Помощь в написании студенческих работ
Антистрессовый сервис

Развитие методов экспериментального исследования аэродинамических характеристик возвращаемых космических объектов

Диссертация: Развитие методов экспериментального исследования аэродинамических характеристик возвращаемых космических объектов
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Настоящая работа преследует следующие цели: разработать и реализовать в сверхзвуковых аэродинамических трубах, не оснащенных шестикомпонентными аэродинамическими весами и р-механиз-мом, методику шестикомпонентных измерений аэродинамических характеристик моделей, алгоритм и программу вычисления на ЭВМ коэффициентов аэродинамических сил и моментов, как функций углов атаки и скольжения, а также… Читать ещё >

Развитие методов экспериментального исследования аэродинамических характеристик возвращаемых космических объектов (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Содержание

  • Список обозначений
  • Список сокращений

ГЛАВА 1. Развитие методов измерения суммарных и распределенных характеристик моделей ускорителей аэрокосмических систем

1.1. Описание модели и методика экспериментальных исследований.

Реализация заданного диапазона изменения углов скольжения.

Реализация шестикомпонентной весовой измерительной системы.

Системы координат, используемые при измерении сил и моментов.

1.2. Измерительное оборудование.

1.2.1. Тензометрические весы.

1.2.2. Градуировочное приспособление.:.

1.3. Методика градуировок тензовесов.

1.4. Методика проведения экспериментов и обработки их результатов.

Определение истинных значений углов атаки и скольжения.

1.4.1. Вычисление истинных значений аэродинамических коэффициентов.

1.4.2. Вторичная обработка.

1.5. Метрологическое обоснование достоверности результатов измерений.

Влияние температурного дрейфа.

Погрешности определения аэродинамических характеристик.

1.6. Аэродинамические характеристики модели блока «А» — ускорителя системы «Энергия»

1.7. Особенности дренажной модели и методика экспериментальных исследований.

1.8. Методика обработки экспериментальных данных.

Вторичная обработка результатов серии экспериментов.

Вычисление суммарных аэродинамических характеристик.

1.9. О погрешностях полученных результатов.

1.10. Анализ результатов.&bdquo-.

Основные результаты главы.

Обтекание космического аппарата (КА) воздушным потоком приводит к возникновению аэродинамических проблем, относящихся ко всему КА в целом или к отдельным его частям. Эти проблемы, обсуждаемые в работах [0.1−0.2], могут возникать и на режимах старта и во время полета КА. Если условно начинать рассмотрение аэродинамических проблем с пускового стола и дальше, последовательно рассматривать все режимы и случаи полета КА, то главными из них будут следующие:

1. Наземные ветровые нагрузки.

2. Местные стационарные нагрузки.

3. Бафтинг.

4. Суммарные стационарные нагрузки.

5. Статическая устойчивость.

6. Аэродинамические средства управления КА и шарнирные моменты сопел двигателей.

7. Разделение ступеней КА.

8. Аэродинамические характеристики отработанных ступеней и частей КА, отделяемых в полете.

Ряд названных проблем тесно связан с неаэродинамическими проблемами, такими, как прочность, аэроупругость, аэродинамический нагрев, системы управления и стабилизации КА и пр. Они сопутствуют аэродинамическим проблемам КА и представляют собой отдельные области исследований, в которых воздушный поток, обтекающий КА, может явиться существенным фактором.

В представленной работе предложен комплекс методик исследования КА на последних (седьмом (глава 3) и восьмом (главы 1 и 2)) из перечисленных режимов на примере отработавшей программу и отделившейся первой ступени аэрокосмической системы «Энергия-Буран» (рис. 0.1) и схематических моделей.

Рис. 0.2. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru).

ЩЙ®-* ^ JsPw 'ЭиС' ^ (РИСУН0К предоставлен.

Щ^г http://www.buran.ru).

В двухступенчатой ракете «Энергия» (рис. 0.2), выполненной по «пакетной» схеме (с параллельным расположением ступеней), в качестве первой ступени используются четыре боковых ракетных «блока А» [0.3]. Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (второй ступени) в двух силовых поясах — верхнем и нижнем. Все четыре блока, А имеют в основном одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. Корпус блока имеет цилиндрическую форму с переходом в наклонный конус в носовой части. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 м, диаметр цилиндрической части корпуса — 3,9 м.

На наружной поверхности хвостового отсека расположены твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок, А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения.

Соединение блоков, А в параблок (связка из двух боковых блоков) и с центральным блоком обеспечивается двумя поясами связей, представляющих собой систему тяг, которая воспринимает продольные и поперечные усилия и крутящий момент. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств.

Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количествонаправление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям их струй на элементы конструкции второй ступени.

Двигатели отделения, собраны в две группы:

• в районе хвостового и приборно-агрегатного отсеков;

• на конусе блоков.

Многоразовый «блок А» (рис. 0.3). Проектом предусматривалось многократное применение блоков первой ступени. Анализ возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени привел в конечном счете к варианту спасения индивидуально каждого блока. Торможение, снижение и посадка в зону отчуждения для блоков, А — с помощью парашютной системы с применением двигателей мягкой посадки на амортизационные стойки блока (рис. 0.4).

Рис. 0.3. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru) А.

БЛОК, А основные характеристики.

СТАРТОВАЯ МАССА, m 577, а.

РАБОЧИЙ ЗАПАС ТОПЛИВА. ITI 307,0.

МАССА 8 КОНЦЕ РАБОТЫ.

I СТУПЕНИ, т 65,6.

В ТОМ ЧИСЛЕ.

— СРЕДСТВ ВОЗВРАЩЕНИЯ К7.

МАССА КОНСТРУКЦИИ, т 59,1.

8 ТОМ ЧИСЛЕ.

— СРЕДСТВ ВОЗВРАЩЕНИЯ 15,3.

МАССА ПОСЛЕ ПРИЗЕМЛЕНИЯ, т 58,2.

КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВА, 141.

ЖИДКИИ КИСЛОРОД 221,7.

РГ-1 85,5 двигатель 11Д521 разработки КВЭМ тягд двигдтеля:

— У5ЕМПИ. ГПС 740.

— в пустоте, тс еоб удельный импульс:

— У земли, гсв.5.

336,2.

БЛОК, А ПОСЛЕ ПОСАДКИ.

Рис. 0.4. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru).

Схема возвращения «блоков А» (рис. 0.5). Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система управления и газо-реактивной ориентации. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту. Он входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. С 285-й по 450-ю секунды происходит движение с тормозным парашютом и снижение до высоты ~5 км. Скорость на этом участке уменьшается до 70 м/с. На этой высоте вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30 — 20 м/с. На высоте 3−4 км происходит «перецепка» парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13−19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30−50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются ф двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11−12 мин. после старта ракеты.

При разработке блока, А на стадии дополнения к техническому проекту (1979 г.) было выявлено, что существовавшее на тот период представление о схеме спасения не удовлетворяет требованиям по массовым характеристикам. Схема оказалась сложной в конструктивном отношении, недостаточно надежной и не обеспечивала должного управления блоком после отделения. Поэтому, после дополнительных проработок и обсуждений, было принято решение о проведении исследовательских работ по разработке сверхзвукового парашютного тормозного устройства. Предусматривалось провести также исследование технологических и конструкционных свойств материала СВМ, из % которого намечалось изготавливать парашюты, и летную отработку модели на экспериментальном изделии Т6К.

В конструкции блока А, готовившейся в полет, уже были заложены элементы парашютной системы посадки. Конструкторские надстройки на блоке в районе носовой и хвостовой частей — это два встроенных контейнера для размещения парашютов, средств приземления и системы управления. В первых полетах они были заполнены измерительной аппаратурой.

Работы, проведенные в НПО «Энергия», показали, что проблему повышения термостойкости ткани можно решить нанесением на этот материал композиционного теплозащитного состава на основе водосодержащих микрокапсул.

СХЕМА ВОЗВРАЩЕНИЯ БЛОКА ГА* с" Ю-ВЗхгс/ к" | v"0−160c.

— -х. ттлп*.

ОтЛадоНи" «влрпйлгхоа r-JbLXJif/c 2 i-lSbc.

Cj"sicijt.

Ciiycx яа ropiroav"1760-¦.

TZyt/й мое^ерп v-neov/c «и""о bzesc.

Перааязяк* я меняют tUXCmt/trтстрс8с"м изэд-изс v-ao-zcu/c.

•.-4uo-5i (jo.

Вкэочмгив j декг"" елей ].

I v""ja-ivjt/cri I.

Рис. 0.5. (рисунок предоставлен http://www.buran.ru).

Для исследований парашютных систем при сверхзвуковых скоростях в лаборатории 10 ИТПМ была разработана методика и проведены экспериментальные исследования в Т-313 модели блока, А с конусными парашютами, а также исследовалась возможность испытаний парашютов с теплозащитным покрытием..

На примере блока, А видно, какое большое количество разнообразных надстроек может быть расположено на поверхности. Они представляют собой обтекатели антенн, управляющих и тормозных двигателей, короба проводок и т. п. Геометрические параметры, место расположения и количество надстроек может быть самым разнообразным, поэтому они также могут оказывать самое разнообразное влияние на аэродинамические характеристики ракеты..

Опубликованных работ по исследованию влияния надстроек и местных конструктивных изменений контура на аэродинамические характеристики ракет очень мало. Это, по-видимому, связано с тем, что в каждом конкретном случае для каждой ракеты имеется свой набор надстроек, установленных в определенном месте, и нет возможности использовать результаты исследований одних ракет для других. Поэтому влияние надстроек исследуется для каждого конкретного случая (для каждой ракеты) отдельно, а такие работы, как правило, не имеют общего интереса и публикуются мало [0.4−0.7]..

Надстройки, как правило, располагаются на поверхности ракеты несимметрично, что приводит к возникновению крутящих моментов, компенсировать которые можно используя:.

• стабилизаторы и рули-.

• управляющие двигатели-.

• перекачку топлива-.

• допустимые изменения формы надстроек и накладок на этапе проектирования, обеспечивающие минимизацию крутящих моментов на полетных режимах..

Выбор той или иной схемы компенсации (или их комбинации) зависит от диапазона изменения величин моментов крена на различных участках траектории, но оптимальным, безусловно, является обеспечение практически нулевого момента еще на этапе проектирования. В ИТПМ были разработаны методики и выполнен комплекс испытаний схематизированных моделей с целью исследования возможности оценки вклада отдельных элементов в формирование аэродинамических нагрузок на КА..

Настоящая работа преследует следующие цели: разработать и реализовать в сверхзвуковых аэродинамических трубах, не оснащенных шестикомпонентными аэродинамическими весами и р-механиз-мом, методику шестикомпонентных измерений аэродинамических характеристик моделей, алгоритм и программу вычисления на ЭВМ коэффициентов аэродинамических сил и моментов, как функций углов атаки и скольжения, а также выполнить исследования методической и реальной моделейполучить суммарные и распределенные аэродинамические характеристики модели с малым моментом крена на фоне значительных других компонент нагрузки при числе М">=4 в диапазоне углов атаки cti=±15° и скольжения р1=0-И5° и исследовать влияние надстроек на локальные и суммарные аэродинамические характеристикиразработать метод проведения экспериментальных исследований аэродинамических характеристик системы «ГТ + парашют» и условий балансировки этой системы в аэродинамической трубе ИТПМ Т-313 и исследовать характеристики конусного парашюта за моделью блока Абустера ракеты-носителя «Энергия» — создать пакет программ, позволяющий проводить цифровой спектральный и корреляционный анализ данных экспериментов с тормозным устройством, включая отображение промежуточных результатов на экране монитора, а конечных — и на графопостроительразвить метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик разделяющихся моделей двухступенчатых аэрокосмических систем и выполнить экспериментальное исследование их разделения с использованием набора схематизированных крылатых моделей и одной из вероятных конфигураций исследовательской концепции ELAC-EOS для достижения более глубокого понимания особенностей этих течений и получения данных для тестирования расчетных моделей и методов численного моделирования..

Диссертация состоит из введения, трех глав и заключительной части..

Основные результаты главы.

1. Разработаны технические и программные средства для измерения аэродинамических характеристик моделей с малыми значениями момента крена:.

— внутримодельные шестикомпонентные тензовесы-.

— градуировочный стенд для обеспечения градуировок шестикомпонентных тензовесов на базе ИВК Т-313 и градуировочного стенда «ГРАДУС» —.

— алгоритмы и программы.

— автоматизированной обработки результатов градуировки, обеспечивающие вычисление коэффициентов для формулы весов с учетом линейной зависимости коэффициентов взаимного влияния от перекрестных нагрузок и погрешности определения этих коэффициентов-.

— вычисления аэродинамических коэффициентов в скоростной и связанной с моделью системах координат по результатам одновременного измерения нагрузок тензои механическими весами и взаимным дополнением недостающих компонент-.

— построения векторных диаграмм распределения давления в поперечных сечениях модели с подстраиваемой масштабной сеткой-.

— аналитического описания геометрии блока-.

— расчета суммарных аэродинамических характеристик по измеренному распределению давления и их распределение по длине модели..

2. Выполнена серия метрологических исследований, подтвердившая обоснованность принятой методики и алгоритмов расчета рабочих формул весов и обработки результатов измерений, и показавшая, что созданные тензовесы обеспечивают достоверность и высокую точность измерения аэродинамических характеристик моделей с малым моментом крена (тх"0.01) и имеют разрешающую способность по этой компоненте в 30-Н50 раз выше, чем механические весы типа АВ-313М..

3. В аэродинамической трубе Т-313 получены суммарные и распределенные аэродинамические характеристики модели блока «А» — ускорителя ракеты-носителя «Энергия» при числе Моо=4 в диапазоне углов атаки aj=±150 и скольжения pj=0-H5° и, с использованием разработанного программного обеспечения, исследовано влияние надстроек на локальные и суммарные аэродинамические характеристики..

Показать весь текст

Список литературы

  1. Аэродинамические характеристики тел вращения (оперенных и неоперенных). Обзор ЦАГИ N 321, 1970.
  2. Ericsson L.E. and Reding J.P., Vortex Induced Asymmetric Loads on Slender Vehicles, Lockheed Missiles & Space Co., Sunnyvale, CA, LMSC-D630807, Contract N60921−77C-0234, Jan. 1979.
  3. Ericsson L.E. and Reding J.P., Review of Support Interference in Dynamic Tests, AIAA Journal, Vol. 21, Dec. 1983, pp. 1652−1666.
  4. Cfnning T.N. and Nielsen J.N., Experimental Study of the Influences of Supports on the Aerodynamic Loads on Ogive-Cylinder at High Anfles of Attack, AIAA Paper 81−0007, Jan. 1981.
  5. Klopfer G.H. and Nielsen J.N., Computational Fluid Dynamic Applications to Missile Aerodynamics, Paper presented at AGARD Fluid Dynamic Panel Symposium on Missile Aerodynamics, Tronheim, Norway, AGARD CP 336, Sept. 1982.
  6. М.Д., Васенев Л. Г., Зуенко B.C. Методика проведения, алгоритм и программа обработки шестикомпонентных весовых испытаний с использованием механических и тензометрических весов. Отчет ИТПМ N1149, 1980.
  7. Т.И., Запрягаев В. И., Певзнер А. С. Информационно-измерительная система «КАМАК кейс». Отчет ИТПМ N4/2000, 1999.
  8. Л. В., Пирогов А. И., Шпак С. И. Развитие автоматизированной системы научных исследований ИТПМ. Часть V. Подсистема Т-313. Автоматизированный градуировочный стенд. Отчет ИТПМ N1725, Новосибирск. 1987 г.
  9. Л. В., Пирогов А. И., Шпак С. И. АСНИ ИТПМ, подсистема Т-313. Операционная система для автоматизации аэродинамического эксперимента. Часть 2. Отчет № 1655, ИТПМ, Новосибирск.
  10. М.Д., Вышенков Ю. И., Ольховиков Г. П. и др. Многоканальный измеритель давлений МИД-100. В кн.: Методы и техника аэродинамических исследований (под ред. Харитонов A.M.), ИТАМ СО АН1. СССР, 1978, с. 99−113.
  11. М.С., Малыхин С. М. Система для накопления, анализа и обработки результатов аэродинамического эксперимента (СНАОД). Отчет ИТПМ N1311,1981 г. 1. ГЛАВА 2.
  12. Метод экспериментального исследования аэродинамических характеристик сверхзвуковых парашютов
  13. Условия существования той или иной схемы обтекания компоновки определяются ее геометрическими соотношениями и параметрами потока.
  14. Критическое расстояние /кр0 в (2.3) определено как расстояние от точки торможения переднего тела до миделевого сечения второго тела, a d-i и cfe-диаметры соответственно первого и второго по потоку тела.
  15. В работах 11.1,11.2. по изучению явления перестройки течения, указывается на существование гистерезиса перестройки, вызванного различием механизмов прямой (переход от открытой к закрытой схеме течения) и обратной перестройки.
  16. Для обеспечения требуемых характеристик парашюты выполняются с конструктивной проницаемостью, изменяющей условия расхода газа в течении между ГТ и куполом, что оказывает определенное влияние на перестройку течения 11.1−11.3.
  17. Только при некоторых значениях длины строп и диаметра купола эти границы располагаются таким образом, что при 0<КП<0,2 и 1,0<Моо<3,5 достаточно выражены все четыре области рассмотренных режимов работы парашюта.
  18. Таким образом, при проведении экспериментальных исследований по определению характеристик парашютов при сверхзвуковых скоростях необходимо учитывать различие характеристик, получаемых при различных режимах.
  19. Такой подход к определению характеристик парашютов при сверхзвуковых скоростях позволяет учесть влияние на них режимов работы и систематизировать представления о закономерностях, определяющих поведение характеристик парашютов.
  20. Как уже упоминалось, задачу исследования аэродинамических характеристик (АДХ) парашютных систем (ПС) можно разделить на две самостоятельные задачи:
  21. Изучение устойчивости и коэффициентов сопротивления парашюта в следе за головным телом (ГТ).
  22. Определение аэродинамических характеристик системы «ГТ+парашют» и условий балансировки этой системы.
  23. Данная глава посвящена разработке метода проведения экспериментальных исследований аэродинамических характеристик системы «ГТ + парашют» и условий балансировки этой системы в аэродинамической трубе ИТПМ Т-313.
  24. Принципиальная схема испытательного стенда
  25. Двухстепенной шарнир смонтирован на сферической головке державки 3.
  26. С использованием описанного стенда было выполнено несколько серий методических экспериментов, позволивших отработать его конструкцию и подтвердивших его работоспособность и хорошие метрологические характеристики.
  27. Датчики угла атаки и скольжения однотипны. В качестве примера на рис. 2.7 приведена конструкция датчика угла атаки.
  28. Схема измерителя угла р аналогична, но он расположен в плоскости XOZ. При этом используется тот же излучающий диод, что и для датчика а.
  29. В процессе градуировки углы атаки и скольжения устанавливались в диапазоне а=±-24° с шагом Да=3° и р=+12° с шагом др=2° и измерялись соответствующие им сигналы датчиков.
  30. Результаты градуировок показали, что тензовесы имеют линейную характеристику, а реакции на поперечные силы незначительны и ими можно пренебречь.21.3. Киносъемка парашюта
  31. В процессе отладки методики регистрации поведения парашюта в следеза ГТ при сверхзвуковых скоростях в аэродинамической трубе ИТПМ Т-313 было опробовано два различных способа съёмки наблюдаемой картины:
  32. Прямая съемка через окно камеры давления и рабочей части трубы.
  33. Съемка через окуляр теневого прибора ИАБ-451.
  34. Съемка через теневой прибор (рис. 2.9) дает возможность фиксировать на кинопленке форму купола и прямотеневую картину его обтекания. Однако точка зрения и обзор при этом жестко заданы, что, впрочем, имеет и свои преимущества.
  35. На рис. 2.33, 2.37 и 2.387 приведены типичные кинограммы, полученные в экспериментах.
  36. Методика проведения экспериментов
  37. При работе без к/к синхроимпульс на ШО и сигнал на запуск секундомера и АЦП подается нажатием кнопки «РЕАЛИЗАЦИЯ» на ППУ.1. Рис. 2.10.
  38. Таким образом, файл первичной информации состоит из двух частей:
  39. Показания датчиков, сигналы которых изменяются сравнительно медленно («отсчеты», в том числе взятые программно после каждой «реализации»).
  40. Одна или несколько «реализаций» дискретизированные с заданной частотой показания датчиков силы и/или положения ГТ, оцифрованные АЦП.
  41. Математическое обеспечение обработки результатовэкспериментов23.1. Первичная обработка
  42. Задача вычисления истинных значений углов атаки и скольжения, реализованных в эксперименте, решается в три этапа:1. Рис. 2.12.
  43. Сравнением расстояний между точкой, А и каждым из внутренних узлов градуировочной сетки, подсчитанных по формуле: находится ближайший к точке, А градуировочный узел (i, j) с координатами в плоскости углов «а-р» а-, и ft (точка В).
  44. Следует учесть, что погрешность определения углов существенно зависит от нелинейности градуировочной характеристики в окрестностях аэ и рэ. Эту погрешность можно снизить, используя интерполяцию более высокой степени.
  45. Согласно общепринятой методике Uo = (uoA/0 + Uon/0)/2, где uoA/0 напряжение на выходе тензовесов до начала эксперимента-и0п/о напряжение на выходе тензовесов после окончания эксперимента.
  46. Обезразмеривание силы производится отнесением ее к скоростному напору и характерной площади парашюта.
  47. Значения углов и коэффициентов силы с дополнительной информацией об эксперименте, содержащейся в протоколах, записываются для вторичной обработки и анализа.23.2. Вторичная обработка
  48. Я**И = + т.'X'n]/N, 0
  49. Спектральный анализ всех компонент может выполняться независимо.
  50. Для достижения значительной экономии машинного времени вычисление автокорреляций для первых разностей осуществляется по формуле II.20.:
  51. Ryy (k) * -Rxx (k-1)+2Rxx (k)-Rxx (k+1)
  52. Следует отметить, что, используя цифровые методы анализа, необходимо сверять получаемые результаты с киносъемкой, т.к. только она позволит судить об адекватности выбранной математической модели реальным процессам.
  53. Метрологическая аттестация измерительного комплекса
  54. Методология Калмановской фильтрации, предложенная в работе 11.24. для восстановления входных воздействий также требует знания динамической модели ИС (модели наблюдения в терминах автоматического управления).
  55. Указанное ограничение (отсутствие и сложность определения динамической модели ИС) не позволяет в данный момент воспользоваться методами решения некорректно поставленных обратных задач 11.25. и требует других подходов для достижения поставленной цели.
  56. Предположим, что нестационарную нагрузку, действующую на чувствительный элемент однокомпонентных тензовесов (ТВ) в момент времени tj (входное воздействие) можно представить в следующем виде:
  57. Fz = Fi + F2 + F3 + F4 + F5 (2.6)где Fj- результирующая нагрузка X-
  58. Fi= Fir (a, P) нагрузка, обусловленная аэродинамикой ГТ при a=const, P=const (регулярная, детерминированная составляющая) —
  59. F2=AFrr (a, р) нагрузка, обусловленная нестационарным взаимодействием потока с ГТ, учитывающая изменение местных скоростей потока, вызванные ненулевыми значениями скоростей изменения пространственной ориентации ГТ-
  60. F3= Fry (a, р, .Режим) нагрузка, обусловленная нестационарным взаимодействием потока с ТУ (случайный процесс) —
  61. F4— Fyyp6 аэродинамический шум, обусловленный турбулентностью потока (случайный процесс) —
  62. F5= Fny инерционная составляющая нагрузки, обусловленная собственными колебаниями ПУ, вызванными пульсациями нагрузки и колебаниями, приходящими от корпуса аэродинамической трубы (AT) (случайный процесс).
  63. Нагрузки Ft и F2 определяются аэродинамическими и вращательными производными ГТ, его характерным размером и параметрами потока.
  64. В первом приближении можно пренебречь искажениями местных скоростей потока, вызванными изменением пространственного положения модели и положить F2 «0.
  65. В простейшем случае однокомпонентной ИС и жестко закрепленного ГТ (а=0, р=0) выходной сигнал ТВ будет определяться вынуждающей силой (входным воздействием) на чувствительный элемент ТВ1. Fx (t)=FTy+FTyp6+Fny (2.7)
  66. Здесь Fjy (t) нестационарная аэродинамическая нагрузка, амплитуда, фаза и частота которой определяется поведением полностью раскрытого парашюта в следе ГТ.
  67. В случае многоканальной ИС (а, р, X) основным инструментом при решении поставленной задачи при случайном характере входного воздействия также являются методы корреляционного и спектрального анализа.
  68. Датчик частотомера 8 состоит из пары свето- и фотодиодов, направленных друг на друга и проходящего между ними тонкого венчика на маховике 4 с десятью щелями-прорезями.
  69. О номер отсчета в реализацииа 1.0105 i-0.5−2.01. П°0100 0200t> /оЯ^л il 0 / / ¦ V1. Wjo* vV V/ Vi ~ t, мс
  70. Jjiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiliiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiii-0.7
  71. IMIIMIIIIMIMMIIIIIIIIIIIIIMIIIMIIIIIIIIM
  72. IIIIIIIIIIIIIII1IIIIIIIIIII-1.4−2.115 0100t, мс0.12−0.08o.e 0.6 OA 0.2 0t. Mc Рис. 2.14.
Заполнить форму текущей работой

Сессия? Спокойно!