрішніх справ і Міністерства юстиції України.
ПУБЛІКАЦІЇ ПО ТЕМІ ДИСЕРТАЦІЇ
1. Коломийцев А.В., Ларьков С.Н. Исследование характеристик снарядов с вогнутой оживальной головной частью аэродинамическими методами // Авиационно-космическая техника и технология. Сб. науч. трудов Национального ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. 6/14. - Харьков: ХАИ, 2004. - С. 49 - 55.
2. Kоломийцев А.В. Определение параметров траектории движения пули калибра 9 мм с вогнутой оживальной головной частью с учётом изменения её коэффициента силы лобового сопротивления // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. трудов Гос. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. 19(2). - Харьков: ХАИ, 2000. - С. 48-52.
3. Коломийцев А.В., Никитюк В.Г., Собакарь И.С. Вывод эмпирической формулы изменения коэффициента силы лобового сопротивления пули калибра 9 мм с вогнутой оживальной головной частью при сверхзвуковых скоростях полёта // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. трудов Гос. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. 18(1). - Харьков: ХАИ , 2000. - С. 38 - 44.
4. Коломийцев А.В., Максименко В.А., Никитюк В.Г., Собакарь И.С. Исследование баллистических характеристик атипичных пуль типа THV калибра 9 мм // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. трудов Гос. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. 15. - Харьков: ХАИ, 1999. - С. 88 - 103.
5. Коломийцев А.В., Никитюк В.Г. Определение коэффициента формы и баллистического коэффициента пули типа WC патронов .32 S&W Long и B-1 // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. трудов Гос. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. 14. - Харьков: ХАИ, 1999. - С. 60 - 71.
6. Коломийцев А.В. Вывод по результатам стрельбы эмпирической формулы изменения скорости полёта пули в зависимости от расстояния без использования баллистического коэффициента // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов. Сб. науч. трудов Гос. ун-та им. Н.Е. Жуковского "ХАИ". Вып. 13.- Харьков: ХАИ, 1998.- С. 75- 78.
АНОТАЦІЯ
Коломійцев О.В. Метод розрахункового та експериментального визначення вигляду снаряда спеціального призначення із заданими аеродинамічними властивостями. - Рукопис.
Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.07.01 - аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів. Національний аерокосмічний університет ім. М. Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут", Харків, 2005.
Робота присвячена розробці методу визначення вигляду літального апарату із максимальною щільністю компоновки та заданими аеродинамічними властивостями і обмеженнями - снаряда спеціального призначення. Із цією метою була визначена його раціональна форма у вигляді тіла обертання, що складається з увігнутої оживальної головної частини та циліндричної ведучої частини із внутрішньою порожниною. Проведено чисельне моделювання газодинамічних процесів обтікання поверхні експериментального снаряда в широкому діапазоні швидкостей з обліком його поступального та обертового руху, вивчений вплив окремих конструктивних елементів снаряда на величину коефіцієнта сили лобового опору. На основі отриманих експериментальних даних установлений закон зміни коефіцієнта опору. Крім того, робота містить теоретичні та практичні результати, до яких належать метод визначення динамічних характеристик снаряду з обліком конструктивних особливостей патронів та зброї, методи визначення параметрів траєкторії польоту за допомогою коефіцієнта сили лобового опору та балістичного коефіцієнта, експериментальні дослідження характеру зміни коефіцієнта сили опору снаряда, його вражаючих властивостей і пробивних здібностей та поведінки після рикошету.
Результати роботи впроваджені у навчальному процесі Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, у виробництві на Луганському патронному заводі, а також у експертній практиці лабораторії судових балістичних та вибуховотехнічних досліджень ХНДІСЕ ім. Засл. професора М.С. Бокаріуса.
Ключові слова: літальний апарат, снаряд, увігнута оживальна головна частина, коефіцієнт сили лобового опору.
Коломийцев А.В. Метод расчётного и экспериментального определения облика снаряда специального назначения с заданными аэродинамическими свойствами. - Рукопись.
Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук по специальности 05.07.01 - аэродинамика и газодинамика летательных аппаратов. Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского "Харьковский авиационный институт", Харьков, 2005.
Работа посвящена разработке метода определения облика летательного аппарата с максимальной плотностью компоновки с заданными аэродинамическими свойствами и ограничениями - снаряда специального назначения. С этой целью, с учётом имеющихся тактико-технических требований, была определена его рациональная форма в виде тела вращения, состоящего из вогнутой оживальной головной части и цилиндрической ведущей части с внутренней полостью. Проведено численное моделирование газодинамических процессов обтекания поверхности экспериментального снаряда в широком диапазоне скоростей при его поступательном и вращательном движении, изучено влияние отдельных конструктивных элементов снаряда на величину коэффициента силы лобового сопротивления. Для описания газодинамических процессов обтекания поверхности экспериментального снаряда применялась осреднённая по Рейнольдсу система уравнений Навье-Стокса совместно с k-е моделью турбулентной вязкости. Консервативная форма записи системы уравнений состоит из уравнений законов сохранения массы, импульса (в проекциях на оси) и энергии (в целом и по отдельным видам). Для решения системы уравнений используется метод конечных объёмов. На основе полученных экспериментальных данных установлен закон изменения коэффициента сопротивления. Кроме того, в работе предложены удобные в практическом применении количественные зависимости для определения тактико-технических характеристик специальных снарядов данного вида и назначения. Помимо этого установлена область применения экспериментального снаряда и разработаны рекомендации по его использованию. Проведение указанных мероприятий позволило разработать снаряд, который обладает необходимым пробивным и останавливающим действием в пределах эффективной дистанции стрельбы и уменьшенной дистанцией гарантированного вывода из строя цели, по сравнению с другими видами снарядов, а также метод определения его аэродинамических и тактико-технических характеристик. Кроме того, применение более прогрессивных методов исследования газодинамических процессов позволило получить данные о характере изменения аэродинамических характеристик снаряда такой формы, повысить точность определения параметров траектории его полёта и отказаться от громоздких методов и таблиц вспомогательных функций законов сопротивления воздуха традиционных методов, ранее применявшихся для этих целей. Предложено использовать экспериментальный снаряд в качестве поражающего элемента для снаряжения специальных патронов калибра 918ПМ.
Полученные в работе результаты использованы в учебном процессе Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского "ХАИ", в производстве на Луганском патронном заводе, а также в экспертной практике лаборатории судебных баллистических и взрывотехнических исследований ХНИИСЭ им. Засл. профессора Н.С. Бокариуса.
Ключевые слова: летательный аппарат, снаряд, вогнутая оживальная головная часть, коэффициент силы лобового сопротивления.
Kolomiytsev A.V. The Method of accounting and experimental shape determination of the special purpose projectile with given aerodynamic properties. - Manuscript.
Thesis for obtaining Candidate of Technical Sciences degree in speciality 05.07.01 - aerodynamics and gas dynamics of aircraft. National Aerospace University named after N.E. Zhykovsky “Kharkov Aviation Institute”, Kharkov, 2005. The thesis is dedicated to development of the method of the shape determination of the special purpose projectile with given aerodynamic characteristic and restrictions. For this purpose, was determined its rational form in the manner of bodies rotation, consisting of concave ogival nose and cylindrical leading part with internal cavity, and organized numerical modeling gas dynamics processes to flow around surfaces of the experimental projectile in broad range of the velocities with account its onward and rotating motion, studied influence separate constructive element projectile on value of the change air drag coefficient. It contains theoretical and practical results including methods of optimum geometrical projectiles parameters definition, taking into account the design features of the ammunition and weapon already in use, and also the characteristics connected with the definition of static projectiles stability; internal ballistic calculations of a barrel at the moment of shooting using experimental projectile; the definition of gyroscopic projectiles stability parameters; the definition of flight trajectory parameters with the help of ballistic coefficient and deduced law of the change of a projectile air drag coefficient. It also includes experimental researches of the characteristic changes of a projectile air drag coefficient, striking properties, penetration abilities and projectile behavior at the moment of ricochet.
The results of the thesis have been introduced in training process by the National Aerospace University named after N.E. Zhykovsky “Kharkov Aviation Institute”, by the Lugansk cartridge works and by the laboratory in KhSRJE named after N.S. Bokarius which carries out judicial ballistic and explosive researches.
Key words: aircraft, concave ogival nose cone, air drag coefficient.
Размещено на Allbest.ru
Подобные документы
Літературний огляд властивостей та технології отримання монокристалів германія. Властивості монокристалів, їх кристалографічна структура, фізико-хімічні, електрофізичні та оптичні властивості. Технологічні умови вирощування германію, його застосування.
курсовая работа [2,0 M], добавлен 03.05.2015Визначення і характеристика складових основ ремонту електричних машин побутового призначення, як комплексу робота по ліквідації несправностей метою якого є відновлення їх працездатності. Конструктивне, технологічне вдосконалення і теорія старіння машин.
реферат [69,1 K], добавлен 14.10.2010Разработка технологического процесса изготовления привинтной головки кумулятивного снаряда. Описание и конструкторский анализ детали, выбор заготовки и технологических баз. Обработка головок из штампованных и литых заготовок, назначение режимов резания.
курсовая работа [272,3 K], добавлен 04.09.2010Разработка технологического процесса механической обработки детали: корпуса 130-миллиметрового бетонобойного снаряда в условиях серийного производства с разработкой схемы наладки на токарную операцию. Изготовление детали и выбор станочных операций.
курсовая работа [174,5 K], добавлен 04.09.2010Розробка спеціального верстатного пристосування для свердлувальної операції, яке дало б змогу встановити деталь (маховик) за короткий час та з високою точністю. Базування деталі при обробці. Розрахунок сил затиску, деталі на міцність, силового приводу.
контрольная работа [659,0 K], добавлен 30.05.2013Розробка ескізу з описом зовнішнього вигляду моделі та вибір матеріалів. Характеристика модельної конструкції виробу, проектування специфікації складальних одиниць. Визначення технологічних припусків до деталей. Розробка відомості керівних документів.
курсовая работа [653,1 K], добавлен 08.10.2014Опис об'єкта контролю і його службове призначення. Вимоги геометричної точності деталі і якості поверхні, фізико-хімічних властивостей матеріалу деталі і її елементів. Групування елементів об'єктів контролю. Розробка спеціального засобу контролю.
курсовая работа [541,1 K], добавлен 16.12.2010Характеристика, хімічний склад та механічні властивості матеріалу деталі "Фланець". Технологічний процес обробки пристрою. Розгляд призначення та принципу дії верстатного пристосування для свердління отворів. Розрахунок сили затискання та міцності різі.
курсовая работа [305,7 K], добавлен 04.07.2010Аналіз технологічної оснастки, що використовується в технологічному процесі виготовлення деталі. Обґрунтування доцільності використання спеціального пристрою для однієї з операцій технологічного процесу. Проектування та розрахунки спеціального пристрою.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 07.07.2010Аналіз роботи редуктора, обґрунтування видів і призначення посадок. Призначення посадок з зазором. Розрахунок і вибір нерухомої, перехідної посадки. Проектування калібрів для контролю гладких циліндричних виробів. Визначення виконавчих розмірів калібрів.
курсовая работа [262,0 K], добавлен 17.05.2011
