Зміст
1. Мета і завдання ККР
2. Призначення, особливості конструкції кулі
3. Оцінка массоінерцеонних характеристик
4.Расчет аеродинамічних характеристик
5. Оцінка початкових умов польоту куль
6. Оцінка купчастості стрільби по детерменированности моделі
Список використаної літератури
1. Мета і завдання ККР
Отримання практичних навичок, потрібних при розробці конструкції куль стрілецької та спортивної зброї, при контролі або прогнозуванні в процесі виробництва та самостійної перевірки виконання поставлених технічним завданням вимог. Основним завданням є визначити аеродинамічні і массоінерціонние характеристики, запропонованої для розробки конструкції кулі і оцінити точність стрільби комплексу "Куля-патрон-зброя" при заданих умовах.
2. Призначення, особливості конструкції кулі
Дано:
L = 24.8мм.; DLG = 17,1 мм.; RO = 70,0 мм.;
RB = 1,18 мм.; DB = 1,2 мм.; DP = 5,55 мм.;
LK = 4,0 мм; ; V = 910 м / с.
Дана куля призначена для ураження живої сили противника і неброньованої техніки зі стрілецької зброї. Складається з двох частин: корпусу і внутрішньої частини.
3. Оцінка массоінерцеонних характеристик
При проектуванні різних машин і механізмів виникають завдання, для вирішення яких необхідно мати точні відомості про розподіл маси в конструюється механічної системі. Для виробів галузі до таких завдань відносяться: прогнозування елементів траєкторій польоту, оцінка стійкості руху на траєкторії, забезпечення необхідної ефективності функціонування та ін
Оцінка массоінерціонних характеристик - маси [m], моментів інерції , Осьової координати центру мас -
. Массоінерціонние характеристики визначаються за існуючими та методиками розрахунку на комп'ютері програми «Маса».
У певному масштабі викреслюють перетин (по осі симетрії) конкретного виробу. Головну прямокутну систему координат AXYZ розташовують у лівого краю вироби, надіславши по осі симетрії головну вісь АХ, а вісь AZ перпендикулярно площині креслення. У вибраному масштабі викреслюють окремо перерізу всіх деталей виробу, зберігши їх положення щодо осей системи координат AXYZ. Всім деталям присвоюється порядковий номер.
Координати і параметри для перших деталі.
Точка 1.
x = 0;
D = 0;
R = 1.18;
Крапка 2.
x = 0.25;
D = 1.2;
R = 70;
Точка 3.
x = 20.8;
D = 5.55;
R = 0;
Точка 4.
x = 20.8;
D = 5.55;
R = 0;
Точка 5.
x = 24.8;
D = 4.92;
R = 0;
Точка 6.
x = 24.8;
D = 3.92;
R = 0;
Точка 7.
x = 20.8;
D = 4.55;
R = 0;
Точка 8.
x = 17.1;
D = 4.55;
R = 69.5;
Точка 9.
x = 1;
D = 1;
R = 0;
Точка 10.
x = 1;
D = 0;
R = 0;
Координати і параметри для другого деталі.
Точка 1.
x = 1;
D = 1;
R = 69,5;
Крапка 2.
x = 17,1;
D = 4,55;
R = 0;
Точка 3.
x = 17,1;
D = 4,55;
R = 0;
Точка 4.
x = 24,8;
D = 3,92;
R = 0;
Після введення вихідних даних одержали значення характеристик корпусу і внутрішньої частини і загальне значення.
Деталь 1
Маса деталі кг.
Координати центру мас щодо базової площини х = 14,55 мм
Момент інерції
,
.
Деталь 2
Маса деталі кг.
Координати центру мас щодо базової площини х = 15,53 мм
Момент інерції
,
.
Виріб.
Маса деталі кг.
Координати центру мас щодо базової площини х = 15,24
Момент інерції
,
.
4. Розрахунок аеродинамічних характеристик
Оцінки аеродинамічних характеристик кулі - аеродинамічних коефіцієнтів кулі, сили лобового опору - Сл, підйомної сили Су, і J.
Синтез літального апарату пов'язаний з аналізом аеродинамічних властивостей, проектованої конструкції.
Високі тактико-технічні дані апарату багато в чому обумовлені вдалим вибором аеродинамічної схеми. Тому при загальному проектуванні виникає необхідність хоча б наближено оцінити аеродинамічні властивості виробу.
При виборі аеродинамічної схеми зазвичай використовують різноманітні методи наближеного аеродинамічного розрахунку, або коригують аеродинамічні дані прототипу.
Розрахунок коефіцієнтів аеродинамічних сил
Аеродинамічні сили, що діють на виріб у польоті, можна представити у вигляді компонентів, орієнтованих паралельно осям швидкостей системи координат.
Аеродинамічні сили на підставі теорії аеродинамічного подоби висловлюють формулами експериментальної аеродинаміки:
(1) - Підйомна сила;
(2) - Сила лобового опору;
(3) - Бічна сила;
Тут - Коефіцієнт підйомної сили;
- Коефіцієнт сили лобового опору;
- Коефіцієнт бічної сили;
- Щільність повітря
- Швидкість польоту
- Характерна площа
Для виробів осесиметричних схем зазвичай приймають , Тому розрахунок аеродинамічних сил зводиться до визначення
і
.
Подовжню (осьову) силу тіла обертання, що має донний зріз, зазвичай представляють у вигляді суми становлять від тиску на бічну поверхню і тиску на донний зріз (донна осьова сила)
, А також осьової сили
, Що залежить від поверхневого тертя. Відповідно до цього повний коефіцієнт осьової сили
Складові осьової сили і їх коефіцієнти можна визначити, якщо відомо розподіл тиску і дотичного напруження по поверхні корпусу.
Розглянемо корпус у вигляді тіла обертання і оцінимо повний коефіцієнт осьової сили використовуючи комбіновані методи розрахунку, згідно з якими і
визначають за результатами експериментів, а
з теоретичних залежностях.
Знайдемо необхідні дані до розрахунку
1) Критерій аеродинамічного подоби
2) Коефіцієнт тиску в точці гальмування потоку (точка О)
3)
4) Допоміжна величина (параметр)
;
5) ;
6) Відносна довжина оживала
;
7) Кут при вершині загостреного оживала
;
8) Кут при вершині притупленного оживала
;
9)
Знайдемо Сх
1. Оцінка хвильового опору корпусу
(*)
(**) ,
де - Коефіцієнти хвильового опору загостреною параболічної головки і сферичного носка.
У разі затуплення у вигляді плоского торця
(***)
Оцінимо складові (**)
1)
2) ,
де - Коефіцієнт тиску у вершині конуса з
;
3) Хвильовий опір ізольованою сферичної частини з кутом h
4) По (**) оцінимо головної частини.
Примітка. Якщо торець плоский, то
Оцінка кормового
(****) , Де
- Відносне донне звуження
1. Оцінка хвильового опору корпусу
(*)
Сумарне хвильове корпус по (*)
2.Оцінка донного опору -
;
3. Оцінка опору тертя
При V = 910, до = 1,18
На комп'ютері за допомогою програми «Аеро 0» визначаємо параметри:
,
,
,
,
5. Оцінка початкових умов польоту куль
Формалізовані моделі, формування елементів траєкторій польоту, характерні для сучасних методів проектування. Вони враховують вплив конструктивних характеристик куль при пострілі. У даному розділі визначаються початкові умови польоту куль: кут нутації δ 0 і початкова бічна швидкість.
Розрахунками встановлено, що в процесі періоду післядії кут нутації змінюється за величиною і фазі приблизно на 5 - 7% по відношенню до кута нутації в кінці перехідного періоду, а бічна швидкість змінюється незначно. Тому можна вважати, що початкові умови руху кулі в повітрі рівні параметрами руху кулі в кінці перехідного періоду.
Для оцінки δ 0 і V δ скористаємося відомими формулами, отриманими на кафедрі ГД.
Початковий кут нутації δ 0 оцінюємо по залежності
Де,
g 0 - моментная неврівноваженість кулі, обумовлена похибкою виготовлення;
величина g * приймається в межах 10 ¸ 15% від першого доданка;
Ω - кутова швидкість власного обертання кулі при втраті контакту зі стовбуром зброї.
Бічну швидкість в кінці перехідного періоду Vб визначаємо по залежності
,
де
lk - довжина хвостового конуса кулі;
;
[З],
де l * - шлях кулі за час перехідного періоду
Величини середніх значень ексцентриситету центру мас - eст і моментної неврівноваженості кулі - g приймаємо в таких межах:
eст = 3 * 10-6 [м];
g 0 = 0,036 [градус].
Cd = 0.3763
Z = cd * L = 0.3761 * 24.8 = 9.3272
Початковий кут нутації δ 0 оцінюємо по залежності
Де, величина g * приймається в межах 10 ¸ 15% від першого доданка;
Бічну швидкість в кінці перехідного періоду Vб визначаємо по залежності
.
6. Оцінка купчастості стрільби по детерменированности моделі
На підставі відомих і розрахованих геометричних, аеродинамічних, массоінерціонних і кінематичних параметрів кулі і пострілу наближену оцінку купчастості стрільби проводимо по детермінованої моделі. Попередньо за допомогою основних функцій Сіаччі розраховуємо Tпол.
Радіус відхилення кулі від СТП оцінюється по залежності:
R100 = [P12 + (Vб * Tпол) 2] 0.5,
де P1 = f (A, n, Tпол). Цей радіус прямо пропорційний прискоренню А від сумарної бічної сили Fб S і польотним часу Tпол і обернено пропорційний швидкості прецесії ω пр (числу оборотів прецесійного обертання кулі - n)
,
де
;
;
k - коефіцієнт узгодження, який визначається як функція часу польоту Tпол і швидкості прецесії ω пр; k = 1
N - підйомна сила;
Fм - сила Магнуса.
;
.
Або, так як N і FM векторні величини і завжди взаємно перпендикулярні, то
;
hz - відстань між центром мас і центром тиску;
h1 - відстань між центром мас і серединою сліду нарізів.
;
,
де - lAB неспіввісність вершини кулі щодо ГЦОІ
l2 - відстань від донного зрізу кулі до сліду нарізів на провідній частини кулі;
lH - довжина сліду нарізів на провідній частині кулі.
l / = 0,25 мм. - Відстань від вершини кулі до площини виміру діаметра вершини кулі (довжина головної частини кулі).
де
де d-діаметр по дну нареза = 5,7
-Діаметр по полях нарізу = 5,4
м.
м.
м.
м.
м.
де
Висновок: За знайденим значенням Fб S, ω np і алгоритму програми розрахунку елементів траєкторії польоту - «Політ» при пострілі розраховуємо середній і макс. Радіус купчастості стрілянини на дистанції 100м - мм,
мм.
Список використаної літератури
1.Кіріллов В.М. "Підстави пристрої та проектування стрілецької зброї" .- Пенза: ПВАІУ, 1968 р.
2.Кіріллов В.М., - Сабельников В.М. "Патрони стрілецької зброї". - М.: ЦНИТе, 1980 р.
3.Прохоров Б.А "Боєприпаси артилерії". - М.: Машинобудування, 1973 р.
4.Шапіро Я.М. "Зовнішня балістика". - М.: Оборонгіз - 1946
5.Краснов Н.Ф. "Основи аеродинамічного розрахунку". - М.: Вища школа, 1981 р.
6. "Розрахунок коефіцієнтів аеродинамічних сил" (методичні вказівки) інв. № 110.