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

В) численный эксперимент

Рисунок 5.10. Обтекание поперечного сечения цилиндра при Red=

Как видно из рис.5.8 – рис.5.10 результат

ы расчета в CFX сходятся с представленными физическими экспериментами.

Но нужно заметить, что распределение давление по контуру ракеты (рис.5.11) в поперечном направлении, как показано на рис.5.9, можно наблюдать лишь в центральной части ракеты (1м – 3м от Земли), так как в передней части ракеты (3м – 4,575м) большое влияние оказывает закругленная носовая часть, а в нижней (0м – 1м) на распределение давления оказывает стенка расчетной области, имеющая возможность пропускать поток.

Рисунок 5.11. Распределение коэффициента давления по контуру ракеты в продольном направлении (Ось Y)

Так как момент, действующий на ракету в нижней части ракеты мал, а влияние Земли на подветренной части ракеты незначителен, то примем, что распределение давлений на этом участке соответствует действительности.

Сравним коэффициенты лобового сопротивления для элемента ракеты (цилиндра) и всей ракеты в целом с представленными в литературе.

Из диаграммы (рис.5.8., рис.5.9), определим коэффициент лобового сопротивления для бесконечно длинного цилиндра:

CFX «RNG»:

CFX «SST»:

физический эксперимент:

Таким образом, расхождение составило 11% («RNG»), 13% («SST»).

Определим лобовое сопротивление всей ракеты

Надо заметить, что коэффициент лобового сопротивления в данном случае занижен по отношению к реальным моделям, так как поверхность является абсолютно гладкой, а также, ввиду отсутствия различного рода надстроек в виде трубопроводов, коробов кабельной проводки, штекерных разъемов, различных агрегатов и приборов, приводящих к еще более сложным течениям. Для реальных моделей >2.

5.3.3 Сложение составляющих потока (;)

Рисунок 5.12. Распределение давления по контуру ракеты в продольном направлении (I сл.)

При сложении применялось уравнение , где – коэффициент давления рассчитанный при продольном обтекании в i-той точке; – коэффициент давления рассчитанный при поперечном обтекании в i-той точке.

Полученный таким образом график СP не может быть точным, но может показывать характер обтекания. Для уточнения графика необходимо использовать более сложные статистические методы, особенно в точках, которые сильно отклоняются от среднего значения функции, а именно две характерные точки в носовой части – точки максимума и минимума (А и Б).

Теперь, проведем проверочный расчет при =24м/с и = 20м/с () с помощью численного эксперимента.

Данная задача так же, как и случай с поперечным обтеканием ракеты, решается только экспериментальным путем, хотя существуют полуэмпирические методы, дающие большие погрешности при расчете. Опыт показывает, что зависимости подъемной силы от угла сохраняют линейный характер только при малых значениях этих углов. По мере их роста действительные зависимости Сy ()все сильнее отклоняются от линейных.

Степень нелинейности определяется числом маха М, Re и геометрическими формами ЛА. Все это приводит к тому, что при углах приходится подсчитывать с учетом нелинейных составляющих.

В данном случае расчетная схема выглядит следующим образом (рис.5.12):

 Скачать реферат