Аэродинамическая стабилизация

Вихревые горелочные устройства с запуском на основе самовоспламенения могут быть использованы для организации аэродинамической стабилизации фронта пламени на стержневых вдуваемых радиально интенсивно закрученных струях — огневых жгутах факела продуктов сгорания [162, 177, 191]. Одно из свойств вихревых горелок — устойчивость вихревого огневого жгута — факела продуктов сгорания (рис. 7.21, 7.22) может быть с успехом использовано в энергетике для пуска топочных устройств различных агрегатов, в том числе и для запуска камер сгорания ГТУ. В экспериментах длина огневого жгута составляла 1,5—2 м при габаритах воспламенителя 070, длине 150 мм, давлении сжатого воздуха 0,6 МПа, температуре на входе 293 К, расходе сжатого воздуха 15 г/с и коэффициенте избытка воздуха а = 2. [c.332]

Устройства стабилизации летательного аппарата реагируют на его угловые отклонения и обеспечивают устойчивость заданного невозмущенного движения. В условиях непрерывно действующих возмущений это устройство должно выдерживать с необходимой точностью заданный режим полета. При полете в плотных слоях атмосферы продольная и боковая стабилизация беспилотных летательных аппаратов может осуществляться и без специальных устройств путем обеспечения у аппаратов статической устойчивости при помощи аэродинамических средств. В некоторых случаях такая аэродинамическая стабилизация может обеспечиваться и по крену, однако для большей части летательных аппаратов предусматриваются специальные системы автоматической стабилизации. [c.49]

На этом основано осуществление собственно аэродинамической схемы стабилизации неоперенного тела вращения (рис. 1.13.2, а). Такая стабилизация рекомендуется при полетах в плотных слоях атмосферы. На больших высотах устойчивость обеспечивается применением газовых рулей (газодинамическая схема, рис. 1.13.2,6). Если диапазон высот велик, то целесообразна комбинированная схема стабилизации (рис. 1.13.2, б). В плотных слоях атмосферы эта стабилизация обеспечивается расширяющейся юбкой, а на больших высотах — газовыми рулями. Такие же рули используются и при движении аппарата с малой скоростью в плотных слоях атмосферы, когда аэродинамическая стабилизация неэффективна. На рис. [c.111]

Влияние интерференции. Между оперением и другими элементами летательного аппарата (крылья, корпус) возникает интерференция, которую следует учитывать при исследовании аэродинамической стабилизации. Физическая природа интерференции заключается в изменении картины обтекания и характера возмущений, вызванных каждым элементом аппарата в отдельности, что приводит к перераспределению давления и изменению силового воздействия. Наиболее важное проявление эффекта интерференции связано с образованием за крылом вихревой газовой пелены, которая вызывает скос потока у оперения, уменьшает за счет этого угол атаки и, как с.дед-ствие, снижает нормальную силу оперения. [c.194]

При создании системы аэродинамической стабилизации одной из основных задач, которые необходимо решать в первую очередь, является правильный выбор формы стабилизатора. Решение этой задачи связано с [c.41]

Так как моменты аэродинамических сил стабилизируют ось х геометрической симметрии спутника по направлению набегающего потока и на невысоких орбитах (до 400 км) могут на один-два порядка превосходить значения моментов гравитационных сил, то в этих случаях целесообразно использовать моменты аэродинамических сил для пассивной стабилизации спутника. Наиболее естественным и целесообразным путем создания системы пассивной стабилизации представляется путь сочетания гравитационной и аэродинамической стабилизации, поскольку, как показывает проведенный анализ, возможно создать такую конструкцию спутника, в которой эти два эффекта дополняют и усиливают друг друга (см. [60, 65], а также 10 главы 2 настоящей книги). [c.133]

Системы аэродинамической стабилизации. На круговых и слабо эллиптических орбитах в диапазоне высот от 250 до 350 кж для ориентации оси симметрии спутника по набегающему потоку, направление которого мало отличается от направления касательной к орбите, можно использовать аэродинамические моменты. Если спутник аэродинамически устойчив, то при нарушении нормальной ориентации возникают восстанавливающие моменты по тангажу и рысканью, стремящиеся совместить продольную ось спутника с вектором скорости набегающего потока. Для устранения неопределенности поворота спутника по крену (вокруг продольной оси) можно, например, поместить в корпусе спутника ротор,, вращающийся с постоянной угловой скоростью вокруг оси, перпендикулярной к оси симметрии спутника. Возникающие при вращении ротора гироскопические моменты будут стремиться выставить ось ротора по нормали к плоскости орбиты. [c.300]

К числу пассивных методов относится аэродинамическая стабилизация. Продольная ось спутника может быть ориентирована в направлении его полета, если расположить в хвостовой части спутника стабилизатор, обладающий большей парусностью , чем сам спутник (по принципу оперенной стрелы). Системой аэродинамической стабилизации был снабжен советский метеорологический спут- [c.148]

Аэродинамическая стабилизация пламени осуществляется с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу или под некоторым углом к потоку (см. рис. 9.10, б, в). Воздух отбирается от компрессора двигателя и на нефорсированных режимах работы двигателя может быть выключен. У вершины воздушной струи возникает горячая критическая зона, которая и является источником стабилизации пламени. Для существенного расширения зоны устойчивой работы в сторону бедной смеси в воздушную струю может быть подана некоторая часть форсажного топлива. [c.453]

На подвижных установках прицел перемещается вместе с оружием, и отрезок прямой, изображающий в прицеле вектор начальной скорости, всегда остается параллельным оси канала ствола, что же касается отрезка прямой, изображающего в прицеле вектор переносной скорости, то он при перемещении оружия, а следовательно и прицела, должен всегда оставаться параллельным линии полета, иначе говоря, должен быть стабилизован относительно самолета. Задача стабилизации вектора скорости собственного самолета решается при помощи флюгер-мушки (аэродинамическая стабилизация) или сочетания шарнирных параллелограмов и червячной передачи (механическая стабилизация). [c.179]

Фиг. 227. Схема аэродинамической стабилизации вектора скорости собственного самолета.

Рассматривая ракету В2А более детально, можно было бы отметить и другие ее особенности. Но главное не в этом. Поразительной и в то же время весьма поучительной особенностью этой конструкции является логическое несоответствие между принципом отделяющейся головной части и наличием хвостового стабилизатора. На участке выведения ориентация ракеты обеспечивается автоматом стабилизации. Что же касается аэродинамической стабилизации при входе в плотные слои атмосферы, то хвостовое оперение здесь не может ничем помочь, поскольку корпус не обладает для этого необходимой прочностью. [c.57]

Конечно, можно было бы напомнить еще и об аэродинамике головной части или спускаемого аппарата при входе в атмосферу, об их аэродинамической стабилизации, об их управлении аэродинамическими силами, о высоких температурах и о многом другом. Но сказанного вполне достаточно, чтобы понять многоплановость и необычайную широту задач, которые решаются методами аэродинамики в ракетной технике. [c.283]

Накопленный к настоящему времени опыт проектирования и создания конструкций подобного рода позволяет специалистам более или менее достоверно определять нагрузки, возникающие в процессе стабилизации. Однако, несмотря на то, что задача в целом так или иначе решается, аэродинамическая стабилизация неуправляемой головной части во всех случаях, как уже было замечено, приводит к увеличению рассеивания и к повышению нагрузок на конструкцию головной части в целом. [c.334]

Критерия устойчивости. Хвостовое оперение сообщает неуправляемой ракете устойчивость по отнощению к определенному классу возмущений — угловым возмущениям относительно поперечных осей, а знакомая нам аэродинамическая стабилизация полностью задачи устойчивости решить не может. Какими бы ни были возмущения, уводящие центр масс неуправляемой ракеты от номинальной траектории, им не находится прямого противодействия. Для уменьшения такого типа возмущений, для снижения их влияния, понятно, принимаются надлежащие меры, а все то, что мы не можем предвидеть, уже относится к категории случайного и изучается методами теории вероятности. [c.364]

Как показывают специальные исследования, оптимальная программа подъема высотной ракеты-зонда выглядит следующим образом вначале под кратковременным действием большой тяги ракета быстро разгоняется до некоторой скорости, на которой ее аэродинамическое сопротивление не очень велико, а затем она совершает длительный подъем под действием примерно постоянной тяги. Впоследствии мы еще поговорим о том, что на моделях ракет (и вообще на ракетах, стартующих с направляющих) тяга в начале полета должна быть большой, в частности, и для того, чтобы скорость в момент схода с направляющей была бы достаточной для аэродинамической стабилизации ракеты. [c.37]

Итак, можно сделать следующий важный вывод аэродинамическая стабилизация обеспечивается только в том случае, когда ц. д. расположен сзади ц. т. ракеты. [c.52]

Кстати сказать, условие аэродинамической стабилизации и описанный способ определения ц. д. издавна известны русским ракетчикам. Вот что писал об этом конструктор военных ракет XIX века генерал К. И. Константинов [c.53]

Модели ракет имеют аэродинамическую стабилизацию, автоматы и реактивные рули на них не устанавливаются они должны стартовать с направляющих. Направляющая ограничивает движение модели по горизонтали до тех пор, пока не будет достигнута скорость, надежно [c.118]

Определение аэродинамических производных связано с разложением движения аппарата на продольное и боковое движения. Возможность такого разложения обусловлена симметрией летательного аппарата относительно продольной оси. В свою очередь, продольное движение складывается из поступательного перемещения центра масс в вертикальной плоскости полета и вращения вокруг поперечной оси 02. При этом движении обеспечиваются хорошая стабилизация по крену и изменение углов скольжения и крена угловые скорости и>у можно считать пре- [c.267]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

Управляемость как степень восприимчивости объекта управления к воздействию рулей и устойчивость, характеризующая как бы невосприимчивость к подобному воздействию, являются в известном смысле противоречивыми понятиями. Действительно, чем более устойчив летательный аппарат, снабженный мощным хвостовым оперением, тем труднее осуществить его поворот при помощи руля. Правильный выбор соответствующей аэродинамической схемы, конкретной конструкции летательного аппарата, его органов управления и стабилизации с точки зрения обеспечения наивыгоднейшей управляемости и устойчивости составляет важнейшую задачу современной аэродинамики, в частности аэродинамической теории управления и стабилизации. При этом обеспечение управляемости и устойчивости связано с исследованием динамических свойств такого аппарата, описываемых указанной системой уравнений возмущенного движения. Их коэффициенты определяются компоновочной схемой, которой соответствуют определенные аэродинамические и геометрические характеристики, а также параметры движения по основной траектории. В результате решения этих уравнений выбирают наиболее рациональную динамическую схему летательного аппарата и соответствующую ей конструктивную компоновку, которая бы удовлетворяла баллистическим, технологическим и эксплуатационным требованиям, а также заданной управляемости и устойчивости. [c.6]

Вихревые плазматроны или плазмотроны с вихревой стабилизацией плазменного жгута известны давно, и их характеристики можно найти в изданных зарубежных и отечественных монофа-фиях. Однако устройства, генерирующие поток плазмы заданных параметров, целенаправленно использующие характерные особенности эффекта Ранка, впервые были описаны в 1992 г. [148]. Особенность таких устройств — это уже отмеченное ранее естественное конвективно-пленочное охлаждение корпусных элементов подаваемым через сопло закручивающего устройства потоком интенсивно закрученного газа, перемещающегося от сечения соплового ввода к противоположному концу вихревой камеры плазмотрона в виде квазипотенциального периферийного вихря. Одновременно осуществляя аэродинамическую стабилизацию, вихревые плазмотроны на базе вихревых энергоразделителей Ранка позволяют заметно повысить интенсивность повышения температуры плазменного факела при увеличении коэффициента теплоотдачи. Термический КПД в опытах составлял 85 94% [c.353]

Одним из важных последствий управляющего воздействия является устойчивость (или неустойчив-оеть) летательного аппарата в полете. Для более глубокого осмысления этого явления представляется удобным ввести понятие о статическое устойчивости как способности аппарата сохранять ориентировку (равновесие) по отношению к заданной траектории. В качестве управляющих устройств, обеспечивающих такую способность, используются стабилизаторы в виде хвостового оперения или каких-либо других несущих поверхностей, включающих в некоторых случаях и крылья. В книге рассматриваются возможные формы оперения (несущих поверхностей), используемые для аэродинамической стабилизации, а также излагается широко распространенный в практике метод гироскопической стабилизации. [c.5]

Искусственный спутник обладает естественной устойчивой аэродинамической стабилизацией только в том случае, когда центр давлетия аэродинамических сил, действующих на спутник, находится позади центра масс, если смотреть по направлению полета. В этом случае аэродинамический момент стремится вращать аппарат так, чтобы вектор, проведенный из центра давления в центр масс, совпадал по направлению с вектором скорости движения центра масс спутника. При прочих равных условиях аэродинамический момент тем больше, чем дальше центр давления отстоит от центра масс спутника. С целью увеличения аэродинамических сил и удаления центра давления от центра масс спутника применяются аэродинамические стабилизаторы специальной формы. [c.41]

Одна из возможных схем пассивной системы аэродинамической стабилизации приведена на рис. 2.10. При отклонении продольной оси ОХ КА от набегающего потока 4 в системе возникают восстанавливающие моменты по тангажу и рысканию Му, которые стремятся совместить продольную ось с вектором набегающего потока. Двустепенной пассивный демпфер 3 при относительном движении спутника 1 и стабилизатора 2 создает по осям 0Z 1Л. 0Y демпфирующие моменты и Л/ , т.е. по рысканию и тангажу. [c.43]

Аэродинамическая стабилизация была применена на искусственных спутниках Космос-149 и Космос-320 [15]. Благодаря небольшой высоте полета этих спутников оказалось возможным применить аэродинамическую систему стабилизации, обеспечивающую трехосную ориентацию относительно вектора набегающего потока и направления в центр Зеши с точностью 5°. Система является комбинированной и состоит из специального аэродинамического стабилизатора в виде усеченного конуса, гщ)0-демпфера и газореактивной СПУ (см. разд. 3.1). Система аэродинамической стабилизации обладает рядом преимуществ по сравнению с широко известными активными системами ориентации, в которых используются газоструйные реактивные двигатели или маховики. Аэродинамическая система не нуждается в датчиках ориентации и специальных исполнительных элементах, которые обеспечивали бы управляющие моменты. Незначительное количество электроэнергии тратится лишь на пoддep) aниe постоянной угловой скорости вращения роторов гироскопов. [c.43]

Стабилизация I A световым давлением солнечных луней во многом схожа с аэродинамической стабилизацией, так как здесь тоже имеет место аналогичная зависимость управляющих моментов от величины эффективной поверхности стабилизатора и взаимного расположения центра масс и центра давления аппарата. По рравнению с влиянием аэродинамических, магнитных и гравитационных сил влияние светового давления на небольших высотах совершенно ничтожно. Однако с ростом высоты орбиты КА все упомянутые моменты резко уменьшаются по величине, а моменты от светового давления остаются практически постоянными. Для высокоорбитальных искусственных спутников и межпланетных КА на высотах более 2500 км момент сил светового давления является доминирующим моментом и увеличивается по мере приближенвд аппарата к Солнцу. [c.44]

Стабилизация и либрационное движение спутника под действием моментов сил негравитационной природы. Аэродинамические силы могут либо возмуш,ать гравитационную стабилизацию либо способствовать ей. Принципиальный интерес представляет и чисто аэродинамическая стабилизация по вектору скорости центра масс спутника. Моменты сил светового давления могут стабилизировать спутник относительно направления на Солнце, а моменты магнитных сил — относительно вектора магнитной напряженности магнитного поля Земли. Представляет также интерес вопрос о магнитных возмуш,ениях гравитационной стабилизации, о совместном влиянии моментов сил светового давления и гравитационных и т. д. Исследованием либрационного движения под действием моментов сил негравитационной природы занимались О. В. Гурко и Л. И. Слабкий (1963), А. А. Карымов (1962, 1964), В. А. Сарычев (1964), В. В. Белецкий (1965), А. А. Хентов (1967) и др. [c.291]

Однако, несмотря на ряд преимуществ, нишевые и аэродинамические стабилизаторы не получили распространения в форсажных камерах турбореактивных двигателей вследствие сложности организации охлаждения нишевых стабилизаторов и понижения экономичности двигателя в связи с необходимостью отбора воздуха за компрессором для питания аэродинамической стабилизации пламени. [c.453]

Аэродинамическая стабилизация. КА обладает аэродинамической стабилизацией, если центр аэродинамических сил, действующих на КА, смещен относительно центра масс В целях удаления центра давления от центра масс КЛ применяются стабилизаторы щарового, плоского, конического н других типов. [c.204]

Взаимное расположение центра давления и центра масс определяет аэродинамическую стабилизацию ракеты. Если центр давления расположен сзади центра масс, то, как видно из рис. 6.35, при отклонении оси ракеты от вектора скорости аэродинамические силы создают мо.мент, уменьшающий угол атаки и восстанавливаюи ий ориентацию по потоку. Если же центр давления расположен впереди центра масс, то подъемная сила увеличивает угол атаки статический момент становится дестабилизирующим. В этом случае говорят, что ракета статически неустойчива. Если ракету снабдить хвостовым оперением, то центр давлении смеи1ается назад, и ракета приобретает свойства аэродинамической устойчивости. Бесстабилизаторные ракеты большей частью статически неустойчивы. Поэтому неуправляемые ракеты обязательно снабжаются стабилизаторами. Исключение составляют турбореактивные неуправляемые снаряды, стабилизация которых достигается гироскопическим эффектом, связанным с быстрым вращением снаряда относительно продольной оси. [c.277]

Описанная процедура численного интегрирования на участке входа в атмосферу будет относительно верной лишь для ориентированной по потоку головной части или спускаемого аппарата. Из расс.мотрения исключен процесс аэродинамической стабилизации. Между тем режим колебаний головной части в потоке приводит в среднем к увеличению лобового сопротивления в верхних слоях атмосферы. Возникающая периодически меняющаяся подъемная сила уводит головную часть от расчетной траектории, и увеличивается рассеивание. И наконец, в процессе стабилизации возникают наибольшие поперечные нагрузки, которыми определяется прочность конструкции. И эти вопросы нуждаются в дальнейшем обсуждении. [c.332]

Как видим, поперечная перегрузка оказалась линейно изменяющейся по длиие ракеты, и это обстоятельство необходимо учитывать при построении эпюры изгибающих моментов в условиях возмущенного двил<е1гия, когда корпус проверяется на прочность при воздействии некоторого статистически вероятного ветрового градиента. То же самое делается и при расчете корпуса неуправляемой головной части в условиях аэродинамической стабилизации. [c.352]

Начнем с очень важного для моделей способа аэродинамической стабилизации. Как мы увидим дальше, этот способ связан с изменением формы ракеты (сравните с Колумбовым решением) и с положением ее центра тяжести (решение фокусника). [c.50]

Советская геофизическая ракета В-2-А (рис. 64) предназначена для исследования верхних слоев атмосферы, фотографирования спектра Солнца, проведения медико-биологических, научных экспериментов. Вес головного приборного отсека 1340 кГ, геофизических контейнеров 860 кГ длина 20 м, наибольший диаметр корпуса 1,66 м. Максимальная высота подъема 212 км при весе полезного груза 2200 кГ. Для управления ракетой в полете используются газовые и аэродинамические рули. Относительно большая площадь стабилизаторов облегчает задачу аэродинамической стабилизации модели-копии. [c.86]

Для замедленного спуска отдельных ступеней и легких моделей ракет спортсмены-ракегчики иногда не применяют никаких специальных парашютирующих устройств сама модель (ступень), если она снижается, падая боком или беспорядочно вращаясь, создает достаточно большое аэродинамическое сопротивление, обеспечивающее ее безопасное снижение и приземление без существенных повреждений. Очевидно, что снижаться подобным образом будет модель, не имеющая аэродинамической стабилизации. [c.101]

Приведем для сравнения скорости схода с направляющей для советских ракет Р-ОЗ и Р-06, построенных в 1934—1937 годах и имевших аэродинамическую стабилизацию. Стратосферная ракета Р-03 имела скорость схода 12—16 м/сек, а метео рологическая ракета Р-06 вылетала из пускового станка со скоростью 25 м/сек. Как мы видим, эти скорости близки к полученной расчетом для модели. [c.120]

Сжигание топлива осуществляется с помощью устройств, называемых горелками. Они предназначены для ввода газа и окислителя (обычно воздуха) в топку, смешения потоков до начала горения или в самом процессе горения и для стабилизации факела. Под стабилизацией понимается создание условий, обеспечивающих надежное горение фаиела без погасаний, пульсаций или отрыва от горелки. За очень редким исключением это достигается путем создания такого аэродинамического режима, при котором образующиеся при сгорании раскаленные продукты непрерывно подмешиваются к свежей топливовоздушной смеси, обеспечивая ее зажигание. [c.134]

Процесс смесеобразования, неразрывно связанный с аэродинамической картиной, существенно зависит от интенсивности крутки потока S, с ростом которой возрастает степень испарен-ности топлива, улучшаются качества распыла. Сильно закрученные потоки имеют S > 0,6. В этом случае в приосевой области воспламенителя появляется область обратных токов, в которой существует зона пониженных скоростей, благоприятствующая возгоранию. Рециркуляция приводит к появлению сдвиговых моментов, турбулизирующих поток, что интенсифицирует процесс смешения, а при работающем воспламенителе способствует энергомассопереносу в радиальном направлении, играющему важную роль в вопросе стабилизации пламени. [c.312]

В настоящей книге, написанной с учетом опыта преподавания аэродинамики в МВТУ им. Баумана, рассматриваются некоторые аспекты аэродинамической теории управления и стабилизации. В гл. I анализируются аэродинамические схемы летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, исследуется влияние назначения и тактико-технических требований на выбор соответствующей схемы аппарата в целом, а также органов управления и стабилизации. Воздействие этих органов проявляется в изменении аэродинамических характеристик летательных аппаратов. В связи с этим рассматриваются общие понятия и определения действующих сил и моментов как в условиях стационарного обтекания, так и при неустановившемся движении. [c.5]

Основные теоретические разделы излагаемого материала завершаются примерами, содержащими решения соответствующих аэродинамических задач управления и стабилизации. Такие решения хотя и заканчиваются числовыми результатами, однако не являются частными, а имеют общий характер и охватывают определенный комплекс научной информации. При этом акцентируется внимание не только на рассмотрении числовых схем решения, но и на раскрытии физической сущности тех процессов, для которых находятся количественные характеристики. Все примеры сопровождаются достаточно подробными решениями, основная цель которых — изложить принципы этих решений, а также указать ориентир, который поможет отыскивать правильное направление, если будет предпринята попытка самостоятельно и в ином порядке, чем в рассматриваемом примере, решать сформулированную задачу. [c.8]

В уравнения, описывающие движение летательного аппарата, входят аэродинамические силы и моменты (или соответствующие аэродинамические коэффициенты), зависящие от углов отклонения рулевых устройств. Следовательно, чтобы рещить эти уравнения и рассчитать траекторию управляемого аппарата, к этим уравнениям необходимо добавить зависимости, определяющие закон формирования управляющего воздействия. Такая зависимость носит название уравнения управления. Обычно оно устанавливает связь между углом отклонения руля и величиной управляемого параметра траектории. В частности, при управлении продольным движением с автоматом угловой стабилизации по тангажу уравнение управления в общем виде может быть представлено как Аб = /(АО, АО, АО), где АО = О—Оп (0 — программное значение угла 0). При малых изменениях [c.50]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...