Obliczanie współczynników aerodynamicznych pocisku manewrującego typu Tomahawk. Przykład obliczenia katapulty do wystrzelenia rakiety kosmicznej w powietrze Moment pochylający spowodowany obrotem samolotu wokół osi Z

Obliczenia aerodynamiczne są najważniejszym elementem badań aerodynamicznych statku powietrznego lub jego poszczególnych części (kadłub, skrzydła, usterzenie, urządzenia sterujące). Wyniki takich obliczeń są wykorzystywane w obliczeniach trajektorii, przy rozwiązywaniu problemów związanych z wytrzymałością poruszających się obiektów, przy określaniu osiągów lotu statku powietrznego.

Rozważając osiągi aerodynamiczne, można zastosować zasadę rozbicia charakterystyk na oddzielne komponenty dla izolowanych kadłubów i powierzchni nośnych (skrzydła i usterzenie), a także ich kombinacje. W tym ostatnim przypadku siły i momenty aerodynamiczne są określane jako suma odpowiednich charakterystyk (dla izolowanego ciała, skrzydeł i usterzenia) oraz korekcji interferencji z powodu efektów interakcji.

Siły i momenty aerodynamiczne można wyznaczyć za pomocą współczynników aerodynamicznych.

Zgodnie z odwzorowaniem całkowitej siły aerodynamicznej i całkowitego momentu aerodynamicznego w rzutach odpowiednio na osi prędkości i powiązanych układów współrzędnych przyjmuje się następujące nazwy współczynników aerodynamicznych: - współczynniki aerodynamiczne opórpodnoszenie siły bocznej; współczynniki aerodynamiczne momentów przechyłu, odchylenia i pochylenia.

Przedstawiona metoda wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych ma charakter przybliżony. Rysunek przedstawia schemat rakiety, tutaj L to długość samolotu, dm to średnica kadłuba samolotu, to długość nosa, l to rozpiętość skrzydeł z częścią brzuszną (ryc.1).

latająca rakieta sterująca silnikiem

Siła podnoszenia

Siła podnoszenia jest określona wzorem

gdzie to wysokość podnoszenia, to gęstość powietrza, S to obszar charakterystyczny (na przykład pole przekroju kadłuba), to współczynnik siły nośnej.

Współczynnik jest zwykle określany w układzie współrzędnych prędkości 0xyz. Wraz ze współczynnikiem rozważa się dodatkowo współczynnik siły normalnej, który jest określany w powiązanym układzie współrzędnych.

Współczynniki te są ze sobą powiązane przez stosunek

Przedstawiamy samolot w postaci zestawu następujących głównych części: korpusu (kadłub), przedniej (I) i tylnej (II) powierzchni nośnej. Przy małych kątach natarcia i kątach ugięcia powierzchni nośnych zależności i są zbliżone do liniowych, tj. Można je przedstawić w postaci

tutaj i są kątami odchylenia odpowiednio przedniej i tylnej powierzchni nośnej; i - wartości i przy; , są częściowymi pochodnymi współczynników w odniesieniu do kątów i, przyjmowanych w.

Wartości i dla bezzałogowych statków powietrznych są w większości przypadków bliskie zeru, więc nie są dalej rozważane. Tylne powierzchnie łożysk są traktowane jako elementy sterujące.

Wyznaczanie współczynnika

znajdź pochodną:

Przy małych kątach natarcia i na, możemy postawić, wtedy równość (2) przyjmuje postać. Reprezentujemy normalną siłę samolotu jako sumę trzech składników

z których każdy jest wyrażony za pomocą odpowiedniego współczynnika siły normalnej:

Dzieląc równość (3) przez wyraz i usuwając pochodną względem, otrzymujemy w punkcie 0

gdzie; - współczynniki opóźnienia przepływu;

; ; - względne obszary części samolotu.

Rozważmy bardziej szczegółowo wielkości zawarte po prawej stronie równości (4).

Pierwszy termin uwzględnia normalną siłę kadłuba i przy małych kątach natarcia jest równa normalnej sile izolowanego kadłuba (z wyłączeniem wpływu powierzchni nośnych)

Aerodynamiczne nagrzewanie konstrukcji rakiety

Ogrzewanie powierzchni rakiety podczas jej ruchu w gęstych warstwach atmosfery z dużą prędkością. NA. - skutek tego, że cząsteczki powietrza atakujące rakietę są wyhamowywane w pobliżu jej korpusu. W tym przypadku następuje przejście energii kinetycznej względnego ruchu cząstek powietrza na energię cieplną.

Jeśli lot odbywa się z prędkością ponaddźwiękową, hamowanie następuje głównie w fali uderzeniowej, która pojawia się przed stożkiem dziobu rakiety. Dalsze spowolnienie cząsteczek powietrza następuje bezpośrednio na samej powierzchni rakiety, m.in. warstwa graniczna. Kiedy cząsteczki powietrza są spowalniane, ich energia cieplna wzrasta; temperatura gazu w pobliżu powierzchni wzrasta. Maksymalna temperatura, do jakiej można ogrzać gaz w warstwie granicznej poruszającej się rakiety, jest zbliżona do tzw. temperatura hamowania: T0 \u003d Тн + v2 / 2cp, gdzie Тн jest temperaturą napływającego powietrza; v jest prędkością lotu rakiety; cp - ciepło właściwe powietrza przy stałym ciśnieniu.

Z obszarów gazu o podwyższonej temperaturze ciepło jest przekazywane do poruszającej się rakiety, jej A.N. Istnieją dwie formy A. n. - konwekcja i promieniowanie. Ogrzewanie konwekcyjne jest konsekwencją przenoszenia ciepła z zewnętrznej, „gorącej” części warstwy granicznej do korpusu rakiety. Ilościowo, specyficzny konwekcyjny strumień ciepła określa się ze stosunku: qk \u003d? (Te - Tw), gdzie Te jest temperaturą równowagi (temperatura odzyskiwania jest temperaturą graniczną, do której powierzchnia rakiety mogłaby się nagrzać, gdyby nie było usunięcia energii); Tw jest rzeczywistą temperaturą powierzchni; ? - współczynnik przenikania ciepła konwekcyjnego przenoszenia ciepła, w zależności od prędkości i wysokości lotu, kształtu i wielkości rakiety, a także innych czynników.

Temperatura równowagi jest zbliżona do temperatury stagnacji. Rodzaj zależności współczynnika? z wymienionych parametrów określa reżim przepływu w warstwie granicznej (laminarny lub turbulentny). W przypadku przepływu turbulentnego ogrzewanie konwekcyjne staje się bardziej intensywne. Wynika to z faktu, że oprócz przewodnictwa cieplnego cząsteczek istotną rolę w przenoszeniu energii zaczynają odgrywać turbulentne pulsacje prędkości w warstwie granicznej.

Wraz ze wzrostem prędkości lotu wzrasta temperatura powietrza za falą uderzeniową oraz w warstwie granicznej, w wyniku czego następuje dysocjacja i jonizacja cząsteczek. Powstałe atomy, jony i elektrony dyfundują w chłodniejszy obszar - na powierzchnię ciała. Tam zachodzi reakcja odwrotna (rekombinacja), która występuje również z uwolnieniem ciepła. Daje to dodatkowy wkład w konwekcję.

Po osiągnięciu prędkości lotu około 5 km / s, temperatura za falą uderzeniową osiąga wartości, przy których zaczyna promieniować powietrze. Ze względu na promieniste przenoszenie energii z obszarów o podwyższonej temperaturze na powierzchnię rakiety następuje jej nagrzewanie radiacyjne. W tym przypadku największą rolę odgrywa promieniowanie w zakresie widzialnym i ultrafioletowym widma. Podczas lotu w atmosferze ziemskiej z prędkością niższą niż pierwsza prędkość kosmiczna (8,1 km / s), ogrzewanie radiacyjne jest niewielkie w porównaniu z ogrzewaniem konwekcyjnym. Przy drugiej prędkości kosmicznej (11,2 km / s) ich wartości zbliżają się, a przy prędkościach lotu 13-15 km / s i wyższych, odpowiadających powrotowi na Ziemię, główny udział ma ogrzewanie radiacyjne, którego natężenie jest określane przez promieniowanie właściwe (promieniowanie) przepływ ciepła: ql \u003d? ? 0 Te4, gdzie? - stopień zaczernienia korpusu rakiety; ? 0 \u003d 5,67,10-8 W / (m2.K4) - emisyjność ciała absolutnie czarnego.

Szczególny przypadek A.N. jest ogrzewaniem rakiety poruszającej się w górnych warstwach atmosfery, gdzie reżim przepływu jest swobodny molekularny, to znaczy swobodna ścieżka cząsteczek powietrza jest współmierna lub nawet przekracza rozmiar rakiety.

Szczególnie ważna rola A.N. gra podczas powrotu do ziemskiej atmosfery statków kosmicznych i sprzętu bojowego kierowanych pocisków balistycznych. Aby zwalczyć A.N. statki kosmiczne i elementy wyposażenia bojowego wyposażone są w specjalne systemy ochrony termicznej.

Lit.: Lvov A.I. Projektowanie, wytrzymałość i obliczenia systemów rakietowych. Instruktaż. - M.: Akademia Wojskowa. F.E. Dzierżyński, 1980; Podstawy wymiany ciepła w technice lotniczej i rakietowej. - M., 1960; Dorrens W.H., Hypersonic Viscous Gas Flows. Za. z angielskiego. - M., 1966; Zel'dovich Ya.B., Raizer Yu.P., Fizyka fal uderzeniowych i zjawisk hydrodynamicznych w wysokiej temperaturze, wyd. - M., 1966.

Norenko A.Yu.

Encyklopedia strategicznych sił rakietowych. 2013 .

Inny gaz. Ogrzewanie aerodynamiczne jest nierozerwalnie związane z oporem aerodynamicznym, którego doświadczają ciała podczas poruszania się w atmosferze; energia zużyta na jego pokonanie jest częściowo przekazywana do organizmu w postaci nagrzewania aerodynamicznego. Kiedy ciało się porusza, przeciwprąd gazu w pobliżu jego powierzchni ulega zmniejszeniu. Jeśli ciało porusza się z prędkością naddźwiękową, to najpierw następuje spowolnienie w fali uderzeniowej, która powstaje przed ciałem, a następnie bezpośrednio na jego powierzchni, gdzie spowolnienie jest spowodowane siłami lepkości, które zmuszają cząsteczki gazu do „przyklejania się” do powierzchni, tworząc tzw. Warstwę graniczną. Kiedy przepływ jest spowolniony, jego energia kinetyczna spada, a zatem energia wewnętrzna gazu i jego temperatura rosną. Tak więc, gdy samolot leci z prędkością trzykrotnie wyższą od prędkości dźwięku (około 1 km / s), temperatura powietrza w pobliżu jego powierzchni wynosi około 400 K, kiedy wlatuje w atmosferę ziemską z pierwszą prędkością kosmiczną (około 8 km / s), osiąga 8000 K, a przy drugiej prędkości kosmicznej (11,2 km / s) - około 11 000 K. Z rejonów gazu o podwyższonej temperaturze ciepło jest przekazywane do poruszającego się ciała, następuje nagrzewanie aerodynamiczne. Istnieją dwie formy ogrzewania aerodynamicznego - konwekcyjne i radiacyjne.

Ogrzewanie konwekcyjne jest konsekwencją przenoszenia ciepła przez przewodnictwo cieplne z zewnętrznej, „gorącej” części warstwy granicznej na powierzchnię ciała; zależy od prędkości i wysokości lotu, kształtu i wielkości ciała, charakteru przepływu (laminarnego lub turbulentnego) w warstwie granicznej. W przypadku przepływu turbulentnego ogrzewanie konwekcyjne staje się bardziej intensywne. Wraz z dalszym wzrostem prędkości lotu, temperatura powietrza za falą uderzeniową oraz w warstwie granicznej wzrasta, powodując dysocjację i jonizację cząsteczek gazu. Powstałe atomy, jony i elektrony dyfundują w chłodniejszy obszar przepływu - na powierzchnię ciała, gdzie zachodzi reakcja odwrotna (rekombinacja) prowadząca do uwolnienia ciepła. To dodatkowo przyczynia się do konwekcyjnego ogrzewania aerodynamicznego.

Ogrzewanie radiacyjne następuje z powodu przenoszenia energii promieniowania z obszarów gazu o podwyższonej temperaturze na powierzchnię ciała. Największą rolę odgrywa promieniowanie w zakresie widzialnym i UV widma. Przy prędkości lotu około 5 km / s temperatura gazu za falą uderzeniową osiąga wartości, przy których gaz zaczyna promieniować. Podczas lotu w atmosferze ziemskiej z prędkościami niższymi niż pierwsze promieniowanie kosmiczne, nagrzewanie radiacyjne jest niewielkie w porównaniu z ogrzewaniem konwekcyjnym; przy drugiej prędkości kosmicznej ich wartości stają się bliskie, a przy prędkościach 13-15 km / s i wyższych (co odpowiada powrotowi statku kosmicznego na Ziemię), główny udział ogrzewania aerodynamicznego należy do składnika promieniowania.

Ogrzewanie aerodynamiczne odgrywa również znaczącą rolę w naddźwiękowym przepływie gazu w kanałach, głównie w dyszach silnika rakietowego. W warstwie granicznej na ścianach dysz temperatura gazu może być zbliżona do temperatury w komorze spalania silnika rakietowego (do 4000 K). W tym przypadku działają te same mechanizmy przekazywania energii jak w warstwie granicznej na powierzchni samolotu, w wyniku czego następuje nagrzewanie aerodynamiczne ścianek dyszy silnika rakietowego.

Ogrzewanie aerodynamiczne wiąże się z problemem „bariery termicznej” pojawiającym się w rozwoju samolotów naddźwiękowych, rakiet nośnych i statków kosmicznych. Ale jeśli podczas wystarczająco długiego lotu naddźwiękowego powłoka samolotu nagrzeje się do temperatury zbliżonej do temperatury stagnacji (około 400 K), to powierzchnia statku kosmicznego po wejściu w atmosferę Ziemi lub innej planety z prędkością ponad 10-11 km / s nieuchronnie zacznie się zapadać z powodu niezdolność konwencjonalnych materiałów do wytrzymania tak wysokich temperatur (około 6000-8000 K). Dlatego, aby przeciwdziałać nagrzewaniu aerodynamicznemu, na statkach kosmicznych stosuje się ochronę termiczną.

Dosł.: Podstawy teorii lotu statku kosmicznego. M., 1972; Podstawy wymiany ciepła w lotnictwie i technologii rakietowej i kosmicznej. 2nd ed. M., 1992.

Rozważany jest start z powietrza (start z samolotu) ILV o masie 103 t. Katapulta musi rozpędzić go do prędkości zapewniającej wyjście pocisku z samolotu bez wstrząsu. Rakieta porusza się na jarzmach wzdłuż prowadnic, a po pozostawieniu jednej pary jarzm na prowadnicach, pod wpływem grawitacji zaczyna nabierać prędkości kątowej, w wyniku czego może dojść do zderzenia z rampą samolotu.

Określa dolną granicę prędkości wyrzutu: uobc\u003e 12,5 m / s.

W porównaniu do startu z moździerza wystrzeliwanie ILV z samolotu za pomocą katapulty ma szereg zalet: nie ma siły (fali) i efektu termicznego gorących gazów na samolot, rakieta może mieć powierzchnie aerodynamiczne, wymiary systemu startowego są zmniejszone, co upraszcza jego rozmieszczenie w przedziale ładunkowym, można ją usunąć pocisk w prawidłowej orientacji (głową w kierunku strumienia). Te ostatnie zalety pozwalają na wykorzystanie prędkości samolotu do nadania początkowej prędkości pocisku.

Zastosowano schemat katapulty z dwoma cylindrami ciągnącymi. Na podstawie wstępnych obliczeń przyjęto całkowitą masę ruchomych części katapulty równą 410 kg. Ponieważ czas działania tej katapulty jest znacznie dłuższy niż rozważany powyżej, rozważany jest schemat z dwoma GG pracującymi szeregowo, co pozwala na zmianę przepływu gazu w większym zakresie niż w schemacie z jednym GG. Biorąc pod uwagę dużą odległość między cylindrami mocy (2,5 m), a tym samym dużą długość rurociągów łączących, rozważane są schematy z dwoma GG zasilającymi oba cylindry mocy szeregowo oraz z dwoma parami GG, z których każda para zasila własny cylinder. Aby wyrównać ciśnienia między cylindrami, w tym przypadku stosuje się rurę łączącą o średnicy 50 mm. Na podstawie wytrzymałości rakiety i węzłów podporowych (elementów, na których opiera się trawers katapulty) obliczono wartości całkowitej siły, z jaką działa katapulta: Lcat \u003d 140 t oraz Lcat \u003d 160 t wartości według wielkości siły tarcia w jarzmach ILV. Ten obwód wykorzystuje pneumatyczne urządzenie hamujące. Przy wykonywaniu obliczeń wzięto pod uwagę, że w momencie odpalenia katapulty samolot wykonuje manewr „wślizgu”. W tym przypadku kąt pochylenia wynosi 24 °, co dodatkowo przyczynia się do przyspieszenia ILV na skutek rzutowania siły ciężkości, a pozorne boczne przyspieszenie ziemskie w przedziale ładunkowym wynosi 3 m / s2. Niskotemperaturowe paliwo balistyczne jest stosowane przy temperaturze spalania przy stałym ciśnieniu 2200 K. Maksymalne ciśnienie w wytwornicy gazu nie powinno przekraczać 200-105 Pa.

W wariancie 1 o maksymalnej sile 140 ton (schemat z dwiema parami wytwornic gazu) po serii wstępnych obliczeń czas pracy pierwszej komory wybrano równy 0,45 s, a średnica otworu dyszy wynosiła 27 mm. Średnica kanałów w wariatkach wynosi 4 mm, początkowa powierzchnia spalania pierwszej komory 0,096 m2, a masa wsadu 1,37 kg (na każdy GG). Średnica otworu dyszy drugiej komory wynosi 53 mm, średnica kanałów w wargach 7,7 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,365 m2, a masa wsadu 4,95 kg. Średnica komory roboczej siłownika mocy 225 mm, średnica tłoczyska 50 mm, droga tłoka przed rozpoczęciem hamowania 5,0 m.

Maksymalne przyspieszenie ILV wynosiło 16,6 m / s2, prędkość rakiety w momencie odłączenia się od trawersu wynosiła 12,7 m / s (ponieważ długość prowadnic podczas korzystania z katapulty jest z reguły większa niż przebieg katapulty, prędkość rakiety przy opuszczaniu prowadnic jest różna od prędkości, jaką katapulta nadaje rakiecie). Maksymalna temperatura wewnętrznej ściany cylindra mocy wynosi 837 K, pręt 558 K.

Dodatek 3 zawiera wykresy odpowiadające tej opcji. Czas włączenia drugiego HG dobiera się w taki sposób, aby ciśnienie w siłowniku pozostało niezmienione. Biorąc pod uwagę rozrzut czasu zapłonu drugiego GG w warunkach rzeczywistych, uruchamia się on nieco później niż czas obliczony, dlatego krzywa ciśnienia w cylindrach mocy może mieć niewielki spadek. Jeśli drugi HS zostanie uruchomiony wcześniej, na krzywej pojawi się niepożądany wzrost ciśnienia. Na rys. A3.1 przedstawia zależności ciśnień w wytwornicy gazu, cylindrach roboczych oraz w komorze hamowania od ruchu ruchomych części katapulty. Reprezentacja ciśnienia jako funkcji toru pozwala dokładniej ocenić efektywność cyklu pracy katapulty, gdyż wykonywana przez nią praca jest proporcjonalna do całki siły (nacisku) na torze. Jak widać z krzywych, powierzchnia całki jest bliska maksymalnej możliwej (biorąc pod uwagę ograniczenie maksymalnej siły). Zastosowanie dwustopniowego HG pozwala na dużą prędkość.

W przypadku opcji 2 (katapulta rozwijająca siłę 160 ton) średnica cylindra mocy została zwiększona do 240 mm, a średnica pręta do 55 mm. Po serii wstępnych obliczeń przyjęto czas pracy pierwszej komory równy 0,45 s, a średnicę otworu dyszy 28 mm. Średnica kanałów w wariatkach wynosi 4 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,112 m2, a masa wsadu 1,43 kg (na każdy GG). Średnica otworu dyszy drugiej komory wynosi 60 mm, średnica kanałów w wargach 7,4 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,43 m2, a masa wsadu 5,8 kg. W tym samym czasie maksymalne przyspieszenie ILV wynosiło 18,5 m / s2, prędkość pocisku w momencie odłączenia się od trawersu wynosiła 13,4 m / s. Maksymalne temperatury wewnętrznej ściany cylindra mocy (850 K) i tłoczyska (572 K) praktycznie się nie zmieniły.

Następnie rozważ schemat, w którym oba cylindry mocy są zasilane przez te same dwa kolejno uruchamiane GG. Aby to zrobić, musisz użyć odpowiednio dużego kolektora (rurociągu) łączącego generator gazu z butlami gazowymi. W tej i kolejnych wersjach uważamy, że rurociąg wykonany jest ze stali o podwyższonej odporności cieplnej 12MX, granicy plastyczności 280 MPa w temperaturze 293 K i 170 MPa w temperaturze 873 K, która posiada wysoki współczynnik przewodzenia ciepła.

Dla wariantu 3 z siłą 140 ton przyjmuje się średnicę rurociągu łączącego 110 mm przy grubości ścianki 13 mm. Średnica cylindra mocy, podobnie jak w wersji 1, wynosi 220 mm, średnica pręta 50 mm. Po serii wstępnych obliczeń wybrano czas pracy pierwszej komory równy 0,46 s, a średnicę otworu dyszy 40 mm. Średnica kanałów w wariatkach wynosi 16 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,43 m2, a masa wsadu 4,01 kg. Średnica otworu dyszy drugiej komory wynosi 84 mm, średnica kanałów w wargach 8,0 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,82 m2, a masa wsadu 11,0 kg.

Maksymalne przyspieszenie ILV wynosiło 16,5 m / s2, prędkość pocisku w momencie oderwania się od trawersu wynosiła 12,65 m / s (0,05 m / s mniej niż w wariancie 1). Maksymalna temperatura wewnętrznej ściany cylindra siłownika wynosi 755 K, pręt 518 K (obniżona o 40-80 K z powodu strat ciepła w rurociągu). Maksymalna temperatura wewnętrznej ściany rurociągu wynosi 966 K. Jest to dość wysoka, ale całkiem akceptowalna temperatura, biorąc pod uwagę, że grubość strefy, w której wytrzymałość na rozciąganie materiału znacznie spada z powodu ogrzewania, wynosi zaledwie 3 mm.

W przypadku wariantu katapulty rozwijającego siłę 160 ton (wariant 4) przyjmuje się, że średnica cylindra mocy wynosi 240 mm, średnica pręta wynosi 55 mm, a średnica rurociągu 120 mm. Po serii wstępnych obliczeń przyjęto czas pracy pierwszej komory równy 0,46 s, a średnicę otworu dyszy 43 mm. Średnica kanałów w wariatkach wynosi 16 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,515 m2, a masa wsadu 4,12 kg. Średnica otworu dyszy drugiej komory wynosi 90 mm, średnica kanałów w wargach 7,8 mm, początkowa powierzchnia spalania 0,95 m2, a masa wsadu 12,8 kg. Jednocześnie maksymalne przyspieszenie ILV wynosi 18,4 m / s2, prędkość pocisku w momencie oderwania się od trawersu wynosi 13,39 m / s. Maksymalne temperatury wewnętrznej ściany cylindra mocy to 767 K, pręt 530 K. Maksymalna temperatura wewnętrznej ściany rurociągu wynosi 965 K. Spadek średnicy rurociągu do 95 mm prowadzi do wzrostu temperatury jego ścianek do 1075 K, co jest nadal dopuszczalne.

Podsumowując, rozważmy wpływ liczby GG na niezawodność katapulty. Jeden jednostopniowy GG zapewni maksymalną niezawodność przy minimalnej prędkości wyrzutu rakiet. W przypadku braku uruchomienia głównego generatora wypadek nie występuje. Wielkość emisji można zwiększyć zwiększając prędkość spalania paliwa, wskaźnik w prawie spalania, ciśnienie na końcu pracy GG do 60-80 MPa (ciśnienie w cylindrach mocy i rurociągu pozostaje niezmienione), średnicę rurociągu (objętość początkową).

Ogólny dwustopniowy GG ma mniejszą niezawodność, ale zapewnia wzrost prędkości wyrzutu rakiet. W przypadku braku startu drugiego etapu występuje jedna z następujących opcji: rakieta jest wyrzucana z małą prędkością, wykluczając jej dalsze użycie, rakieta dotyka samolotu z niewielkimi konsekwencjami (brak możliwości całkowitego zamknięcia rampy,

niemożność późniejszego zwiększenia ciśnienia w przedziale ładunkowym), pochylenie lub uderzenie pocisku w statek powietrzny, prowadzące do awarii lub pożaru, a ostatecznie do śmierci samolotu. Aby zwiększyć niezawodność w tym przypadku można podjąć następujące środki zapobiegające gorszemu rozwojowi zdarzeń, powielaniu układów startowych generatora głównego drugiego stopnia, wydłużeniu czasu pracy generatora głównego pierwszego stopnia (dzięki czemu prędkość wylotu rakiety, gdy pracuje tylko generator główny pierwszego stopnia wzrośnie na tyle, że konsekwencje braku startu nie będą tak niebezpieczne) , zmiana w konstrukcji statku powietrznego, z wyłączeniem wypadku, gdy rakieta opuszcza się z mniejszą prędkością. Należy zauważyć, że w rozważanych opcjach, gdy uruchamiany jest tylko pierwszy GG, prędkość wylotu pocisku spadnie o 3-4 m / s.

OGRZEWANIE AERODYNAMICZNE - ogrzewanie ciał poruszających się z dużą prędkością w powietrzu lub innym gazie. A. n. nierozerwalnie związane z opór aerodynamiczny, cięcie ciał testowych podczas lotu w atmosferze. Energia wydatkowana na pokonanie oporu jest częściowo przenoszona do organizmu w postaci A. n. Rozważenie fizyczne. procesów określających A. n. wygodnie jest przeprowadzić z punktu widzenia obserwatora znajdującego się na poruszającym się ciele. W tym przypadku można zauważyć, że gaz padający na ciało jest spowalniany w pobliżu powierzchni ciała. Najpierw następuje hamowanie fala uderzeniowapowstaje przed ciałem, jeśli lot następuje z prędkością ponaddźwiękową. Dalsze spowolnienie gazu następuje, podobnie jak w przypadku poddźwiękowych prędkości lotu, bezpośrednio przy samej powierzchni ciała, gdzie jest spowodowane siłami lepkości, zmuszając cząsteczki do „przyklejania się” do powierzchni z formacją warstwa graniczna.

Podczas zwalniania przepływu gazu, jego kinetyki. energia spada, co zgodnie z prawem zachowania energii prowadzi do wzrostu int. energia gazu i jego temperatura. Maks. zawartość ciepła ( entalpia) gazu, kiedy jest on wyhamowywany w pobliżu powierzchni ciała, jest bliski entalpii opóźnienia: gdzie jest entalpią przepływu incydentalnego, a jest prędkością lotu. Jeśli prędkość lotu nie jest zbyt wysoka (1000 m / s), to bije. pojemność cieplna przy stałej. nacisk z p można uznać za stałą, a odpowiadającą mu temp-pa opóźnienia gazu można określić na podstawie wyrażenia

gdzie T e - równowagowa temp-pa (temperatura graniczna, do przecięcia powierzchnia ciała mogłaby się nagrzać, gdyby nie było usunięcia energii), - wsp. konwekcyjne przenoszenie ciepła, indeks oznacza parametry na powierzchni. T e jest zbliżona do temperatury hamowania i można ją określić na podstawie wyrażenia

gdzie r-coeff. odzysk temperatury (dla laminarnego, dla turbulentnego), T 1 i M 1 - temp-pa i Liczba Macha do wew. granica warstwy granicznej, - stosunek uderzeń. pojemność cieplna gazu przy stałej. ciśnienie i objętość, Pr - liczba Prandtla.

Wartość zależy od prędkości i wysokości lotu, kształtu i wielkości ciała, a także od kilku innych czynników. Teoria podobieństw pozwala na przedstawienie praw wymiany ciepła w postaci stosunków między głównymi bezwymiarowymi kryteriami - Numer Nusselta , Liczba Reynoldsa , Liczba Prandtla i współczynnik temperatury z uwzględnieniem zmienności fizyki cieplnej. właściwości gazu w warstwie granicznej. Tutaj i - oraz prędkość gazu i - współczynnik. lepkość i przewodność cieplna, L - typowy rozmiar ciała. Naib. wpływ na konwekcję A. n. renderuje liczbę Reynoldsa. W najprostszym przypadku podłużnego przepływu wokół płaskiej płyty prawo konwekcyjnego przenoszenia ciepła dla laminarnej warstwy granicznej ma postać

gdzie i są obliczane w temperaturze a dla turbulentnej warstwy granicznej

Na nosie ciała matowo kulisty. z laminarnego przenikania ciepła opisywany jest stosunkiem:

gdzie r mi im е są obliczane w temperaturze T e... Te f-ly można uogólnić na przypadek obliczania wymiany ciepła w ciągłym przepływie wokół ciał o bardziej złożonym kształcie z dowolnym rozkładem ciśnienia. W przepływie turbulentnym w warstwie przyściennej następuje nasilenie konwekcyjnego A. n., Związane z tym, że oprócz molekularnego przewodzenia ciepła występuje. Turbulentne pulsacje zaczynają odgrywać rolę w przenoszeniu energii ogrzanego gazu na powierzchnię ciała.

Z teoretycznym. obliczenia A. n. statek kosmiczny lecący w gęstych warstwach atmosfery, przepływ w pobliżu ciała można podzielić na dwa obszary - nielepki i lepki (warstwa graniczna). Oparty na przepływie nielepkiego gazu w wnętrzu. powierzchnia jest określana przez rozkład nacisku na powierzchni ciała. Przepływ w obszarze lepkim o znanym rozkładzie ciśnienia wzdłuż korpusu można znaleźć przez całkowanie numeryczne równań warstwy granicznej lub obliczenie A.n. może być używany dekomp. przybliżone metody.

A. n. gra stwory. rola w przepływ naddźwiękowy gaz w kanałach, głównie w dyszach silników rakietowych. W warstwie granicznej na ścianach dysz temperatura gazu może być zbliżona do temperatury w komorze spalania silnika rakietowego (do 4000 K). W tym przypadku działają te same mechanizmy przekazywania energii do ściany jak w warstwie granicznej na latającym ciele, w wyniku czego A. n. ściany dyszy silników rakietowych.

Aby uzyskać dane na temat A. n., Szczególnie w przypadku ciał o złożonym kształcie, w tym ciał, usprawnionych z tworzeniem obszarów separacji, należy przeprowadzić eksperyment. badania małych, geometrycznie podobnych modeli w tunele aerodynamiczne z odtworzeniem definiujących parametrów bezwymiarowych (liczby M, Re i współczynnik temperatury).

Wraz ze wzrostem prędkości lotu wzrasta temp-pa gazu za falą uderzeniową iw warstwie granicznej, w wyniku czego następuje również dysocjacja padających molekuł gazu. Powstałe atomy, jony i elektrony dyfundują w chłodniejszy obszar - na powierzchnię ciała. Istnieje odwrotna substancja chemiczna. reakcja - rekombinacja przebiegająca z wydzieleniem ciepła. To daje uzupełnienie. wkład w konwekcję A. n. W przypadku dysocjacji i jonizacji wygodnie jest przejść od temperatury do entalpii:

gdzie - entalpia równowagowa, oraz - entalpia i prędkość gazu przy zewn. granica warstwy granicznej i jest entalpią padającego gazu w temperaturze powierzchniowej. W takim przypadku do określenia można użyć tej samej wartości krytycznej. stosunek jak przy stosunkowo niskich prędkościach lotu.

Podczas lotu na dużych wysokościach brak równowagi fizykochemicznej może wpływać na ogrzewanie konwekcyjne. przemiany. Zjawisko to nabiera znaczenia, gdy charakterystyczne czasy dysocjacji, jonizacji itp. Chem. reakcje stają się równe (pod względem wielkości) czasowi przebywania cząstek gazu w obszarze o podwyższonej temperaturze w pobliżu ciała. Wpływ fizyczny i chemiczny. brak równowagi na A. n. Przejawia się w tym, że produkty dysocjacji i jonizacji, powstające za falą uderzeniową oraz w wysokotemperaturowej części warstwy granicznej, nie mają czasu na rekombinację w przyściennej, stosunkowo zimnej części warstwy granicznej, ciepło reakcji rekombinacji nie jest uwalniane, a A. maleje. W tym przypadku ważną rolę odgrywa katalizator. właściwości materiałowe powierzchni ciała. Stosowanie materiałów lub powłok o niskiej zawartości katalitycznej. aktywność w stosunku do reakcji rekombinacji (np. dwutlenku krzemu), możliwe jest znaczne zmniejszenie wartości konwekcyjnej A. n.

Jeżeli przez przepuszczalną powierzchnię korpusu dochodzi do dopływu („wdmuchiwania”) gazowego chłodziwa do warstwy granicznej, wówczas natężenie konwekcji A. n. maleje. Dzieje się tak ch. arr. w rezultacie dodaj. zużycie ciepła do ogrzewania gazów wdmuchiwanych do warstwy granicznej. Efekt zmniejszenia konwekcyjnego strumienia ciepła przy wtryskiwaniu obcych gazów jest tym silniejszy, im niższa jest ich masa cząsteczkowa, ponieważ dudnienia rosną. pojemność cieplna wtryskiwanego gazu. W przypadku przepływu laminarnego w warstwie przyściennej efekt nadmuchu jest wyraźniejszy niż w przypadku przepływu burzliwego. Z umiarkowanymi uderzeniami. natężenie przepływu wtryskiwanego gazu, zmniejszenie konwekcyjnego strumienia ciepła można określić za pomocą wzoru

gdzie jest konwekcyjny strumień ciepła do równoważnej nieprzepuszczalnej powierzchni, G - uderzenia. masowe natężenie przepływu wtryskiwanego gazu przez powierzchnię, oraz - współczynnik. wtrysk w zależności od reżimu przepływu w warstwie granicznej, a także właściwości wchodzących i wtłaczanych gazów. Ogrzewanie radiacyjne następuje w wyniku przenoszenia energii promieniowania z obszarów o podwyższonej temperaturze na powierzchnię ciała. W tym przypadku odgrywa największą rolę w UV i widzialnych obszarach widma. Teoretycznie. obliczenia promieniowania ogrzewanie konieczne jest do rozwiązania układu całkowo-różniczkowych równań promieniowania. gaz z uwzględnieniem własnego. emisja gazów, pochłanianie promieniowania przez ośrodek i przekazywanie energii promieniowania we wszystkich kierunkach w obszarze wysokotemperaturowego przepływu otaczającego ciało. Promieniowanie całkowe widma pływ q P0 do powierzchni ciała można obliczyć za pomocą Prawo promieniowania Stefana-Boltzmanna:

gdzie T 2 - gaz temp-pa pomiędzy falą uderzeniową a ciałem, \u003d 5,67 * 10 -8 W / (m 2 * K 4) - stała Stefana, - ef. stopień emisyjności promieniującej objętości gazu, który w pierwszym przybliżeniu można uznać za izotermę płaską. warstwa. Wartość e jest określona przez zespół elementarnych procesów powodujących emisję gazów o wysokiej temperaturze pax. Zależy to od prędkości i wysokości lotu, a także od odległości między falą uderzeniową a ciałem.

Jeśli to robi. wartość promieniowania A. n. wielkie istoty. zaczyna odgrywać rolę promieniowania. chłodzenie gazu za falą uderzeniową związane z przeniesieniem energii z promieniującej objętości do otoczenia i spadkiem jego temperatury. W tym przypadku przy obliczaniu promieniowania. A. n. należy wprowadzić zmianę, której wartość określa parametr wyróżnienia:

gdzie jest prędkość lotu, to gęstość atmosfery. Podczas lotu w atmosferze ziemskiej z prędkościami poniżej pierwszego promieniowania kosmicznego. A. n. mały w porównaniu do konwekcji. W drugim kosmosie. prędkości są porównywane w rzędzie wielkości, a przy prędkościach lotu 13-15 km / s, odpowiadających powrotowi na Ziemię po locie na inne planety, główne. wkład wnosi promieniowanie A. n.

Szczególnym przypadkiem A. n. Jest ogrzewanie ciał poruszających się w górę. warstwy atmosfery, w których reżim przepływu jest swobodnie-molekularny, tj. cząsteczki gazu są współmierne lub nawet przekraczają wymiary ciała. W tym przypadku powstanie fali uderzeniowej nie występuje nawet przy dużych prędkościach lotu (rzędu pierwszej kosmicznej) do obliczenia A. n. można użyć prostego f-la

gdzie jest kąt między normalną do powierzchni ciała a nadchodzącym wektorem prędkości przepływu, i - współczynnik akomodacja ta zależy od właściwości padającego gazu i materiału powierzchniowego iz reguły jest bliska jedności.

Dzięki A. n. związany z problemem „bariery termicznej” powstającej przy tworzeniu samolotów naddźwiękowych i rakiet nośnych. Ważna rola A. n. gra, gdy kosmiczny powróci. statek kosmiczny do atmosfery ziemskiej, a także gdy planety wchodzą do atmosfery z prędkością rzędu drugiej prędkości kosmicznej i wyższą. Aby zwalczyć A. n. stosowane są promocje. systemy ochrona termiczna.

Świeci się: Właściwości radiacyjne gazów w wysokich temperaturach, M., 1971; Podstawy teorii lotu statku kosmicznego, M., 1972; Podstawy wymiany ciepła w lotnictwie i technologii rakietowo-kosmicznej, M., 1975. I. A. Anfimov.