Расчёт и проектирование замкнутой системы воздушно-динамического рулевого привода летательного

Содержание

Введение

1. Основная часть

1.1 Классификация приводов

1.2 Обоснование выбора типа привода

1.3 Технические требование к рулевому приводу

1.4 Математическое описание функционирования воздушно-динамического привода

1.5 Разработка рулевого привода

1.6 Оценка влияния изменения параметров математической модели ВДРП на его характеристики

1.7 Проектирование управляющего электромагнита

1.8 Технические требования к составным частям автоколебательной системы рулевого привода

2. Конструкторская часть

2.1 Описание конструкции рулевого привода

2.2Описание принципа действия рулевого привода

3. Технологическая часть

3.1 Теоретические сведения

3.2 Определение последовательности сборочного процесса

3.3Построение схемы технологического процесса сборки

4. Экономика

4.1 Введение

4.2 Составление и расчёт сетевого графика

4.3Выводы

5. Охрана труда

5.1 Введение

5.2 Анализ вредных и опасных факторов при расчёте и проектировании замкнутой системы ВДРП

5.3 Меры по недопущению вредных и опасных факторов

5.3.1 Расчёт освещённости

5.3.2 Шум на рабочем месте

5.3.3 Защита от электромагнитного и рентгеновского излучения

5.3.4 Электробезопасность

5.3.5 Пожарная безопасность

5.4 Охрана окружающей среды

5.5 Выводы

Заключение

Список использованной литературы

Введение

В настоящее время к разработке приводов для малогабаритных управляемых ракет (МУР) предъявляются все более жесткие требования по техническим и эксплуатационным характеристикам. Поэтому процесс создания перспективных МУР должен основываться не только на усовершенствовании ранее разработанных конструкций и схем реализации приводов, но и на поиске новых технических решений, отличающихся от традиционных и дающих очередной скачок в развитии данного вида техники. Таким принципиально новым решением оказалось создание и использование так называемых воздушно-динамических рулевых приводов (ВДРП).

Ранее применяемые рулевые привода традиционной конструкции со специальным источником питания обладают следующими недостатками: во-первых, они обеспечивают мощность источников на уровне максимально потребной, что необходимо только лишь на определенном участке полета; во-вторых, при повышении дальности и времени полета масса источника питания увеличивается. Ужесточающиеся массогабаритные характеристики не позволяют реализовать традиционные привода со специальными системами согласования мощности привода с мощностью, расходуемой на управление. Поэтому рациональным решением явился отказ от специального источника питания и использование для перемещения рулевых органов энергии движения ракеты в газовой среде, т.е. использование энергии обтекающего корпус ракеты воздушного потока.

Основой данного технического решения является процесс трансформации энергии двигательной установки, сообщающей ракете кинетическую энергию движения. В результате движения на корпусе ракеты возникает распределенное поле давлений, определяющее силу ее лобового сопротивления в обтекающем ракету потоке воздуха. Располагая устройства забора и сброса воздуха на корпусе в зонах соответственно повышенного или пониженного давления, формируют рабочий поток определенной мощности, при этом в соответствии с законом сохранения энергии возрастает коэффициент лобового сопротивления. Последнее, при использовании воздушно-динамических рулевых приводов требуется увеличение массы пороховой шашки двигательной установки для сохранения неизменными времени полета и величины конечной скорости. Однако анализ соотношения масс показывает, что эффективность данного технического решения по сравнению с рулевыми приводами, имеющими специальный источник питания, тем выше, чем больше максимальная скорость и время управляемого участка полета по сравнению со временем работы двигательной установки. При этом достигается уменьшение массы пассивных элементов конструкции и повышение технологичности за счет исключения трудоемких элементов конструкции: аккумуляторов давления, трубопроводов и т.п. Отличительной особенностью является то, что он функционирует практически все время, пока движется ракета, а использование единого воздушного потока, нагружающего рулевые органы воздушно-динамических рулевых приводов и одновременно являющегося энергоносителем для сохранения неизменности функциональных характеристик по времени полета. Практическая реализация воздушно динамических рулевых приводов с различными типами силовых систем показала их значительное превосходство по функциональным, массогабаритным и техническо-технологическим характеристикам над приводами традиционной конструкции. Поэтому в настоящее время актуальной является проблема оснащения вновь разрабатываемых ракет приводами воздушно-динамического типа, а значит и разработки эффективных методик и алгоритмов их проектирования.

1. ОСНОВНАЯ ЧАСТЬ

Управление летательным аппаратом (ЛА) является важнейшей научной и практической проблемой современного самолето- и ракетостроения.

Для обеспечения полета ЛА по требуемой траектории применяется совокупность различных технических средств, представляющая собой систему управления.

По функциональному назначению входящие в систему управления ЛА устройства можно разбить на три группы:

Внимание, отключите Adblock

Вы посетили наш сайт со включенным блокировщиком рекламы!
Ссылка для скачивания станет доступной сразу после отключения Adblock!

Скачать