Лекция по “Теории полёта”. Часть 1

  Силы и моменты действующие на ракету в полете

Аэродинамические силы


             Все аэродинамические силы , действующие на ракету в полете можно свести к одной результирующей силе  RA , а также к результирующему моменту , действующему относительно масс ракеты .

             RA проходит через точку на продольной оси ракеты , которая носит название центр давления ракеты .

             Величина и направление RA  и  МА зависят от ряда факторов , в том числе от clip_image117[3] ,плотности воздуха , скорости воздушного потока , аэродинамической формы ракеты и т.д.

             Для того , чтобы было удобно составлять уравнения принято RA  и  МА  раскладывать по осям координатной скоростной (поточной) системы .

             Известно , что RA в наибольшей степени , кроме формы ракеты , зависит от угла атаки clip_image117[4]и от угла скольжения clip_image119[3] .

§  По осям скоростной системы координат RA есть :

clip_image139

§  По осям связанной системы координат RA есть :

clip_image141

Проекция RA на поточную ось ракеты Oxn всегда отрицательна и носит название силы лобового сопротивления (clip_image143) .

clip_image145 - подъемная сила ;

clip_image147 - боковая подъемная сила .

Проекция RA :  Х1 — осевая сила ; Y1 — нормальная сила ; Z1 — боковая нормальная сила .

            Баллистическая ракета является аэродинамически осесимметричным телом . Если ось ракеты направлена по вектору скорости (т.е. clip_image149) , то обтекание ракеты воздушным потоком будет симметричным относительно плоскости , проходящую через продольную ось ракеты , т.е. силы :  Y1=Y=0  ;  Z1=Z=0  .

            Если ось ракеты образует с вектором скорости некоторый угол , то обтекание ракеты воздушным потоком будет симметричным относительно плоскости , проходящей через ось ракеты и вектор скорости . При этом RA  и ее составляющие (X,X1,Y,Y1) будут лежать в этой плоскости , следовательно что для аэродинамики симметричной ракеты зависимости силы Z(Z1) от угла скольжения clip_image119[4] аналогичны зависимостям силы Y(Y1) от угла атаки clip_image117[5] . На основании теории аэродинамического подобия проекции аэродинамической силы на оси координат (связанной или скоростной) будут равны .

clip_image151         , где

clip_image153 - скоростной напор действующий на ракету ;

clip_image155    - плотность на высоте полета ;

V  -скорость ракеты ;

Sм – характерная площадь ЛА (площадь Миделя) ;

clip_image157  ; Dp –диаметр цилиндрической части ракеты ;

clip_image159 - безразмерные аэродинамические коэффициенты .

Аэродинамические коэффициенты зависят от формы ракеты , от ориентации clip_image002[4]ракеты , относительно вектора воздушной скорости (т.е. от clip_image161) , а также от критериев аэродинамического подобия .

            Критерии аэродинамического подобия :

§  Число Маха     clip_image163;

§  Число Рейнольдса  clip_image165  ;

а=а(h)  — скорость воздуха в воздушной среде ;

l  -характерный размер ЛА (для ракеты — длина ракеты) ;

clip_image167  - кинематический коэффициент вязкости воздуха .

 

Вы здесь: Главная Транспорт Лекция по “Теории полёта”. Часть 1