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

РАСПРЕДЕЛЕННЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ	305

грузках, но и на суммарных характеристиках ракеты. Так, приращение продольной силы может составлять около 40 % исходного со противления ракеты без разрыва, что недо пустимо и требует применения технических решений, направленных на снижение сопро тивления.

3.4.4. РАСПРЕДЕЛЕННЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ

В момент старта при наличии ветра на чальный угол атаки может быть достаточно большим. По мере увеличения скорости подъема ракеты он стремиться к нулю. По траектории выведения ракета летит под ма лыми углами атаки, которые определяются величинами возмущений, действующими на ракету. Такими возмущениями могут быть порывы ветра, действия органов управления и стабилизации в связи с выполнением про граммы полета, отделение отработавших блоков ракеты, не нужных в дальнейшем по лете и т.п.

Характерная особенность полета балли стической ракеты в атмосфере — одновремен ное увеличение высоты и скорости полета. На чальные дозвуковые значения скорости поле та, постепенно повышаясь, достигают транс звуковых значений, когда не только сущест венно увеличиваются или уменьшаются вели чины аэродинамических коэффициентов, но и меняются их зависимости от скорости полета. Затем скорость ракеты начинает превышать скорость звука, и дальнейший полет проходит при сверхзвуковых скоростях.

Одновременное увеличение скорости по лета и высоты и соответственно уменьшение плотности атмосферы приводит к тому, что скоростной напор вначале нарастает, а потом убывает, достигая обычно максимума при М1,5…2,0 в зависимости от типа ракеты и ее двигателей. Это обстоятельство приводит к ря ду особенностей ее нагружения по траектории полета. Известно, что баллистическая ракета по своей конструкции и условиям высокой ве совой отдачи обладает малой изгибной проч ностью. Поэтому, если в начальный момент полета при малых скоростях и малых скорост ных напорах могут допускаться сравнительно большие углы атаки, то при больших скорост ных напорах безопасный полет может проис ходить только на малых углах атаки, не пре восходящих 5…10 .

Несмотря на относительную простоту внешних форм ракет, аналитическое опре их аэродинамических характери для всех режимов полета оказывается сложной задачей. В первую очередь

касается трансзвуковых скоростей и не стационарных аэродинамических характе ристик во всем возможном диапазоне ско ростей полета.

При поперечном обтекании цилиндри ческих участков тела вращения, соответст вующем предстартовому состоянию ракеты, имеет место однотипный характер течения для различных поперечных сечений. Совер шенно иной и более общий характер обтека ния возникает при наличии угла атаки на маршевом участке полета. При этом в любом сечении можно условно рассматривать обте кание как сумму двух течений — продольно го и поперечного. В зависимости от величи ны угла атаки характер обтекания будет оп ределяться тем или иным направлением те чения. При очень больших углах атаки — по перечным обтеканием, а при малых — про дольным.

При нулевом угле атаки и правильной круговой форме соответствующих участков корпуса обтекание поперечных сечений отли чается только толщиной и состоянием погра ничного слоя. Если в носовой части ракеты может быть ламинарный пограничный слой и малая его толщина, то по мере удаления сече ния к кормовой части толщина этого слоя нарастает, а характер его может стать турбу лентным.

При возникновении угла атаки осесим метричный характер обтекания нарушается. Уже в носовой части тела вращения за счет поперечного течения воздух перетекает с на ветренной на подветренную сторону, способ ствуя тем самым увеличению толщины погра ничного слоя на подветренной стороне (рис. 3.4.17). В этом месте поверхности ско рость поперечного течения замедляется и соз даются условия для отрыва потока с боковых сторон тела вращения.

Как показывают измерения распределе ния давления в поперечном сечении на не котором расстоянии от носа, начиная с оп ределенной точки, расположенной вблизи боковой образующей цилиндрической части тела вращения, давление перестает изме няться и остается практически постоянным вплоть до верхней образующей цилиндра на

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

306	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Рис. 3.4.17. Схема обтекания тела вращения большого удлинения при умеренных углах атаки:

1 — утолщение пограничного слоя на подветрен ной стороне; 2 — отрыв пограничного слоя; 3 — сворачивание оторвавшегося пограничного слоя

подветренной стороне. Давление не восста навливается из за срыва пограничного слоя с боковых сторон тела вращения, в результа те чего на подветренной стороне образуется зона отрыва течения с давлением, близким к постоянному. Аналогичная картина обтека ния наблюдалась и при поперечном обтека нии цилиндра. В данном непрерывно

утолщающийся по длине тела пограничный слой отрывается вдоль линии отрыва и не прерывно сносится по потоку, сворачиваясь в интенсивные вихревые жгуты, располо

женные с боковых	сторон	вращения
(рис. 3.4.17).
Расстояние от	носа х	котором

начинается отрыв пограничного слоя и сво рачивание вихревых жгутов, в значительной степени зависит от угла атаки, а так как это явление, как всякий отрыв, вызывается градиентами давления, то на положение начальной точки образования вихрей ока зывают влияние также числа Re, M и форма тела.

Переход из области малых или умерен ных углов атаки ( + 15 ) в область больших сопровождается возникновением новых осо бенностей в обтекании тела вращения большо го удлинения.

При умеренных углах атаки сорвав шийся пограничный слой сворачивается в симметричные вихревые жгуты и под дейст вием продольного течения сносится вдоль тела за его кормовую часть. При больших углах действие продольного течения в зна чительной степени ослабляется и усилива ется поперечное течение. Поэтому сорвав шийся пограничный слой сворачивается в систему вихревых жгутов, которые отделя ются с боковых сторон тела, не достигая ее кормовой части. На рис. 3.4.18 представле на схема обтекания и осциллограммы нор мальной и поперечной сил, действующих на тело вращения при больших углах атаки (по оси абсцисс отложено время, масштаб вре

Рис. 3.4.18. Схема обтекания и осциллограммы изменения по времени угла атаки нормальной

ипоперечной сил, действующих на тело вращения при больших углах атаки:

1 — угол атаки в опытах; 2 — нормальная сила; 3 — поперечная сила

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

РАСПРЕДЕЛЕННЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ	307

мени показан виде отрезка на рисунке). Схождение отдельных вихрей и вихревых жгутов происходит неравномерно по време ни и несимметрично по боковым сторонам тела.

Исследования показывают, что при 6 6 20 одновременно с наличием нормальной силы возникает значительная поперечная си ла. При постоянном угле атаки − 36 дости гается определенный уровень нормальной си лы, около которого наблюдаются колебания, вызванные неравномерными по длине и ок ружности срывами вихрей. Одновременно с этим возникает и поперечная сила того же порядка, что и нормальная, но ее величина периодически изменяется, отражая, по види мому, периодически срывающиеся с боковых сторон вихри.

Таким образом, в обтекании тел враще ния большого удлинения можно условно вы делить три режима. Один из них соответству ет безотрывному обтеканию при малых углах атаки, которое в зависимости от формы кон тура имеет место в диапазоне углов атаки от 0 до 5 . Другой режим — обтекание с умерен ными углами атаки (до − 20 ), при котором происходит отрыв потока на боковых поверх

ностях и сворачивание его в два симметрич ных вихревых жгута. Третий — режим боль ших углов атаки ( 6 30 ), при котором с по верхности тела вращения срывается система вихревых жгутов.

Простейшая форма корпуса ракеты — сочетание носового конуса с цилиндриче ским корпусом. По углам атаки и числам М основные изменения давления происходят

вобласти конической носовой части и в об ласти перехода конуса в цилиндрическую часть (рис. 3.4.19). Пик разрежения, который имеет место в области сочленения конуса с цилиндром, достигает максимальной величи ны при больших дозвуковых скоростях и свя зан с наличием местной сверхзвуковой зоны

вэтой области.

Как указывалось в п. 3.4.3, эти режимы течения являются расчетными для местной прочности баллистической ракеты. Величины давления на конической части близки к дав лению на изолированном конусе. За обла стью перехода конической части к цилиндру давление быстро выравнивается, стремясь к величине статического давления в невозму щенном потоке. Медленнее всего оно вырав нивается при малых сверхзвуковых скоро

Рис. 3. Распределение давления по длине цилиндрического тела с носовым конусом при a 0 и различных числах М

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

308	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

стях, т.е. в диапазоне тех режимов полета, при которых обычно достигается наибольший скоростной напор.

При больших сверхзвуковых числах Маха (М 4) величина давления при пере ходе с конической части на цилиндриче скую часть до величины, близкой к статиче скому давлению в невозмущенном потоке. Уменьшение удлинения цилиндрической части тела не оказывает заметного влияния на распределение давления по его длине до тех пор, пока длина цилиндрического участка не становится соизмерима с рас стоянием, на котором происходит выравни вание давления, за областью сочленения ко нуса с цилиндром.

Притупление конической носовой части вызывает изменение давления только в зоне самого притупления и практически не влияет на расположенный за ним цилиндрический участок.

Наличие небольших значений углов ата ки ( 5 10 ) несколько изменяет величины давления по длине наветренной и подветрен ной сторон тела вращения, однако, характер его изменения по числам М остается неиз менным.

В случае многоступенчатых ракет кор пус иногда представляет собой тело враще ния, составленное из цилиндров разного диаметра, соединенных коническим перехо дом. Если длина переднего цилиндрическо

го участка такого тела больше четырех диа метров d переднего цилиндра, то наличие переходного конуса к участку с большим диаметром практически не оказывает влия ния на величину пика разрежения в носо вой части.

Одновременно с этим на самом пере ходном конусе и в месте его сочленения с цилиндрическим участком меньшего диа метра образуется пик повышенного давле ния, а в месте его сочленения с участком большего диаметра — пик разрежения (рис. 3.4.20). В результате этого наиболее нагруженными участками оказываются пе редняя часть цилиндра меньшего диаметра и область переходного конуса с примыкаю щей к нему частью цилиндра с б льшим диаметром.

Наиболее наглядно это представлено на диаграмме (рис. 3.4.21), где приведены эпюры распределения cу по длине составно

го тела	вращения.	Наибольшее
число М оказывает на величины			в
носовой	части тела	и на	с

б льшим диаметром за коническим перехо дом. Угол полураствора к1 носового конуса при этом влияет только на переднюю часть цилиндра с меньшим диаметром.

Характер распределения давления и, следовательно, нагрузок, действующих на различные участки составного тела враще ния, начинает изменяться по мере прибли

Рис. 3.4.20. Распределение давления по коническому переходу цилиндрического участка меньшего диаметра к большему при a 0 и различных числах М

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

РАСПРЕДЕЛЕННЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ	309

	Рис. 3.4.21. Распределение аэродинамической нагруз	Рис. 3.4.22. Распределение аэродинамиче
	ки по сечениям тела вращения, составленного из ци
		ской нагрузки по сечениям тела вращения,
	линдров разного диаметра (переходной усеченный
		составленного из цилиндров разного диамет
	конус удален из носовой части)
		ра (переходной усеченный конус приближен
		к носовой части)

жения конического перехода к носовой час ти тела вращения. При дозвуковых скоро стях давление восстанавливается на перед нем цилиндрическом участке тем меньше, чем ближе переходный конус расположен к носовой части. Влияние подпора от переход ного конуса приводит к тому, что на перед ней цилиндрической части составного тела появляется участок с повышенным давлени ем, сливающийся с давлением на самом пе реходном конусе. В результате (рис. 3.4.22) наиболее нагруженными участками оказыва ется область переходного конуса и примы кающая к нему передняя часть цилиндра с б льшим диаметром.

Наличие угла атаки изменяет величины давления на наветренной и подветренной сто роне как по длине тела вращения, так и в по перечных сечениях. Вместе с этим характер эпюр давления варьируется аналогично эпю рам тела вращения, состоящем из головного конуса и цилиндра.

Некоторые представления о вкладе каж дого элемента корпуса двухступенчатой РН в ее суммарные аэродинамические характери стики в диапазоне чисел М 0,7…4,0 и малых углах атаки ( + 4 ) можно получить из анали за зависимостей cxo , cy , cd f (M), где cd xd / L — коэффициент центра давления,

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

310	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Рис. 3.4.23. Зависимости производной коэффициента нормальной силы по углу атаки и положения центра давления от числа М для отдельных участков тела вращения, составленного из конусов и цилиндров разного диаметра

хd — координата центра давления, отсчитыва ется от носка конфигурации. Данные зависи мости представлены на рис. 3.4.23 и 3.4.24.

Очевидно, что аэродинамические харак теристики отдельных участков корпуса ракеты по разному зависят от числа М и вносят раз личный вклад в ее аэродинамику. Можно от метить существенное влияние угла раствора

носового конуса ( к1 15…40 ), поскольку со противление ракеты возрастает как минимум в полтора два раза.

При фиксированном значении угла пе реднего конуса к1 const особенно сильно со противление ракеты увеличивается в трансзву ковом диапазоне скоростей (М − 0,9…1,2), где коэффициент cxo возрастает в три четыре раза.

Рис. 3.4.24. Зависимость аэродинамических характеристик тела вращения, составленного из кониче ских и цилиндрических частей различного диаметра, от угла носового конуса