ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ Системы координат из "Нестационарная аэродинамика баллистического полета " При определении демпфирующих характеристик ЛА считается, что скорость линейных перемещений точек поверхности аппарата за счет колебаний значительно меньше скорости полета. Время протекания нестационарных процессов значительно больше времени распространения возмущений в ударном слое, и для определения характера изменения суммарных характеристик во времени необходимы больпше вычислительные ресурсы. [c.5] В связи с этим, при решении задач определения нестационарных аэродинамических характеристик ЛА, обусловленных возмущенным движением, чаще всего использовался метод малого параметра, в рамках которого нестационарные возмущения представлялись в виде разложения по кинетическим параметрам движения. В силу малости параметров возмущения С.М. Белоцерковским (1959 г.) была введена гипотеза гармоничности, в соответствии с которой нестационарное движение тела полностью определяется значениями кинематических параметров в рассматриваемый момент времени и не зависит от предыстории движения. [c.5] Сиренко (1983 г.) бьши проведены для определения стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик осесимметричных тел с подвижными (за счет толщины пограничного слоя) поверхностями и наконечниками метеорной формы. Бьши получены решения для конических тел, колеблющихся в сверхзвуковом потоке при больших углах атаки вплоть до разрушения стационарного конического течения. Необходимо также отметить предложенный В.В. Луневым (1968 г.) метод искривленных тел, позволяющий в рамках метода плоских сечений свести задачу о нестационарном обтекании колеблющихся тел к серии стационарных задач. [c.6] Экспериментальные данные о нестационарных аэродинамических характеристиках тонких затупленных конусов указывают на сильное влияние при гиперзвуковых скоростях обтекания вязких эффектов, связанных с наличием на поверхности тел пограничного слоя, тепломассообмена и перехода ламинарного режима обтекания в турбулентный. В ходе натурных испыганий были зарегистрированы режимы динамической неустойчивости ЛА, что могло быть проявлением дестабилизирующих факторов, связанных с нестационарным пограничным слоем или переходом ламинарного режима обтекания в турбулентный. На это бьшо обращено внимание и построена приближенная модель течения Ю.И. Файковым (1982 г). Поскольку перечисленные факторы плохо воспроизводятся при испытаниях моделей в аэродинамических трубах, важную роль приобретают расчетные методы. [c.6] В первых теоретических работах по влиянию ламинарного пограничного слоя на коэффициенты демпфирования колебаний бьшо рассмотрено плоское нестационарное течение около колеблющегося клина. В дальнейшем эта задача была обобщена на случай обтекания затупленного конуса и бьши определены вязкие поправки к аэродинамическим коэффициентам. Модернизированный вариант этого метода изложен в настоящей книге в более полной и строгой постановке. [c.6] Задача о сверхзвуковом обтекании затупленного конуса рассматривается на основе линейной теории тел конечной толщины с учетом обратного влияния пограничного слоя на внешнее течение в рамках модели слабого вязкого взаимодействия. С этой целью численно решаются трехмерные нестационарные уравнения пограничного слоя и оценивается роль переносного ускорения и кориолисовых сил в формировании течения в нестационарном пограничном слое. Высокая точность определения характеристик, найденных по данной методике, подтверждается экспериментальными дан-ными, полученными путем проведения динамических испытаний крупномасштабной модели L 1 мм) в аэродинамической трубе при = 4 и 6. Расчетные исследования подтверждают наличие режимов антидемпфирования колебаний затупленных конусов при гиперзвуковых скоростях полета, которые могут как усиливаться, так и ослабляться при наличии вдува в пограничный слой с поверхности ЛА. [c.6] Авторы выражают благодарность Фролову Л.Г. за помощь в составлении комплекса программ и проведении расчетов. Подготовка рукописи к печати бьша осуществлена Пищенковой Н.А., Калякиной Е.Д. и Зуевой Л.В. Авторы приносят им свою искреннюю благодарность. [c.6] При полете летательного аппарата в газовой среде с ее стороны возникает силовое воздействие, которое может быть, в соответствии с общими законами механики, сведено к действию главного вектора аэродинамических сил и главного вектора момента этих сил относительно некоторого центра, обычно центра масс. [c.7] Воздействие газовой среды на летательный аппарат определяется рядом сложных физических процессов. Газовая среда является совокупностью большого числа молекул, совершающих непрерьгоное тепловое движение. Летательный аппарат, взаимодействуя с молекулами, вызывает некоторое упорядоченное их движения. Характер взаимодействия молекул с телом зависит от длины свободного пробега Л. Отношение этой длины к характерному размеру тела I называется числом Кнудсена Кп = Х/1. [c.7] Если длина свободного пробега значительно превосходит размеры тела Кп 1), то такой режим обтекания называется свободномолекулярным. В этом случае молекулы практически не взаимодействуют между собой, а для расчета взаимодействия молекул с телом используются статистические методы. [c.7] При Кп С 1 газовую среду считают непрерывной, т. е. принимается гипотеза сплопшости или континуума. В этой области вблизи поверхности тела проявляется вязкость газовой среды, а на самой поверхности тела частицы газа прилипают к нему. [c.7] Между этими областями существует промежуточная область, в которой частицы газа на поверхности тела не остаются неподвижными, как в сплошной среде, а проскальзьгоают. [c.7] Поэтому такое течение называется течением со скольжением. [c.7] В аэродинамике широко используются связанная и скоростная системы координат. Начало координат связанной системы обычно совпадает с центром масс тела О, ось Ох направлена по продольной оси от центра масс к вершине ось Оу перпендикулярна оси Ох и лежит, как правило, в плоскости симметрии тела ось Oz образует с осями Ох и Оу правую систему координат (см. рис. 1.1). [c.7] Начало скоростной системы координат помещается также в центре масс. Ось Ожа направлена по вектору скорости центра масс V ось Оу лежит в плоскости симметрии и перпендикулярна оси Ох , а ось Oz дополняет оси Оха и Оу до правой системы координат. [c.8] На рис. 1.1 плоскость симметрии тела заштрихована. Она совпадает с координатной плоскостью хОу. Плоскость zOA, проходящая через оси Oz и Оха, называется плоскостью скольжения. Она перпендикулярна плоскости хОу, а линия пересечения О А этих двух плоскостей является проекцией вектора скорости центра масс на плоскость симметрии тела. В плоскости скольжения лежит и ось Oza скоростной системы координат. [c.8] Аэродинамические силы обычно задают в скоростной системе координат при определении траектории движения тел. Связанную систему координат используют при проведении аэродинамических расчетов. В ней удобно также исследовать вращательное движение, рассматривать вопросы устойчивости и управляемости. Как правило, в этом случае движение обращают, т. е. считают центр масс неподвижным, а на тело из бесконечности набегает газовый поток со скоростью V , равной модулю скорости центра масс. При этом тело может совершать колебательные движения вокруг центра масс. Ось Ох в этом случае обычно направляют по продольной оси от вершины. [c.8] При исследовании траектории полета используют земную систему координат, относительно которой определяется положение тела. Начало координат такой системы неподвижно связано с Землей. Ось Оуз проходит через центр Земли и направлена вверх по местной вертикали, а оси Ох , Ozs находятся в плоскости горизонта, образуя правую систему координат. [c.8] Вернуться к основной статье