В зависимости от задач, стоящих перед проек

диаметры цилиндрических участков корпуса, углы конических переходников становятся окончательными только после многочислен ных увязок и согласований, так как любые из менения этих величин оказывают влияние на суммарные аэродинамические характеристики ракеты, ее устойчивость, управляемость и в конечном итоге — на траекторию полета.

3.4.5. СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ

Центр тяжести ракеты изменяет свое по ложение на траектории полета по мере выго рания топлива. Если он расположен впереди центра давления, то ракета статически устой чива. В общем случае для ракет различных конфигураций положение центра давления в зависимости от М полета может изменяться по разному, располагаясь на различных рас стояниях от центра тяжести.

В разд. 3.4.4 в качестве примера приведе ны значения относительного положения цен

тра давления x д x д для схематизированной l

двухступенчатой ракеты, составленной из ко нических и цилиндрических элементов. Из вестно, что значения положений центров тя жести для подобных компоновок лежат, как правило, в диапазоне хт (0,50…0,65) , где — длина ракеты, а отсчет ведется от носка раке ты. В этом случае все компоновки ракет, пред ставленные на рис. 3.4.23, 3.4.24 в диапазоне чисел М 0,7…4,0 оказываются статически не устойчивыми, поскольку их центры давления располагаются впереди центра масс.

Если ракета статически неустойчива или обладает недостаточной степенью статической устойчивости, используют различные стабили зирующие устройства. В ряде случаев они од новременно выполняют роль органов управле ния. Исследовано большое количество разно образных стабилизаторов в виде оперений раз личных форм, щитков, кольцевых стабилиза торов, конических кормовых частей и пр.

В практике ракетостроения в качестве стабилизирующих устройств получили широ кое распространение стабилизирующие по верхности крыльевого типа в виде различных оперений и расширяющиеся кормовые части, причем их могут использовать как совместно,

так и раздельно. Обычно первая ступень раке ты имеет стабилизирующее устройство в виде оперения, состоящего из нескольких поверх ностей крыльевого типа, а у второй и после дующих ступеней роль стабилизаторов выпол няют расширяющиеся кормовые части.

На рис. 3.4.25 приведены основные аэро динамические характеристики моделей идеа лизированных ракет с оперением и кониче ским стабилизатором. В данном случае аэро динамические силы были отнесены к площади поперечного сечения цилиндрического участ ка с наибольшим диаметром, положение цен тра давления измерялось от носа модели и вы ражено в долях ее длины. Несмотря на то, что формы ракет существенно различаются, отчет ливо видны общие для всех случаев законо мерности. Как правило, в дозвуковом и транс звуковом диапазонах скоростей отмечаются наибольшие значения производной нормаль ной силы по углу атаки cy и самое заднее рас положение центра давления.

В сверхзвуковом диапазоне скоростей ве личина производной cy для моделей со стаби лизаторами крыльевого типа непрерывно уменьшается при увеличении числа М или ос тается почти постоянной. Одновременно с этим центр давления смещается к головной части, т.е. в сторону уменьшения устойчиво сти. Для модели с коническим стабилизатором уменьшения cy не наблюдается, а центр давле

стоящим из плоских стабилизаторов, является следствием большего сопротивления головной части за счет ее затупления.

При сравнении сопротивления ракет с плоскими и коническими стабилизаторами следует учитывать величину донного сопротив ления. Его величина существенно зависит от режима работы двигателей, размещенных на донном срезе ракеты. При дозвуковых и транс звуковых скоростях, когда сопла двигателей, как правило, работают в расчетном или близ ком к нему режиме, на донной поверхности ра кеты давление уменьшается за счет эжектирую щего действия истекающих из сопл газов. Со противление при этом будет возрастать, и раке та с коническим стабилизатором, имеющая б льшую площадь дна, будет проигрывать ра кете, имеющей плоские стабилизаторы, не тре бующие увеличения донной поверхности.

По мере увеличения высоты полета и падения атмосферного давления струи двига телей начинают расширяться, сливаться меж ду собой, выходя за диаметр корпуса ракеты и взаимодействуя с набегающим внешним потоком воздуха. В результате в донной об ласти формируется сложная картина течения, при которой на донной поверхности давление увеличивается, а донное сопротивление уменьшается. В этих условиях сопротивление ракеты с коническим стабилизатором, имею щим б льшую площадь дна, может оказаться ниже сопротивления ракеты с цилиндриче ской формой кормовой части.

Изложенные выше причины обусловили использование плоских стабилизаторов крыль евого вида для увеличения устойчивости пер вой ступени, а конических — второй и после дующих ступеней, совершающих полет только при сверхзвуковых скоростях.

В разнообразных случаях практики на ходят применение различные комбинации конических и плоских стабилизаторов. Весь ма эффективной оказывается комбинация об текателей сопл двигателей, расположенных на кормовой части ракеты, с плоскими стаби лизаторами, установленными на этих обтека телях.

3.4.6. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СТАБИЛИЗИРУЮЩИХ УСТРОЙСТВ

Основным параметром, определяющим эффективность оперения, расположенного на корпусе ракеты, является нормальная си ла, возникающая на нем при наличии угла атаки.

На рис. 3.4.26 приведены зависимости коэффициента нормальной силы типичного оперения от угла атаки для различных чисел М и зависимость производной нормальной силы по углу атаки от числа М, которые по лучены из экспериментальных исследований модели с оперением и без него. Полученная величина нормальной силы, действующей на оперение, была отнесена к площади двух консолей оперения, омываемых потоком. В данном случае оперение состояло из кре стообразно расположенных плоскостей, ори ентированны к потоку таким образом, что одна из лежала в плоскости углов атаки, а другая — в перпендикулярной плоскости. Такая ориентация оперения к набегающему потоку обычно называется плюс4образной, в отличие от икс4образной, которая отличается от предыдущей поворотом вокруг продоль ной оси тела на угол , 45 . В обоих случаях ориентации основные аэродинамические ха рактеристики оперения, в том числе и нор мальная сила, оказываются практически одинаковыми.

Характер изменения коэффициента нор мальной силы с ростом угла атаки зависит как от геометрических параметров оперения, так и от числа М потока. Если удлинения от дельной консоли оперения больше единицы, то как при сверхзвуковых, так и при дозвуко вых скоростях зависимость cy оп f ( ) оказы вается практически линейной вплоть до углов атаки, соответствующих максимальному зна

чению cyоп . Если же удлинение меньше еди ницы, то при дозвуковых скоростях зависи мость cyоп f ( ) утрачивает линейность. При

этом величина c до 6 оказывается за

y оп

метно меньшей, чем при больших углах ата ки. Максимальное значение cyоп при дозвуко вых и трансзвуковых скоростях достигается при 6 15 , что обеспечивает эффективную работу стабилизатора в широком диапазоне летных углов атаки.

существенно меньших углах атаки. Чем боль ше удлинение стабилизатора и меньше угол скоса передней кромки, тем при меньших уг лах атаки достигается максимальное значение

c . Это обстоятельство следует иметь в виду

yоп

при выборе формы стабилизатора для обеспе чения эффективной его работы до максималь но больших углов атаки при сверхзвуковых скоростях.

При заданной форме и удлинении тела вращения, на котором установлено оперение, эффективность оперения и, в первую оче

метрических параметров: отношения размаха оперения к диаметру тела вращения, на кото ром оно установлено, сужения оперения, угла скоса его передней кромки, относительной толщины и профиля оперения и его удлине ния. Все они оказывают наибольшее влияние на эффективность оперения при дозвуковых и трансзвуковых скоростях. При сверхзвуко вых скоростях нормальная сила оперения в основном определяется его площадью и уг лом атаки.

Анализ экспериментальных данных по что для обычно применяемых раз оперений наибольшее влияние на ве нормальной силы оказывает удлине рис. 3.4.27 приведены зависимости

производной нормальной силы оперения по углу атаки от его удлинения. Эти зависимо сти получены на основании обработки дан ных исследований тел вращения с опере ниями, имеющими различные геометриче ские параметры. Отношение размаха опере ния к диаметру тела вращения, на котором оно было установлено, изменялось от 1,64 до 1,96. Сужение оперения (отношение бор товой хорды к концевой) изменялось от 1,0 до 5,05. Угол скоса передней кромки варьи ровался от 0 до 60 , средняя относительная толщина участков оперения, омываемых по током, нарастала от 3 до 11 %. При этом по луугол раствора конического кормового участка тела вращения, на котором распола галось оперение, изменялся от 8 до 4 . Экспериментальные точки получены с раз бросом, который на рис. 3.4.27 обозначен штриховкой. Средние линии, проведенные внутри этих полос, свидетельствуют о том, что при дозвуковых и трансзвуковых скоро стях увеличение удлинения оперения со

провождается возрастанием величины про

изводной c .

y оп

При сверхзвуковых скоростях влияние удлинения проявляется только при малых его значениях. Приведенными средними зависи

мостями c f ( ) можно пользоваться для

y оп

приближенного определения величины нор мальной силы оперения, точку приложения которой следует располагать от носика ниже по потоку на расстоянии 25 % средней геомет рической хорды консоли при дозвуковых ско ростях и, соответственно, на 50 % при сверх звуковых скоростях.

При заданной форме консолей оперения их эффективность может зависеть от формы и относительной толщины профилей консолей. Известно, что при околозвуковых скоростях эффективность уменьшается за счет возникно вения срыва потока за скачком уплотнения в задней сужающейся части профиля консоли. Поэтому стабилизатор, образованный профи лями с большой относительной толщиной, снижает свою эффективность при меньших дозвуковых скоростях, чем стабилизатор, об разованный профилями с меньшей относи тельной толщиной.

Если при этом стабилизатор будет иметь клиновидный профиль, то его эффективность будет повышаться пропорционально местному углу наклона поверхности. Следует иметь в ви ду, что клиновидный профиль свободен от вредного влияния срывов, наблюдаемых при околозвуковых скоростях на обычных профи лях. Однако при этом за счет большой площа ди дна по задней кромке такой стабилизатор имеет большее сопротивление.

Выше были рассмотрены суммарные аэродинамические характеристики оперения, состоящего из четырех консолей, расположен ных на теле вращения большого удлинения и

ориентированных по отношению к набегаю щему потоку плюс или икс образно. Распре деление аэродинамической нагрузки по от дельным консолям оперения представляет практический интерес. С этой целью проведе ны измерения нормальной силы и момента крена, действующих непосредственно на от дельную консоль оперения, расположенную на теле вращения. Исследования показали, что силы и моменты, действующие на отдель ную консоль стабилизатора, существенно за висят от расположения ее на теле вращения и ориентации к набегающему потоку (зависи мость cy f ( ) на рис. 3.4.28).

Наибольшие значения коэффициента нормальной силы в исследованной области углов атаки наблюдаются в случае горизон тального расположения консоли в системе плюс образно расположенного стабилизато ра. На схемах, приведенных на рис. 3.4.28, соответствующие рассматриваемые консоли оперения закрашены. В случае икс образного стабилизатора на нижнюю консоль (, 45 ) действует существенно большая нормальная сила, чем на верхнюю консоль (, 45 ). У верхней консоли икс образного стабилиза тора коэффициент нормальной силы (по уг

лам атаки) достигает максимального значе ния. Для нижней консоли максимальное зна чение cy в исследованном диапазоне углов атаки до 14 не достигается. Данные явления связаны с тем, что нижние консоли при на личии угла атаки находятся в менее возму щенном потоке, чем верхние, которые оказы ваются в области сильного влияния вихревой системы на подветренной стороне тела вра щения. Для исследованных случаев располо жения консоли стабилизатора с ростом числа М уменьшаются производные cy и угол ата ки, при котором достигаются максимальные значения cy консоли.

Исследования показали, что точка при ложения нормальной силы находилась при

ски не влияли на положение центра давле ния. В этом случае момент крена, действую щий на консоль стабилизатора, определяется только величиной нормальной силы, поэто му зависимость mx f ( ) аналогична зависи мости cy f ( ).

Конические стабилизаторы могут с успе хом использоваться для верхних ступеней РН

вытекающих из поверхности корпуса ракеты. этом случае необходимое управляющее создается как за счет реакции исте кающей струи, так и за счет перераспределе ния аэродинамической нагрузки на поверх

ности ракеты.

К третьей группе следует отнести устрой ства, непосредственно использующие энергию вытекающих газов основных или вспомога тельных двигателей ракеты. Для создания не обходимого управляющего усилия используют либо управление вектором тяги, либо органи зацию несимметричного течения в сопле дви гателя, либо расположение в струе двигателя газодинамических рулей, либо поворот всего сопла двигателя.

Наибольшее распространение в первой группе управляющих устройств для ракет по лучили поворачивающиеся рули. Обычно они располагаются во взаимно пересекающихся плоскостях в кормовой части ракеты и выпол няют роль аэродинамических рулей по танга жу, курсу и крену. В качестве примера на рис. 3.4.30 приведена зависимость приращения коэффициента нормальной силы конического тела вращения от угла отклонения двух руле вых поверхностей, расположенных перпенди кулярно к плоскости углов атаки.

Экспериментальные точки, полученные при сверхзвуковых скоростях, показывают, что значения приращения коэффициента нор мальной силы при 0 линейно возрастают при отклонении плоскостей до угла 30 . При этом увеличение относительной площади рулей сопровождается уменьшением прираще ния нормальной силы.

Это обстоятельство связано с тем, что на личие даже сравнительно небольших рулевых поверхностей способствует возникновению нормальной силы на кормовой части тела вра щения в месте их расположения. Дальнейшее увеличение площади рулей хотя и увеличивает нормальную силу, но поскольку в данном слу чае коэффициент нормальной силы относился к площади двух рулевых поверхностей, то уве личение их площади вызывает кажущееся уменьшение коэффициента нормальной силы. Увеличение притупления тела вращения спо собствует уменьшению эффективности руле вых поверхностей за счет потери скоростного напора в прямом участке скачка уплотнения, размеры которого при увеличении притупле ния возрастают.

В ракетной технике в качестве управ ляющих устройств широкое применение на шли поворачивающиеся сопла основных