Аэродинамический нагрев конструкции ракеты. Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк Коэффициент лобового сопротивления при

• 2.Уравнение тяги как результирующая действия всех газодинамических сил. Полный импульс тяги. Удельный импульс и удельная тяга. Давление, температура горения топлива, энергомассовое совершенство
• 3.Термодинамический расчет процессов в камере. Основные термодинамические характеристики топлива, порядок их определения.
• 5.Определение газодинамических параметров течения в сопле с помощью газодинамических фнункций.
• 6. Типы зарядов и их основные характеристики. Требования, предьявляемые к зарядам. Выбор требуемой поверхноси горения.Расчет заряда канально-щелевой формы.
• 8.Причины отклонения параметров рдтт от номинальной величины. Определение разброса вбх. Регулирование по давлению и тяге.
• 8.1 Классификация жрд, облости применения,преимущества и недостатки.Характеристики камеры и двигателя. Коэффициенты потерь. Характеристики: расходная высотная. Топлива для жрд.
• 9.Основные элементы процессов превращения. Назначение и виды форсунок. Головки к.С. Схемы расположения форсунок. Расчет соотношения по сечения камеры.
• 10. Регулирование жрд. Запуск и остановка двигателя. Основные задачи регулирования.
• 11. Охлаждение жрд. Процессы теплообмена и защиты стенок камеры сгорания. Особенности теплообмена. Способы охлаждения. Расчет охлаждения.
• 13. Система управления ла. Типы траекторий. Определение дальности полета. Траектория наведения. Системы управления ла.
• 14.Основные характеристки рдтт
• 15.Компоновка ла
• 16.Компоновочные схемы ракет; способы создания управляющих сил и моментов. Принцип разбиение ракеты по ступеням.
• 17.Основные весовые и геометрические характеристики ла
• 18. Основные конструктивные схемы гибридных, турбореактивных, ракетно-прямоточных двигателей, комбинированных ракетно-прямоточных двигателей. Основные узлы и элементы.
• 19.Эллиптическая траектория. Интеграл площадей и энергий. Форма и основные участки траектории.Оптимальный угол бросания.Оценка дальности полета по эллиптической и паробалической траекториям
• 21.Системы управления движением ла, их назначение и общая структурная схема. Управление дальностью полета.
• 3.Управление дальностью полета.
• 3.Управление дальностью полета. По Бульбовичу:
• 22. Возмущенное движение ла. Линеаризация уравнений возмущенного движения. Разложение возмущеного движения на продольное и боковое. Динамические коэффициенты.
• 25. Классификация динам. Нагрузок, действующих на ла на различных этапах его эксплуатации. Нагрузка при транспортировке. Ветровая нагрузка. Акустическая нагрузка. Пульсация давления в камере рдтт.
• 29.Задачи динамического анализа ла. Основные задачи динамического анализа. Методы решения динамических задач. Технические решения на этапе динамического анализа.
• 33.Основные особенности 2-х фазного течения. Потери удельного импульса в сопле: их классификация, физические процессы их обуславливающие.
• 37. Назначение хвостового оперения. Балансировочная зависимость. Общий подход к выбору оперения в начальном приближении.
• 44. Основные модели напряженно-деформированного состояния,используемые для прочноскрепленных зарядов рдтт. Запасы прочности, как соотношение разрушающей и расчетной нагрузок. Коэффициент безопасности.
• 45. Математическая постановка мкэ. Основные этапы решения задачи мкэ. Запись основных соотношений теории упругости для конечного элемента в матричной форме.
• 46.Расчет пластин. Основные уравнения и гипотезы. Вывод основных уравнений теории тонких пластин в декартовой системе координат.
• 47.Изгиб пластин. Дифференциальное уравнение упругой поверхности пластины. Методы решения дифференциального уравнения пластины.
• 48.Геометрия оболочек вращения. Гипотезы кирхгофа-лява и геометрические соотношения. Основные соотношения общей теории оболочек.
• 49. Уравнения безмоментной теории оболочек(бто). Уранения осесимметиричной задачи. Сферическая и цилиндрическая оболочки при действии внутреннего давления.
• 51.Устойчивость цилиндрических оболочек. Основные уравнения устойчивости цилиндрических оболочек. Устойчивость цилиндрических оболочек при осевом сжатии и внешнем давлении.
• 52. Основные силы, действующие на корпус ла в полёте и характер их изменений. Определение осевых сил, действующих на корпус ла в полёте.
• 53.Расчет топливных отсеков. Расчет корпуса рдтт. Расчет сферических, эллиптических и торосферических днищ. Особенности расчета на прочность конструкции жрд.
• 54.Конструкция и расчет сопловых блоков двигателей.
• 55.Конструкция и расчет обечаек камер сгорания рдтт.
• 56.Конструкция и расчет органов управления
• 57.Конструкторско-технологическая характеристика соединений.
• 2.Неразъемные
• 58. Конструкция баростендов для испытания двигателей
• 59. Надежность ла на этапе отработки.
• 60.Надежность ла на этапе серийного производства..
• 61. Содержание эксплуатационных испытаний рдтт при отработке.
• 62. Испытание рдтт на служебную безопасность.
• 63.Способы наведния на цель. Системы управления зур.
• 64.Расчетные траектории – телеуправляемые, самонаводящиеся, с комбинированной системой управления.
• 65.Классификация крылатых ракет. Типы траекторий крылатых ракет. Траектория пикирования крылатой ракеты.
• 66.Особенности конструкции, системы наведения и проектированияя авиационными ракетами. Противоспутниковые авиционные ракеты
• 68. Классификация ракетных снарядов
• 69.Методика проведения статического прочностного анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 70. Методика проведения модального анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно- элементных пакетов.
• 71.Методика проведения гармонического анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 72.Методика проведения динамического анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 73. Методика определения ндс прочноскрепленного заряда рдтт при действии температуры с использованием конечно-элементных пакетов.
• 74.Методика проведения температурно-прочностного анализа прочноскрепленного заряда рдтт с использованием конечно-элементных пакетов.
• 75.Методика проведения расчета на устойчивость цилиндрической оболочки с использованием конечно-элементных пакетов.
• 76.Общие сведения о пкм. Основные определения, структура материалов, фазы, назначение связующих и наполнителей в составе материалов.
• 78.Формование изделий из пкм методы форования:намотка, прессование, автоклавное формование, режимы формования.
• 79. Физико-мех., теплофизические и др. Свойства угле-, стекло-, органо, боропластиков, термопластичных км.
• 80. Теплонапряженные узлы ла и дла из пкм. Расчет температурных полей,анализ толщин с учетом и без учета абляции,оценка тепло и термостоикости.
• 81.Структурные особенности материала и учет их в конструкциях, анализ прочности.
• 82. Химическая стойкость пкм в конструкциях ла и дла
• 83. Техническая подготовка производства.
• 84. Тип производств и его определение.
• 85.Точечные диаграммы и практические кривые распределения (рассеивания) размеров(погрешностей).
• 86.Классификация баз. Принципы совмещения баз при постороении операций. Принцип постоянства баз.
• 87. Погрешности обработки, вызываемые установкой заготовок.
• 88.Припуски. Максимальный и минимальный припуски.
• 89.Понятине технологичности. Количественная оценка технологичности. Качественная оценка технологичности.
• 90. Основные принципы построения технологических процессов.
• 91 Принципы выбора топлива и формы заряда для конкретной конструкции рдтт
• 92. Сравнительный анализ характеристик баллиститных и смечевых твердых топлив.
• 93.Особенности проектирования заряда торцевого горения.
• 94. Факторы, влияющие на скорость горения твердого топлива
• 95. Принцип выбора бронирующего покрытия для заряда тт.
• 96.Типы воспламенительных составов и принципы проектированиявоспламенителей.
• 97. Технология производства зарядов из смесевых твердых топлив.
• 98.Технология изготовления зарядов из баллиститных твердых топлив.
• 99.Технология нанесения бронирующих (от 3 до 8 мм)
• 100.Технология крепления зарядов твердого топлива в камере сгорания рддт
• 101.Технология подготовки корпусов рдтт перед их заполнением.
• 102.Технология производства пиротехнических воспламенительных составов.
• 109. Назначение и содержание технического задания.
• 110.Назначение и содержание технического предложения
• 111. Назначение и содержание эскизного и технического проектов
• 112.Назначение и содержание программы и методики испытаний.
• 113.Назначение и содержание правил по обращению.

• 14.Основные характеристки рдтт

  1. Формула Циолковского

  где W- эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла

  Q Т - вес заряда

  q к =Q 0 -Q T - сухой вес ракеты

  2
  
  . Уравнение тяги

  Тяга – равнодействующая всех газодинамических сил, действующая на двигатель, как за счёт внутренних баллистических процессов в камере сгорания, так и внешних сил.

  Ра = Рн – расчётный режим тяги. В инженерной практике наряду с прямым расчетом тяги есть способ расчета:
  , гдеR уд =R/G– удельная тяга – главная энергетическая характеристика РДТТ (тяга, отнесенная к единице массового расхода)

  3
  . Суммарный импульс:

  

  Удельным (единичным) импульсом ДУ называется отношение I  за полное время работы к общей массе топлива.

  

  15.Компоновка ла

  После того определены масса и габарит­ные размеры размещаемых внутри корпуса агрегатов, грузов и блоков оборудования, переходят к следующему этапу - компо­новке Л А - выбор внешних форм и взаимно­го расположения частей, агрегатов и грузов, размещаемых на ЛА.

  Аэродинамическая (внешняя) компоновка ЛА характеризу­ется взаимным расположением корпуса и несущих поверхностей, создающих подъемную силу (крыльев, рулей, стабилизаторов и дестабилизаторов). Осн-я цель : определение аэродин-х нагрузок.

  Объемная (внутренняя) компоновка - раз­мещение всех агрегатов на борту ЛА (ДУ, целевого груза, аппа­ратуры системы управления, бортовых источников энергии). Должны быть созданы условия для надежной и эффективной работы всех размещаемых на ЛА грузов и оборудования;удобство технического. Обеспечение высокой плотности компоновки, что способству­ет уменьшению объема и массы ЛА. Должно обеспечено требуемое положения центра масс ЛА.

  Конструктивная компоновка характеризуется конструктивно-силовой схемой (КСС) и технологическими решениями, выбор которых обусловлен объемной компоновкой, аэродинамической схемой и внешними нагрузками, действующими на ЛА. Конструктивная компоновка влияет на: прочность и жесткость конструкции ЛА;принимаемые конструктивно-технологические решения и ме­тоды изготовления, испытаний, сборки и транспортировки ЛА; членение конструкции ЛА на агрегаты, отсеки и узлы; взаимозаменяемость отдельных элементов конструкции; форму ЛА и габаритные ограничения;на выбор места расположения стыковых узлов.

  Компоновка двигательных установок: топливо является расходуемой массой, по­этому его следует размещать вблизи ц.м. Требования к размещению двигателей во многом зависят от их типа и назначения ЛА.Камеры маршевых ЖРД обычно размещаются в хвостовой части корпуса. Нагрузки должны передаваться на силовой набор без деформации обшивки. При установке многокамерных ЖРД (многосопловых РДТТ)необходимо учитывать возникновение обратных конвективных тепловых потоков - го­рячих газов из сопла,- вызывающих дополнительный нагрев хвостовой части корпуса ЛА.РДТТ могут размещаться в хвостовой, средней и носовой частях корпуса ЛА.Хвостовое размещение РДТТ с конструктивной точки зрения наиболее удобно, однако оно создает наибольшую разбежку центра масс при выгорании топлива.Размещение РДТТ в средней части корпуса ЛА наиболее бла­гоприятно с точки зрения центровки ЛА, однако приводит к не­обходимости применять в РДТТ боковые сопла, которые создают дополнительные потери в тяге из-за наклона сопел к оси ЛА, либо устанавливать между камерой РДТТ и осевым соплом га-зовод, наличие которого усложняет компоновку оборудования в хвостовых отсеках ЛА и потери .При носовом расположении РДТТ истекающие из носового кольцевого сопла газы омывают весь корпус ЛА, что вызывает его нагрев, а также нарушает работу аэродинамических орга­нов управления.ВРД (ПВРД) устанавливаются обычно внутри корпуса ЛА, реже в специальных гондолах под корпусом или на крыльях.

  Компоновка оборудования: необходимо обеспечивать требуемые условия по темпе­ратуре, давлению и влажности, не допускать чрезмерных тепло­вых воздействий со стороны двигательной установки и аэродинамического нагрева, вредных электромагнитных наводок от смежно расположенных блоков аппаратуры, не допускать по­мех для приема и передачи сигналов управления, ограничивать возможные колебания и деформации приборных отсеков.Оборудование обычно комплектуется в блоки, каждый из которых имеет одинаковые условия эксплотации, а не своего целевого назначения. Должен быть обеспечен удобный доступ к оборудованию (люки). Система управления обычно устанавливается вблизи ц.м., т.к. там меньше воздействия на героскопы от колебания конструкции. Радиоэлектронное оборудование, датчики, вычислительные блоки обычно устанавливаются в носовой части ЛА. Антенны радиолокационных головок самона­ведения (РЛГСН) за­крываются радиопрозрачным обтекателем. Ис­полнительные элементы (рулевые машины и приводы) должны размещаться вблизи рулей и других органов управления. Бортовые электрические источники питания обычно устанав­ливаются вблизи основных потребителей энергии. Кабели, соединяющие приборы с источниками питания, а так­же различные трубопроводы могут прокладываться внутри кор­пуса ЛА либо в специальном гаргроте.

  "

Рассматривается воздушный старт (старт с самолета) РКН массой 103 т. Катапульта должна разогнать ее до скорости, обеспечивающей безударный выход ракеты из самолета. Ракета движется на бугелях по направляющим, и после того как на направляющих останется одна пара бугелей, под действием силы тяжести начинает приобретать угловую скорость, в результате чего может произойти соударение с аппарелью самолета.

Этим определяется ограничение снизу на скорость катапультирования: иобк > 12,5 м/с.

По сравнению с минометным стартом выведение РКН из самолета при помощи катапульты имеет ряд преимуществ: отсутствует силовое (волновое) и тепловое воздействие горячих газов на самолет, ракета может иметь аэродинамические поверхности, уменьшаются габариты стартовой системы, что упрощает ее компоновку в грузовом отсеке, можно выводить ракету в правильной ориентации (головной частью навстречу потоку). Последние преимущества позволяют использовать скорость самолета для сообщения ракете начальной скорости.

Используется схема катапульты с двумя тянущими цилиндрами. Суммарная масса подвижных частей катапульты на основании предварительных расчетов принималась равной 410 кг. Так как время работы данной катапульты значительно больше, чем рассмотренной выше, рассматривается схема с двумя ГГ, работающими последовательно, что позволяет изменять газоприход в большем диапазоне, чем в схеме с одним ГГ. Учитывая большое расстояние между силовыми цилиндрами (2,5 м) и, следовательно, большую длину соединительных трубопроводов, рассматриваются схемы с двумя ГГ, питающими последовательно оба силовых цилиндра, и с двумя парами ГГ, причем каждая пара питает свой цилиндр. Для выравнивания давлений между цилиндрами в этом случае используется соединительная труба диаметром 50 мм. Исходя из прочности ракеты и опорных узлов (элементов, в которые упирается траверса катапульты) расчеты проводились для значений суммарной силы, создаваемых катапультой: Лкат = 140 т и Лкат = 160 т. Отметим, что суммарное усилие, действующее на самолет при старте, меньше этих величин на величину силы трения в бугелях РКН. В данной схеме используется пневматическое тормозное устройство. При проведении расчетов учитывалось, что в момент срабатывания катапульты самолет совершает маневр «горка». При этом угол тангажа составляет 24°, что дополнительно способствует разгону РКН за счет проекции силы тяжести, а кажущееся поперечное ускорение свободного падения в грузовом отсеке 3 м/с2. Используется низкотемпературное баллиститное топливо с температурой горения при постоянном давлении 2200 К. Максимальное давление в ГГ не должно превышать 200-105 Па.

В варианте 1 с максимальной силой 140 т (схема с двумя парами ГГ) после серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,45 с, а диаметр соплового отверстия 27 мм. Диаметр каналов в шашках 4 мм, начальная площадь поверхности горения первой камеры 0,096 м2, масса заряда 1,37 кг (на каждый ГГ). Диаметр соплового отверстия второй камеры 53 мм, диаметр каналов в шашках 7,7 мм, начальная площадь поверхности горения 0,365 м2, масса заряда 4,95 кг. Диаметр рабочей камеры силового цилиндра 225 мм, диаметр штока 50 мм, путь поршня до начала торможения 5,0 м.

Максимальное ускорение РКН составило 16,6 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 12,7 м/с (так как длина направляющих при использовании катапульты, как правило, больше, чем ход катапульты, то скорость ракеты при сходе с направляющих отличается от скорости, которую сообщает ракете катапульта). Максимальная температура внутренней стенки силового цилиндра 837 К, штока 558 К.

В приложении 3 приводятся графики, соответствующие этому варианту. Время включения второго ГГ подобрано таким образом, чтобы давление в силовом цилиндре оставалось неизменным. С учетом разброса времени воспламенения второй ГГ в реальных условиях запускается несколько позже расчетного времени, поэтому кривая давления в силовых цилиндрах может иметь небольшой провал. Если второй ГГ запустить раньше, то на кривой появится нежелательный всплеск давления. На рис. П3.1 показаны зависимости давлений в ГГ, рабочих цилиндрах и в камере торможения от перемещения подвижных частей катапульты. Представление давления в виде функции пути позволяет более наглядно оценить эффективность рабочего цикла катапульты, так как работа, совершаемая ею, пропорциональна интегралу от силы (давления) по пути. Как видно из кривых, площадь подынтегральной функции близка к максимально возможной (с учетом ограничения по максимальной силе). Использование двухступенчатого ГГ позволяет получить большую скорость.

Для варианта 2 (катапульты, развивающей усилие 160 т) диаметр силового цилиндра увеличен до 240 мм, диаметр штока до 55 мм. После серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,45 с, а диаметр соплового отверстия 28 мм. Диаметр каналов в шашках 4 мм, начальная площадь поверхности горения 0,112 м2, масса заряда 1,43 кг (на каждый ГГ). Диаметр соплового отверстия второй камеры 60 мм, диаметр каналов в шашках 7,4 мм, начальная площадь поверхности горения 0,43 м2, масса заряда 5,8 кг. При этом достигнуто максимальное ускорение РКН 18,5 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 13,4 м/с. Максимальные температуры внутренней стенки силового цилиндра (850 К), штока (572 К) практически не изменились.

Далее рассмотрим схему, в которой оба силовых цилиндра работают от одних и тех же двух последовательно срабатывающих ГГ. Для этого приходится использовать достаточно большой коллектор (трубопровод), соединяющий ГГ с газовыми цилиндрами. В этом и последующем вариантах считаем, что трубопровод выполнен из стали с повышенной теплостойкостью 12МХ, пределом текучести 280 МПа при температуре 293 К и 170 МПа при температуре 873 К, обладающей высоким коэффициентом теплопроводности.

Для варианта 3 с усилием 140 т диаметр соединительного трубопровода примем равным 110 мм при толщине стенки 13 мм. Диаметр силового цилиндра, как и в варианте 1, 220 мм, диаметр штока 50 мм. После серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,46 с, а диаметр соплового отверстия 40 мм. Диаметр каналов в шашках 16 мм, начальная площадь поверхности горения 0,43 м2, масса заряда 4,01 кг. Диаметр соплового отверстия второй камеры 84 мм, диаметр каналов в шашках 8,0 мм, начальная площадь поверхности горения 0,82 м2, масса заряда 11,0 кг.

Максимальное ускорение РКН составило 16,5 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 12,65 м/с (на 0,05 м/с меньше, чем в варианте 1). Максимальная температура внутренней стенки силового цилиндра 755 К, штока 518 К (уменьшились на 40-80 К из-за теплопотерь в трубопроводе). Максимальная температура внутренней стенки трубопровода 966 К. Это достаточно высокая, но вполне допустимая температура, учитывая, что толщина зоны, в которой из-за нагрева заметно уменьшается предел прочности материала, составляет всего 3 мм.

Для варианта катапульты, развивающей усилие 160 т (вариант 4), диаметр силового цилиндра принят равным 240 мм, диаметр штока 55 мм, диаметр трубопровода 120 мм. После проведения серии предварительных расчетов время работы первой камеры было выбрано равным 0,46 с, а диаметр соплового отверстия 43 мм. Диаметр каналов в шашках 16 мм, начальная площадь поверхности горения 0,515 м2, масса заряда 4,12 кг. Диаметр соплового отверстия второй камеры 90 мм, диаметр каналов в шашках 7,8 мм, начальная площадь поверхности горения 0,95 м2, масса заряда 12,8 кг. При этом максимальное ускорение РКН 18,4 м/с2, скорость ракеты в момент отделения от траверсы 13,39 м/с. Максимальные температуры внутренней стенки силового цилиндра 767 К, штока 530 К. Максимальная температура внутренней стенки трубопровода 965 К. Уменьшение диаметра трубопровода до 95 мм приводит к росту температуры его стенок до 1075 К, что еще допустимо.

В заключение рассмотрим влияние числа ГГ на надежность катапульты. Один одноступенчатый ГГ обеспечит максимальную надежность при минимальной скорости выброса ракеты. В случае незапуска ГГ аварии не происходит. Повысить скорость выброса можно увеличив скорость горения топлива, показатель в законе горения, давление в конце работы ГГ до 60-80 МПа (давление в силовых цилиндрах и трубопроводе остается неизменным), диаметр трубопровода (начального объема).

Общий двухступенчатый ГГ имеет меньшую надежность, но обеспечивает повышение скорости выброса ракеты. В случае незапуска ГГ второй ступени происходит один из следующих вариантов: выброс ракеты с малой скоростью, исключающий ее дальнейшее использование, задевание ракетой самолета с незначительными последствиями (невозможность полного закрытия аппарели,

невозможность последующего наддува грузового отсека), перекос или удар ракеты по самолету, приводящий к поломкам или пожару и, в конечном случае, к гибели самолета. Повысить надежность для этого случая могут следующие меры, предотвращающие худшее развитие событий дублирование систем запуска ГГ второй ступени, увеличение времени работы ГГ первой ступени (за счет чего скорость выхода ракеты при работе только ГГ первой ступени повысится настолько, что последствия незапуска будут не столь опасными), изменение конструкции самолета, исключающее его аварию при выходе ракеты с меньшей скоростью. Следует отметить, что в рассматриваемых вариантах при срабатывании только первого ГГ скорость выхода ракеты уменьшится на 3-4 м/с.

Аэродинамический нагрев конструкции ракеты

Нагрев поверхности ракеты во время ее движения в плотных слоях атмосферы с большой скоростью. А.н. – результат того, что налетающие на ракету молекулы воздуха тормозятся вблизи ее корпуса. При этом происходит переход кинетической энергии относительного движения частиц воздуха в тепловую.

Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью, торможение происходит, прежде всего, в ударной волне, возникающей перед носовым обтекателем ракеты. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности ракеты, в т.н. пограничном слое. При торможении молекул воздуха их тепловая возрастает, т.е. температура газа вблизи поверхности повышается. Максимальная температура, до которой может нагреться газ в пограничном слое движущейся ракеты, близка к т. н. температуре торможения: T0 = Тн + v2/2cp, где Тн – температура набегающего воздуха; v – скорость полёта ракеты; cp - удельная теплоёмкость воздуха при постоянном давлении.

Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущейся ракете, происходит ее А.н. Существуют две формы А.н. – конвективная и радиационная. Конвективный нагрев – следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к корпусу ракеты. Количественно удельный конвективный тепловой поток определяют из соотношения: qk = ? (Те - Тw), где Te – равновесная температура (температура восстановления – предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность ракеты, если бы не было отвода энергии); Tw – реальная температура поверхности; ? – коэффициент теплоотдачи конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров ракеты, а также от других факторов.

Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента? от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.

С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область – к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая также с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный .

При достижении скорости полёта порядка 5 км/сек температура за ударной волной достигает значений, при которых воздух начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности ракеты происходит ее радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической скорости (8,1 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю, основной вклад вносит уже радиационный нагрев, его интенсивность определяется удельным радиационным (лучистым) тепловым потоком: qл = ? ?0 Те4, где? – степень черноты корпуса ракеты; ?0 =5,67.10-8 Вт/(м2.К4) – коэффициент излучения абсолютно черного тела.

Частным случаем А.н. является нагрев ракеты, движущейся в верхних слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. длина свободного пробега молекул воздуха соизмерима или даже превышает размеры ракеты.

Особо важную роль А.н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов и боевого оснащения управляемых баллистических ракет. Для борьбы с А.н. космические аппараты и элементы боевого оснащения снабжаются специальными системами теплозащиты.

Лит.: Львов А.И. Конструкция, прочность и расчет систем ракет. Учебное пособие. – М.: Военная академия им. Ф.Э.Дзержинского, 1980; Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. – М., 1960; Дорренс У.Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа. Пер. с англ. – М., 1966; Зельдович Я.Б., Райзер Ю.П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд. - М., 1966.

Норенко А.Ю.

Энциклопедия РВСН . 2013 .

Анимация

Описание

Аэродинамический нагрев - нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе.Аэродинамический нагрев - результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха (газа) тормозятся вблизи тела. Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью, торможение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. При торможении молекул воздуха в пограничном слое, непосредственно у поверхности тела, энергия их хаотического движения возрастает, что ведет к росту температуры газа в этом слое и аэродинамическому нагреву тела. Например, при полете сверхзвукового самолета со скоростью 1 км/с температура торможения составляет около 700 К, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с первой космической скоростью (~7,6 км/с) температура торможения достигает 8300 К. Если в первом случае температура обшивки самолета может быть близка к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнет разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры.

Максимальная температура, до которой может нагреваться газ в окрестности движущегося тела, близка к так называемой температуре торможения Т 0 :

,

где - температура набегающего воздуха;

V - cкорость полета тела;

c р - удельная теплоемкость газа при постоянном давлении.

С увеличением скорости движения тела температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает.

Степень аэродинамического нагрева существенно зависит от формы тела, которая учитывается путем введения аэродинамического коэффициента сопротивления Сх . Различают два вида аэродинамического нагрева: конвективный и радиационный. Конвективный нагрев - это перенос тепла из области пограничного слоя к поверхности движущегося объекта путем теплопроводности и диффузии. Радиационный нагрев - это перенос тепла за счет излучения молекул газа. Соотношение между тепловыми потоками конвекционными и радиационными зависят от скорости движения объекта. До значений первой космической скорости преобладает конвективный нагрев, при второй космической скорости (~11200м/с) конвективные и радиационные потоки примерно равны, а при скоростях более 13000 м/с преобладающим тепловым потоком становится радиационный.

Характеристики аэродинамического нагрева газов изучаются на установках, носящих название ударные трубы. Ударную волну можно создать путем взрыва, электрического разряда и т.д.

Временные характеристики

Время инициации (log to от -1 до 2);

Время существования (log tc от 13 до 15);

Время деградации (log td от -1 до 2);

Время оптимального проявления (log tk от 1 до 2).

Диаграмма:

Технические реализации эффекта

Техническая реализация эффекта

С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолетов и ракет-носителей. Важную роль аэродинамический нагрев играет при возращении космических аппаратов в атмосферу Земли, а также при входе в атмосферу планет со скоростями порядка второй космической и выше. Для борьбы аэродинамическим нагревом применяются специальные системы теплозащиты.

Аэродинамический нагрев обычно играет роль отрицательного фактора. Для борьбы с аэродинамическим нагревом летательные аппараты оснащают специальными системами теплозащиты. Существуют активные и пассивные методы теплозащиты. При активных методах газообразный или жидкий охладитель подается принудительно к защищаемой поверхности. Газообразный охладитель как бы загораживает поверхность от воздействия высокотемпературной внешней среды, а жидкий охладитель, образующий на поверхности защитную пленку, поглощает подходящую к поверхности теплоту в результате нагрева и испарения пленки, а также последующего нагрева паров. При пассивных методах теплозащиты воздействие теплового потока принимает на себя специальным образом сконструированная внешняя оболочка или специальное покрытие, наносимое на основную конструкцию. Наибольшее распространение получила теплозащита с помощью разрушающихся поверхностей, в которой тепловой поток расходуется на процессы плавления, испарения, сублимации ихимических реакций. Материалы таких покрытий - стеклопластики и другие пластмассы на органических и кремнийорганических связующих. Перспективны также углерод и углеродные композиции.