Исследование динамики ракеты при ее выходе из пусковой шахты при работающем двигателе

Кроме того, получены силы, действующие на ракету, которые будут рассмотрены позже.

Рисунок 5.3. Теневая картина распределения скоростей потоков (расчетный пример №6)

Рис.5.4. Теневая картина распределения давления (расчетный пример №6)

Получен

ные результаты следует сравнивать с теоретическими и представленными в литературе подобными экспериментами. Необходимо оценивать схожесть с физическими законами.

5.3 Анализ полученных результатов

В нашем случае угол атаки составляет , для этих углов влияние аэродинамических сил на ракету очень разнообразно. Напомним, что на рассматриваемое тело действуют потоки по двум направлениям ():

.

Образуемые от этих потоков силы, складываются векторно, но можно предположить, что аэродинамические эффекты, возникающие от продольных и поперечных сил, будут накладываться и присутствовать на ракете выходящей из шахты. Поэтому, для проверки правильности расчета, проведем дополнительные численные эксперименты с последовательным исключением одной из составляющих потока (,).

5.3.1 Вертикальная составляющая потока ()

На ракету действует под углом атаки поток = 24,079 м/с, равный скорости ракеты для расчетного случая № 4 (H=4,575 м) (I случай). Расчет проводится без учета донного давления.

Данный расчет обладает хорошей сходимостью решения (рис.5.5). Решение было получено через 19 итераций, что составило 20 мин.

Рисунок 5.5. График сходимости для расчета при = 24,079 м/с, =0

Как видно из рис.5.6, обтекание проходит по контуру ракеты в соответствии с теорией потенциальных течений.

Рисунок 5.6. Линии тока от продольной составляющей () (I сл.)

Определим аэродинамические коэффициенты сил, действующих в данной расчетной схеме, и построим графики распределения давлений по поверхности ракеты (рис.5.7).

Рисунок 5.7. Диаграмм распределения коэффициента давления по контуру (ось Y) ракеты в продольном направлении

Ввиду отсутствия симметрии в расчетной области наблюдается незначительное неравномерное распределение давлений по контуру ракеты в поперечном направлении (Δ Сp=). Антисимметрия вызвана наличием в граничных условиях вертикальной стенки входа потока (=0) (рис.5.1).

Аэродинамические характеристики ЛА непосредственно зависят от сил, действующих на ракету. Зная продольную и нормальную силу, можно определить необходимые коэффициенты.

Коэффициенты продольной и нормальной сил

где q – скоростной напор, Па;

S – площадь миделя ракеты, м²;

- суммарная продольная сила, Н;

- суммарная нормальная сила, Н.

Замечание: При выходе ракеты из шахты на нее действуют силы в проекции на ось Х от давления в «подракетном» пространстве, от атмосферного давления и от скоростного напора. Так как влияние давлений атмосферы и «подракетного» пространства были учтены при расчете основных параметров, то следует вычитать действие силы от атмосферного давления на ракету в проекции на ось Х из общей силы Fx.

Так как данные о интегральных характеристиках данной задачи отсутствуют, то для сравнения и подтверждения правильности расчета проведем дополнительный расчет обтекания ракеты при тойже скорости потока и угле атаки, включающий донную часть (II случай) (рис.5.8).

Рисунок 5.8. Линии тока от продольной составляющей () (с учетом донной части - IIсл.)

Результаты вычислений и сравнение с моделью без донной части представлены в таблице 5.4

Таблица 5.4. Результаты вычислений

что составляет около 15% различия от физических экспериментов ().

5.3.2 Поперечная составляющая потока ()

Проведем сравнительный численный эксперимент обтекания ракеты, находящейся вертикально к ветровому потоку (=20м/с) (I случай).

В стартовом положении ракета обтекается так же, как цилиндр бесконечно большой длины. Ввиду этого результаты исследований цилиндров бесконечно большой длины представляют большой практический интерес для определения как ветровых нагрузок на отдельные участки ракеты, так и ее общих аэродинамических характеристик при больших углах атаки.

Характер обтекания и силы, действующие на круговой цилиндр при углах атаки, близких к 90º, является функциями чисел Re и M. (При поперечном обтекании аэродинамические силы относятся к максимальной площади продольного сечения S = l × d.) При небольших скоростях обтекания проявляются силы вязкости воздуха, и основным критерием подобия является число Re, с которым связано так называемое явление «кризиса обтекания» – резкое уменьшение сопротивления при достижении критической величины числа Reкр ≈ 2,5 ∙, подсчитанного по диаметру цилиндра. В зависимости от скорости ветра и диаметра соответствующего участка ракеты числа Re могут превосходить значения Re = 3 ∙(при скорости ветра >20м/с). [1]

 Скачать реферат