Пиротехническая химия
Главная Начинающим пиротехникам Статьи Добавить статью Добавить материалы на сайт Поиск по сайту Карта книг Карта сайта
Книги в помощь
Военная история Изготовление и применение ВВ Пиротехника в военном деле Разное по пиротехнике Физика в пиротехнике Химия ВВ и составов
Новые книги
Яковлев Г.П. "122 мм самоходная пушка образца 1944 г." (Военное дело)

Суворов С. "Бронированная машина пехоты БМП -3 часть 1" (Военное дело)

Суарес Г. "Тактическое преимущество " (Военное дело)

Стодеревский И.Ю. "Автобиография записки офицера спецназа ГРУ " (Военное дело)

Соколов А.Н. "Альтернатива. Непостроенные корабли Российского императорского флота" (Военное дело)
Физические основы ракетного оружия - Алешков М.Н.
Алешков М.Н., Жуков И.П., Савин Н.В., Кукушкин Д.Д., Макаров О.П., Фомин Ю.Г. Физические основы ракетного оружия — M., Воениздат, 1972. — 312 c.
Скачать (прямая ссылка): a-foro.djvu
Предыдущая << 1 .. 47 48 49 50 51 52 < 53 > 54 55 56 57 58 59 .. 112 >> Следующая


В качестве характеристики скорости ракеты обычно берется не ее абсолютное значение, а безразмерная величина — число Маха

M = T". (7-6)

как отношение скорости ракеты к скорости звука в воздухе в данной точке траектории. Из формулы (7.6) видно, что величины язр_о_^индмическнх сил пропорциональны г2. В действительности это имеет место лишь при скоростях с числами М<^0.6..Это несоответствие расчетных формул действительной зависимости сил от скорости полета, а также влияние на их величину углов атаки, скольжения и размеров ракеты учитывается зависимостью коэффициентов Cx, Cy и Сг от М, а н {J (площадь S является лишь масштабом для этих коэффициентов и не характеризует полностью влияния линейных размеров ракеты на величины аэродинамических сил).

Для сил R11 и Rz влияние высоты полета полностью учитывается изменением плотности в формуле (7.6). Поэтому коэффициенты Cy и C2 не зависят от высоты, а являются лишь функциями числа Af и соответственно углов атаки а и скольжения {3. Для силы Rx в таком случае пришлось бы брать показатель степени у плотности в формуле (7.6) больше единицы, так как одна из ее составляющих — сила трения — растет с высотой не прямо пропорционально плотности, а быстрее. Для однообразия расчетная формула для силы лобового сопротивления оставлена в том же виде (7.6), а в число Параметров, влияющих на коэффициент Cx (форма и размеры ракеты, углы атаки, скольжения н скорость ее полета), дополнительно введена высота полета.

На рис. 7.8, а показан характер зависимости коэффициентов Cx и Cj, одноступенчатой баллистической ракеты от скорости и высоты ее полета и утла атаки. Вследствие симметрии ракеты зависимость коэффициента Сг от скорости полета н угла скольжения аналогична зависимости Су(М,а). Из рис. 7.8, с видно, что при

Л'1<!0,6 коэффициент Cx практически постоянен, т. е. здесь формула (7.6) правильно отражает действительную зависимость силы Rx от скорости полета (иногда эту силу обозначают Q). Если силу лобового сопротивления записать в виде

Rx = Q = B^, (7.7)

то при М<0,6 показатель /1 = 2. В диапазоне чисел 0,6<М< 1,2 он достигает 4—6, а затем опять уменьшается до 2. Поскольку в формуле (7.6) всюду п = 2, эго на данном участке учитывается сильным возрастанием коэффициента Cx. При М>1,2 сила лобового сопротивления пропорциональна скорости в степени /г<2, п при этих скоростях коэффициент Cx убывает.

Рис. 7.8. Зависимость коэффициентов Cx и C11 ракеты от скорости, высоты се полета И угла атаки (а), аэродинамических сил и силы тяги (б) от времени полета на активном участке траектории

Характер изменения сил Q и R1, в зависимости от времени полета баллистической ракеты типа Фау-2 на активном участке траектории показан на рис. 7.8,6. Максимальные значения этих сил у баллистических ракет могут достигать нескольких десятков тысяч ньютонов при скоростях полета, близких к скорости звука. Максимум скоростного напора на активном участке не совпадает по времени с максимумом силы лобового сопротивления. У ракет с отделяющимися головными частями знание максимальных зпаче ний этих величин необходимо для опенки прочностных характеристик их корпусов. Аналогичная оценка для ракет с неотделяющи-мнея головными частями производится по величинам максимальных аэродинамических сил на нисходящей ветви пассивного участка в районе максимума скоростного напора (рис. 7.17,6).

Баллистические ракеты, управляемые только на активном участке, обычно имеют в качестве органов управления две пары газовых рулей (рис. 7.9,а): горизонтальные (рули высоты) обеспечивают разворот ракеты по углу тангажа, вертикальные (рули направления) служат для управления по углу рыскания.

У противотанковых управляемых ракет наряду с системой воздушных рулей (в этом случае І1ТУР компонуется по так называемой схеме «бесхвостки», рис. 7.9, в) в качестве органов управления используются иитерцепторы (прерыватели потока). Это тонкие пластинки, устанавливаемые посредине или па конце крыльев и выдвигаемые в полете за их плоскости. За выдвинутым иитерцен-тором образуется зона пониженного давлення (зона срыва потока), в результате чего на этом участке крыла возникает подъемная сила (рис. 7.9,6), эквивалентная той, которая появляется на отклоненном вниз на угол о от нейтрального положения руля (показано пунктиром на рис. 7.9,6) той же площади в плане.

Рис. 7.9. Органы управления ракет различных компоновочных схем:

о— баллистической ракеты: б— иитерцепторы ПТУР; в — ракеты чо схеме «бесхвостки»; г — поворотные крьыьи; б — ракеты по нормальной аэродинамической схеме; е— ракеты по схеме «утка»

Органы управления ракет, выполненных по нормальной аэродинамической схеме (рис. 7.9,6), представляют собой четыре воздушных руля, расположенные попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях за ее несущими поверхностями (крыльями). Во избежание аэродинамического «затемнения» (снижения эффективности) рулей их плоскости развернуты (вокруг оси OX1) на 45э относительно плоскостей крыльев.

У зенитных управляемых ракет для обеспечения высокой маневренности в полете используется компоновка по схеме «утка» (рис. 7.9, с) или же в качестве органов управления применяются новоротные крылья (рис. 7.9,г). В первом случае воздушные рули Расположены впереди крыльев и центра масс ракеты и выполняют функции только рулей направления и высоты. При их откло-в|иии от нейтрального положения поток воздуха, набегающий па Вылья, скашивается и создает на крыльях возмущающий момент Вена. Поэтому для управления движением такой ракеты по крену В задних кромках ее крыльев обычно устанавливаются воздушные
Предыдущая << 1 .. 47 48 49 50 51 52 < 53 > 54 55 56 57 58 59 .. 112 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.