книги из ГПНТБ / Киселев, С. П. Ракета в воздушном океане

Раздел аэродинамики больших скоростей, изучающий аэродинамические явления при числах М, близких к пя­

(распад молекул воздуха на атомы) и некоторая иониза­ ция молекул. Эти процессы связаны с высокими темпера­ турами, которые возникают за головной ударной волной.

Диссоциация и ионизация молекул изменяют физиче­ ские свойства газов, и уравнение состояния, которое мы рассмотрели в начале книги, применено в данном случае не может быть. Поэтому методы расчета аэродинамиче­ ских характеристик при таких скоростях иные, чем при обычных сверхзвуковых скоростях.

Ранее мы отметили, что в нижних слоях атмосферы воздух при аэродинамических исследованиях считается однородной сплошной средой. Но на высоте в 100— 120 км и выше атмосфера настолько сильно разрежена, что воздух уже нельзя считать сплошной средой. На вы­ соте 100 км плотность воздуха в 1000000 раз меньше, чем у поверхности Земли. Длина свободного пробега моле­ кул при этом быстро растет. Каждая молекула воздуха в таких условиях ведет себ независимо от других.

При полете на таких высотах ракета встречает корпу­ скулярный поток, который состоит из отдельных час­ тиц — корпускул. Такой поток действует на нее не так, как в сплошной среде. Поэтому для изучения взаимодей­ ствия ракеты с такими потоками используется кинетиче­ ская теория газов. Раздел аэродинамики больших ско­ ростей, изучающий движение ракет (любых летательных аппаратов) в разреженных газах, называют с у п е р ­ а э р о д и н а м и к о й.

Переход к аэродинамике сильно разреженных газов определяется числом Кнудсена. Число Кнудсена равно отношению пути свободного пробега молекул, который на высоте 120 км достигает 140 см, к характерному размеру летательного аппарата.

Ученые и конструкторы считают, что для перехода к аэродинамике разреженных газов это число должно быть больше 10. Такая граница находится примерно на высоте 120 км. Резкого перехода от сплошной среды к разреженной нет.

120

Мы уже знаем, что при больших гииерзвуковых ско­ ростях полета ракеты происходит сильный нагрев ее по­ верхности. Это так называемый кинетический нагрев. Его также называют аэродинамическим нагревом. При кине­ тическом нагреве ракеты условия обтекания резко изме­ няются. Почему? При температурах более 5000 К, кото­ рые могут возникнуть при больших гиперзвуковых скоростях, происходит ионизация газов. Ионизация изме­ няет качественно газовую среду. Такое качественное изменение газовой среды происходит потому, что появля­ ются свободные электроны и положительно заряженные атомы газа — ионы. В данном случае появляется четвер­ тое состояние вещества, о котором мы рассказали ра­ нее — плазменное состояние.

Сама плазма электрически нейтральна, но хорошо проводит электрический ток. Помимо кинетического наг­ рева явление ионизации от солнечной и космической ра­ диации наблюдается на высотах примерно 100 км.

В результате воздействия электромагнитного поля на плазму возникают электромагнитные силы, которые дей­ ствуют на заряженные частицы газа. Таким образом, при движении ракеты в плазме, кроме силы тяжести, давле­ ния и трения на нее, действуют электромагнитные силы.

Раздел аэродинамики, который изучает движение ра­ кеты в таких условиях, называется м а гн и т о а э р о д и- н а м и к о й или м аг и и т и о й г а з о д и н а м и к о й.

Законы магнитной газодинамики применяют при исследовании потоков газов в условиях высоких гипер­ звуковых скоростей и высоких температур в специальных установках. В условиях ионизированных газов можно управлять потоками газов с помощью электромагнитных полей. Это очень важное явление, по-видимому, можег быть использовано при торможении космических ап­ паратов при входе в плотные слои атмосферы, для уп­ равления пограничным слоем, уменьшения теплопереда­ чи от газа к поверхности космического аппарата и т. д.

Г л а в а V

ПОЛЕТ РАКЕТ В АТМОСФЕРЕ

Наивыгоднейшие аэродинамические формы ракет

Мы познакомились с основными теоретическими по­ ложениями аэродинамики. Теперь можем рассмотреть вопрос о том, какой по внешним очертаниям должна быть ракета, какие формы должны иметь выступающие ее части (крылья, стабилизирующие и управляющие по­ верхности), чтобы при полете в атмосфере ракета имела наименьшее лобовое сопротивление, наибольшую подъ­ емную силу, устойчиво летела, хорошо управлялась, мень­ ше нагревалась, падала в заданную точку..., т. е. чтобы ракета была аэродинамически совершенна. Выполнение этих требований обеспечит наибольшую дальность поле­ та. Степень аэродинамического совершенства любого летательного аппарата определяется величиной аэроди­ намического качества.

Аэродинамическим качеством называется отношение величины аэродинамической подъемной силы к силе ло­ бового сопротивления. Чем больше это отношение, тем выше аэродинамическое качество. Если это отношение приближается к 4—5, то говорят, что летательный аппа­ рат имеет высокое аэродинамическое качество.

Как мы уже отметили в начале книги, ракеты делят на два класса: крылатые и баллистические ракеты.

Корпус баллистической ракеты представляет собой, как правило, тело вращения. Носовая часть может быть

' 122

заостренной или тупоголовой. Баллистические ракеты обычно выступающих частей не имеют.

Для управления применяются газодинамические рули, которые находятся в расширяющейся части сопла ракет­ ного двигателя, поворачивающиеся двигатели и т. д.

Крылатые ракеты помимо крыльев могут иметь и дру­ гие выступающие части: стабилизирующие и управляю­ щие поверхности. Назначение крыльев — создание подъ­ емной аэродинамической силы. С помощью стабилизиру­ ющих и управляющих аэродинамических поверхностей ракета устойчиво летит на траектории и управляется.

Познакомимся с аэродинамическими формами раке­ ты и ее аэродинамическими поверхностями.

Мы уже знаем, что тело, имеющее форму падающей капли, имеет при дозвуковом полете наименьшее лобо­ вое сопротивление, т. е. наивыгоднейшую аэродинамиче­ скую форму.

При сверхзвуковых скоростях оптимальные формы иные. Если ракета имеет сверхзвуковую скорость полета, то перед всеми частями ракеты, соприкасающимися с потоком воздуха, появляются скачки уплотнения. Задача аэродинамиков состоит в том, чтобы форму аэродинами­ ческой поверхности найти такую, при которой будет по­ лучен не прямой, а косой скачок уплотнения. При косом скачке потерн энергии меньше. Ранее мы говорили, что для снижения интенсивности этих скачков головную часть ракеты и переднюю кромку крыльев делают заост­ ренными, а сами крылья и другие аэродинамические по­ верхности — тонкими.

' Аэродинамические силы и моменты, действующие на ракету, зависят от сил и моментов, действующих на ее отдельные части: на корпус и аэродинамические поверх­ ности (крылья, хвостовое оперение, воздушные рули, элероны).

Корпус ракеты и ее аэродинамические поверхности называют планером (рис. 44). Планер предназначен для соединения всех элементов ракеты в единую доста­ точно прочную конструкцию. Планером создаются аэро­ динамические, стабилизирующие и управляющие силы при полете ракеты.

Рассмотрим части крылатой ракеты с точки зрения аэродинамической компановки.

Корпус крылатой ракеты, так же как баллистической, обычно представляет собой тело вращения.

Корпус всякой ракеты (крылатой и баллистической) характеризуется наибольшей площадью поперечного се­ чения — миделем. Эта площадь, перпендикулярная на­ бегающему потоку, учитывается при аэродинамических расчетах.

Корпус ракеты делят на носовую, среднюю, хвосто­ вую и донную части.

Носовая часть корпуса ракеты обычно бывает полой, но может быть и сплошной. По форме носовая часть мо­ жет быть конической или ожнвальной. Оживальная но­ совая часть образуется вращением дуги круга различно­ го радиуса. Ракеты с такими формами носовых частей имеют наименьшее лобовое сопротивление при движении в воздухе как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями. В зависимости от скорости ракеты угол ко­ нуса или радиус круга, образующие носовую часть раке­ ты, изменяют: чем больше скорость ракеты, тем длиннее делают носовую часть. Это уменьшает волновое сопро­ тивление.

Однако форма носовой части баллистических ракет определяется не только из условий уменьшения лобового сопротивления, но и из условий наименьшего аэродина­ мического нагрева. Чем больше скорость ракеты при входе в плотные слои атмосферы, тем сильнее нагрева­ ется головная часть ракеты. Без специальных мер предо­ хранения головной части ракеты от нагрева она при вхо­ де в плотные слои атмосферы сгорела бы, как метеор.

Ракеты с остроконечными носовыми частями, как мы уже знаем, имеют меньшее лобовое сопротивление. Но при испытании таких ракет было обнаружено, что в пог­ раничном слое, который окружает носовую часть ракеты, возникают очень высокие температуры. Такая носовая

124

часть отражает в атмосферу только половину тепловой энергии.

Ракета с тупой головной частью отражает до 90% тепла в окружающее пространство за счет сильной го­ ловной ударной волны. Поэтому часто головные части баллистических ракет делают тупыми (например, амери­ канские баллистические ракеты «Тор», «Атлас» и др.).

Средняя часть корпуса чаще всего выполняется в ви­ де цилиндра. Поэтому воздействие воздушного потока на среднюю часть корпуса при нулевом угле атаки ограни­ чивается только силами поверхностного трения.

При малых углах атаки средняя часть корпуса имеет небольшое лобовое сопротивление, но с увеличением уг­ ла атаки это сопротивление возрастает. С изменением утла атаки изменяется и положение центра давления воздуха. При малых углах атаки центр давления воздуха находится ближе к носовой части корпуса, с увеличением угла атаки он несколько смещается к средней части кор­ пуса.

У некоторых типов ракет средняя часть корпуса дела­ ется в виде усеченного конуса. В этом случае она рас­ сматривается как продолжение носовой части или нача­ ло хвостовой его части.

Хвостовая часть ракеты имеет форму цилиндра (про­ должение средней части ракеты) или усеченного конуса (усеченного оживала).

Чем меньше угол конусности, тем меньше вакуум (уг­ лом конусности называется угол, образованный продоль­ ной осью ракеты и образующей конуса). Для каждой длины ракеты существует свой наиболее выгодный угол конусности хвостовой части.

Какая форма выгоднее с точки зрения аэродинамики? Очевидно та, при которой максимально уменьшается ло­ бовое сопротивление ракеты при данной скорости.

При полете ракеты в атмосфере перед головной ее частью давление повышается, а за дном понижается и обычно бывает ниже атмосферного (образуется вакуум). Следовательно, чтобы уменьшить силу лобового сопро­ тивления, необходимо уменьшить величину перепада давления в головной и донной частях ракеты. Этого мож­ но достигнуть, придав хвостовой части ракеты кониче­ скую форму.

125

время работы двигателя, когда из сопла вытекают газы, донное сопротивление уменьшается, так как уменьшает­ ся площадь торцовой части, на которую действует раз­ ность давлений. С прекращением работы двигателя дон­ ное сопротивление увеличивается.

У ракет, имеющих дозвуковые скорости, сопротивле­ ние воздуха значительно меньше, и поэтому при выборе формы в этом случае исходят прежде всего из требова­ ний технологии.

Форма аэродинамических поверхностей ракеты (кры­ льев, стабилизаторов и т. п.) сильно влияет на ее аэро­ динамические характеристики. Развитие форм аэродина­ мических поверхностей тесно связано с увеличением ско­ рости полетов летательных аппаратов.

Мы уже рассказали, что если при дозвуковых скоро­ стях наиболее целесообразно применять профили с ту­ пой передней кромкой (см. рис. 42,а), то при сверхзву­ ковых скоростях лучше использовать профили с заост­ ренными кромками (см. рис. 42,6). Даже при тупой пе­ редней кромке, профили, предназначенные для различ­ ных величин дозвуковых скоростей полета, неодинаковы. Точно так же профили с заостренными кромками разли­ чаются в зависимости от величины сверхзвуковой скоро­ сти. В связи с этим аэродинамическим поверхностям, рас­ считанным на определенные скорости полета, как прави­ ло, придают одинаковую аэродинамическую форму, а сле-

126

Скачок-

Рис. 46. Образование косого скачка уплотнения при скошенной кромке крыла:

а —образование косого скачка уплотнения: б —разложение скорости потока при скачке уплотнения; v\, и2—полная скорость до н после скачка уплот­

нения; опр оп2 — нормальные составляющие скорости до и после скачка; v b 1’ иг,2“ Составляющне скорости до скачка и после его образования

довательно, они имеют и одинаковые геометрические характеристики. Поэтому рассмотрим аэродинамические поверхности на примере крыла ракеты.

Крыло — тонкая пластинка, плоскости которой сим­ метричны плоскости, проходящей через продольную ось ракеты. Сечение крыла перпендикулярной плоскостью называется профилем крыла.

Профиль крыла имеет следующие основные геометри­ ческие характеристики: х о р д у — расстояние между наи­ более удаленными точками профиля крыла и о т н о с и ­ т е л ь н у ю т о л щи н у — отношение максимальной тол­ щины профиля к хорде.

Задняя кромка профиля заострена. Передняя кромка различна для дозвуковых и сверхзвуковых профилей: в первом случае она тупая, во втором — острая. Острая кромка улучшает условия обтекания крыла потоком воз­ духа при сверхзвуковой скорости.

Опытами установлено, что аэродинамические характе­ ристики улучшаются при применении стреловидного кры­ ла (рис. 45). Такое крыло с прямой или обратной стрело­ видностью расширяет границы скоростей, при которых еще не сказывается влияние сжимаемости воздуха, про­ являющееся в возникновении ударных волн: волновой кризис наступает при более высокой скорости полета ра-

127

кеты. Это происходит потому, что поток воздуха избега­ ет на скошенную кромку крыла, образуя косой скачок уплотнения (рис. 46, а). Скорость потока при этом мо­ жет быть разложена на две составляющие: направлен­ ную вдоль (по кромке) крыла и перпендикулярную к кромке (см. рис. 46, б). Скачки уплотнения вызываются второй так называемой нормальной составляющей ско­ рости. Естественно, что она меньше полной скорости. Чем больше стреловидность крыла, тем эта составляю­ щая меньше и при тем большей скорости потока появля­ ются скачки уплотнения.

Аэродинамические характеристики улучшаются так­ же при уменьшении удлинения крыла. Нам уже извест­ но, что у д л и н е н и е м к рыл а называется отношение размаха крыла I к средней хорде крыла S, но на прак­ тике удобнее пользоваться отношением квадрата разма­ ха крыла к площади крыла:

Крыло с уменьшенным геометрическим удлинением имеет более низкое сопротивление. Для ракеты с таким крылом характерен более медленный рост величины ло­ бового сопротивления при увеличении скорости полета.

Улучшать форму аэродинамических поверхностей ра­ кеты можно и другими методами. Мы рассмотрели лишь некоторые общие направления, по которым работают аэродинамики для решения этого вопроса.

Аэродинамические схемы крылатых ракет

Крылатые ракеты имеют различные аэродинамиче­ ские схемы.

Аэродинамическая схема определяется расположени­ ем ее несущих и управляющих поверхностей.

Несущими называются поверхности ракеты, которые создают подъемную силу. К ним прежде всего относятся крылья и хвостовое оперение, корпусом ракет создается небольшая часть подъемной силы. Поэтому у баллисти­ ческих ракет, не имеющих крыльев, подъемная аэродина­ мическая сила играет незначительную роль; этим раке­ там сообщается большая скорость за счет реактивной

128

находился сзади центра тяжести ракеты, то для управля­ емых ракет можно допустить и обратное, но тогда устой­ чивость ракеты должна поддерживаться рулями.

В зависимости от расположения несущих и управля­ ющих поверхностей аэродинамические схемы управля­ емых ракет могут быть следующими:

129