книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие

322 Гл. VII. Силы и моменты, действующие на ракету в полете

В тех случаях, когда надо определить не сами аэродинамические силы, а закон распределения давлений по поверхности ракеты, про­ изводится продувка дренированной модели, на поверхности которой делаются сверления во многих точках. Через полученные отверстия давление подводится к манометрам (фиг. 7.39). В результате про­ дувки выявляется картина распределения сил давления на поверх­ ности корпуса. После этого имеется возможность путем суммиро­ вания найти все компоненты аэродинамических сил давления, а так­ же такие их составляющие, как головное и донное сопротивления.

При больших сверхзвуковых скоростях метод продувки моделей наталкивается на трудности, связанные с созданием труб, обеспечи­ вающих высокую скорость потока. Дело в том, что мощность нагне­ тателя, необходимая для создания рабочего потока, при неизмен­ ной площади проходного сечения рабочей части трубы и неизмен­

ипри диаметре рабочей части трубы в 1 м потребовался бы ком­ прессор мощностью около 500 000 кет. Поэтому в сверхзвуковых трубах обычно приходится резко уменьшать размеры рабочей части

исоответственно модели и принимать все возможные меры для сни­ жения потерь в потоке.

Внастоящее время большое распространение имеют аэродина­

мические трубы кратковременного действия, в которых воздушный нагнетатель работает в течение нескольких часов, создавая в замк­ нутой емкости давление порядка 200 ат. Затем воздух за 20—30 сек. выпускается через рабочий канал трубы в атмосферу. За это время при помощи записывающих приборов удается снять характеристики модели. В такой схеме трубы мощность нагнетателя может быть сравнительно небольшой, однако весь комплекс сооружений, осо­

324 Гл. VII. Силы, и моменты, действующие на ракету в полете

противления вследствие эжектирования обтекающего потока прене­ брегают. При больших скоростях уменьшение лобового сопротив­ ления, связанное с наличием газовой струи, становится незаметным, поскольку при этом донное сопротивление играет сравнительно малую роль.

Таким образом, при расчетах траектории ракеты лобовое со­ противление берется различным в зависимости от того, идет ли речь при всех прочих равных условиях об участках траектории, проходи­ мых с работающим или неработающим двигателем. Следует отме­ тить, что так как у ракет обычно сила тяги во много раз превышает лобовое сопротивление, то при оценке аэродинамических сил для баллистических расчетов нет нужды в больших уточнениях. В этом смысле ракета заметно отличается от самолета, у которого при рав­ номерном полете по горизонтали сила тяги равна силе сопротивле­ ния.

Н а г р е в а н и е к о р п у с а р а к ет ы п р и б о л ь ш и х с к о р о с т я х п о л е т а

Аэродинамическое воздействие среды на корпус летящей раке­ ты не является чисто силовым. При больших скоростях возникает еще и тепловое воздействие, проявляющееся в нагреве поверхности ракеты.

Из выведенного выше (в гл. VI) уравнения энергии следует, что при движении газа в трубе или при обтекании им каких-либо тел

торой точке А у переднего края тела скорость потока равна нулю. Здесь, как говорят, происходит полное торможение потока и вся кинетическая энергия газа переходит в его теплосодержание. Эту точку называют точкой торможения или критической точкой. Не­ трудно определить в этой точке температуру газа.

Выделим из всего потока струйку газа АВ, где точка В относит­ ся к сечению невозмущенного потока, и напишем для этой струйки

При малых скоростях температура торможения невелика. Одна­ ко при достижимых для ракеты сверхзвуковых скоростях она ока­

формула не совсем верна, поскольку имеет место диссоциация газа. Поэтому величины k и R, входящие в написанные выражения при температурах более 3000° абс., не могут рассматриваться как по­ стоянные. В результате диссоциации температура торможения су­ щественно падает. Кроме того, при высоких температурах имеет место значительная отдача тепла через радиацию в окружающее пространство, вследствие чего температура газа также снижается. Это снижение становится тем более заметным, чем выше темпе­ ратура.

Если рассмотреть не только критическую точку, но и вообще все

326 Гл. VII. Силы и моменты, действующие на ракету в полете

ствие того, что заторможенные частицы близко соприкасаются с быстропротекающим потоком, происходит интенсивный отвод теп­ ла через пограничный слой, поэтому температура в так называемых точках неполного торможения оказывается существенно ниже тем­ пературы в критической точке.

Подсчет распределения температур потока по поверхности обте­ каемого тела представляет собой довольно сложную задачу и свя­ зан с анализом особенностей пограничного слоя. Подробное иссле­ дование этого вопроса выходит за рамки настоящего курса. Можно указать только, что температура газа у поверхности обтекаемого тела в различных его точках в зависимости от геометрической фор­ мы тела, плотности атмосферы, т. е. вообще от условий обтекания, колеблется обычно в пределах 20—70% от температуры в критиче­ ской точке. Таким образом, учитывая все сказанное выше, можно сделать вывод, что полученная выше формула (7. 13) дает нам только верхнюю границу возможных температур потока вблизи обтекаемого тела.

Несмотря на учет всех отмеченных выше снижающих факторов, температура торможения резко возрастает со скоростью полета, что неизбежно приводит к интенсивному нагреву конструкции. Тем­ пература корпуса летательного аппарата при этом остается заметно ниже температуры заторможенного потока вследствие частичного отвода тепла внутрь тела, а также вследствие теплового излучения нагретой поверхности тела в окружающее пространство. Тем не ме­ нее начиная со скоростей порядка 1000 м/сек возникает необходи­ мость принятия конструктивных мер в связи с повышением темпе­ ратуры корпуса летательного аппарата.

Указанное влияние температуры существенно зависит от про­ должительности полета в атмосфере. Для самолетных аппаратов, вынужденных в силу основного принципа движения постоянно на­ ходится в сравнительно плотных слоях атмосферы, внешний нагрев является постоянно действующим фактором, и при длительном по­ лете с большой скоростью температурный режим корпуса самолета является установившимся. Поэтому очевидным становится суще­ ствование предельной скорости, прямо обусловленной термопрочно­ стными показателями материалов конструкции.

Баллистическая ракета дальнего действия имеет два участка атмосферного полета — на взлете и при падении (см. гл. VIII). Пер­ вый атмосферный участок преодолевается со сравнительно неболь­ шими скоростями, и потому здесь защита конструкции от чрезмер­ ного нагрева не представляет больших трудностей. На атмосферном участке падения скорость баллистической ракеты очень велика, причем с увеличением дальности она неизбежно возрастает. В этих условиях тепловая защита конструкции является достаточно слож­ ной технической проблемой.

Если вернуться к вопросу истечения продуктов сгорания из соп­ ла ракетного двигателя, то следует указать, что и там имеет место

328 Гл. VII. Силы и моменты, действующие на ракету в полете

В противоположность всем остальным аэродинамическим харак­ теристикам величина коэффициента сат зависит не только от чис­

ла М, отвечающего скорости и высоте полета. Поскольку аэроди­ намические силы приведены к центру тяжести ракеты, а сам центр тяжести перемещается вдоль оси по мере расходования топлива, то получается, что величина сат зависит еще от внутреннего распре­

деления масс ракеты. В связи с этим в качестве мерила статиче­ ского момента удобно избирать вместо сат другую характеристику.

На оси ракеты существует такая точка, приводя к которой си­ стему аэродинамических сил, мы получаем момент, равный нулю.

Эта точка называется центром дав­ ления.

Центр давления может рассмат­ риваться как точка пересечения рав­ нодействующей аэродинамических сил с осью ракеты (фиг. 7.43). По­ ложение центра давления зависит исключительно от внешней аэродина­ мики ракеты.

Взаимное расположение центра давления и центра тяжести является существенным для стабилизации ра­ кеты в полете.

г-. „

Если центр давления расположен сзади центра тяжести, то при откло­ нении оси ракеты от направления по­

лета аэродинамические силы создадут момент, уменьшающий угол атаки и восстанавливающий первоначальное направление оси. Если центр давления будет впереди центра тяжести, то аэродинамиче­ ские силы при отклонении оси от направления полета создадут мо­ мент, уводящий ось в сторону, т. е. статический момент будет де­ стабилизирующим. В этом случае, как говорят, ракета статически неустойчива. Для того чтобы сместить центр давления назад, ра­ кета снабжается стабилизаторами. Бесстабилизаторная ракета, как правило, бывает статически неустойчивой.

На фиг. 7. 44 показана зависимость положения центра давления баллистической ракеты дальнего действия от скорости полета (от числа М). Этот график, однако, является мало показательным, так как не дает представления о аэродинамической стабилизации раке­ ты. Предпочтительнее строить зависимость положения центра тя­ жести и центра давления совместно в функции времени полета ракеты. На фиг. 7.45 показана такая зависимость для той же ракеты.

Из приведенных кривых видно, что для данной ракеты в течение всего управляемого полета центр давления остается постоянно