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

Яковлев Г.П. "122 мм самоходная пушка образца 1944 г." (Военное дело)

Суарес Г. "Тактическое преимущество " (Военное дело)

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

Семиколенков Н.П. "стрельба из танковых пулеметов " (Военное дело)
Ракетное моделирование - Горский В.А.
Горский В.А., Кротов И.В. Ракетное моделирование — М.: ДОСААФ, 1973. — 193 c.
Скачать (прямая ссылка): raketnoemodelirovanie1973.djvu
Предыдущая << 1 .. 17 18 19 20 21 22 < 23 > 24 25 26 27 28 29 .. 56 >> Следующая


Если считать, что плотность воздуха у земли постояв на, или, по крайней мере, это величина, на которую Щ не можем влиять, то площадь миделевого сечения шощ ли ракеты — это конструктивная величина. И чем мена ше она (см. формулу), тем меньше лобовое сопротивл! ние модели. При проектировании модели ракеты необход! мо стремиться к ее минимальным абсолютным размера!

Проектируя модель ракеты, на коэффициент сх моя но также влиять. 1

Конструктивные решения, уменьшающие коэффициен лобового сопротивления. Прежде чем говорить о конса руктивных решениях, необходимо рассмотреть COCTaiiig ющие силы лобового сопротивления для модели ракетн Сила лобового сопротивления тела X независимо | величины угла атаки а всегда направлена против дв| жения. 1

Физика возникновения силы X очень сложна. Лобе вое сопротивление — это сумма сил сопротивления, Bll зываемых различными причинами. Силу X можно npej ставить как сумму сил X: профильного, индуктивного! волнового. Коэффициент сх, который показывает зав! симость лобового сопротивления от угла атаки а, фо| мы тела (профиля) и его обработки, можно представив в таком виде \

^x ^xp H- ^xl "Ь Схв> ]

где схр — коэффициент профильного сопротивления; сх1 —; коэффициент индуктивного сопротивления; і схе — коэффициент волнового сопротивления. і

69
Ii о л но вое сопротивление специфично для и |і,чавунового движения, которое связано с образовани-.1 ударной волны и конусов Маха. Для моделей ракет и не скорости пока недосягаемы.

Профильное сопротивление вызывается не-Iі чомернастью распределения давления по поверхности и трением воздуха о его поверхность. Если прене-1""и> вязкостью воздуха и считать обтекание абсолютні плавным, то Z=O и тело не будет испытывать ни со-1'птнвления давления, ни сопротивления тірения (пара-икс Д’Аламбера — Эйлера).

При отсутствии вязкости и срывов потока можно бы-п бы считать, что происходит так называемое теорети-' * кое обтекание тела, когда струи потока сходят с хво-

11-пой его части. П,ри этом ,поток плавно расширяется в !¦¦истовой части и полностью восстанавливается давлене, действующее на носовую часть. Поэтому тело не і иытывает разности давления.

Ho в случае реального обтекания, ввиду наличия я:кости, абсолютно плавного обтекания не бывает да-м- у хорошо обтекаемых тел с самой гладкой поверх-кк тью. При расширении струек, обтекающих хвостовую

і.'і ть, происходят местные отрывы пограничного слоя. В ичультате этого давление в хвостовой части полностью Ir восстанавливается, так как образуется зона разреженна и тело испытывает не только трения, но и разности мпления. Таким, образом, профильное сопротивление кладывается из сопротивления трения и давления: Xp=

'/^•^давл •

Сопротивление трения.

Сопротивление трения зависит от формы корпуса, корости полета, температуры стенки корпуса и шерохо-Ii.пости ее поверхности. Под шероховатостью поверх-IM чти обычно понимают наличие выступов или впадин,

11.1 сстояние между которыми того же порядка, что и их т.і сота или глубина.

При ламинарном пограничном слое шероховатость їм- оказывает влияния на величину сопротивления трепня, так как бугорки шероховатости обтекаются плавно, без образования вихрей.

При турбулентном пограничном слое влияние шеро-чіватости проявляется тем раньше и сильнее, чем боль-
ше относительная шероховатость по отношению к харак! теру размера тела. При турбулентном пограничном слое сопротивление трения шероховатости в основном буде! состоять из сопротивления давления обтекаемых потоком бугорков шероховатостей. Обрыв вихрей, образующийся при обтекании бугорков, способствует смещению точки перехода ламинарного пограничного слоя вперед и, та; ким образом, увеличению сопротивления трения.

Пограничный слой около корпуса в реальных условиях оказывается смешанным: в передней части ламинар» ный, в остальной—турбулентный. В соответствии с ЭТИ"! греднии коэффициент сопротивления корпуса, рассчитан 1 ный по миделеву сечению, равен:

г = г . ^6ok ________________г" . S* г

^xf ^XfK Q ^XfJl О "Г* ^XfJi

J * ^МИЛ J °мид * J

где Cxflt и Cxfll — коэффициенты турбулентного тое-З ния пластинки, первый из которых находят по чиї іу Рейнольдса (подсчитанному по длине корпуса), второй— і по числу Рейнольдса, вычисленному по длине ламинарного участка. Величина сх(л представляет собой сред-і ний коэффициент ламинарного трения пластинки, длина’ которой равна протяженности ламинарного слоя на кор : пусе. Величины S6ok и Sji — это соответственно полная; боковая поверхность корпуса и часть этой поверхности,; соответствующая длине ламинарного слоя.

Практические рекомендации. Чтобы снизить Cr/,' необходимо стремиться: .1

— проектировать модель ракеты с минимально возможной по-' вер х и остью трения модели с набегающим потоком;

—• к максимальной чистоте поверхности модели (без шероховатостей) .

Сопротивление давления.

При дозвуковых скоростях распределение давления можно определить с достаточной степенью вероятности экспериментальным путем. При этом для удлиненных;: корпусов различие между давлениями в несжимаемом и дозвуковом сжимаемом потоках невелико.
Предыдущая << 1 .. 17 18 19 20 21 22 < 23 > 24 25 26 27 28 29 .. 56 >> Следующая
Реклама
 
 
Авторские права © 2010 PiroChem. Все права защищены.