Расчет аэродинамического нагрева ракеты в отсеке ла. Расчет аэродинамических коэффициентов крылатой ракеты типа Tомагавк. Коэффициент лобового сопротивления при

Аэродинамический расчет является важнейшим элементом аэродинамического исследования ЛА или его отдельных частей (корпуса, крыльев, оперения, управляющих устройств). Результаты такого расчета используются при траекторных вычислениях, при решении задач, связанных с прочностью движущихся объектов, при определении летно-технических характеристик ЛА.

При рассмотрении аэродинамических характеристик можно использовать принцип расчленения характеристик на отдельные компоненты для изолированных корпусов и несущих поверхностей (крылья и оперение), а также их комбинации. В последнем случае аэродинамические силы и моменты определяются в виде суммы соответствующих характеристик (для изолированных корпуса, крыльев и оперения) и интерференционных поправок, обусловленных эффектами взаимодействия.

Аэродинамические силы и моменты можно определить с использованием аэродинамических коэффициентов.

По представлению полной аэродинамической силы и полного аэродинамического момента в проекциях на оси соответственно скоростной и связанной систем координат приняты следующие названия аэродинамических коэффициентов: - аэродинамические коэффициенты лобового сопротивления, подъемной боковой силы; аэродинамические коэффициенты моментов крена, рысканья и тангажа.

Приведенная методика определения аэродинамических характеристик является приближенной. На рисунке приведена схема ракеты, здесь L - длина ЛА, dм - диаметр корпуса ЛА, - длины носовой части, l-размах крыла с подфюзеляжной частью (Рис.1).

двигатель рулевой ракета летательный

Подъемная сила

Подъемная сила определяется по формуле

где - скоростной напор, - плотность воздуха, S - характерная площадь, (например, площадь поперечного сечения фюзеляжа), - коэффициент подъемной силы.

Коэффициент принято определять в скоростной системе координат 0xyz. Наряду с коэффициентом далее рассматривается и коэффициент нормальной силы, определяется в связанной системе координат.

Эти коэффициенты связаны между собой соотношением

Представляем ЛА в виде совокупности следующих основных частей: корпуса (фюзеляжа), передних (I) и задних (II) несущих поверхностей. При небольших углах атаки и углах отклонения несущих поверхностей зависимости и близки к линейным, т. е. могут быть представлены в виде

здесь и - углы отклонения передних и задних несущих поверхностей соответственно; и - значения и при; , - частные производные коэффициентов и по углам, и, взятые при.

Значения и у беспилотных ЛА в большинстве случаев близки к нулю, поэтому в дальнейшем они не рассматриваются. В качестве органов управления принимаются задние несущие поверхности.

Определение коэффициента

найдем производную:

При малых углах атаки и при, можно положить, тогда равенство (2) принимает вид. Представим нормальную силу ЛА в виде суммы трех слагаемых

каждое из которых выразим через соответствующий коэффициент нормальной силы:

Поделив равенство (3) почленно на и изъяв производную по, получим в точке 0

где; - коэффициенты торможения потока;

; ; - относительные площади частей ЛА.

Рассмотрим подробнее величины, входящие в правую часть равенства (4).

Первое слагаемое учитывает собственную нормальную силу фюзеляжа, и при малых углах атаки оно равно нормальной силе изолированного фюзеляжа (без учета влияния несущих поверхностей)

Ином газе. Аэродинамический нагрев неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением, которое испытывают тела при движении в атмосфере; энергия, затрачиваемая на его преодоление, частично передаётся телу в виде аэродинамического нагрева. При движении тела встречный поток газа тормозится вблизи его поверхности. Если тело движется со сверхзвуковой скоростью, то торможение происходит сначала в ударной волне, возникающей перед телом, затем непосредственно у самой его поверхности, где торможение вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы газа «прилипать» к поверхности, образуя так называемый пограничный слой. При торможении потока его кинетическая энергия уменьшается, и соответственно увеличиваются внутренняя энергия газа и его температура. Так, при полёте ЛА со скоростью, втрое превышающей скорость звука (около 1 км/с), температура воздуха у его поверхности составляет около 400 К, при входе в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (около 8 км/с) достигает 8000 К, а со 2-й космической скоростью (11,2 км/с) - около 11 000 К. Из областей газа с повышенной температурой теплота передаётся движущемуся телу, происходит аэродинамический нагрев. Существуют две формы аэродинамического нагрева - конвективный и радиационный.

Конвективный нагрев - следствие передачи теплоты теплопроводностью из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела; зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, характера течения (ламинарное или турбулентное) в пограничном слое. В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. При дальнейшем увеличении скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходят диссоциация и ионизация молекул газа. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область потока - к поверхности тела, где происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это вносит дополнительный вклад в конвективный аэродинамический нагрев.

Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей газа с повышенной температурой к поверхности тела. Наибольшую роль играют излучения в видимой и УФ-областях спектра. При скорости полёта порядка 5 км/с температура газа за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным; при 2-й космической скорости их значения становятся близкими, а при скоростях 13-15 км/с и выше (соответствующих возвращению космического аппарата на Землю) основная доля аэродинамического нагрева принадлежит радиационнрй составляющей.

Аэродинамический нагрев также играет существенную роль при сверхзвуковом течении газа в каналах, в первую очередь в соплах ракетных двигателей. В пограничном слое на стенках сопла температура газа может быть близкой к температуре в камере сгорания ракетного двигателя (до 4000 К). При этом действуют те же механизмы переноса энергии, что и в пограничном слое на поверхности ЛА, в результате чего и возникает аэродинамический нагрев стенок сопла ракетного двигателя.

С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолётов, ракет-носителей и космических аппаратов. Но если при достаточно длительном сверхзвуковом полёте обшивка самолёта нагревается до температуры, близкой к температуре торможения (порядка 400 К), то поверхность космического аппарата при входе в атмосферу Земли или другой планеты со скоростью более 10-11 км/с неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности обычных материалов выдерживать столь большие температуры (порядка 6000-8000 К). Поэтому для противодействия аэродинамическому нагреву на космических аппаратах применяют тепловую защиту.

Лит.: Основы теории полёта космических аппаратов. М., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. 2-е изд. М., 1992.

Если нагрев снарядов и ракет при малых скоростях полета невелик, то на больших скоростях он становится серьезным препятствием на пути развития летательных аппаратов. Эти аппараты нагреваются теплом, излучаемым Солнцем, и теплом, выделяемым при работе двигателей и аппаратуры управления. Кроме того, они нагреваются при движении в воздушной среде.

Нагрев от движения в воздушной среде играет наиболее существенную роль, особенно при возврате баллистических ракет в атмосферу. При движении летательного аппарата в воздушной среде тепло возникает вследствие трения воздуха о поверхность ракеты и главным образом сжатия воздуха впереди летящего тела.

Как известно, советская ракета, запущенная в Тихий океан, развила скорость более 7200 м/сек. Если бы при ее возвращении в атмосферу эта скорость сохранилась и было обеспечено полное торможение воздуха впереди ракеты, то, как показывает элементарный подсчет на основании уравнения сохранения энергии для сжимаемых газов, температура воздуха перед ракетой могла увеличиться почти на 26 000°.

Однако зададим себе ряд вопросов. Во-первых, действительно ли воздух впереди летящей ракеты в результате сжатия нагревается до подсчитанной температуры? Ответ будет отрицательным. Теоретически полное торможение воздуху впереди обтекаемого тела, каким является снаряд или ракета, должно происходить только в одной точке, а именно: перед острием носовой части. На остальной части поверхности происходит только частичное торможение воздуха. Поэтому общий нагрев воздуха вблизи летательного аппарата значительно меньше. Кроме того, по мере нагрева и повышения плотности воздуха впереди ракеты меняются его термодинамические свойства, в частности увеличивается удельная теплоемкость, и нагрев воздуха оказывается меньшим. Наконец молекулы воздуха, нагретого до абсолютной температуры в 2 500 - 3 000°, начинают "раскалываться" на атомы. Атомы превращаются в ионы, т. е. теряют электроны. Эти процессы (диссоциация и ионизация) также берут часть тепла, снижая температуру воздуха.

Во-вторых, все ли тепло, которым обладает воздух, передается снаряду или ракете при их полете? Оказывается, нет. Нагретый воздух отдает много тепла окружающим массам воздуха путем теплопередачи и теплового излучения.

В-третьих, если воздух впереди летящего тела нагрет до определенной температуры, значит ли это, что и ракета нагревается до той же степени? Тоже нет. Обшивка всегда будет иметь температуру ниже, чем воздух около нее.

Летательный аппарат одновременно с получением тепла будет отдавать тепло окружающему воздуху и охлаждаться вследствие лучеиспускания. В целом аппарат нагреется до такой температуры, при которой установится некоторый сложный тепловой баланс.

Чтобы оценить вероятный нагрев снаряда или ракеты в полете, надо прежде всего знать, с какой скоростью и сколько времени она будет лететь через воздушные слои той или иной плотности и температуры. При пробивании атмосферы вверх пребывание баллистической ракеты в относительно плотной атмосфере очень кратковременно и измеряется секундами. Большую скорость она развивает по сути дела уже на выходе из атмосферы, т. е. там, где воздух очень разрежен.

Все эти обстоятельства, вместе взятые, приводят к тому, что интенсивность нагрева ракеты при полете вверх хотя и значительна, но вполне приемлема без принятия особых конструктивных мер.

Значительно большие трудности ожидают ракету (ее головную часть) при обратном возвращении в атмосферу. Помимо больших аэродинамических нагрузок, здесь может возникнуть так называемый "тепловой удар", связанный с быстрым повышением температуры ракеты.

Перечислим коротко некоторые способы борьбы с нагревом летательных аппаратов, приводимые в иностранной литературе * . Во-первых, уменьшение скорости их вынужденного движения в атмосфере (например, при возвращении ракеты) путем применения воздушных тормозов, парашютов, тормозных двигателей и т. д. Во-вторых, применение для постройки обшивки тугоплавких и жаропрочных материалов. В-третьих, использование для оболочки материалов или покрытий, которым свойственна высокая излучательная способность, т. е. способность отводить больше тепла в пространство. В-четвертых, тщательная полировка поверхности, что улучшает ее отражательную способность. В-пятых, теплоизоляция основных узлов конструкций, т. е. уменьшение скорости нагрева путем нанесения на поверхность слоя вещества с малой теплопроводностью или путем создания между внешней и внутренней обшивками слоисто-пористого теплоизолирующего набора.

* ("Эйроплейн" № 2478. )

И все же при очень высоких скоростях развиваются температуры, при которых непригодны ни металлические, ни какие-либо другие материалы без принятия мер по принудительному охлаждению обшивки. Поэтому шестой путь состоит в создании принудительного охлаждения, которое может быть создано различными способами, в зависимости от назначения летательного аппарата.

Головные части ракет иногда покрывают так называемыми обгорающими покрытиями. Снижение температуры в этом случае достигается созданием таких слоев защитной обшивки, которые предназначены расплавляться и обгорать. Тем самым они поглощают тепло, не допуская его до основных элементов конструкции. При расплавлении или испарении слоя обшивки одновременно образуется защитный слой, который уменьшает передачу тепла к остальной части конструкции.

Эффективность летательных аппаратов на современном уровне их развития непосредственно связана с разрешением тепловой проблемы. Вершиной достижений в этой области были полеты по круговой орбите с возвращением на Землю советских космонавтов Ю. А. Гагарина и Г. С. Титова.

Основные данные иностранных управляемых снарядов и ракет *

Название и страна

Максимальная дальность полета, км

Максимальная высота полета, км

Максимальная скорость

Стартовый вес

Двигатели (тяга)

Примерные геометрические размеры, м

Тип старта

Система наведения

Органы управления

Заряд боевой головки (тротиловый эквивалент)

Другие данные

длина

размах

максим. диаметр корпуса

Баллистические ракеты

"Атлас" (США)

10 000

до 1 300

порядка 7 км/сек

115 - 118 т

Первая ступень - 2 ЖРД (по 75 т), вторая ступень - ЖРД (27 т)

Стационарные наземные позиции

Комбинированная (инерциальная и радиокомандная)

Отклоняемые шарнирно закрепленные камеры ЖРД и 2 верньерных двигателя

Ядерный

"Титан" (США)

10 000

до 1 300

порядка 7 км/сек

93 - 99 т

Первая ступень - двухкамерный ЖРД (136 т), вторая ступень - ЖРД (36,6 т)

27,6

Стационарные подземные позиции

Инерциальная

Отклоняемые шарнирно зарепленные камеры ЖРД и 4 верньерных двигателя

Ядерный (7 мгт)

На вооружение не поступала

"Минитмэн" (США)

10 000

до 1 300

порядка 7 км/сек

34 - 36 т

Первая, вторая и третья ступени - РДТТ

1,5

Стационарные подземные позиции или подвижные ж.-д платформы

Инерциальная

Дефлекторы в четырех соплах двигателя первой ступени (возможно и в остальных ступенях)

Ядерный (1 мгт)

На вооружение не поступала

"Тор" (США)

2 775

до 600

порядка 4,5км/сек

50 т

Одна ступень - ЖРД (68 т)

19,8

2,4

Инерциальная

Отклоняемые камеры сгорания ЖРД и 2 верньерных двигатели (для управления на конечном участке и стабилизации корпуса против вращения)

Ядерный (4 мгт)

Носовой конус снижается с дозвуковой скоростью, стабилизируется шестью соплами

"Юпитер" (США)

2 775

до 600

порядка 4,5 км/сек

50 т

Одна ступень - ЖРД (68 т)

2,6

Стационарные наземные установки

Инерциальная

Отклоняемые камеры сгорания ЖРД. Сопло, питаемое выхлопными газами газогенератора турбонасоса, выполняет функции верньерного двигателя и стабилизирует корпус против вращения

Ядерный (1 мгт)

Носовой конус стабилизируется четырьмя соплами

"Поларис" (США)

2200

до 5500

порядка 4 км/сек

12,6 т

Первая ступень - РДТТ (45 т), вторая ступень - РДТТ (9 т)

8,4

1,37

С подводных лодок в надводном и подводном положении и со стационарных баз

Инерциальная система наведения снаряда и система инерциальной навигации подводной лодки

Дефлекторы в четырех соплах первой ступени. Во второй ступени возможно такое же устройство или 4 верньерных двигателя

Ядерный (1 мгт)

В топливо добавлен порошкообразный алюминий

"Блю Стрик" (Англия)

4 500

до 800

порядка 5,2 км/сек

80 т

Одна ступень - 2 ЖРД (135 т)

Стационарные подземные установки

Инерциальная

Отклонение обоих шарнирно-закрепленных ЖРД и два патрубка отвода газов от турбонасоса

Ядерный

На вооружение не поступала

"Першинг" (США)

480

до 160

порядка 2 км/сек

16 т

Первая и вторая ступени - РДТТ

Подвижные установки

Инерциальная

Ядерный (1 мгт)

Ракета предназначена заменить "Редстоун". На вооружение не поступала

Редстоун" США)

320

до 130

порядка 1,7 км/сек

27,7 т

Одна ступень - ЖРД (34 т)

19,2

3,6

1,8

Подвижные установки

Инерциальная

Аэродинамические и газовые рули

Ядерный или обычный

"Капрал" (США)

110

до 50

порядка 1 км/ сек

5 т

Одна ступень - ЖРД (9 т)

2,13

0,76

Подвижные установки

Инерциальная и радиокомандная

Аэродинамические и газовые рули

Ядерный или обычный

"Сержант" (США)

120

до 50

порядка 1 км/сек

5 т

Одна ступень - РДТТ (22,7 т)

10,4

1,8

0,7

Подвижные установки

Инерциальная

Аэродинамические и газовые рули

Ядерный или обычный

Ракета предназначена заменить "Капрал". На вооружение не поступала

"Онест Джон" (США)

до 10

порядка 0,55 км/ сек

2,7 т

Одна ступень - РДТТ

8,3

2,77

0,584

Самоходная пусковая установка, перевозимая вертолетом

Установка пусковой рамы по азимуту и возвышению. Стабилизация вращением

Вращение посредством четырех небольших двигателей и скошенных килей

Ядерный или обычный

"Литтл Джон" (США)

Сверхзвуковая

0,36 т

Одна ступень - РДТТ

4,422

0,584

0,318

Легкая пусковая установка, перевозимая вертолетом

Отклоняемые крестообразные поверхности управления

Установка пусковой рамы по азимуту и возвышению. Гиростабилизация

Ядерный или обычный

"GAM - 87 А" (США)

1600

до 250 - 300

порядка 4 км/сек

9 т

Один РДТТ

С самолетов типа В-47, В-52 и Б-58А

Инерциальная

Дефлектор реактивной струи

Ядерный (4 мгт)

Авиационная баллистическая ракета. На вооружение не поступала

II. Крылатые ракеты

"Снарк" (США)

10 000

от 300 до 15 200 м

990 км/час

28,2 т

Два стартовых РДТТ (по 59 т), один маршевый ТРД (5,9 т)

12,9

Подвижная пусковая установка

Инерциальная с астрономическим корректором гиростабилизированной платформы

Дефлекторы струй стартовых двигателей (при разгоне), элевоны (в полете)

Ядерный (до 20 мгт)

"Матадор" (США)

800 (ограничена возможностями наведения)

11 000 м

965 км/час

5,44 т (без стартового двигателя)

Один стартовый РДТТ (23 т), один маршевый ТРД (2 т)

12,1

8,87

1,37

Подвижная пусковая установка

На модификации ТМ-61А - радиокомандная. На ТМ-61С - дополнительная гиперболическая радионавигационная система "Шаникл"

Управляемый стабилизатор, отклоняющиеся пластины на верхней поверхности крыла

Ядерный или обычный

"Мейс" (США)

1000

от 300 до 12 200 м

1050 км/час

6,36 т (без стартового двигателя)

Один стартовый РДТТ (45,4 т), один маршевый ТРД (2,36 т)

13,42

7,09

Подвижная пусковая установка

На модификации ТМ-76А - система наведения "Атран", воспроизводящая радиолокационную карту местности, которая сравнивается с имеющейся на борту картой. На ТМ-76В - инерциальная

Управляемый стабилизатор, руль

Поворота, элероны

Ядерный

"Лакросс" (США)

32 (ограничена радиусом действия системы наведения)

Околозвуковая

1 т

Один РДТТ

5,86

2,7

0,52

Радиокомандная

Подвижное крестообразное хвостовое оперение

Ядерный или обычный

"Кэссер" (Франция)

В зависимости от местности

970 км/сек

1 т

Два стартовых РДТТ, один маршевый ПВРД

3,5

Самоходная пусковая установка

Радиокомандная

Элероны, элевоны и крыльевые кили с рулями направления

Обычный

III. Зенитные ракеты

"Бомарк" (США)

400

М = 2,5**

6,8 т

Один стартовый ЖРД или РДТТ (15,9 т), два маршевых ПВРД (10,4 т)

5,54

0,88

Стационарные базы ПВО

На начальном этапе - по командам системы "Сейдж". На последнем этапе-активное радиолокационное самонаведение

Отклонение шарнирно закрепленного стартового двигателя, руль высоты, руль поворотов и элероны

Ядерный или обычный

Стартует вертикально

"Ника-Аякс" (США)

М = 2,5 1

040 кг, 500 кг без стартового двигателя

Один стартовый РДТТ, один маршевый ЖРД (1,18 т)

10,8; 6,4 без стартового двигателя

1,6

0,305

Стационарные базы ПВО

Командная радиолокационная

Три боевые головки с осколками

"Ника-Геркулес" (США)

120

М = 3,3 4

500 кг, 2 250 кг без стартового двигателя

Один стартовый четырехкамерный ЖРД (или РДТТ), один маршевый РДТТ

12,124; 8,159 без стартового двигателя

2,286

0,8

Стационарные базы ПВО

Командная радиолокационная

Поверхности управления на задних кромках крестообразного крыла

Обычный или ядерный

"Ника-Зевс" (США)

до 320

М = 5 - 7

9,1 т

Один стартовый РДТТ (200 т), один маршевый РДТТ

15; 9 без старт, двигателя

Подземные стационарные базы ПВО

Командная радиолокационная и самонаведение у цели

Ядерный

В стадии разработки

"Тартар" (США)

М = 2,5

680 кг

4,6

1,04

С надводных судов

По лучу радиолокатора и полуактивная система самонаведения на последнем этапе

Обычный

На вооружение не поступала

"Талос" (США)

100

М = 2,5

3 175 кг, 1 400 кг без стартового двигателя

Один стартовый РДТТ, один маршевый ПВРД

9,3; 6,25 (без стартового двигателя)

2,84

0,76

С крейсеров

По лучу радиолокатора и полуактивная радиолокационная система самонаведения на последнем этапе (для ракет с обычным ВВ)

Обычный или ядерный

В случае ядерного заряда самонаведение отсутствует. Ракетами "Талос" вооружен один крейсер "Гальвестон"

"Террьер" (США)

М = 2,5

1 300 кг, 500 кг без стартового двигателя

Один стартовый РДТТ, один маршевый РДТТ

8,05; 4,5 (без стартового двигателя)

1,17

0,33

С крейсеров, эсминцев и береговых установок

По лучу радиолокатора

Подвижное крестообразное крыло

Обычный

"Хоук" (США)

от 30 до 115 00 м

М = 2

579 кг

Один РДТТ со стартовой и маршевой ступенями тяги

5,11

1,245

0,356

С подвижных установок, транспортируемых самолетами и вертолетами

Командная радиолокационная и полуактивная радиолокационная система самонаведения

Рули на задних кромках крестообразного крыла

Обычный

Ракета предназначена для борьбы с низко летящими самолетами

"Бладхаунд" Мк-1 (Англия)

Несколько десятков километров

М = 2

2 000 кг, 1135 кг без стартовых двигателей

Четыре стартовых РДТТ, два маршевых ПВРД

7,7; 6,77 (без стартовых двигателей)

2,869

0,546

Стационарная база ПВО

Поворот стартовой установки по азимуту и возвышению и полуактивная система радиолокационного самонаведения

Раздельное или одновременное отклонение подвижных крыльев

Обычный

"Ред Ай" (США)

5 кг

1,14

0,075

Инфракрасное самонаведение

Обычный

Предназначен для обороны войск на поле боя от низко летящих самолетов

IV. Противотанковые снаряды

"Виджилент" (Англия)

1,6

560 км/час

12 кг

Один РДТТ с двумя ступенями тяги

0,9

0,279

0,114

Переносная установка

Управление по проводам

Поверхности управления на задних кромках крестообразного крыла. Снаряд в полете медленно вращается

Бронебойный заряд

На вооружение не поступал

"Пай" Р. V. (Англия)

1,6

Один РДТТ с двумя ступенями тяги

1,524

0,71

0,152

С автомобильных установок или с земли

Управление по проводам

Отклонение реактивной струи

Бронебойный заряд

На вооружение не поступал

S. S. 10 "Норд" (Франция)

1,6

290 км/час

15 кг

Один РДТТ с двумя ступенями тяги

0,86

0,75

0,165

С автомобильных установок, вертолетов и самолетов

Управление по проводам

Вибрирующие интерцепторы на задних кромках крестообразного крыла

Бронебойный заряд (для брони до 400 мм)

S. S. 11 "Норд" {Франция)

3,5

до 700 км/час

29 кг

Один РДТТ с двумя ступенями тяги

1,16

0,5

0,165

С земли, автомобилей, вертолетов и самолетов

Управление по проводам

Вибрирующий дефлектор выхлопной струи второй ступени, создающий асимметрию тяги в желательном направлении. Снаряд в полете медленно вращается

Бронебойный заряд (для брони до 510 мм)

"Дэви Крокет" (США)

3,2

Один РДТТ

1,5

0,15

С ручной установки типа "базука"

Ядерный (менее 1 кт)

На вооружение не поступал

V. Самолеты-снаряды

"Хаунд Дог" (США)

порядка 500 км

18 000 м

2125 км/час

4500 кг

Один ТРД (3,4 т)

12,8

3,66

Со стратегических бомбардировщиков В-52С и В-52Н

Инерциальная

Управляющие поверхности в носовой части (схема "утка"), элероны и руль поворота

Ядерный (2 мгт)

"Булпап" (США)

8 (зависит от видимости снаряда и цели)

2 250 км/час

260 кг

3,4

1,1

0,3

С палубных или тактических самолетов

По радиокомандам с самолета при визуальном наблюдении за снарядом по трассерам

Управляющие поверхности в носовой части (схема "утка")

Обычный

"Куэйл" (США)

320

Высота равна высоте полета самолета-носителя

966 км/час

500 кг

Один ТРД (1,1 т)

4,04

1,68

Со стратегических бомбарди ровщиков В-47 и В-52

По радиокомандам с самолета или с помощью автопилота с предварительной программой

Рули поворота и элевоны

Нет

Снаряд является носителем оборудования для создания помех. На вооружение не поступал

"Блю Стил" (Англия)

порядка 600

От малых до 27 км

1 700 км/час (при пикировании М-2 и более)

6 800 кг

Один двухкамерный ЖРД (8 т)

4,1

С бомбардировщиков типа "Виктор" и "Вулкан"

Инерциальная

Управляющие поверхности в носовой части, элероны и руль поворота

Ядерный

На вооружение не поступал

VI. Снаряды воздушного боя

"Игл" (США)

50 - 160 (по другим источникам - 320)

М = 3

900 кг

Один ЖРД или РДТТ

4,5

0,35

С дозвукового самолета истребителя (типа "Миссайлир")

Радиолокационное телеуправление с самолета-носителя или земли. На последнем этапе (с 16 км) - активное радиолокационное самонаведение

Ядерный

На вооружение не поступал

"Фолкон" (США)

М = 2,5

68 кг

Один РДТТ

2,17

0,66

0,164

С самолетов-истребителей

Модификация GAR-3 -полуактивная радиолокационная система самонаведения. GAR-4-

Поверхности управления у задней кромки крестообразного крыла

Обычный

"Сайдуиндер" (США)

5 (зависит от метеоусловий)

М = 2,5

70 кг

Один РДТТ

2,87

0,508

0,122

С самолетов-истребителей

Инфракрасная система самонаведения

Крестообразные поверхности управления в носовой части (схема "утка")

Обычный

"Спэрроу" (США)

М = 2,3

172 кг

Один ЖРД (заранее снаряжаемый)

3,6

1,0

0,228

С палубных истребителей

Полуактивная радиолокационная система самонаведения

Крестообразное оперение

Обычный

"Файрстрик" (Англия)

6,4

15 000

М = 2

136 кг

Один РДТТ

3,182

0,747

0,22

С самолетов-истребителей

Инфракрасная система самонаведения

Крестообразные поверхности управления В хвостовой части

Обычный

"А. А. 20" (Франция)

М = 1,7

134 кг, 144 кг (снаряд против наземных целей)

Один РДТТ с двумя ступенями тяги

2,6

0,8

0,25

С самолетов-истребителей

Радиокомандная система наведения (летчик видит снаряд по трассерам)

Вибрирующие дефлекторы реактивной струн,создающие асимметрию тяги

Обычный

В полете снаряд вращается

* (Приведенные данные заимствованы из иностранной печати (в основном из "Flight" № 2602 и 2643). Незаполненные графы означают отсутствие опубликованных сведений. )

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ

Нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. н.- результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полёт совершается со сверхзвук. скоростью, торможение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в т. н. пограничном слое. При торможении потока молекул воздуха энергия их хаотического (теплового) движения возрастает, т. е. темп-pa газа вблизи поверхности движущегося тела повышается. Макс. темп-pa, до к-рой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. темп-ре торможения: Т0= Tн+v2/2cp, где Тн - темп-pa набегающего воздуха, v - скорость полёта тела, ср- уд. теплоёмкость газа при пост. давлении. Так, напр., при полёте сверхзвук. самолёта с утроенной скоростью звука (ок. 1 км/с) темп-pa торможения составляет ок. 400°С, а при входе косм. аппарата в атмосферу Земли с 1-й косм. скоростью (ок. 8 км/с) темп-ра торможения достигает 8000°С. Если в первом случае при достаточно длит. полёте темп-pa обшивки самолёта может быть близка к темп-ре торможения, то во втором случае поверхность косм. аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие темп-ры.

Из областей газа с повыш. темп-рой теплота передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н.- конвективная и радиационная. Конвективный нагрев - следствие передачи теплоты из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела посредством мол. теплопроводности и переноса теплоты при перемещении макроскопич. элементов среды. Количественно конвективный тепловой поток qk определяют из соотношения: qk=a(Те-Tw), где Tе- равновесная темп-pa (предельная темп-pa, до к-рой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), Tw- реальная темп-ра поверхности, а - коэфф. конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от др. факторов. Равновесная темп-pa Tе близка к темп-ре торможения. Зависимость коэфф. a от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем, что, помимо мол. теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.

С увеличением скорости полёта темп-ра воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и эл-ны диффундируют в более холодную область - к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это даёт дополнит. вклад в конвективный А. н.

При достижении скорости полёта =5000 м/с темп-pa за ударной волной достигает значений, при к-рых газ начинает излучать энергию. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повыш. темп-рой к поверхности тела происходит радиац. нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и УФ областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиац. нагрев мал по сравнению с конвективным. При 2-й косм. скорости (11,2 км/с) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/с и выше, соответствующих возвращению объектов на Землю после полёта к др. планетам, осн. вклад вносит уже радиац. нагрев.

А. н. играет важную роль при возвращении в атмосферу Земли косм. аппаратов. Для борьбы с А. н. летат. аппараты оснащаются спец. системами теплозащиты. Существуют активные и пассивные методы теплозащиты. В активных методах газообразный или жидкий охладитель принудительно подаётся к защищаемой поверхности и берёт на себя осн. часть поступающей к поверхности теплоты. Газообразный охладитель как бы загораживает поверхность от воздействия высокотемпературной внеш. среды, а жидкий охладитель, образующий на поверхности защитную плёнку, поглощает подходящую к поверхности теплоту за счёт нагревания и испарения плёнки, а также последующего нагрева паров. В пассивных методах теплозащиты воздействие теплового потока принимает на себя спец. образом сконструированная внеш. оболочка или спец. покрытие, наносимое на осн. конструкцию. Радиационная теплозащита основана на применении в кач-ве внеш. оболочки материала, сохраняющего при высоких темп-pax достаточную механич. прочность. В этом случае почти весь тепловой поток, подходящий к поверхности такого материала, переизлучается в окружающее пр-во.

Наибольшее распространение в ракетно-косм. технике получила теплозащита с помощью разрушающихся покрытий, когда защищаемая конструкция покрывается слоем спец. материала, часть к-рого под действием теплового потока может разрушаться в результате процессов плавления, испарения, сублимации и хим. реакций. При этом осн. часть подходящей теплоты расходуется на реализацию разл. физ.-хим. превращений. Дополнительный заградит. эффект имеет место за счёт вдува во внеш. среду сравнительно холодных газообразных продуктов разрушения теплозащитного материала. Пример разрушающихся теплозащитных покрытий - стеклопластики и др. пластмассы на органич. и кремнийорганич. связующих. В кач-ве средства защиты летательных аппаратов от А. н. применяются также углерод-углеродные композиц. материалы.

- в градостроительстве - нормативный коэффициент ветрового давления или лобового сопротивления поверхности конструкции, здания или сооружения, на который умножают скоростной напор ветра для получения статической...
Строительный словарь
- первое в России научно-исследовательское учреждение для проведения исследований по теоретической и экспериментальной аэродинамике...
Энциклопедия техники
- расчёт движения летательного аппарата как материальной точки в предположении, что выполняется условие равновесия моментов...
Энциклопедия техники
- совокупность мероприятий и методов, реализующих на экспериментальных установках и стендах или в условиях полёта моделирование течений воздуха и взаимодействия течений с исследуемым...
Энциклопедия техники
- область вихревого течения за летящим самолётом или другим летательным аппаратом...
Энциклопедия техники
- повышение темп-ры тела, движущегося с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. и.- результат торможения молекул газа вблизи поверхности тела. Так, при входе космич...
Естествознание. Энциклопедический словарь
- Аэродинамические сила и момент...
- нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе. А. н. - результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полет совершается со...
Большая Советская энциклопедия
- ...
Слитно. Раздельно. Через дефис. Словарь-справочник
- ...
Орфографический словарь русского языка
- АЭРОДИНА́МИКА, -и, ж. Раздел аэромеханики, изучающий движение воздуха и других газов и взаимодействие газов с обтекаемыми ими телами...
Толковый словарь Ожегова
- АЭРОДИНАМИ́ЧЕСКИЙ, аэродинамическая, аэродинамическое. прил. к аэродинамика...
Толковый словарь Ушакова
- аэродинами́ческий прил. 1. соотн. с сущ. аэродинамика, связанный с ним 2...
Толковый словарь Ефремовой
- ...
Орфографический словарь-справочник
- аэродинам"...
Русский орфографический словарь
- ...
Формы слова

"АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ" в книгах

Высокочастотный нагрев

Из книги Большая Советская Энциклопедия (ВЫ) автора БСЭ

Аэродинамический момент

БСЭ

Аэродинамический нагрев

Из книги Большая Советская Энциклопедия (АЭ) автора БСЭ

Диэлектрический нагрев

Из книги Большая Советская Энциклопедия (ДИ) автора БСЭ

Индукционный нагрев

БСЭ

Инфракрасный нагрев

Из книги Большая Советская Энциклопедия (ИН) автора БСЭ

Нагрев металла

Из книги Большая Советская Энциклопедия (НА) автора БСЭ

След аэродинамический

Из книги Большая Советская Энциклопедия (СЛ) автора БСЭ

7.1.1. РЕЗИСТИВНЫЙ НАГРЕВ

автора Коллектив авторов

7.1.1. РЕЗИСТИВНЫЙ НАГРЕВ Начальный период. Первые эксперименты по нагреву проводников электрическим током относятся к XVIII в. В 1749 г. Б. Франклин (США) при исследовании разряда лейденской банки обнаружил нагрев и расплавление металлических проволочек, а позднее по его