Лекция по “Теории полёта”. Часть 1
- Лекция по “Теории полёта”. Часть 1
- задачи решаемые для баллистической ракеты
- Движение , форма и гравитационное поле Земли
- Форма Земли
- Определение положения точки на Земной поверхности
- Гравитационное поле Земли
- Теорема об изменении количества движения системы материальных точек
- Формула Циалковского
- Система координат
- Аэродинамические силы
- Особенности аэродинамических характеристик
- Аэродинамические моменты
- Положение центра давления
- Демпфирующий момент
- Управляющие силы и моменты
- Управляющие моменты
- Основные типы органов управления баллистических ракет
- Комбинированные органы управления
- Сила реактивной тяги
- Аэродинамические схемы ЛА
- Общий вид траектории УБР
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 ,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 и от угла скольжения .
§ По осям скоростной системы координат RA есть :
§ По осям связанной системы координат RA есть :
Проекция RA на поточную ось ракеты Oxn всегда отрицательна и носит название силы лобового сопротивления () .
- подъемная сила ;
- 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. ) , 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 аналогичны зависимостям силы Y(Y1) от угла атаки . На основании теории аэродинамического подобия проекции аэродинамической силы на оси координат (связанной или скоростной) будут равны .
, где
- скоростной напор действующий на ракету ;
- плотность на высоте полета ;
V -скорость ракеты ;
Sм – характерная площадь ЛА (площадь Миделя) ;
; Dp –диаметр цилиндрической части ракеты ;
- безразмерные аэродинамические коэффициенты .
Аэродинамические коэффициенты зависят от формы ракеты , от ориентации ракеты , относительно вектора воздушной скорости (т.е. от ) , а также от критериев аэродинамического подобия .
Критерии аэродинамического подобия :
§ Число Маха ;
§ Число Рейнольдса ;
а=а(h) — скорость воздуха в воздушной среде ;
l -характерный размер ЛА (для ракеты — длина ракеты) ;
- кинематический коэффициент вязкости воздуха .