или вспомогательных двигателей. В случае, когда при наличии угла атаки сопла двига телей при их отклонении не выходят за га бариты донной части ракеты, они не под вергаются воздействию внешнего набегаю щего потока. Однако в ряде случаев оси сопл двигателей располагаются вблизи пе риферии корпуса ракеты. Если в этом слу чае обтекатели сопл отсутствуют, то внеш ний поток воздействует на значительную часть поверхности сопл. Это воздействие внешнего потока создает высокие шарнир ные моменты, что приводит к необходимо сти установки управляющих механизмов не приемлемо большой мощности.

В качестве примера на рис. 3.4.31 приве дена зависимость коэффициента шарнирного момента, действующего на боковое сопло (черного цвета на рисунке) при наличии угла атаки и поворота сопла в его плоскости. При дозвуковых скоростях поток стекает с цилинд рического тела вращения практически парал лельно его оси, поэтому площадь боковой по верхности сопла, выступающая за габариты донной части и омываемая внешним потоком, оказывается минимальной, чему соответству ют сравнительно небольшие значения коэф фициента шарнирного момента. При переходе через скорость звука поток в донной части ра кеты, стекающий с цилиндрического тела вра щения, отклоняется к его оси. В результате увеличивается поверхность сопла, на которую воздействует внешний поток, что сопровожда ется ростом шарнирного момента.

При числе М 1,6…2,0 достигается максимальное значение коэффициента шар нирного момента, т.е. когда по траектории

полета некоторых классов ракет например баллистических, достигаются максимальные значения скоростного напора. Для защиты сопл от воздействия внешнего потока могут быть использованы обтекатели. Их примене ние не только уменьшает величину коэффи циента шарнирного момента сопл, но прак тически может снизить его до нуля. Однако следует иметь в виду, что большие размеры обтекателей способствуют росту донного со противления.

3.4.8. РАЗДЕЛЕНИЕ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ

Разделение ступеней ракет является общей задачей взаимодействия системы тел с внешним потоком при отсутствии или на личии струй, вытекающих из поверхности разделяющихся тел. Иногда рассматривают различные частные случаи взаимодействия: разделение тел в набегающем потоке при отсутствии струй и взаимодействие струи с преградами при отсутствии внешнего пото ка. Задача существенно усложняется, если система тел взаимодействует при одновре менном наличии внешнего потока и струй, вытекающих из поверхности тел. Для орга низации процесса разделения ступеней ра кет необходимо знание характера обтекания разделяющихся тел, величин суммарных аэродинамических сил, действующих на от дельные тела, и местных аэродинамических нагрузок.

Разделение ступеней ракет при отсутст, вии струй. При разделении последовательно расположенных ступеней ракет наблюдаются два режима обтекания (рис. 3.4.32). В

ный момент разделения пограничный слой, срываясь с кормовой части уходящей вперед ступени, заполняет пространство между сту пенями. Внешний поток обтекает образовав шееся пространство с замкнутым течением как жесткое продолжение передней ступени, что исключает возможность изменения обте кания отбрасываемой ступени. В результате ее сопротивление при малых значениях отно сительного расстояния l /d практически не изменяется. При этом характер зависимости коэффициента лобового сопротивления от расстояния между ступенями cxao f (l/d) су щественно зависит от формы разделяющихся ступеней.

В случае сткпеней с одинаковым метром при относительном расстоянии большем 3,5 наблюдается резкое увеличение сопротивления отбрасываемой ступени. Так, на достаточно больших расстояниях в спутном потоке между ступенями достига ется звуковая скорость и перед торцом от брасываемой ступени образуется система прямых скачков уплотнения. Если же отбра сываемая ступень имеет больший диаметр, то ее сопротивление плавно увеличивается по мере увеличения расстояния между ступе нями. В этом случае перед плоским торцом отбрасываемой ступени б льшего диаметра образуется зона отрыва, которая уменьшает

сопротивление торца. Дальнейшее увеличе ние расстояния между ступенями усиливает этот процесс, и рост сопротивления замед ляется.

Возрастание сопротивления, которое на блюдается при еще б льших значениях l /d, уже связано с постепенным формированием скачков уплотнения, замыкающих «жидкий конус» перед отбрасываемой ступенью в отсо единенную головную волну, соответствующую обтеканию плоского торца. В связи с влияни ем спутной струи на большие расстояния про цесс формирования отсоединенной головной волны оказывается, в определенной степени, асимптотическим.

При углах атаки, отличных от нуля, ха рактер изменения сопротивления отбрасывае мой ступени в функции расстояния между сту пенями является качественно таким же, как и при 0 . Отличие заключается в том, что при наличии угла атаки нарастание сопротив ления оказывается б льшим.

Разделение ступеней ракет при наличии струй. Характер обтекания последовательно расположенных разделяющихся ступеней ракеты существенно изменяется при нали чии струй, вытекающих из донного среза уходящей (передней) ступени. Рассмотрим простейший случай разделения в сверхзву ковом потоке ступеней ракеты одного диа

метра при истечении из донного среза пе редней ступени единичной сверхзвуковой струи (рис. 3.4.33).

При малых степенях нерасчетности струи (отношение давления р на срезе сопла двигателя к давлению p1 в невозмущенном потоке) наблюдаются два режима течения. Для первого режима (при p / p1 5 1) харак терным является периодическое строение струи и безотрывное обтекание передней части отбрасываемой ступени. При достиже нии некоторого критического значения от ношения p /p1 наблюдается скачкообразное изменение картины течения: происходит от рыв потока на передней части отбрасывае мой ступени, и образуется кольцевая ради альная струя.

Дальнейшее увеличение степени нерас четности струи сопровождается изменением характера обтекания передней отбрасываемой ступени. Форма головного скачка уплотнения, имеющая вначале кривизну, обратную кривиз не выпуклой преграды, при увеличении степе

С увеличением М (М струи в выходном сечении сопла) течение перестраивается при меньших значениях p /p1 , но при этом сле дует иметь в виду, что большое влияние на эти явления оказывает отношение выходного

диаметра d сопла, из которого истекает струя, к диаметру d ступени. Следует отме тить, что при увеличении p /p1 головной скачок уплотнения стремится занять некото рое крайнее положение, которое при даль нейшем увеличении p /p1 остается неизмен ным. При существенном увеличении разме ров сопла и струи по сравнению с диаметром отбрасываемой ступени, характер обтекания плоского и вогнутого торца будет подобен ха рактеру его обтекания равномерным сверх звуковым потоком.

В общем случае распределение давления по лобовой поверхности отбрасываемой ступе ни зависит от газодинамических параметров внешнего сверхзвукового потока и струи, а также геометрических параметров сопла и об текаемой отбрасываемой ступени.

Расстояние xo между выходным сечением сопла и отбрасываемой ступенью является одним из основных параметров, определяю щих силовое воздействие струи на ее лобовую поверхность (рис. 3.4.34). По мере увеличе ния расстояния xo уровень давления на лобо вой поверхности отбрасываемой ступени уменьшается, что вызвано увеличением Мj в поле течения недорасширенной (p /p1 + 10,) струи при увеличении xo и увеличением по терь в головном скачке уплотнения. Кроме того, с увеличением xo уменьшается и нерав номерность распределения давления по лобо вой поверхности, что связано с уменьшением

Рис. 3.4.34. Распределение относительного давления p /p1 по лобовой поверхности задне го тела при различных относительных рас стояниях хо между разделяющимися телами

pa /p 300; 1,4; qa — угол полуоборота конического сопла на срезе

неравномерности распределения параметров в поле течения струи.

При больших расстояниях xo наступает момент, когда струя перестает влиять на распре деление давления по отбрасываемой ступени, а силы, действующие на нее, будут определяться только параметрами набегающего потока.

С изменением угла атаки отбрасываемой ступени характер и величина распределения давления по ее лобовой поверхности практи чески не изменяются, а вся кривая смещается в сторону, противоположную направлению из менения угла атаки.

Аэродинамические коэффициенты от брасываемой ступени, обтекаемой сверхзву

ковой струей, при наличии набегающего сверхзвукового потока определяются теми же параметрами, что и распределение давления. Величина отношения p /p1 определяется ве личиной полного давления p0j в струе, и в за висимости от конструкции и назначения ЛА может колебаться от нескольких до десятков тысяч единиц. При умеренных значениях сте пени нерасчетности p /p1 + 100) ее увеличе ние оказывает некоторое влияние на величи ны аэродинамических характеристик отбра сываемой ступени. При больших степенях нерасчетности (p /p1 6100) аэродинамические коэффициенты стремятся к некоторому пре делу, после которого практически не зависят от параметра p /p1.

Это позволяет на экспериментальных ус тановках моделировать условия натуры. Изме нение M в выходном сечении сопла практи чески не меняет характера изменения аэроди намических характеристик отбрасываемой сту пени. Однако по абсолютной величине аэро динамические коэффициенты сxj, сyj, mzj, обу словленные струей двигателя, тем больше, чем

больше Ма.

Сравнение зависимостей сx1, сy1, mz1f( ), полученных при обтекании отбрасы ваемой ступени сверхзвуковой струей и зави симостей сx1, сy1, mz1 f( ), полученных при обтекании отбрасываемой ступени, равно мерным сверхзвуковым потоком показывает, что их характер практически одинаков для случая обтекания отбрасываемой ступени равномерным потоком и струей при xo 6 1,1 (рис. 3.4.35). В данном случае при вычисле нии аэродинамических коэффициентов силы и моменты отнесены к скоростному напору набегающего потока q1. Коэффициент mz рассчитывался относительно носика лобовой поверхности заднего тела.

Увеличение нелинейности зависимо стей сy1 и mz1 при xo + 1,1 объясняется час тичным выходом ступени за пределы струи при больших углах атаки и достигнутых ве личинах в опытах степени нерасчетности струи. Таким образом, характер изменения

недорасширенной струей для случаев, когда при заданных углах атаки и расстояниях до сопла xo отбрасываемая ступень находится в потоке струи.