Файл: Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. Инженерные методы расчета.pdf

стн, по разными контурами в сверхзвуковой части, могут иметь различные величины относительной боковой силы R v, и это необ­ ходимо учитывать при сравнении эксцентриситета Q3— Ry/R этих сопат.

Эксцентриситет реактивной силы, обусловленный нарушением симметрии входа, удается уменьшить профилированием горлови­ ны сопла — введением цилиндрического пояска [29].

Область влияния возмущения, возникающего из-за наруше­ ния симметрии сверхзвуковой части сопла, ограничена головной

характеристикой, отходящей от местного искажения профиля. Приближенную оценку углового эксцентриситета реактивной си­ лы вследствие излома оси сверхзвуковой части сопла можно по­ лучить по формулам: 0э~ а — для излома осп на угол а вблизи критического сечения; Ѳ0~ 2 а //(d„М„) — для излома оси на угол а в точке, находящейся на небольшом расстоянии I от среза сопла (формула подъемной силы внутренней поверхности кольцевого крыла [49]).

Эксцентриситет реактивной силы вследствие нарушений сим­ метрии в области выходного сечения можно рассчитать по ре­ зультирующей сил давления на неуравновешенную часть сопла.

Вслучае косого среза, плоскость которого наклонена под углом

ак плоскости поперечного сечения, боковая сила равна Rv~

1+ /гМд

106

Эксцентриситет реактивной силы зависит от противодавления; при увеличении противодавления малая асимметрия в потоке пли на его границах может привести к несимметричному отрыву струи от стенок сопла и, следовательно, к существенному изме­ нению боковой силы.

Таким образом, эксцентриситет реактивной силы зависит от многих факторов, различен для каждой ракеты и может изме­ няться в процессе работы двигательной установки. Для неуправ­ ляемых ракет «газодинамический» эксцентриситет реактивной силы может составлять 3'ч-20' [20, 34].

3.9. СХЕМЫ ОРГАНОВ РЕГУЛИРОВАНИЯ НАПРАВЛЕНИЯ ТЯГИ РДТТ

Регулирование направления тяги необходимо для обеспече­ ния заданной программы полета управляемой ракеты. В раке­ тах на твердом топливе наибольшее распространение получили следующие конструктивные схемы для регу­ лирования направления тяги [48, 66].

1. Поворотные сопловые системы; к ним относятся: одно или четыре поворотных соп­

107

ления неравномерна по траектории полета, в частности, высокие требования к органам управления предъявляются на атмосфер­ ном участке полета, на участках разделения ступеней [48]. Основ­ ным источником «креповых» возмущений является работа орга­ нов управления по каналам тангажа и рыскания.

Создание боковых сил Ry сопровождается изменениями осе­ вой тяги ДR II затратами энергии на работу систем и механиз­ мов регулирования тяги по направлению.

Усилие, действующее на силовой привод органа управления вектором тяги, обуславливается несколькими нагрузками [481, часть из которых складывается арифметически: газодинамиче­ ская (зависящая от положения органа управления), инерциаль­ ная и сухого трения, а часть статистически: боковое ускорение, аэродинамическая сила, эксцентриситет. На силу трепня сущест­ венное влияние оказывает возможное оседание конденсирован­ ной фазы продуктов сгорания в зазорах между движущимися поверхностями органа управления.

Боковая управляющая сила, осевая тяга и нагрузка на при­ вод изменяются в зависимости от положения сопла и насадка и от расхода вещества во вторичной струе. Эти зависимости опре­ деляются в результате газодинамических исследований органов регулирования направления тяги и используются при проектиро­ вании двигательной установки и системы управления полетом ракеты.

*Коэффициенты подъемной (управляющей) силы С,, п сопротивления

С, газового руля зависят от угла атаки, профиля (с учетом затупления переднем кромки), размаха и параметров потока продуктов сгорания ( 5 — площадь руля) [49];

** Управление по крену с помощью дополнительных устройств

(см. §3.11).

*** Всего восемь щитков; для управления по крену рабочая поверх­ ность скошена па 1—2° (см. § 3. 10).

108

Сравнение эффективности различных органов регулирования вектора тяги можно провести по их качеству, т. е. по отношению управляющей силы к потерям тяги Ry/AR, и по результатам ве­ сового анализа всей ракеты. В табл. 31 приведены соответству­ ющие данные по ряду органов управления для мощной транс­ портно-космической ракеты при одинаковом уровне потребных управляющих сил [23].

3. 10. ОБТЕКАНИЕ ВЫДВИЖНОГО ЩИТКА

При нагружении выдвижного щитка в сверхзвуковую струю в области среза сопла часть потока отклоняется от стенки соп­ ла и обтекает щиток.

Возьмем часть стенки плоского сверхзвукового сопла, на ко­ торой установлен щиток высотой /г. Поворот сверхзвукового по­ тока осуществляется в косом скачке, отходящем от линии отры­ ва. Рассмотрим течение в окрестности отрыва (рис. 42). Погра-

в)

Рис. 42. Обтекание сверхзвуковым потоком препятствия на стейке:

ничный слой перед линией отрыва предполагается турбулентным, высота ступеньки (глубина погружения щитка) больше толщи­ ны пограничного слоя б. В косом скачке линии тока отклоняются от первоначального направления, параллельного стенке, на ко­ нечный угол влубь основного потока. Тангенциальный разрыв между отклоненным потоком и газом, находящимся у стенки, неустойчив и размывается в турбулентную область [31].

Из условия равновесия системы, состоящей из косого скачка и зоны турбулентного смешения, вычисляется перепад давления в скачке, отходящем от точки турбулентного отрыва сверхзвуко­ вого потока p2.lpi = f{Mi) ä; 1+0,5 Mi (см. § 3.5), где Mi — число Маха перед плоскостью отрыва хт.

Из хода рассуждений следует, что общая картина турбулент­ ного отрыва не зависит от того, каким способом он создается:

109