Файл: Киселев, С. П. Ракета в воздушном океане.pdf

Г л а в а 111

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ АЭРОДИНАМИКА

Трудности в определении сил и моментов, действую­ щих на ракету (любой летательный аппарат), до насто­ ящего времени практически не преодолены. Поэтому для решения практических задач, связанных с проектирова­ нием летательных аппаратов, надо было найти достаточ­ но простые инженерные методы. Такие методы разрабо­ таны экспериментальной аэродинамикой.

Экспериментальные методы основаны на теоретиче­ ских положениях.

Экспериментальная аэродинамика занимается прак­ тическим исследованием воздействия воздуха (газов) на движущуюся в нем ракету (любой летательный аппа­ рат) .

В связи с тем, что постановка опытов с движущимися ракетами, особенно крупными, слишком дорога и во мно­ гих случаях трудно осуществима, на практике широко используется принцип обратимости, который заключает­ ся в том, что движется ли ракета в неподвижном возду­ хе или, наоборот, движется воздух, обтекая неподвижную ракету с той же скоростью, — результат взаимодействия ракеты с воздухом получается одинаковым, т. е. аэроди­ намические силы, действующие на ракету, и в том и в другом случае одинаковы.

Этот принцип используют при определении аэродина­ мических сил в аэродинамических трубах. Ракету или ее уменьшенную модель укрепляют в аэродинамической

80

трубе на специальных весах, с помощью которых измеря­ ют аэродинамические силы.

Определение аэродинамических сил сводится к опре­ делению коэффициентов сх, су и др. Теоретический рас­ чет этих коэффициентов, зависящих от многих причин, о которых было сказано ранее, довольно сложен. Поэтому их находят опытным путем. Экспериментально определя­ ют также условия обтекания ракет воздухом и другие данные, необходимые для выбора рациональных харак­ теристик проектируемой ракеты.

В настоящее время применяются следующие методы аэродинамических исследований.

1. Испытания в аэродинамических трубах, при кото­ рых определяются аэродинамические характеристики ра­ кет и изучаются условия обтекания их воздухом.

2.Определение аэродинамических характеристик с помощью ракетных тележек.

3.Испытания с помощью аэробаллистических трасс.

4.Летные (натурные) испытания.

Расскажем сначала об аэродинамических спектрах, а затем остановимся на методах испытаний.

Аэродинамические спектры

Вполне понятно, что величины аэродинамических сил находятся в прямой зависимости от характера обтекания ракеты воздушным потоком (газом). Чтобы хорошо ра­ зобраться в физической сущности явления обтекания, его делают видимым. При этом процесс обтекания фотогра­ фируют или снимают на кинопленку. Эта видимая кар­ тина обтекания ракеты потоком воздуха называется аэродинамическим спектром. Путем визуального наблю­ дения, фотографирования или снятия на кинопленку (оп­ тическими методами) в аэродинамической трубе изучают условия обтекания потоком воздуха ракеты (модели) или ее отдельных частей.

Рассмотрим основные части аэродинамического спек­

(рис. 22). По мере приближения потока к модели он де­ формируется 3: изменяются площадь поперечного сече-

2

меняется и скорость воздуха в потоке. Такой деформиро­ ванный поток называют в о з м у щ е н н ы м 2.

Прилегающий к модели слой воздуха 4, в котором па движение воздуха влияют силы вязкости, называют пог­ раничным слоем. В нем скорость частичек воздуха изме­ няется от нуля до скорости набегающего потока в дан­ ном его сечении. Пограничный слой при стеканни с мо­ дели образует завихрения — с п у т н у ю с т р у ю 5. Как видно из рис. 22, в пограничном слое течение может быть ламинарным и турбулентным. До сечения а—а оно лами­ нарное, а за этим сечением — турбулентное.

Впереди модели скорость соседних слоев потока в данном его сечении одинаковая, следовательно, в них не действуют силы внутреннего трения. Такие слои назы­ вают потенциальными.

Аэродинамические спектры некоторых тел показаны на рис. 23. По фотографиям таких спектров (рис. 24) можно изучать обтекание тел воздухом и установить наи­ выгоднейшие формы ракет.

Фотографирование ракеты в воздушном потоке отно-

Рис. 23. Аэродинамические спек­ тры:

о—при обтекании пластины; б—при обтекании тела капле&идноП фор­ мы; в—при обтекяицн несимметрич­

ного тела

82

Рис. 24. Фотография аэродинами­ ческого спектра артиллерийского снаряда

сят к оптическим методам исследования. Применяется несколько таких методов: теневой, щелевой и интерфе­ ренционный.

Теневой метод — самый простой. Он заключается в следующем. Обтекаемая воздушным потоком ракета или модель на мгновение освещается точечным источником света. Тень ракеты вместе с потоком воздуха проектиру­ ется на экран (рис. 25, а) или на фотопластинку. Из фи­ зики известно, что угол преломления света, проходящего через воздух, зависит от плотности воздуха. Те участки воздушного потока, которые имеют большую плотность, отклоняют световые лучи на больший угол. В результате этого различные участки теневого изображения ракеты на экране получаются неодинаковыми. На рис. 25, б при­ ведена фотография снаряда в сверхзвуковом потоке, сде­ ланная теневым методом. Этот метод удобен для непо-

Рис. 25. Теневой метод определения аэродинамического спектра:

д—схема установки: /—модель; 2—экран, 3—источник света; б—фотогра­ фия снаряда, сделанная теневым методом

спектра:

/—точечный источник света; 2—линза; 3 — фокус; 4—‘шторка; 5— точка местного сгущения воздуха; 6 —светлое пятно

средствеиного фотографирования ракеты, но он дает удовлетворительные результаты лишь при больших изме­ нениях плотности потока, т. е. при больших скоростях потока (полета ракеты).

Щелевой (шлирный) метод состоит в следующем. Лу­ чи от точечного источника света 1 (рис. 26) проходят че­ рез линзу 2, собираются в фокусе 3 и, попадая в фотоап­ парат, дают на матовом стекле изображение светлого круга. Когда лучи перекрываются в фокусе шторкой 4, круг исчезает. Если в точке 5 находится местное сгуще­ ние воздуха, то луч, проходящий через эту точку, прелом­ ляется и попадает в аппарат, пройдя выше фокуса. На матовом стекле точка 5 получается в виде светлого пят­ на 6.

Этот метод позволяет обнаруживать очень малые уп­ лотнения. С его помощью можно наблюдать звуковые и ударные волны, отрыв потока от ракеты (снаряда) и дру­ гие явления, связанные с изменением плотности потока.

Интерференционный метод чувствительнее описан­ ных. Он основан на использовании физического явления интерференции световых волн, т. е. наложения друг на друга световых волн одинаковой длины. В результате такого наложения волны усиливаются или ослабляются.

Один пучок лучей пропускается через стеклянные ок­ на аэродинамической трубы, где находится ракета (сна­ ряд) , а другой аналогичный пучок проходит такой же по длине путь в свободной атмосфере. Затем эти лучи нак­ ладываются друг на друга. По величине усиления или ослабления лучей в месте их встречи устанавливается плотность воздушного потока в аэродинамической трубе.

84

Рис. 27. Фотография интерференционного изображения обтекания снаряда

Прибор, используемый при этом методе для изучения воздушного потока, 'называется интерферометром.

Вместе с обычными приборами (трубкой Пито, тер­ мометром и др.) этот прибор позволяет определять плот­ ность потока, скорость, температуру.

Фотография интерференционного изображения обте­ кания снаряда показана на рис. 27.

Спектр обтекания ракеты можно получить, погружая

Рис. 28. Установка для дренирования:

/—модель ракеты; 2—отверстия, в которые поступает воздух; 3 — труб­

ки, по которым давление воздуха передается к манометрам

85

модель в неглубокий поток воды, равномерно движущий­ ся с небольшой скоростью. При этом образуются волны, которые по своему виду напоминают волны, создаваемые ракетой в воздушном потоке. Характер этих волн можно изучать с помощью фотоснимков. Такой метод получения спектра называется м е т о д о м а н а л о г и и с в о д я ­ ной в о л н о й.

Чтобы выяснить распределение давления по поверхно­ сти ракеты (модели), производится д р е н и р о в а н и е р а н е т ы . Оно заключается в следующем. На поверхно­ сти ракеты (рис. 28) делаются отверстия, эти отверстия соединяются трубками, идущими внутри ракеты. Трубки присоединяются к манометрам, измеряющим давление воздушного потока в точках поверхности ракеты, где име­ ются отверстия. Для измерения давления часто применя­ ются батарейные манометры, состоящие из большого ко­ личества отдельных манометров.

Скорость ракеты (потока) измеряется т р у б к о й Пи­ то. Она действует по принципу измерения разности дав­ лений встречного потока воздуха и статического. При помощи трубки Пито можно определять скорость ракеты в полете или скорость потока воздуха в аэродинамиче­ ской трубке.

Для непосредственного измерения числа М применя­ ется маметр — стрелочный прибор, показывающий число Маха в данном потоке. Одни маметры работают по тому же принципу, что и трубка Пито, в других измеряется разность температур в точке нулевой скорости и свобод­ ном потоке.

Аэродинамические трубы

В аэродинамических трубах ракету или модель за­ крепляют неподвижно в определенном положении и пус­ кают поток воздуха, который обтекает ее. Чтобы понять, как при этом определяются аэродинамические силы, не­ обходимо рассмотреть схему аэродинамической трубы и ее действие.

Аэродинамические трубы бывают различных типов и размеров. Для продувки ракет, особенно крупных, или самолетов требуются аэродинамические трубы больших размеров и огромная мощность нагнетателей. На практи­

86

ке чаще применяются аэродинамические трубы сравни­ тельно небольших размеров. В таких трубах продувают­ ся пте ракеты, а их модели. Модель подобна ракете, но имеет меньшие размеры.

Аэродинамические трубы могут быть непрерывного и периодического действия.

Аэродинамическая труба непрерывного действия (рис. 29) имеет замкнутый канал с переменным сечением. По этому каналу компрессором 1 прогоняется воздух. Ско­ рость прогоняемого воздуха в разных сечениях трубы неодинакова.

Воздух, проходя через сопло 2, ускоряется и поступа­ ет в рабочую часть 3, где помещена испытываемая раке­ та или модель. В рабочей части скорость воздуха наи­ большая. Из рабочей части воздух поступает в диффу­ зор 4, где скорость потока уменьшается, но при этом возрастает давление. Затем воздух по обратному каналу 5 поступает в компрессор.

Для непрерывной подачи воздуха в такие трубы тре­ буются достаточно мощные компрессоры.

Аэродинамические трубы периодического действия работают с перерывами. Эти трубы обычно имеют каме­ ру высокого давления, в которую компрессором накачи­ вается воздух до создания необходимого давления. За­ тем открываются клапаны, и воздух движется по трубе, создавая нужную скорость в ее рабочей части.

В трубах периодического действия требуются менее мощные компрессоры, так как они используются только в течение сравнительно коротких промежутков времени для нагнетания в камеру воздуха под высоким давлени­ ем.

Аэродинамические трубы могут быть д о з в у к о в ы ­ ми, о к о л о з в у к о в ы м и и с в е р х з в у к о в ы ми в

Рис. 29. Схема аэродинамической трубы непрерывного действия:

/—компрессор; 2 —сопло; 3 —рабочая

часть трубы; -/—диффузор; 5—об* ратный канал

87

ции паров воды и нарушает условия испытания модели. Поэтому в трубах с большими числами М (большими скоростями потока) применяется осушение воздуха.

Ракета или ее модель закрепляется в рабочей части трубы на аэродинамических весах. Весы — очень важная часть трубы. От них зависит точность измерения харак­ теристик, а она должна быть высокой, так как величина сил, действующих на ракету, может изменяться в до­ вольно широком диапазоне.

Весы должны иметь высокую чувствительность для обнаружения разницы в сопротивлении воздуха при дви­ жении ракеты, которая может быть внесена незначитель­ ным изменением ее формы (например, при необходимо­ сти установить влияние степени обработки поверхностей ракеты).

ли) под определенным углом атаки в рабочей части тру­ бы устраивается подвеска. Чтобы уменьшить ошибки в определении лобового сопротивления ракеты, сама под­ веска должна иметь минимальное лобовое сопротивле­ ние.

Какие же характеристики определяются в аэродина­ мических трубах и как они измеряются?

В аэродинамических трубах определяются составля­ ющие полной аэродинамической силы, по которым рас­ считываются аэродинамические коэффициенты (коэффи­ циенты лобового сопротивления, подъемной силы и бо­ ковой силы), стабилизирующий момент, действующий на летательный аппарат, характеристики устойчивости и управляемости и т. п.

Труба позволяет опытным путем найти данные, необ­ ходимые для установления оптимальной формы ракеты и ее элементов. Для этого можно обдувать раздельно кор­ пус ракеты, крылья, хвостовое оперение или всю ракету в целом.

Все эти аэродинамические характеристики определя­ ются при помощи весов.