Содержание
1. Цель и задачи ККР
2. Назначение,особенности конструкции пули
3. Оценкамассоинерцеонных характеристик
4.Расчет аэродинамическиххарактеристик
5. Оценка начальныхусловий полета пуль
6. Оценка кучностистрельбы по детерменированой модели
Список использованнойлитературы
1. Цель и задачи ККР
Получениепрактических навыков, требующихся при разработке конструкции пуль стрелкового испортивного оружия, при контроле или прогнозировании в процессе производства исамостоятельной проверке выполнения поставленных техническим заданиемтребований. Основной задачей является определить аэродинамические имассоинерционные характеристики, предложенной для разработки конструкции пули иоценить точность стрельбы комплекса «Пуля-патрон-оружие» при заданныхусловиях.
2. Назначение, особенности конструкции пули
Дано:
/>
L=24.8мм.; DLG=17,1мм.;RO=70,0 мм.;
RB=1,18 мм.; DB=1,2мм.;DP= 5,55 мм.;
LK=4,0мм; />; V=910 м/с.
Данная пуляпредназначена для поражения живой силы противника и небронированной техники из стрелковогооружия. Состоит из двух частей: корпуса и внутренней части.
3. Оценка массоинерцеонных характеристик
Припроектировании различных машин и механизмов возникают задачи, для решениякоторых необходимо иметь точные сведения о распределении массы в конструируемоймеханической системе. Для изделий отрасли к таким задачам относятся:прогнозирование элементов траекторий полета, оценка устойчивости движения натраектории, обеспечение требуемой эффективности функционирования и др.
Оценкамассоинерционных характеристик – массы [m], моментов инерции />, осевой координатыцентра масс — />. Массоинерционные характеристикиопределяются по существующим и методикам расчета на компьютере программы«Масса».
Вопределенном масштабе вычерчивают сечение (по оси симметрии) конкретногоизделия. Главную прямоугольную систему координат AXYZ располагают у левого краяизделия, направив по оси симметрии главную ось АХ, а ось AZ перпендикулярноплоскости чертежа. В выбранном масштабе вычерчивают отдельно сечения всехдеталей изделия, сохранив их положение относительно осей системы координатAXYZ. Всем деталям присваивается порядковый номер.
Координаты ипараметры для 1-ой детали.
Точка 1.
x =0;
D=0;
R=1.18;
Точка 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;
Координаты ипараметры для 2-ой детали.
Точка 1.
x =1;
D=1;
R=69,5;
Точка 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;
/>/>
/>/>
Послевведения исходных данных получили значение характеристик корпуса и внутреннейчасти и общее значение.
Деталь 1
Масса детали />кг.
Координатыцентра масс относительно базовой плоскости х=14,55мм
Моментинерции
/>,
/>.
Деталь 2
Масса детали />кг.
Координатыцентра масс относительно базовой плоскости х=15,53мм
Моментинерции
/>,
/>.
Изделие.
Масса детали />кг.
Координатыцентра масс относительно базовой плоскости х=15,24
Моментинерции
/>,
/>.
4. Расчетаэродинамических характеристик
Оценкиаэродинамических характеристик пули – аэродинамических коэффициентов пули, силылобового сопротивления – Сл, подъемной силы Су, /> и J.
Синтезлетательного аппарата связан с анализом аэродинамических свойств, проектируемойконструкции.
Высокиетактико-технические данные аппарата во многом обусловлены удачным выборомаэродинамической схемы. Поэтому при общем проектировании возникаетнеобходимость хотя бы приближенно оценить аэродинамические свойства изделия.
При выбореаэродинамической схемы обычно используют разнообразные методы приближенногоаэродинамического расчета, либо корректируют аэродинамические данные прототипа.
Расчеткоэффициентов аэродинамических сил
Аэродинамическиесилы, действующие на изделие в полете, можно представить в виде компонентов,ориентированных параллельно осям скоростей системы координат.
Аэродинамическиесилы на основании теории аэродинамического подобия выражают формуламиэкспериментальной аэродинамики:
(1) /> —подъемная сила;
(2) /> —сила лобового сопротивления;
(3) /> —боковая сила;
Здесь /> —коэффициент подъемной силы;
/> —коэффициент силы лобового сопротивления;
/> —коэффициент боковой силы;
/> —плотность воздуха
/> —скорость полета
/> —характерная площадь
Для изделийосесимметричных схем обычно принимают />, поэтому расчет аэродинамическихсил сводится к определению /> и />.
Продольную(осевую) силу тела вращения, имеющего донный срез, обычно представляют в видесуммы составляющих от давления /> на боковую поверхность и давленияна донный срез (донная осевая сила) />, а также осевой силы />, зависящей отповерхностного трения. В соответствии с этим полный коэффициент осевой силы
/>
Составляющиеосевой силы и их коэффициенты можно определить, если известно распределениедавления и касательного напряжения по поверхности корпуса.
Рассмотримкорпус в виде тела вращения и оценим полный коэффициент осевой силы используякомбинированные методы расчета, согласно которым /> и /> определяют по результатамэкспериментов, а /> по теоретическим зависимостям.
Найдемнеобходимые данные к расчету
1) Критерийаэродинамического подобия />
2)Коэффициент давления в точке торможения потока (точка О)
/>
/> />
3) />
4)Вспомогательная величина (параметр)
/>;
5) />;
6)Относительная длина оживала
/>;
7) Угол привершине заостренного оживала
/>;
8) Угол привершине притупленного оживала
/>;
9) />
Найдем Сх
1. Оценкаволнового сопротивления /> корпуса
(*) />
(**)/>,
где /> —коэффициенты волнового сопротивления заостренной параболической головки исферического носка.
В случаезатупления в виде плоского торца
(***) />
Оценимсоставляющие (**)
1) />
2) />,
где />— коэффициентдавления в вершине конуса с/>;
/>
/>
3) Волновоесопротивление изолированной сферической части с углом h
/>
/>
4) По (**)оценим /> головнойчасти.
Примечание. Еслиторец плоский, то />
Оценка /> кормового
(****) />, где
/> —относительное донное сужение
/>
/>
/>
1. Оценкаволнового сопротивления /> корпуса
(*) />
Суммарноеволновое />корпуспо (*)
2.Оценкадонного сопротивления — />
/>;
/>
3. Оценкасопротивления трения
/>
При V=910, к=1,18
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
На компьютерес помощью программы «Аэро 0» определяем параметры:
/>, />, />, />, />
5. Оценка начальных условий полета пуль
Формализованныемодели, формирования элементов траекторий полета, характерны для современныхметодов проектирования. Они учитывают влияние конструктивных характеристик пульпри выстреле. В данном разделе определяются начальные условия полета пуль: уголнутации δ0 и начальная боковая скорость.
Расчетамиустановлено, что в процессе периода последействия угол нутации меняется повеличине и фазе примерно на 5 – 7 % по отношению к углу нутации в концепереходного периода, а боковая скорость меняется незначительно. Поэтому можносчитать, что начальные условия движения пули в воздухе равны параметрамдвижения пули в конце переходного периода.
Для оценкиδ0 и Vδ воспользуемся известными формулами, полученными на кафедре ГД.
Начальныйугол нутации δ0 оцениваем по зависимости
/>
Где,
g0- моментная неуравновешенность пули, обусловленная погрешностью изготовления;
величина g* принимается в пределах10 ¸ 15% от первого слагаемого;
Ω –угловая скорость собственного вращения пули при потере контакта со стволоморужия.
/>
Боковуюскорость в конце переходного периода Vб определяем по зависимости
/>,
где
lk – длинахвостового конуса пули;
/>;
/>
/>
/> [с],
где l* — путьпули за время переходного периода
Величинысредних значений эксцентриситета центра масс — eст и моментнойнеуравновешенности пули — g принимаем в следующих пределах:
eст=3*10-6 [м];
g0=0,036[градус].
Cd=0.3763
Z=cd*L=0.3761*24.8=9.3272
/>
/>
/>
/>
/>
Начальныйугол нутации δ0 оцениваем по зависимости
/>
Где, величинаg*принимается в пределах 10 ¸ 15% от первого слагаемого;
/>
Боковуюскорость в конце переходного периода Vб определяем по зависимости
/>.
6. Оценка кучности стрельбы по детерменированой модели
На основанииизвестных и рассчитанных геометрических, аэродинамических, массоинерционных икинематических параметров пули и выстрела приближенную оценку кучности стрельбыпроводим по детерминированной модели. Предварительно с помощью основных функцийСиаччи рассчитываем Tпол.
Радиусотклонения пули от СТП оценивается по зависимости:
R100=[P12+(Vб *Tпол)2]0.5,
гдеP1=f(A,n,Tпол). Этот радиус прямо пропорционален ускорению А от суммарнойбоковой силы FбS и полетному времени Tпол и обратнопропорционален скорости прецессии ωпр (числу оборотов прецессионноговращения пули — n)
/>,
где
/>; />;
k –коэффициент согласования, определяемый как функция времени полёта Tпол искорости прецессии ωпр; k=1
N – подъемнаясила;
Fм — силаМагнуса.
/>; />.
Или, так какN и FM векторные величины и всегда взаимно перпендикулярны, то
/>;
hz –расстояние между центром масс и центром давления;
h1 — расстояниемежду центром масс и серединой следа нарезов.
/>;
/>,
где – lAB несоосностьвершины пули относительно ГЦОИ
l2 — расстояниеот донного среза пули до следа нарезов на ведущей части пули;
lH –длинаследа нарезов на ведущей части пули.
l/ =0,25 мм.–расстояние от вершины пули до плоскости замера диаметра вершины пули (длинаголовной части пули).
/>
где
/>
/>
/>
где d-диаметрпо дну нареза = 5,7
/>-диаметр пополям нареза = 5,4
/> м.
/>
/>м.
/>м.
/>м.
/>м.
где />
/>
/>
/>
/>
Вывод: Понайденным значениям FбS, ωnp и алгоритму программы расчетаэлементов траектории полета –«Полёт» при выстреле рассчитываем средний и макс.Радиус кучности стрельбы на дистанции 100м — />мм, />мм.
Список использованной литературы
1.Кириллов В.М. «Основанияустройства и проектирования стрелкового оружия».- Пенза: ПВАИУ, 1968 г.
2.Кириллов В.М., — Сабельников В.М. «Патроны стрелкового оружия». – М.: ЦНИТИ, 1980 г.
3.Прохоров Б.А«Боеприпасы артиллерии». – М.: Машиностроение, 1973 г.
4.Шапиро Я.М.«Внешняя баллистика». – М.: Оборонгиз – 1946 г.
5.Краснов Н.Ф.«Основы аэродинамического расчета». – М.: Высшая школа, 1981 г.
6.«Расчеткоэффициентов аэродинамических сил» (методические указания) инв.№ 110./>