книги из ГПНТБ / Величко К.Ф. Основы теории полета управляемых баллистических ракет учебное пособие

- 60 -

Рном-1.20

Коэффициент лобового сопротивления определяют либо теоретическими расчетами, либо на основе аэродинамических продувок для тел подобной формы. Основным средством опреде­ ления аэродинамических коеффициентов, как правило, является продувка геометрически подобной модели ракеты в аэродинами­ ческой трубе. Аэродинамическая труба представляет собой ка­ нал , в котором искусственно создается поток rasa с задан­ ной скоростью, вначале ракету продувают при угле атаки, рав­ ном нулю, а затем задают углы атаки и определяют Сх -

п б» Цодъемная сила и ее выражение

Возникновение подъемной силы. При обтекании воздушным потоком симметричных тел, симметрично установленных относи­ тельно потока, последний будет стремиться лишь сдвинуть те­ ло и увлечь его в направлении овоего движения. Совершенно иная' картина будет при несимметричном обтекании тел воз­ духом. Это модот быть в случае, когда тело стоит под углом к направлению набегающего потока воздуха /углом атаки/.

- ЭЙ

Как видно иэ рис. 1.21, при движении геле о углом ата­ ки суммарное воздействие потока будет проявляться в стрем­ лении увлечь тело не в направлении движения потока, а под некоторым углом к нему, т .е . полная аеродинамичеокая сила

Я не совпадает с направлением потока, а отклонена в сторо­ ну.

Причина возникновения подъемной силы заключается в разности давлений на верхней и нижней поверхностях тала при несимметричном обтекании его потоком воздуха /р и с .1 .2 2 /.

Как видно из рис. 1.22а,чаотнцы воздуха, обтекая про­ филь, движутся по верхней его части быотрее, чем по нижней, так: как путь в верхней кромке больше, чем вдоль нижней.

/путь верхних частиц больше искривлен, чем

В соответствии с ваконом Бернулли отатическое давле­

Величина подъемной силы ракеты также зависит.от ско­ рости потока, плотности воздуха, поперечного сечения и у г-

- 52 -

ха атака. Она приложена к центру тяжести ракеты, направлена перпендикулярно вектору скорости V и изменяет скорость движения центра тяжести ракеты только по направлению.

Величину подъемной силы определяют по формуле,

U .33)

Как видно из этой формулы,выражение подъемной силы от­ личается от выражения силы лобового сопротивления только

U .34)

На этого выражения следует, что подъемная сила сущест­ вует только при наличии угла атаки для симметричного тела. Пре угле атаки, равном нулю, подъемная сила также равна ну­

ле. ■

- 53

Рис. 1.23

Аэродинамический коэффициент подъемной силы также вава-

коэффициента подъмной силы ивменяется прямо пропорционально

изменение угла атаки.

ПРИМЕР 1 .6 . Для условий примера 1 .5 определить величину подъемной силы. По таблице приложения 1 определяем Су за­ тем по формуле 1.34 определяется величина Су • '

Су « СуОС = 3,513 • 0.0В5 - 0,123

55 -

о б* Томовой нагрев ракет /головных частей/__

При рассмотрении физической сущности полной аэродинами­ ческой силы было показано, что при полете ракеты со сверх­ звуковой скоростью основной ее составляющей силой является волновое сопротивление, обусловленное образованием скачков уплотнения, форма скачка уплотнения зависит от скорости на­

ленного на ракете /головной 'части/. Однако основной причиной теплового нагрева ракет /головных частей/ является трение частиц набегающего воздушного потока о поверхность ракеты

/головной части/.

Набегающий поток воздуха,Проходя черев окачок уплотне­

ния, как известно, сильно нагревается а 8агем ревко ватормажавается вблизи поверхности тела /р и о .1 .2 5 /. вследствие это­ го торможения большая часть'кинетической энергии чаотиц воз­ духа, нагретого при преодолении скачка уплотнения, перехо­ дит в тепловую энергию. Тепловая энергия заторможенного воэдуха вызывает нагрев поверхности ракеты /головной части/.

эаторможеиного воздуха можно определить по известной форму-

- 57 -

Как видно из приведенной формулы для Т * величине тем­ пературь- в пограничном слое зависит прежде всего от числа м»

Она быстро увеличивается с увеличением числа U. Как показы­

наибольшее количество тепловой энергии из нагретого погра­ ничного слоя (ри с.1,25)• Температура нагрева поверхности та­ ла всегда будет меньше температуры восстановления Т* по­ граничного слоя. Она зависит от многих факторов: времени по­ лета, скорости и высоты полета, характера теплопередачи, 'качества материала поверхности тела и др. '

Особое значение для нагрева поверхности движущегося тела со сверхзвуковой скоростью имеет характер теплопере­

дачи.

Характер теплопередачи определяется изменениями физиче­ ской и химической природы газа при высоких температурах,раз­ вивающихся в пограничном слое.

Основными изменениями физической и химической природы газа при высоких температурах являются изменения в распреде­ лении тепловой энергии по степеням свободы молекул гава > диссоциации и ионизации, установлено, что изменение в распре­ делении тепловой энергии по степеням свободы молекул газа приводит к изменению величины его удельной теплоемкости.А это ведет к изменению интенсивности теплопередачи. Появле­ ние диссоциации rasa при высоких температурах может корен­ ным образом изменить механизм теплопередачи, вызывая воз­ можность диффузии. Явления диссоциации и диффузии газа свя­ заны с переносом массы и теплового импульса.Некоторые ис­ следования покааывают, что при явлении диссоциации величи­ на теплопередачи падает пришерно на 40-5056. Явление диффу­ зии в пограничном слое, связанное о переносом массы вещест­ ва, также уменьшает теплопередачу. Известно , -что sa счет

.плавления или испарения поверхности тела при сверхзвуковом

- 53 -

полете уменьшается ее нагрев.

Ионизация не оказывает заметного влияния на механизм теплог$вредачи.

Кроме рассмотренных факторов, влияющих на механизм теп­ лопередачи, существенное значение также имеют форма обтекае­ мого тела и появление больших вихревых слоев /завихрений/

всильно искривленных скачках уплотнений, которые приводят к-реакЬму изменению параметров потока вне пограничного слоя

кпоявлению гак называемых энтропийных эффектов /энтро'пия - физическая величина, характеризующая тепловое состояние тела/ Оказывается,на характер теплопередачи влияют условия, возника

ющие вне пограничного слоя, в частности, такие,как изменение давления, градиент скорости потока, изменение плотности и

температуры.

Более сильное изменение этих условий вне пограничного слоя наблюдается тогда, когда имеет место сильно искривлен­ ный скачок уплотнения. Так, например, при прохождении потока через сильно искривленный скйчок наблюдается более резкое падение давления торможения , чем при прохождении через ко­ сой срачок уплотнения. Понижение давления торможения умень­ шает тепловой поток и теплопередачу.

Сравнивая нагрев двух тел конической формы с остро­

тела является косым, а у ватупленного тала более искривлен­ ный и отсоединенным о» н его .

При заостренной конической форме тела, когда после про­ хождения потока через косой скачок уплотнения имеют место небольшие изменения его параметров вне пограничного слоя, „.теплопередача. vyзначительно большей, чем при,наличии затуп­ ления конической формы, и следовательно, нагрев стенок тела

при ваосгренной форме будет больше.

Анализ всех'характеристик теплопередачи как в о к р е с т ­ ности линии торможения, так' и вдоль пограничного слоя покааывает, что посредством профилирования передней части тела можно достичь существенного уменьшения теплопередачи и еле-