Расчетное обоснование выбора парашютной системы

Тип работы:
Дипломная
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка к дипломной работе содержит 56 страниц текста, 24 рисунка, 4 таблицы. Список используемых источников включает 14 наименований.

Объект исследования: парашютные системы для обеспечения заданных характеристик приводнения гидроакустического буя (ГБ), математические модели для описания поведения системы «буй — парашют» при внешних воздействиях, характерных для заданных режимов движения на воздушном участке траектории, при приводнении и проникании буя под поверхность воды.

Цель работы: разработка моделей, алгоритмов и расчетное обоснование выбора парашютной системы из условия обеспечения допустимых перегрузок при раскрытии парашюта после отделения от авиационного носителя и приводнении буя.

Метод исследования: математическое моделирование при использовании персональных компьютеров.

парашютный гидроакустический приводнение буй

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

ПС — парашютная система

АО — авиационный объект

КП — контрольная поверхность

ГБ — гидроакустический буй

МКС — многокупольная система

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

1. Предварительное определение основных параметров парашютной системы

1.1 Определение скорости приводнения

1.1.1 Основные сведения из теории удара при приводнении

1.1.2 Алгоритм решения задачи

1.1.3 Анализ полученных результатов

1.2 Основные параметры парашюта

1.2.1 Коэффициент сопротивления парашюта

1.2.2 Определение площади парашюта

1.2.3 Влияние параметров парашюта на коэффициент его сопротивления

1.2.4 Определение аэродинамической нагрузки

1.2.5 Расчет перегрузки

1.2.6 Расчет стропной системы парашюта

1.2.7 Заглубление аппарата при приводнении

2. Внешняя баллистика

2.1 Начальные условия. Параметры атмосферы

2.2 Алгоритм решения задачи движения объекта на воздушном участке траектории

2.3 Возникающие перегрузки при раскрытии парашюта

2.4 Траектория системы «груз-парашют»

3. Конструкция ПС

3.1 Описание выбранной конструкции

3.1.1 Конструкция купола парашюта

3.1.2 Камера

3.1.3 Звено вытяжное

3.1.4 Кольцо шнуровое

3.1.5 Схема действия парашютной системы для гидроакустического буя

3.2 Материалы

3.2.1 Хранение и устойчивость к внешним воздействующим факторам

3.2.2 Влияние повышенной температурной среды

3.2.3 Влияние пониженной температурной среды

3.2.4 Влияние повышенной влажности воздуха

3.2.5 Показатели оценки технологичности

Заключение

Список использованных источников

Введение

В настоящее время парашюты и парашютные системы широко применяются для различных целей: для спасения лётчиков при аварии самолета, спуска на землю людей, подопытных животных и исследовательской аппаратуры с самолётов, ракет и космических кораблей, для торможения самолета при посадке на взлётно-посадочную полосу ограниченного размера, десантирования различных грузов.

С парашютом можно спускать грузы весом и менее 1 кг и в несколько тонн; при этом парашюты можно вводить в действие на скоростях от 5 до 1000 м/сек. Такой широкий диапазон веса грузов и скоростей вызывает необходимость разрабатывать различные конструкции и способы введения в действие парашютов и парашютных системы. При этом должна быть обеспечена необходимая прочность парашютов, воспринимающих при раскрывании значительные нагрузки и подвергающихся в отдельных случаях воздействию высоких температур торможения. Возможность десантирования из самолётов разных грузов определяется в первую очередь разрешающей способностью самолёта. Если самолёт способен поднять и транспортировать груз, а также сбросить этот груз в полёте, то создание парашютной системы для десантирования такого груза не является большой проблемой. Обычно трудности возникают при необходимости обеспечить грузу малую скорость приземления, скорость груза в момент введения парашютной системы в действие, допустимых перегрузок торможения.

Объект исследования: парашютные системы для обеспечения заданных характеристик приводнения гидроакустического буя (ГБ), математические модели для описания поведения системы «буй — парашют» при внешних воздействиях, характерных для заданных режимов движения на воздушном участке траектории, при приводнении и проникании буя под поверхность воды.

Цель работы: разработка моделей, алгоритмов и расчетное обоснование выбора парашютной системы из условия обеспечения допустимых перегрузок при раскрытии парашюта после отделения от авиационного носителя и приводнении буя.

Схема действия такой системы представлена на рисунке 1.

Рисунок 1 — Схема действия парашютной системы

Действие парашютной системы (ПС) может быть разбито на следующие этапы:

1 этап — свободное падение буя с момента его отделения от носителя до введения парашюта в действие. В авиационных системах обычно используется принудительное введение парашюта в действие с помощью вытяжного звена, один конец которого закреплен на носителе, а другой прикреплен к уздечке парашюта буя, находящегося в специальной камере. На первом этапе скорость буя изменяется от скорости носителя Vнос до скорости V1 в момент введения парашюта в действие. Это изменение скорости происходит за счет сопротивления воздуха, действующего на буй, по законам свободного падения тела в воздухе. Продолжительность первого этапа при использовании авиационных буев обычно незначительна и не превышает 1 — 2 с. Иногда этот этап искусственно увеличивают для ускорения процесса постановки или с целью уменьшения скорости движения буя в момент введения парашютной системы в действие. Тогда введение парашюта в действие производится при помощи специального прибора, например, комбинированного авиационного прибора КАП-3.

2 этап — вытягивание из парашютной камеры купола и строп на всю длину. Начинается наполнение купола парашюта воздухом. Скорость системы в момент начала наполнения купола обозначим Vо. Продолжительность 2 этапа зависит от длины купола и строп, скорости буя к концу 1 этапа, высоты и др. Надо отметить, что изменение скорости буя происходит, в основном, за счет сопротивления самого буя (вес системы при этом уменьшается на величину веса парашюта).

3 этап — наполнение купола парашюта воздухом. Скорость снижения системы в процессе наполнения купола быстро изменяется, достигая к концу этапа значения VH — скорости в момент полного наполнения купола. При этом в системе действует максимальная нагрузка. Время наполнения купола воздухом зависит от Vо, конструкции и свойств купола парашюта, в том числе, воздухопроницаемости ткани и др. Процесс наполнения парашюта является резко неустановившемся и трудно поддающимся математическому описанию. В настоящей работе, где проводятся предварительные исследования, этот процесс описывался приближенно, а основной целью такого описания являлась оценка значений коэффициента перегрузок, испытываемых системой «груз-парашют» в момент наполнения парашюта.

4 этап — снижение буя с наполненным куполом. Скорость системы изменяется с VH до Vсн. Установившаяся скорость вертикального снижения из-за увеличения плотности воздуха постепенно уменьшается и перед приводнением достигает величины Vпр.

Выбор параметров парашютной системы определяется тактико-техническими требованиями, основные из которых приведены в таблице 1.

Основные тактико-технические требования Таблица 1

№ п/п

Тактико-технические требования

Значение параметра

1

Массогабаритные параметры буя

-длина, мм

800

-диаметр, мм

440

-масса, кг

30

2

Авиационные носители-постановщики

самолеты типа ТУ-142 МЗ, ИЛ-38, вертолеты типа КА-27 ПЛ

3

Высота сбрасывания изделия, м:

-минимальная

400

-максимальная

800

4

Скорость носителя в момент сбрасывания, км/час

200−750

5

Угол приводнения, град

не менее от вертикали

6

Допустимая перегрузка при приводнении, единицы g

100

7

Допустимое переуглубление, м

не более 3

Из условия не превышения допустимых перегрузок определялась максимальная скорость изделия при приводнении. Зная потребное значение скорости и массу изделия, можно определить площадь купола парашюта и другие его параметры.

Классификация парашютов.

По назначению:

* грузовые (однокупольные и многокупольные);

* тормозные;

* вспомогательные (вытяжные, стабилизирующие, поддерживающие);

* пристрелочные;

* людские.

Грузовые парашюты — применяются для десантирования крупногабаритных тяжелых грузов, как правило, в военных и спасательных целях. Грузы (например, боеприпасы и продукты в ящиках, боевые машины десанта с экипажем) закрепляются на грузовой платформе, к которой крепят одно или многокупольную парашютную систему. В однокупольной системе используются один большой по площади купол, в многокупольной (МКС) — несколько (от 2 до 12) небольших. Выброску производят с транспортных самолетов, например Ил-76, через открывающуюся в воздухе рампу. Вытаскивания грузовой платформы из самолета производится с помощью вытяжного парашюта, вводимого воздушным потоком. Грузовые парашютные системы для смягчения приземления используют пороховые тормозные системы ускорители, включаемые непосредственно перед касанием земли и производящие дополнительное торможение. Примеры:

Система МКС-5−128М (рис. 2) предназначена для десантирования грузов массой до 8500 кг из самолётов Ан-12Б, Ан-22 и Ил76. Высота десантирования 8000 м. Скорость снижения с грузом до 8500 кг-до 7,0 м/с. МКС-5−128М состоит из вытяжной парашютной системы ВПС-12 130, вытяжным куполом и крестообразным поддерживающим куполом, блока стабилизирующего парашюта с круглым куполом площадью 30, пяти блоков основных парашютов, звеньев парашютных камер, скоб для соединения звеньев. Стабилизирующий парашют обеспечивает стабильное снижение системы до раскрытия основных куполов.

Рисунок 2 — Парашютная система МКС-5−128М

Однокупольная бесплатформенная парашютно-реактивная система ПРСМ-915 (рис. 3) предназначена для десантирования грузов массой 7400 кг. Высота десантирования 500−1500 м. Скорость снижения с грузом 16−23 м/с. В системе используются один 540 метровый купол и реактивная система мягкой посадки.

Рисунок 3 — Парашютно-реактивная система ПРСМ-915

Спускаемые аппараты космических кораблей также используют грузовые парашюты, созданные специально для них. Сегодня возвращение экипажа и оборудования таким способом является более дешевым вариантом по сравнению с многоразовыми кораблями.

Тормозные парашюты — используются для быстрого торможения при больших начальных скоростях, когда другие способы торможения малоэффективны. Такие парашюты (рис. 4) применяются на реактивных самолётах, некоторых специальных автомобилях, устанавливающих рекорды скорости. Без применения тормозных парашютов на указанных аппаратах приходилось бы строить слишком длинные посадочные полосы. Особенности тормозных парашютов: небольшая площадь, обычно крестообразная форма.

Рисунок 4 — Тормозной парашют

Вспомогательные парашюты — называют парашюты (рис. 5), обеспечивающие работу других куполов. Вытяжные парашюты служат для раскрытия основных (или запасных) парашютов. Они бываю жесткие (с пружинным каркасом) и мягкие (без него). Стабилизирующие парашюты также являются вытяжными, но предварительно выполняют дополнительную функцию — стабилизацию падения парашютиста (груза). Поддерживающие парашюты, применяемые на некоторых системах (например, ПЛП-60), нужны для предотвращения неправильного процесса раскрытия.

Рисунок 5 — Вспомогательный парашют

Пристрелочные парашюты — используются для пристрелки, то есть для определения точки выброски парашютистов. Пристрелочный парашют должен обеспечивать скорость снижения под куполом такую же, как в среднем у парашютистов, то есть 5 м/c. Так как расчет точки выброски ведется для нейтрального купола, пристрелочный парашют должен быть нейтральным.

Людские парашюты — это все парашютные системы (рис. 6), предназначенные для прыжков людей. Таких систем существует больше всего, и их надо классифицировать отдельно.

Рисунок 6 — Людские парашюты

1. Предварительное определение основных параметров парашютной системы

Под параметрами парашютной системы в первую очередь будем понимать площадь купола, длину строп. Здесь рассматриваются только грузовые парашюты формы «крест». Значения этих параметров существенным образом зависит от скорости установившегося движения (4-ый этап, см. введение), которая является и скоростью приводнения.

С другой стороны, от скорости приводнения зависит значение перегрузки, испытываемое изделием при ударе о воду. Следовательно, допустимую скорость приводнения мы будем находить из условия не превышения значений допустимых перегрузок.

1.1 Определение скорости приводнения

1.1.1 Основные сведения из теории удара при приводнении

Явление приводнения будем рассматривать при условии, что вода несжимаема, а приводняющийся объект — абсолютно твердое тело.

Проникание авиационного объекта (АО) через спокойную или взволнованную поверхность воды сопровождается рядом физических явлений и характеризуется множеством параметров. Наиболее существенными характеристиками процесса проникания являются:

— участие в них трёх компонентов: твердого тела, жидкости и воздуха,

— нестационарное движение твердого тела и среды;

— быстротечность процесса и изменчивость его характеристик;

— механические нагрузки на элементы конструкции.

При исследовании такого движения теоретическая гидромеханика пользуется моделями невязкой (идеальной) и вязкой (реальной) жидкости. Соответственно этому сила взаимодействия твердого тела и жидкости рассматривается как бы состоящей из двух частей: силы сопротивления идеальной жидкости (инерционное сопротивление) и силы сопротивления реальной жидкости (вязкое сопротивление). Рассмотрим систему, состоящую из твердого тела (Т), жидкости (Ж) и воздуха (В). В состав системы входят частицы, находящиеся внутри замкнутого объема, ограниченного контрольной поверхностью (КП), расположенной на таком удалении от точки приводнения, что обмен частиц через эту поверхность отсутствует (рис. 7).

Система неизменного (постоянного) состава предполагает отсутствие взаимодействия с внешней средой через контрольную поверхность. Для такой системы вектор количества движения определится как сумма:

Q = Qт + Qж + Qв.

Обычно количество движения воздуха в сравнении с другими составляющими мало и поэтому его, как правило, не учитывают. В этом случае последнее выражение принимает вид:

Q = Qт + Qж.

Будем предполагать, что процесс соударения тела с поверхностью воды кратковременен, причем такой, что тело не успевает за этот промежуток времени заметно изменить свое угловое положение. Поэтому уравнение изменения момента количества движения рассматривать не будем.

Рисунок 7 — Система неизменного состава

Известно, что скорость изменения вектора количества движения тела равна вектору приложенных к нему сил, поэтому запишем:

(1. 1)

где R — вектор внешних сил. Обычно при рассмотрении ударных воздействий пренебрегают силой тяжести, поэтому вектор R представляет собой гидродинамическое воздействие вязкой жидкости на тело.

Вектор количества движения представим в виде:

Q = (m +)V,

где m — диагональная матрица, элементами которой является масса тела;

— матрица присоединенных масс жидкости;

V — вектор скорости движения тела.

Подставляя это выражение в (1. 1), получим:

(1. 2)

Выражение, стоящее в правой части (1. 2), представляет реакцию жидкости на погружающееся в нее тело (силу удара), причем первые два слагаемых характеризуют инерционное воздействие (реакция идеальной жидкости), а вектор R является реакцией реальной (вязкой) жидкости.

Таким образом, для нахождения силы удара нам необходимо знать изменение во времени скорости движения, присоединенные массы и скорость их изменения, а также гидродинамическое воздействие вязкой жидкости.

В общем случае тело может приводняться под различными углами к поверхности воды. Причем поверхность воды не обязательно горизонтальна, приводнение возможно на взволнованную поверхность. Рассмотрим частный случай приводнения, изображенный на рисунке 8.

Будем предполагать, что за время продолжительности процесса приводнения поверхность воды не изменит своей конфигурации. Выберем начало координат в точке касания телом поверхности жидкости. Ось направим по касательной к волновому склону, а ось n — нормально к нему (рис. 8). Кроме того, будем использовать систему координат связанную с телом, ось х которой направлена по продольной оси тела.

На (рис. 8) обозначены:

— угол приводнения (угол между продольной осью тела и волновым склоном);

— угол встречи (угол между вектором скорости и волновым склоном);

— угол атаки;

— угол между нормалью к поверхности воды и продольной осью тела.

Рисунок 8 — Приводнение тела на взволнованную поверхность

В соответствии с (1. 2) для нахождения характеристик удара о воду необходимо знать присоединенные массы погруженной части тела, а также скорости изменения присоединенных масс. В настоящее время нет расчетных зависимостей, позволяющих определить присоединенные массы тела любой формы. Имеются только аналитические выражения для вычисления присоединенных масс трехосного эллипсоида. В силу этого погруженную часть тела принято заменять половиной трехосного эллипсоида, причем одну полуось (ось ln) направим нормально к поверхности воды, а ее размер будем полагать равным глубине погружения головной части тела в данный момент времени. Вторую полуось (ось l) направим по касательной к поверхности воды, а ее размер будем определять как отношение текущего радиуса погруженной головной части к синусу угла встречи (l=r/sin). Третья полуось эллипсоида (lb) направлена по бинормали к первым двум и ее значение равно текущему радиусу погруженной головной части тела (lb=r). По мере погружения тела размеры осей будут изменяться.

В случае движения в воде трехосного эллипсоида с полуосями а, b, с присоединенные массы выражаются через его объем эллипсоида (4/З)раbс:

л11=(4/3)рс abc A/(2-A);

л22=(4/3)рс abc B/(2-B);

л33=(4/3)рс abc C/(2-C),

где коэффициенты А, В, С определяются геометрическими параметрами эллипсоида.

1.1.2 Алгоритм решения задачи

Задача вычисления ударных воздействий при приводнении буя в общем случае чрезвычайно сложна и в настоящее время не может быть решена без введения определенных допущений. Основными такими допущениями являются:

— движение буя рассматривается только в вертикальной плоскости.

— обычно скорость приводнения буя велика, поэтому при ударе о воду образуется каверна.

В силу этого будем полагать, что погружается тело с головной частью, имеющей профиль каверны. Погруженную часть будем представлять в виде половины трехосного эллипсоида, причем одна из его осей равна глубине погружения головной части, вторая ось найдется как R ()/sin, где R — текущий радиус погруженной части каверны, который зависит от числа кавитации, а — угол приводнения. Присоединенные массы погруженной части будем находить как половины присоединенных масс трехосного эллипсоида.

В общем виде алгоритм вычисления силы удара и перегрузок состоит из следующих шагов:

Шаг 1. Ввод исходных данных:

— массы буя, длины и диаметра корпуса, длины головной части, диаметра плоского среза головной части;

— скорости и угла приводнения буя, значения коэффициента лобового сопротивления.

Шаг 2. Для начальных условий вычисляем:

— число кавитации;

— возможные размеры каверны — диаметр и длину продольной полуоси;

— для принятого шага интегрирования и начальных условий входа в воду определяем форму и размеры погруженной части каверны;

— находим значения присоединенных масс погруженной части.

Шаг 3. Вычисляем значения проекций ударного воздействия Rx на продольную и Ry на нормальную оси аппарата и соответствующие им перегрузки nx, ny.

Шаг 4. Одним из численных методов для выбранного шага интегрирования решаем систему уравнений:

где V — скорость; - угол наклона траектории; nx, ny — перегрузки; S — пройденный путь; X, Y — координаты траектории и вычисляем текущее значение времени t = t + dt.

Шаг 5. Если время меньше наперед заданного или пройденный путь меньше длины головной части, то следует идти к шагу 2, иначе остановить счет.

На основе этого алгоритма составлена вычислительная программа, которая позволяет определить действующие перегрузки исходя из условий приводнения.

1.1.3 Анализ полученных результатов

На предварительном этапе допустимая скорость приводнения определялась при следующих допущениях:

— изделие приводняется нормально к водной поверхности

— головная часть изделия представляет собой усеченный конус, причем радиус меньшего основания равен 0,1 м., а радиус большего основания равен радиусу корпуса изделия — 0,22 м.

Результаты проведенных расчетов представлены на рисунке 9, из которого следует, что в случае удовлетворения требуемым ограничениям по перегрузкам n = 100g скорость приводнения должна находиться в диапазоне 22 м/с.

Рисунок 9 — Зависимость действующих перегрузок от скорости приводнения буя

1.2 Основные параметры парашюта

1.2.1 Коэффициент сопротивления парашюта

Формула для вычисления величины коэффициента сопротивления парашюта имеет вид:

(1. 3)

Здесь:

cw0 — коэффициент воздухопроницаемости ткани, из которой сделан купол парашюта;

k1 — коэффициент, характеризующий гидравлические потери;

— коэффициент, учитывающий увеличение скорости обтекания парашюта воздухом в районе его миделевого сечения;

— функция, характеризующая конструктивные особенности парашюта;

kn = F0/Fn — коэффициент конструктивной воздухопроницаемости;

F0 — площадь полюсного отверстия;

Fn — площадь парашюта;

— коэффициент сжатия струи;

— коэффициент гидравлических потерь;

— функция, зависящая от длины строп;

L — длина стропы, отнесенная к радиусу купола парашюта в раскрое;

— функция, зависящая от конструктивной проницаемости парашюта.

Для парашютов типа плоский круг принимают:

(1. 4)

Коэффициент воздухопроницаемости ткани Cw0 зависит от многих факторов. Основными из них являются толщина нити и стиль ткани. В таблице 2 представлены значения этого коэффициента для некоторых тканей.

Таблица 2 Коэффициенты воздухопроницаемости некоторых парашютных тканей

№ ткани

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

Cw0

81. 35

76,7

158,7

220

334,3

606

1353,6

83,5

43,2

77,08

Для предварительной оценки значения коэффициента сопротивления парашюта были выбраны:

— ткань № 3, Cw0 = 158. 7;

— коэффициент искусственной воздухопроницаемости Кп = 0. 2;

— безразмерная длина стропы L = 3;

— газодинамические параметры (1. 4).

В этом случае коэффициент аэродинамического сопротивления парашюта Cп = 0,55

1.2.2 Определение площади парашюта

Площадь парашюта, обеспечивающего заданные скорость и угол отклонения гидроакустического буя от вертикали в момент приводнения определились из условия режима установившегося движения гидроакустического буя в диапазоне высот (для самолёта) и не менее (для вертолёта) со скоростью

При установившемся движении (рис. 10) сумма сил сопротивления парашюта и груза равна сумме их весов и:

где плотность атмосферы,;

скорость приводнения,;

коэффициент сопротивления парашюта;

площадь парашюта,;

Расчет проводился при следующих исходных данных:

;;.

.

Рисунок 10 — Схема сил при вертикальном снижении системы (груз-парашют)

1.2.3 Влияние параметров парашюта на коэффициент его сопротивления

Коэффициент сопротивления парашюта вычисляется при помощи формулы (1. 3) и зависит от многих коэффициентов и параметров. Основными из них являются коэффициент воздухопроницаемости ткани, из которой изготовляется купол парашюта и относительная длина строп (отношение длины стропы к радиусу купола в раскрое). Коэффициент искусственной воздухопроницаемости также влияет на сопротивление парашюта, но его главное назначение обеспечить устойчивость движения парашюта. Здесь значение этого коэффициента принималось равным 0.2.

Как видно из таблицы 2. парашютные ткани имеют довольно большой диапазон значений коэффициента воздухопроницаемости и, в связи с этим, встает вопрос о выборе артикула ткани. В связи с этим были проведены исследования влияния коэффициента воздухопроницаемости ткани на коэффициент сопротивления парашюта. Одновременно с этим исследовалось и влияние относительной длины строп. Результаты этих исследований приведены на рисунке 11

Рисунок 11 — Влияние воздухопроницаемости ткани и относительной длины строп на коэффициент сопротивления парашюта

Как видно из рисунка, воздухопроницаемость слабо влияет на коэффициент сопротивления парашюта. Большее влияние оказывает относительная длина строп, которая в свою очередь влияет на форму купола наполненного парашюта.

Все дальнейшие расчеты проводились для парашюта с относительной длиной строп L = 3, для которого в широком диапазоне воздухопроницаемости ткани коэффициент сопротивления парашюта остается примерно одинаков и равен Cp= 0,55.

1.2.4 Определение аэродинамической нагрузки

Для выбора методики аэродинамической нагрузки в момент ввода парашюта в действие и проверки не превышения заданной в задании перегрузки определена величина безразмерного критерия — числа Ньютона:

,

где плотность атмосферы,, площадь парашюта,; масса груза, кг.;; ;

.

Таким образом, ПС для гидроакустического буя относится к тормозному классу.

Аэродинамическая нагрузка на парашют рассчитывается по формуле:

,

где коэффициент динамичности;

максимальная скорость введения ПС в действие, м/c.

Аэродинамическая нагрузка является максимальной нагрузкой, действующей на парашют.

1.2.5 Расчет перегрузки

Расчет перегрузки рассчитывается по формуле:

где перегрузка;

максимальная нагрузка, H.

при

Таким образом, применение в составе гидроакустического буя парашюта площадью обеспечивает не превышение перегрузки 100 единиц, заданной в техническом задании, в том числе на самом жестком режиме ввода в действие

1.2.6 Расчет стропной системы парашюта

Несущая способность системы строп определяется по формуле:

где несущая способность системы строп, H;

коэффициент, учитывающий не одновременность работы строп и

уменьшение их прочности от воздействия различных эксплуатационных факторов;

количество строп;

прочность ленты строп, H;

угол между стропами и осью симметрии купола.

Расчетная нагрузка на парашют определяется по формуле;

где коэффициент безопасности, устанавливаемый из условия обеспечения надежности по прочности ПС; для надежности 0,99 при

максимальная эксплуатационная нагрузка.

Коэффициент запаса прочности по стропам определяется по формуле;

.

Рассмотрим каркас и стропы парашюта из ленты ЛТКП-13−70. Выберем количество строп парашюта равным 12. Несущая способность системы строп из этой ленты при ,

При этом запас прочности по стропам

При увеличении количества строп до 16 запас прочности составляет (),

Таким образом, стропы, изготовлены из ленты ЛТКП-13−70 в количестве 12 шт. или 16 шт. не обеспечивают необходимый запас прочности. Дальнейшее увеличение количества строп из ленты ЛТКП-13−70 нежелательно в связи с перекрытием входного отверстия купола парашюта и, следовательно, ухудшением его наполняемости.

Рассмотрим каркас и стропы парашюта из ленты ЛТКП-15−185 (следующей по прочности за лентой ЛТКП-13−70). При этом оставим свой выбор стропной системе состоящей из 16 строп, так как в этом случае наилучшим образом конструктивно оформляется входное отверстие, а также обеспечивается прочность купола парашюта в полюсной области ослабленной, полюсным отверстием Несущая способность системы из 16 строп из этой ленты при;

При этом запас прочности по стропам

Запас прочности не является оптимальным, т.к. не находятся в интервале Однако уменьшение количества лент каркаса и строп из ленты ЛТКП-15−185 до 12 нецелесообразно, как уже отмечалось выше, по конструктивным соображениям.

Таким образом, количество лент каркаса и строп парашюта выбрано равным 16 из ленты ЛТКП-15−185.

1.2.7 Заглубление аппарата при приводнении

Заглубление аппарата после приводнения в силу его инерционности определялось путем интегрирования следующих уравнений:

В этих уравнениях:

V — скорость аппарата на подводном участке траектории;

Y — глубина погружения аппарата;

P0 — сила плавучести аппарата;

— сила гидродинамического сопротивления;

d — диаметр корпуса аппарата;

m — масса аппарата.

В качестве начальных условий принималась скорость приводнения.

На рисунке 12 представлены результаты вычислений.

Рисунок 12 — Зависимость заглубление буя после приводнения от скорости его приводнения

Как видно, заглубление незначительно и удовлетворяет требуемым условиям во всем диапазоне скоростей приводнения. Это объясняется тем, что сила плавучести буя и его гидродинамическое сопротивление достаточно велики и быстро гасят начальную скорость приводнения.

2. Внешняя баллистика

В настоящем разделе представлены основные характеристики движения системы груз-парашют на воздушном участке траектории. Основное внимание уделялось вопросам перегрузки при раскрытии парашюта и условиям входа в воду.

2. 1 Начальные условия. Параметры атмосферы

В качестве начальных условий движения буя после отделения от авиационного носителя приняты следующие:

— минимальная высота сбрасывания400 м,

— максимальная высота сбрасывания800 м,

— скорость носителя в момент сбрасывания (56 — 208) м/с, (200 — 750 км/час),

— углы пикирования и кабрирования нулевые.

Движение объекта происходит в воздушной среде, воздействие которой на него выражается через аэродинамические силы и моменты. Для правильной количественной оценки этих факторов надо иметь сведения о состоянии воздушной оболочки Земли.

Важными характеристиками состояния атмосферы являются давление и плотность воздуха, которые в отличие от температуры с ростом высоты монотонно уменьшаются, причем их вертикальный градиент с высотой также уменьшается. Чрезвычайно важное значение также имеют характеристики сжимаемости и вязкости воздуха, скорость звука в воздухе и динамический (или кинематический) коэффициент вязкости, с помощью которых производится количественная оценка аэродинамических сил моментов.

Изменение давления и плотности воздуха с высотой можно описать следующими выражениями:

; (2. 1)

(2. 2)

Здесь — плотность;

p — давление;

T — температура;

R — газовая постоянная;

g — ускорение силы тяжести;

y — высота над уровнем моря.

Индексами «0» обозначены значения этих параметров на уровне моря.

Для стандартизации параметров атмосферы разработаны ГОСТы стандартной атмосферы. Примером такого стандарта является СА-64.

В СА-64 [7] принято центральное поле тяготения шарообразной Земли и в связи с этим значения температуры, давления и скорости звука даны в зависимости как от геометрической у, так и от геопотенциальной у* высоты. Под последней понимают величину, имеющую размерность длины и определяемую выражением

Y* = y Rз/(Rз + y),

где Rз= 6 371 210 м — расчетное значение радиуса Земли.

Ускорение силы тяжести g0 на поверхности Земли в СА-64 принято равным g0 = 9,80 665 м/с2, значение газовой постоянной R0 = 287 Дж/(кг·К). Формула для вычисления температуры Т (у):

Т (y) = 288,15 — 6,51 122 10-3 y при y < 11 000 м.

Обычно значения нормальной плотности воздуха на некоторой высоте у определяются с помощью функции Н (у)=N(y)/0, которую будем называть нормированной нормальной плотностью воздуха.

Принимая во внимание выражение (2. 1), эту функцию можно представить в виде:

. (2. 3)

Следует заметить, что выражение (2. 3) особенно широко используется в баллистике авиационных объектов, поскольку в диапазоне их применения допущения о постоянстве g и R вполне оправданы. В конечном виде формула для определения нормированной нормальной плотности Н (у) представляется следующим образом:

СА-64: H (y) = (1 — 2. 26 10-5y*)4. 247 при у < 11 000 м.

При вычислении в дальнейшем характеристик движения изделия на воздушном участке траектории эти изменения протности с высотой будут учитываться.

2.2 Алгоритм решения задачи движения объекта на воздушном участке траектории

На начальной стадии проектирования, когда многих исходных данных еще не имеется, а требуется знать хотя бы приближенные значения условий приводнения, применяют приближенный метод решения задачи движения системы «груз-парашют».

Метод заключается в том, что систему заменяют материальной точкой, масса которой равна массе груза и парашюта, сила аэродинамического сопротивления равна сумме сопротивлений груза и парашюта. Кроме того, рассматривается движение в вертикальной плоскости при отсутствии ветра.

В этом случае уравнения движения системы принимают вид:

В этих уравнениях:

m — суммарная масса груза и парашюта;

V — скорость движения;

X — сила лобового сопротивления;

— угол наклона траектории;

x, y — координаты траектории.

В выписанных уравнениях следует учитывать переменность плотности воздуха и зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха.

Естественно, уравнения решаются численным методом, причем здесь имеется возможность оценить влияние тормозного парашюта.

Алгоритм решения задачи состоит в следующем:

1) Ввод исходных данных

— параметры груза: масса, площадь миделевого сечения, коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки и нулевом числе Маха;

— условия постановки: высота сбрасывания, скорость сбрасывания, начальный угол наклона траектории;

— параметры парашютной системы: площадь и коэффициент сопротивления тормозного парашюта, высоту раскрытия тормозного парашюта.

2) Решение уравнений движения системы одним из численных методов. На каждом шаге интегрирования определяются характеристики движения (скорость, координаты траектории, угол наклона касательной к траектории к горизонту), а также изменение внешних условий (плотность воздуха), коэффициента сопротивления. Останов программы должен произойти, когда высота достигнет нулевого значения.

Представленный приближенный метод обладает существенной простотой и, в то же время, позволяет получить достаточно точные результаты, на основании которых можно судить о баллистических свойствах исследуемой системы груз-парашют.

2.3 Возникающие перегрузки при раскрытии парашюта

После отделения буя от носителя начинается процесс наполнения парашюта. Этот процесс характеризуется большой динамичностью и сложностью математического описания. Имеется ряд приближенных методов, позволяющих с той или иной точностью описать процесс наполнения. Все они основаны на том, что процесс кратковременен и за время его протекания скорость системы груз-парашют изменяется незначительно.

На данном этапе проектирования нет необходимости исследовать этот процесс. Более важным является определение перегрузок, возникающих при раскрытии парашюта. Эту перегрузку можно найти через отношение действующих на объект сил к его весу. Так, перегрузка вдоль продольной оси найдется из:

,

где Q — сила лобового сопротивления;

m — масса изделия;

— угол наклона траектории.

Обычно коэффициент перегрузки достигает значений несколько десятков (50 — 100). В нашем случае значения перегрузок ограничены и к вопросу их определения следует относиться серьезно.

Разработанная вычислительная программа определения внешнебаллистических характеристик движения позволяет определять коэффициент перегрузки на каждом шаге интегрирования, а также находить его максимальное значение.

Проведенные расчеты показали, что если открывать парашют сразу после отделения изделия от самолета, то возникают недопустимо большие перегрузки. Чтобы избежать этого необходимо каким-то образом в момент раскрытия парашюта снизить скорость объекта. Этого можно добиться двумя путями.

Первый из них состоит в том, что открывать тормозной парашют следует на такой высоте, где скорость изделия заметно уменьшится за счет аэродинамического сопротивления самого изделия. Путем использования специальных жестких стабилизаторов можно изменять аэродинамическое сопротивление в достаточно широком диапазоне.

Второй способ состоит в том, что используется двухступенчатая парашютная система. Основной участок траектории изделие движется с небольшим стабилизирующим парашютом, который обеспечивает устойчивость на траектории и, в тоже время, замедляет скорость движения. Тормозной парашют раскрывается на высоте, где скорость существенно меньше, чем при отделении от самолета. В таблице 3. приведены максимальные значения коэффициентов перегрузки при использовании жестких стабилизаторов и при раскрытии тормозного парашюта на различных высотах. Расчеты проводились для случая постановки изделия с высоты 400 м со скоростью 209 м/с. Площадь тормозного парашюта принималась равной 1,7 м2, а его коэффициент аэродинамического сопротивления Ср = 0,55. Коэффициент лобового сопротивления изделия С0 отнесен к площади миделевого сечения. Из приведенных данных видно, что при открытии парашюта сразу после отделения от самолета система испытывает большие перегрузки, однако если открытие парашюта происходит несколько позже, т. е. когда скорость объекта снизится за счет его аэродинамического сопротивления, то перегрузки существенно снижаются. В то же время значения коэффициента перегрузки заметно зависит от значения коэффициента лобового сопротивления буя. Это хорошо видно из рисунка 13, где в качестве примера приведены кривые изменения скорости движения и коэффициентов перегрузки для изделий с коэффициентами лобового сопротивления С0 = 0,4 и С0 = 0,8.

Таблица 3 Максимальное значение коэффициентов перегрузки при использовании жестких стабилизаторов.

Высота раскрытия тормозного парашюта, м

Коэффициент перегрузки

С0=0. 4

С0=0. 6

С0=0. 7

С0=0. 8

400

128

131. 56

132. 85

134. 1

350

28. 08

18. 68

15. 97

10. 75

300

16. 16

13. 84

9. 37

10. 33

250

14. 27

11. 91

9. 04

10. 33

200

16. 79

9. 12

9. 04

10. 33

150

16. 00

10. 94

9. 04

10. 33

100

12. 37

8. 9

9. 04

10. 33

50

15. 45

8. 96

9. 04

10. 33

В обоих случаях предполагалось, что раскрытие тормозного парашюта происходит на высоте 150 м, а скорость постановщика, летящего на высоте 400 м равна 209 м/с. Так, если С0 = 0,4, то максимальный коэффициент перегрузки возникает при раскрытии тормозного парашюта и достигает значения n = 16. При С0 = 0.8 максимальная перегрузка, равная n = 10. 33 возникает сразу после отделения от самолета. Далее скорость объекта начинает резко снижаться и в момент раскрытия тормозного парашюта, хотя и появляется всплеск перегрузки, но ее значение существенно меньше первоначального.

Рисунок 13 — Изменение скорости движения и коэффициент перегрузки для объектов с отличными коэффициентами лобового сопротивления

Таким образом, выбором значения коэффициента сопротивления изделия и высоты раскрытия парашюта, можно добиться приемлемого значения коэффициента перегрузки при раскрытии парашюта.

При использовании приборов более чувствительным к перегрузкам, необходимо принять специальные меры для их снижения. Здесь предложены три таких способа:

1. Применение жесткого стабилизатора (рис. 14).

2. Применение двухступенчатой парашютной системы (рис. 15). Использование стабилизирующих парашютов.

3. Применение устройства рифления парашюта «слайдер» (рис 16). Устройство рифления — конструктивное приспособление, предназначенное для снижения динамических нагрузок в процессе раскрытия парашюта (соты, газыри, камеры, чехлы, слайдеры, ленты рифления и др.)

Рисунок 14 — Жесткие стабилизаторы

Рисунок 15 — Стабилизирующий парашют

Рисунок 16 — Устройство рифления «Слайдер»

Подобные исследования были проведены и для случая использования двухступенчатой парашютной системы. В таблице 4 представлены максимальные значения коэффициентов перегрузок при использовании стабилизирующих парашютов различной площади.

Таблица 4 Максимальные значения коэффициентов перегрузки при использовании стабилизирующих парашютов

Высота раскрытия тормозного парашюта, м

Коэффициенты перегрузок

Fs=0. 050, м2

Fs =0. 075, м2

Fs =0. 100, м2

Fs =0. 125, м2

400

128. 98

128. 98

128. 98

128. 98

350

15. 83

17. 63

15. 58

13. 87

300

14. 94

10. 28

9. 41

10. 48

250

10. 39

11. 12

9. 41

10. 48

200

9. 70

10. 43

9. 41

10. 48

150

9. 44

10. 22

9. 41

10. 48

100

9. 37

10. 22

9. 41

10. 48

50

11. 57

8. 45

9. 41

10. 48

Начальные условия принимались прежними, а именно скорость постановки 209 м/с, высота сбрасывания 400 м, коэффициент лобового сопротивления буя С0 = 0,4, коэффициент сопротивления стабилизирующего парашюта 0,5.

Анализ этой таблицы показывает, что при помощи стабилизирующих парашютов, площадь купола которых сравнительно невелика Fs = (0,05 — 0,10) м2, можно добиться примерно такого же эффекта, что и при использовании жестких стабилизаторов. Однако, учитывая, что конструктивное исполнение системы со стабилизирующими парашютами значительно проще, этот способ является предпочтительным.

На рисунке 17 представлены в качестве примера кривые изменения скорости движения и коэффициента перегрузок при использовании стабилизирующих парашютов площадью 0. 05 и 0. 10 м2. Их характер такой же, что и на рисунке 13.

Рисунок 17 — Изменения скорости движения и коэффициентов перегрузки для изделия с различными площадями стабилизирующих парашютов

2.4 Траектория системы «груз-парашют»

Особый интерес представляет анализ траектории системы «груз — парашют» а также условий приводнения (скорость и угол входа в воду). На рисунке 18 приведены траектории движения системы при постановке с высоты 400 м со скоростями 56 и 209 м/с и площадью тормозного парашюта 1,7 и 6,5 м2. Здесь предполагалось, что раскрытие тормозного парашюта происходит сразу после отделения от носителя. Из представленных кривых видно, что довольно быстро траектория становится вертикальной и угол входа в воду равен 90?. Известно, что в этом случае при раскрытии парашюта возникают большие перегрузки, поэтому были исследованы траектории системы при других алгоритмах включения в работу тормозного парашюта.

Рисунке 18 — Траектории системы груз-парашют при наполнении парашюта при отделении от носителя

Так в качестве примера на рисунке 19 показаны траектории системы при различных высотах открытия тормозного парашюта. Этот рисунок соответствует случаю постановки буя с высоты 400 м со скоростью 209 м/с. Коэффициент лобового сопротивления буя принимался равным 0. 4, а площадь тормозного парашюта Fп =1,7 м2. Из представленного рисунка видно, что угол приводнения изделия для всех высот открытия парашюта равен 90?, при этом скорость приводнения равна 22 м/с. Только на высотах открытия парашюта менее 150 м угол приводнения будет несколько меньше чем 90?. Так при H = 150 м угол приводнения равен 80,8?., а при Н = 50 м этот угол станет равным 69,3?.

Если коэффициент лобового сопротивления буя будет больше чем 0.4 или будет использоваться стабилизирующий парашют, то характер приводнения сохранится, только условия приводнения будут несколько лучшими.

Рисунок 19 — Траектории системы груз-парашют при наполнении парашюта на различных высотах от поверхности моря

3. Конструкция ПС

3.1 Описание выбранной конструкции

Для обеспечения требования технического задания на ПС предлагается парашют формы «КРЕСТ», имеющий достаточно высокий коэффициент сопротивления, что позволяет спроектировать парашютную систему, близкую к оптимальной по массе. Парашют «КРЕСТ» является наиболее технологичным по сравнению с другими формами парашютов при изготовлении, обеспечивает экономичный раскрой ткани, изготовление его является более технологичным.

3.1.1 Конструкция купола парашюта

Парашют площадью 1,7 (рис. 20) предназначен для обеспечения устойчивого снижения, заданной скорости приводнения изделия и удержание на плаву отделяемого отсека в течении заданного времени.

Парашют состоит из купола (1) крестообразной формы с шестнадцатью лентами радиального каркаса (2), стягивающей ленты (3), 16 строп (4), коуша (5) с накладкой.

В полюсной части купола расположен наполняемый обьем (6) с уздечкой (7) в вершине, предназначенной для крепления вытяжного звена.

Наполняемый объём представляет собой срезанный по сегменту шар, состоящий из восьми склеенных между собой лепестков.

С внутренней стороны вершины шара расположена петля (8) для крепления верхней части клапана (9), который расположен на дне наполняемого объёма и служит для заполнения его воздухом на воздушном участке траектории снижения РГБ.

Основа купола изготовлены из капроновой ткани арт. 56 009П. Стропы, радиальный каркас, стягивающая лента, выполнены из ленты ЛТКП-15−185, накладка коуша — из капронового авизента арт. 56 039П, а наполняемый объем — из прорезиненной ткани арт. 51 092.

Рисунок 20 — 1-купол; 2-радиальный каркас; 3-стягивающая лента; 4-стропы; 5-коуш; 6-уздечка.

3.1.2 Камера

Камера предназначена для укладки в неё парашюта и вытяжного звена.

Камера (рис. 21) имеет форму цилиндра. На основе камеры (1) нашита капроновая лента (2), образующая в верхней части петли с металлическими кольцами (3), предназначенными для стягивания камеры посредством шнурового кольца. Нижние петли (4), соединённые шнуром (5) совместно с нижней частью основы камеры, имеющей складочки, образуют дно, посредством которого осуществляется крепление камеры к парашютному контейнеру. Камера имеет карман (6) для укладки в него вытяжного звена.

Рисунок 21 — 1-основа камеры; 2-лента; 3-кольцо; 4-петля; 5-шнур; 6-карман.

3.1.3 Звено вытяжное

Вытяжное звено (рис. 22), предназначенное для принудительного ввода в действие парашютной системы, изготовлено из капроновой ленты ЛТКП-15−185. На одном конце вытяжного звена образованна петля (1) для присоединения к полюсной части купола, на другом разрывной элемент (2) с тарированной строчкой и кольцом (3) для подсоединения к носителю.

На расстоянии 555 мм от петли, привязываемой к полюсной части на куполе, расположена петля со шпилькой (4), служащей для зачековки шнурового кольца, стягивающего камеру. На другом конце вытяжного звена рядом с разрывным элементом расположена вторая петля (5), предназначена для контровки звена на камере после укладки его в карман камеры.

Общая длина вытяжного звена 3000 мм.

Рисунок 22 — 1-петля; 2-разрывной элемент; 3-кольцо; 4-петля со шпилькой; 5-петля.

3.1.4 Кольцо шнуровое

Шнуровое кольцо предназначено для затягивания камеры после укладки в нее парашюта и вытяжного звена.

Шнуровое кольцо (рис. 23) изготовлено из капронового шнура, сложенного в двое и простроченного зигзагообразной строчкой для образования двух петель (1), необходимых для зачековки камеры.

Рисунок 23 — 1-петля

3.1.5 Схема действия парашютной системы для гидроакустического буя

Парашютная система для ГБ является составной частью изделия ГБ и размещается в парашютном контейнере.

Схема действия приведена на рисунке 24.

Рисунок 24 — 1-вытяжное звено; 2-купол парашюта; 3-камера; 4-изделие ГБ

1. При отделении от носителя ввод в действие ПС осуществляется принудительно с помощью вытяжного звена 1, которое металлическим кольцом крепится на носителе, а другим концом — к уздечке, расположенной в вершине наполняемого объёма на куполе парашюта (2).

2. Вытяжное звено (1) полностью выходит из кармана камеры (3), расчековывает её и, вытянув парашют (2) на полную длину, обрывается по разрывному элементу.

3. После обрыва вытяжного звена ПС с ГБ отделяется от носителя, парашют и наполняемый объём наполняются воздухом.

4. Изделие Г Б снижается на полностью наполненном парашюте до момента приводнения. После чего РГБ находится на плаву в течении заданного времени.

3.2 Материалы

Для изготовления ПС предполагается использовать капроновые материалы (ткани, ленты, шнуры, нитки), а также прорезиненную ткань на капроновой основе. Все материалы недефицитны, отечественного производства, пожаробезопасные, являются сравнительно дешевыми среди применяемых синтетических материалов.

3.2.1 Хранение и устойчивость к внешним воздействующим факторам

Вывод о устойчивости разрабатываемой ПС к внешним воздействиям сделан на основании информационных материалов содержащих экспериментальные данные по влиянию внешних воздействующих факторов на текстильные материалы или на парашютные системы, изготовленные из материалов, аналогичных применяемым в ПС. Основное внимание уделено капроновым текстильным материалам, так как прорезиненная ткань арт. 51 092 с основной из капроновой ткани арт. 56 004 широко применяется при изготовлении авиационных спасательных плотов.

Парашютная система для РГБ сконструирована из капроновых текстильным материалов (тканей арт. 56 009П, арт. 56 039П, лент ЛТКП-15−185, ЛТКП-25−200, шнура ШКП-60 и т. д.), поэтому устойчивость её к заданным техническим заданием внешним воздействующим факторам может быть рассмотрена как устойчивость капроновых текстильным материалов к этим факторам.

3.2.2 Влияние повышенной температурной среды

Капроновые текстильные материалы отличаются сравнительно высокой стойкостью к воздействию температуры. После воздействия на капроновые материалы температуры в течение 10 суток и выдержки в нормальных условиях температуры и влажности воздуха прочностные свойства капроновых материалов практически не изменяется; при воздействии температуры в течении 45 суток и выдержки в нормальных условиях разрывная нагрузка капроновых материалов уменьшается на 9,6%, а разрывное удлинение на 9% /8/.

Таким образом, ПС для РГБ сохраняет работоспособность после повышенной температуры.

3.2.3 Влияние пониженной температурной среды

После воздействия температуры минус в течение 10 суток и выдержки в нормальных условиях температуры и влажности воздуха прочностные показатели капроновых материалов практически не изменяются; после воздействия температуры минус в течение 45 суток и выдержки в нормальных климатических условиях разрывная нагрузка капроновых материалов уменьшается на 7,5−11%, а разрывное удлинение на 4,8%

Таким образом, парашютная система для РГБ сохраняет работоспособность после воздействия пониженной температуры минус.

3.2.4 Влияние повышенной влажности воздуха

После пребывания в условиях повышенной влажности воздуха до 98% при температуре в течение 15 суток при испытании во влажном состоянии разрывная нагрузка капроновых материалов уменьшается на 2−12%, а удлинение имеет тенденцию к увеличению.

Прочностные показатели капроновых материалов после выдержки в течение 20суток при повышенной влажности 98% и температуре и кондиционирование в нормальных климатических условиях практически не изменяются /10/.

Таким образом, парашютная система для ГБ сохраняет работоспособность после воздействия влажности до 98%.

3.2.5 Показатели оценки технологичности

При оценке технологичности составных частей ПС для РГБ руководствовались положениями, установленными государственными стандартами.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой