Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ВЕТРОВЫЕ НАГРУЗКИ ВБЛИЗИ ЗЕМЛИ	299

Рис. 3.4.9. Влияние стартовой платформы на течение и аэродинамические характеристики РКН «Зенит 3SL», ветер со стороны ангара:

а — поле скоростей и траектории движения частиц воздуха в плоскости симметрии платформы; б — распределение коэффициента су по длине ракеты

В результате существенно изменяются мо ментные характеристики РКН — ракета стано вится еще более статически неустойчивой, центр давления нормальной силы смещается в сторону носовой части. Это направление обду ва наиболее опасно с точки зрения безударно го выхода РКН из пускового устройства. Су ществующие программные комплексы расчета течения несжимаемой вязкой жидкости позво ляют хорошо прогнозировать влияние старто вых сооружений на аэродинамику ракет, что подтверждается результатами сравнений на рис. 3.4.9.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.Казакевич М.И. Аэродинамика мостов. М.: Транспорт, 1987. 240 с.

2.Andreev V.N., Eremin V.V., Kozlovsky B.A. et al. Problems of Simulation and Peculiarities of Aerodynamic Leading for Launch Vechicle «Zenit

3SL» with Take off from Sea Site Effected by Wind Action // Intern. Conf. on the Methods of Aerphysical Research, 1–7 July, 2002. Novosibirsk, Russia. Proc. 2002. Part III. P. 8–12.

3. Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. 136 с.

3.4.2.ВЕТРОВЫЕ НАГРУЗКИ ВБЛИЗИ ЗЕМЛИ

Даже в том случае, когда ракета стоит на пусковом столе, наличие ветра создает аэро динамические нагрузки на ракету, при этом угол атаки близок к 90 . Принято считать, что ветер состоит из стационарной части, из меняющейся с течением времени и с высотой над землей, и нестационарной части, вызы ваемой порывами и атмосферной турбулент ностью.

Схематическое понимание воздействия ветра на ракету представлено на рис. 3.4.10.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

300	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Под действием стационарной части ветра ра кета деформируется и отклоняется в направле нии ветра. При этом нестационарная часть в виде порывов приводит к колебаниям ракеты в том же направлении. Одновременно с этим на боковых, по отношению к направлению ветра, сторонах ракеты могут возникать неста ционарные срывы потока стационарной ветра. Эти срывы, возникающие то с то с другой стороны ракеты, вызывают

колебания в поперечном к ветру направлении. В итоге, под действием ветра и его порывов на ракету действует система аэродинамических нагрузок, приводящая к очень сложным ее де формациям, возможно возникновнение до полнительных нагрузок за счет интерферен

Рис. 3.4.10. Схема ветровых нагру зок, действующих на ракету:

1 — нестационарная составляющая сопротивления; 2 — стационарная составляющая сопротивления; 3 — срыв вихрей; 4 — изменяющаяся бо ковая сила; 5 — башня обслужива ния; 6 — турбулентные составляю щие ветра; 7 — профиль установив

шегося ветра по высоте

ции ракеты и обслуживающих стартовых уст ройств, расположенных вблизи нее, при обте кании их ветром.

Из за сложности обтекания реальным ветром конкретных ракет не удается создать удовлетворительные аналитические методы расчета деформаций ракеты. Однако испыта ния в АДТ моделей ракет, подобных натуре по динамическим и упругим свойствам, могут дать весьма надежные данные для определе ния прочности конструкции ракеты и функ ционирования находящегося на ней оборудо вания.

Обычно ракеты, в том числе баллистиче ские, имеют цилиндрическую форму корпуса. Поэтому для оценки сил, действующих на ра

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ВЕТРОВЫЕ НАГРУЗКИ ВБЛИЗИ ЗЕМЛИ	301

Рис. 3.4.11. Распределение давления по поперечному сечению цилиндра при различных числах Re:

1 — потенциальный поток; 2 — Red 6,7·105; 3 — Red 8,4·106; 4 — Red 1,1·105

кету вблизи земли, следует учитывать явления, присущие поперечному обтеканию цилиндра при дозвуковых скоростях. Благодаря проявле нию вязкости воздуха при дозвуковых скоро стях может происходить различное поперечное обтекание с б льшим или меньшим сопротив лением в зависимости от скорости ветра и диаметров отдельных участков ракеты.

Характер обтекания и силы, действую щие на корпус ракеты, в этом случае в основ ном зависят только от двух критериев подо бия — числа Re Рейнольдса и числа М Маха. При небольших скоростях потока при дости жении определенной величины числа Re наблюдается так называемое явление кризиса обтекания, когда происходит перестройка об текания цилиндра, а его сопротивление умень шается в несколько раз. На рис. 3.4.11 изобра жено распределение давления по поперечному сечению цилиндра при различных числах Re, на рисунке приведены зависимости коэффи циента лобового сопротивления кругового ци линдра от числа Re при поперечном обтека нии, полученные различными авторами.

В зависимости от скорости ветра (в диа пазоне V − 10…20 м/с) и величины диаметра соответствующего цилиндрического участка корпуса ракеты d − 4…6 м, а также шерохова тости боковой поверхности тела числа Re мо гут превосходить критическое число Re, Reкр − (1…3)·105, подсчитанное по диаметру цилиндра. Причина кризиса обтекания лежит в перемещении по поверхности цилиндра точки отрыва пограничного слоя при его пе реходе от ламинарного состояния в турбу

лентное и обусловленного этим изменения распределения давления в поперечных сече ниях цилиндра.

Максимальное давление поток оказывает в передней критической точке (рис. 3.4.11), после чего давление убывает, так как поток, обтекающий лобовую часть цилиндра, непре рывно разгоняется. При , 35 давление на цилиндре становится равным статическому давлению набегающего потока. Поскольку на докритических числах Re при обтекании лобовой поверхности цилиндра образуется ламинарный пограничный слой, то дальней ший разгон потока приводит к его отрыву от

поверхности при , −			(рис. 3.4.12 зависи
		p f (, ) для	докритических чисел
мость c

(Re − 1,1·105). Схематическое изображение характера обтекания цилиндра при докрити ческих числах показано на рис. 3.4.12.

Рис. 3.4.12. Схема обтекания поперечного сече ния цилиндра. Положение точек отрыва

при пограничных слоях:

1 — ламинарном, 2 — турбулентном, а — Red + + 2,5·105, h/d 6 1,0; б — Red 6 2,5·105, h/d + 1,0

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

302	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Отрыв потока с ламинарным погранич ным слоем приводит к образованию зоны сорванного течения с шириной, большей, чем диаметр самого цилиндра. В этих усло виях на всю заднюю поверхность цилиндра действует разрежение, превосходящее по аб солютной величине максимальное давление в передней критической точке (рис. 3.4.11). При этих условиях будет иметь место макси мальное сопротивление, которое в основном формируется не только за счет давления на переднюю (наветренную) поверхность ци линдра, но, главным образом, за счет разре жения, действующего на его заднюю (под ветренную) сторону.

По мере увеличения скорости потока, обтекающего цилиндр, создаются условия для турбулизации пограничного слоя. При достижении критических значений чисел Re пограничный слой этого потока перед обла стью отрыва становится турбулентным. По скольку турбулентный слой содержит боль ше энергии, чем ламинарный, он обтекает без отрыва контур цилиндра по большей его части. Срыв потока с , Ν 80 перемещается на угол, в ряде случаев доходящий до , Ν Ν140 (рис. 3.4.12), в результате резко сокра щается величина зоны срыва на задней части цилиндра и существенно уменьшается вели чина разрежения в этой зоне, а коэффици ент лобового сопротивления цилиндра cxa падает от cxa Ν 1,2 до cxa 0,2…0,3.

При сверхкритических числах Re сопро тивление цилиндра постепенно нарастает. Свыше числа Re Ν 3·106 величина коэффици ента лобового сопротивления практически уже не увеличивается. Наблюдаемое до определен ных чисел Re увеличение лобового сопротив ления цилиндра, по видимому, является след ствием некоторого расширения области отры ва на задней стороне цилиндра, что может быть связано с перемещением точки отрыва навстречу обтекающему потоку до значения , − 105 . Обращает на себя внимание тот факт, что как в критической, так и в сверхкритиче ской областях изменения чисел Re имеет ме сто различное протекание экспериментальных зависимостей cxa f (Re). Как показывают ис следования, это связано с тем, что поток в раз личных АДТ имеет разную степень турбулент ности, а модели цилиндров — различную сте пень шероховатости поверхности.

Для баллистических ракет с большой дальностью полета и РН КА, имеющих пло

щадь боковой поверхности в несколько сот квадратных метров, учет аэродинамических нагрузок при старте просто необходим, по скольку в первые секунды полета, когда еще малоэффективны обычные органы стабилиза ции и управления движением ракеты, вели чина поперечной аэродинамической силы от

воздействия может достигать мно

гих

того, точка приложения нормаль ной по длине ракеты претерпевает на на чальном участке траектории полета значитель ные перемещения, в результате отмечаются су щественные изменения характеристик про дольной и боковой устойчивости. Этим, в ча стности, объясняются ограничения на пуски ракет при сильном ветре в районе старта, а также требование как можно более раннего ввода в действие активных способов управле ния, таких как поворотные сопла ДУ или из менение направления вектора тяги маршевых двигателей.

3.4.3. МЕСТНЫЕ НАГРУЗКИ ПРИ ОБТЕКАНИИ СТАЦИОНАРНЫМ ПОТОКОМ

Внешние формы ракет обычно представ ляют собой совокупность цилиндрических и конических поверхностей. Кроме того, на внешней поверхности ракет часто располага ются надстройки различных форм, в результа те контур ракеты во многих местах имеет из ломы. Обтекание этих областей при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях сопро вождается возникновением местных пиков давления.

Иными словами, на маршевом участке полета ракеты, т.е. при малых углах атаки и больших дозвуковых и сверхзвуковых скоро стях на отдельных участках ее внешней по верхности весьма большие местные стационарные нагрузки. Расчетным случаем таких для баллистических ракет обычно оказываются большие дозвуковые или трансзвуковые скорости полета. При этих ре жимах не достигаются максимальные скорост ные напоры, но пиковые значения давления в изломах контура ракеты приобретают макси мальные значения.

Местная нагрузка является чрезвычай но важным фактором, который необходимо учитывать при проектировании элементов конструкции ЛА. Для этого, во первых, обя зательно правильно определять зоны воз

Рис. 3.4.14. Максимальная местная нагрузка вблизи излома образующей цилиндра с конической носовой частью

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

МЕСТНЫЕ НАГРУЗКИ ПРИ ОБТЕКАНИИ СТАЦИОНАРНЫМ ПОТОКОМ	303

Рис. 3.4.13. Распределение коэффициента дав ления при числе М 1,3 и угле атаки a 0

можных больших местных нагрузок и оцени вать их величину. Во вторых, необходимо изыскать конструктивные способы исключе ния или уменьшения местных стационарных нагрузок. К ним, в первую очередь, относит ся скругление изломов внешнего контура корпуса и надстроек, расположенных на нем. Радикальным способом уменьшения нагрузок является применение плавных из менений обводов контура, которые с успе хом применяются на самолетах и некоторых классах ракет. Однако для баллистических ракет это не оправдывается из за весовой от дачи и технологических особенностей про изводства. Другим способом уменьшения местных нагрузок может быть применение дренажных устройств, уменьшающих ло кальные перепады между наруж ным давлением и давлением внут ри конструкции.

Пример распределения давле ния по длине типичной РН показан на рис. 3.4.13 (М 1,3; угол атаки0 ). Большие изменения давле ния происходят вблизи расширяю щихся участков корпуса, где дости гаются как отрицательные, так и положительные пики давления. От рицательные пики коэффициента давления реализуются около каждой угловой точки контура, за которой поток резко расширяется.

Другой пример поведения давления вблизи угловой точки за носовым конусом корпуса ракеты в зависимости от числа М пред

ставлен на рис. 3.4.14. Там же дано измене ние скоростного напора q, а также значения местной аэродинамической нагрузки, про порциональной произведению срq. Очевид но, что местная нагрузка при числе М 0,8 может в несколько раз превышать нагрузку при максимальной величине скоростного напора.

Форма, размеры и места расположения надстроек на корпусе ракеты могут быть са мыми разнообразными, как и их влияние на местные нагрузки. Характер обтекания самой надстройки и прилегающей поверхности кор пуса ракеты в большой мере зависит от фор мы надстройки и особенно ее лобовой и кор мовой частей. Это характерно как для попе речных, так и продольных надстроек. В том случае, когда лобовая и кормовая поверхно сти надстроек составляют небольшой угол с набегающим потоком (+ 20 ), надстройка об текается без отрыва потока, и резкого увели чения местных нагрузок не наблюдается. На личие надстроек влечет за собой существен ное изменение местных аэродинамических нагрузок (рис. 3.4.15).

В ряде случаев по контуру корпуса раке ты могут иметь место кольцевые углубления, иногда приобретающие характер разрывов ме жду блоками ракеты, соединенных ферменной конструкцией. Влияние данных разрывов на давление в межблочном пространстве, закры том соединительной фермой, оказывается зна чительным на дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета (рис. 3.4.16) и зависит еще от формы и протяженности углубления. При

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

304	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Рис. 3.4.15. Зависимость величины приращения коэффициента нормальной силы от угла a и геомет рических параметров продольных надстроек при М 0,6; 1,0; 1,7; 4,0:

а — надстройки в центре корпуса; б — надстройки в хвостовой части корпуса

Рис. 3.4.16. Зависимость приращения коэффициента продольной силы от числа М при наличии кольцевого разрыва длиной х на теле вращения большого удлинения и зависимость коэффициента давления ср от числа М на боковой поверхности сопел, находящихся в кольцевом разрыве

углах атаки, отличных от нуля, зависимость	В том случае, когда длина межблочного
cp f (M1 ) эквидистантно сдвигается, мало из	разрыва превышает диаметр корпуса ракеты,
меняя свой вид, соответствующий 0 .	это сказывается не только на местных на