К.П.Петров
» 0 ДЖА1УШ к А
WW»
УРСС
К. П. Петров
АЭРОДИНАМИКА
транспортных
космических
систем
Эдиториал УРСС • Москва • 2000
Рфи
Настоящее издание осуществлено при финансовой
поддержке Российского фонда фундаментальных
исследований (проект № 98—01 — 14073)
Петров Константин Павлович
Аэродинамика транспортных космических систем
М.: Эдиториал УРСС, 2000. — 368 с.
ISBN 5-8360-0095-6
Рассматриваются основные проблемы аэродинамики транспортных космических
систем — ракет-носителей с вертикальным стартом и аппаратов, предназначенных
для возвращения с околоземной орбиты грузов и экипажей космических станций.
Анализируются особенности обтекания и формирования суммарных и местных
аэродинамических нагрузок, характерных для различных компоновок транспортных
космических систем в условиях эксплуатационных режимов полета.
Приводится обширный экспериментальный материал, позволяющий определять
величины аэродинамических сил и моментов при решении текущих и перспективных
задач и проблем при проектировании транспортных космических систем.
Книга предназначена для проектантов, решающих аэродинамические и связанные
с ними задачи и проблемы, а также для студентов, преподавателей и научных работников
учебных и исследовательских институтов.
Consideration is given to main problems of aerodynamics of space transport systems:
vertically rising launch vehicles and vehicles designed to return cargo and crews of space stations
from near-earth orbits.
The peculiarities of flows and formation of integral and local aerodynamic loads
characteristic of different space transport system configurations are analyzed for operational
flight regimes.
The extensive experimental data are presented to determine aerodynamic forces and
moments in solving current and promising tasks and problems to design space transport systems.
The book is intended for designers solving aerodynamic and related tasks and problems,
as well as for students, teachers and scientists of educational and research institutes.
ISBN 5-8360-0095-6
5836"000950">
© Эдиториал УРСС, 2000
Основные обозначения
X — продольная сила;
Y — нормальная сила;
Z — поперечная сила;
Ха — сила лобового сопротивления;
Ya — подъемная сила;
ZQ — боковая сила;
Сх — коэффициент продольной силы;
Су — коэффициент нормальной силы;
Cz — коэффициент поперечной силы;
Сж< — коэффициент лобового сопротивления;
СУл — коэффициент подъемной силы;
СХл — коэффициент боковой силы;
К — аэродинамическое качество;
Сг — коэффициент радиальной силы;
Ct — коэффициент касательной силы;
Ст — коэффициент тяги;
тх — коэффициент момента тангажа;
ту — коэффициент момента рысканья;
тх — коэффициент момента крена;
тг — коэффициент момента радиальной силы;
mt — коэффициент момента касательной силы;
тш — коэффициент шарнирного момента;
Су — производная коэффициента нормальной силы по углу атаки;
т“ — производная коэффициента момента тангажа по углу атаки;
с
тх9 — производная коэффициента момента тангажа по коэффици-
енту нормальной силы;
хл — положение центра давления;
Р — давление;
Р — относительное давление;
Ср — коэффициент давления;
P<JP(x>\ PJP* — степень нерасчетности п, вычисленная соот-
ветственно по давлению в невозмущенном набегающем потоке
или по давлению в окружающей среде (без внешнего потока);
4
Основные обозначения
Т — температура, тяга;
q — скоростной напор;
х — отношение удельных теплоемкостей;
V — скорость;
Re — число Рейнольдса Re^, Rej — значения, вычисленные по ха-
рактерной длине, диаметру и т. п.);
М — число Маха;
а° — угол атаки;
0° — угол скольжения;
7° — угол крена;
V>° — угол раскладки консолей крыла;
6° — угол отклонения управляющих поверхностей;
0, — полуугол при вершине конуса;
Хо — расстояние вдоль продольной оси между выходным сечением
сопла и поверхностью отражателя;
d\ D — соответственно малый и большой диаметр;
г; R — соответственно малый и большой радиус;
l\ L — соответствующие длины характерных участков;
п — величина бугорка шероховатости;
Л — удлинение;
S — характерная площадь;
h — поперечный размер;
х — расстояние в направлении оси х\
у — расстояние в направлении оси у;
Д — приращение.
Индексы
оо — для параметров набегающего невозмушенного потока;
j — для параметров в струе двигателя;
a — значение в выходном сечении сопла;
О — нулевое значение;
кр — критическое значение;
дон — значение на дне;
исх — исходное значение;
бал — балансировочное значение;
max — максимальное значение;
min — минимальное значение;
отр — отрыв;
о. с. — отбрасываемая ступень;
Основные обозначения
5
у.е. — уходящая ступень;
б — блок;
оп — оперение;
к — корпус, конус;
из. к. — изолированный корпус;
М — мидель;
ц — цилиндр;
н —надстройка;
н.ч. — носовая часть;
ц.ч. — цилиндрическая часть;
р. ч. — рабочая часть;
ср — срез;
ц. м. — центр масс;
ц.д. — центр давления.
Предисловие
Освоение космического пространства во второй половине 20-го сто-
летия шло быстро и ускоренно. Этому способствовало создание транс-
портных космических систем в виде ракет-носителей, обеспечивающих
доставку на околоземную орбиту людей, а также грузов различных габа-
ритов и массы.
Создание долговременных обитаемых космических станций при На-
личии транспортных космических систем завершило определенный этап
в освоении космического пространства. Дальнейший этап освоения дол-
жен предусматривать совершенствование созданных транспортных систем
в направлении большей экономичности и надежности. (В данной работе
под понятием транспортной космической системы подразумевается со-
вокупность ракеты-носителя с вертикальным стартом и транспортного
корабля для вывода на орбиту искусственного спутника Земли полезно-
го груза (обитаемого и необитаемого) с возможностью его возвращения
на землю).
Большое количество результатов научных поисков и фундаменталь-
ных исследований при разработке транспортных систем из-за быстротеч-
ности времени не нашло достаточного отражения в технической литера-
туре. Это особенно остро проявилось в области аэродинамики, ее фунда-
ментальной части, связанной с особенностями обтекания при изменении
чисел Маха и Рейнольдса. Вся информация содержится в отдельных жур-
налах, публикациях и служебных изданиях. Успешное совершенствование
транспортных космических систем требует систематизированного обоб-
щения ранее полученных результатов и переосмысливания их с учетом
перспективного развития. Предлагаемая книга является первым опытом
в этом направлении.
В целях наиболее наглядного понимания аэродинамических проблем
транспортных космических систем, изложение материала осуществляется
в соответствии с последовательностью режимов полета. Такое изложение
в определенной степени совпадает и о последовательностью использова-
ния данных в условиях конкретного проектирования.
Материалы, обобщенные в книге, представляют собой только часть
сведений, полученных в ЦАГИ. Этот недостаток, в некоторой степени,
восполняется списком литературы, в который вошли не только исполь-
зованные в книге источники, но и те, которые по своей тематике близки
к рассматриваемой теме.
Предисловие	7
Автор приносит благодарность своим сотрудникам: В. Г. Артонкину,
Е. Е. Буянову, А. В. Ваганову, И. Я. Гречко, Б. Л. Жирникову, И. Г. Ка-
римуллину, П. Г. Леутину, Т. В. Микеладзе, Б. С. Мышляеву, В. И. Пля-
шечнику, А. Н. Шлягуну, принимавшим активное участие в большом
количестве исследований.
Автор выражает благодарность научным сотрудникам Н. А. Благове-
щенскому, С. М. Дроздову и д-ру техн, наук Ю. Н. Нестерову за ценные
замечания при просмотре рукописи, а также техникам Н.Ф. Смирновой,
Л. Н. Ериной, оформлявшим рукопись.
Введение
Транспортные космические системы имеют специфические особен-
ности при их создании и отработке, принципиально отличающие их
от пилотируемых самолетных систем.
Как правило, при создании самолетов различных классов (пассажир-
ские, транспортные, истребители, штурмовики, бомбардировщики и пр.)
всегда имеется предшественник (отечественный или зарубежный), а зна-
чит, и опыт его создания. Этот опыт и вновь приобретенные научные
знания помогают создать новый личный образец самолета того или иного
класса и назначения.
Транспортные космические системы, как правило, не имеют пред-
шественников. Они являются новыми уникальными летательными аппа-
ратами, призванными решать все новые и более сложные перспективные
вопросы исследования и освоения космического пространства.
Другая особенность транспортных космических систем заключена
в следующем.
Транспортные космические системы имеют особенность, которая
существенно отличает их от самолетных систем.
Обычно создание нового самолета начинается с расчетных и экс-
периментальных исследований на стендах и в аэродинамических трубах
и заканчивается опытными исследованиями в полете. Иными словами,
новый самолет проходит весь цикл наземных исследований в соответ-
ствии с реальными режимами полета. В случае обнаружения недостатков
опытный образец дорабатывается.
Для транспортных космических систем все это, к сожалению, от-
сутствует. Используются только расчетные и экспериментальные методы,
которые далеко не всегда моделируют реальный полет и косвенный опыт
создания самолетных и ракетных систем.
Созданный таким образом образец, который нельзя назвать опыт-
ным, выставляется на стартовую позицию для совершения реального
полета без возвращения к месту старта на предмет изучения и внесения
необходимых доработок. В случае неудачного полета новый образец гиб-
нет и его нельзя не только доработать, но и однозначно определить при-
чины аварии. Назначение первого полета заключается в доказательстве
правильности расчетов и экспериментов и решений, принятых в процессе
проектировании и создания системы. Эта отличительная черта при созда-
нии транспортных космических систем требует и глубокого осмысливания
тех процессов и проблем, которые могут возникнуть в реальном полете.
Введение
9
Несмотря на относительную простоту внешних форм транспортных
космических систем, аэродинамические проблемы, возникающие при об-
текании их воздушным потоком, в ряде случаев оказываются не только
весьма сложными, но и подчас неожиданными. Эти проблемы могут
относиться как ко всей системе в целом, так и к отдельным ее частям.
Если условно начать рассмотрение аэродинамических задач с момента
старта и последовательно всех режимов полета, то главными из них,
по-вид и мом у, будут:
—	ветровые нагрузки вблизи земли;
—	местные нагрузки при обтекании стационарным потоком;
—	нагрузки, вызванные явлениями срыва потока;
—	суммарные стационарные нагрузки;
—	статическая устойчивость;
—	аэродинамические средства стабилизации и управления;
—	разделение ступеней;
—	аэродинамика отработанных ступеней и отдельных частей, отбрасы-
ваемых в полете и падающих на землю.
Можно привести и другие задачи, которые в обычных условиях явля-
ются менее существенными, но в отдельных конкретных компоновках
могут стать не менее важными, чем перечисленные. Заметим, что ряд
названных задач порой тесно связан с неаэродинамическими проблема-
ми, такими как прочность и аэроупругость, аэродинамический нагрев,
система управления и стабилизации и пр. Собственно аэродинамика
и аэродинамика в сочетании с одним или несколькими неаэродинамиче-
скими вопросами составляют аэродинамические проблемы ТКС и могут
представлять собой отдельные области исследований.
Желание избежать принципиальных ошибок требует последователь-
ного и комплексного рассмотрения и решения задач в процессе проекти-
рования транспортных космических систем.
Предшественниками транспортных космических систем были балли-
стические ракеты военного назначения. Однако задачи, которые должны
были решать как те, так и другие, существенно различались, что привело
к различию их конструктивных и аэродинамических компоновок.
Баллистическим ракетам военного назначения характерны опера-
тивная мобильность и быстрота подготовки к пуску. Их стартовый вес
и габаритные размеры при заданной мощности боевого заряда и дальности
полета должны быть минимальными.
С другой стороны, развитие баллистических ракет для вывода в кос-
мическое пространство грузов невоенного назначения сопровождалось
увеличением их стартового веса и размеров. Это было связано с желанием
увеличения габаритов и веса необитаемых и обитаемых спутников Земли.
1 Зак. 121
10
Введение
Первоначально аэродинамическая компоновка таких ракет ничем
не отличалась от компоновки ракет военного назначения. Как правило,
они представляли последовательное соединение ступеней. Однако требо-
вание существенного увеличения веса и габаритов выводимых на орбиту
грузов привело к необходимости создания мощных ракет-носителей.
Каждая из таких ракет являлась этапом развитая космической техни-
ки национальное значимости. Естественно, что такая ракета-носитель
должна эксплуатироваться ряд лет, надежно выполняя свои функции,
включая доставку на орбиту не только грузов, но и людей с возмож-
ностью наращивания ее мощности как транспортной системы. В связи
с этим она должна непрерывно совершенствоваться и дополняться новы-
ми разгонными ступенями. А это, как правило, приводит к компоновке
с параллельным или смешанным соединением ступеней (см. рис. 1.1). Пе-
реход от последовательной компоновки ступеней, характерной для ракет
военного назначения, к компоновке с параллельным соединением сту-
пеней сопровождается усложнением аэродинамических задач, стоящих
в проектировании.
Последователь/ юе
соединение ступеней
Параллельное
соединение ступеней
Рис. 1.1. Схема ракет-носителей (транспортных космических систем) с продоль-
ным и параллельным (или смешанным) соединением ступеней
Введение
11
Созданием мощных ракет-носителей космических аппаратов, а также
аппаратов, предназначенных для возвращения грузов и людей на Землю,
завершился определенный этап в развитии транспортных космических
систем.
После этого этапа естественно следует этап усовершенствования
и модернизации созданной техники для решения перспективных, более
сложных и ответственных задач. Однако для успешного их решения
необходимо проанализировать, что уже было получено раньше и какие
проблемы аэродинамики могут возникнуть вновь.
В проектных организациях обычно проводятся следующие этапы
расчета.
Первый этап связан с необходимостью выдачи данных для расчета
траекторий полета и определения возможной массы полезной нагрузки,
выводимой в космос.
Участку выведения при вертикальном старте соответствуют малые
углы атаки. Углы атаки, превышающие 8° т-10°, могут считаться ава-
рийными, поэтому в первую очередь необходимо определить значение
коэффициента продольной силы первой ступени при а = 0 (С*о), тем
более, что величина Сх в диапазоне углов а « 0 -г 10е изменяется незна-
чительно.
Второй этап связан с необходимостью выдачи данных для формиро-
вания и расчета систем управления, которая обеспечивала бы устойчивый
и управляемый полет на участке выведения при малых углах атаки.
Для этого необходимо знание, в первую очередь, производной коэф-
фициента нормальной силы по углу атаки (С£) и производной продоль-
ного момента по углу атаки (т?) для всей системы.
Третий этап связан с необходимостью уточнения аэродинамических
нагрузок и выдачи данных для расчета на прочность конструкции ракет-
носителей. Эти данные должны содержать распределенные и местные
аэродинамические нагрузки (в частности, коэффициент давления Ср)
как на всю систему, так и на отдельные ее части.
Одновременно с проведением расчетов по этим трем этапам про-
изводится оценка ветровых нагрузок, действующих на старте, на всю
систему и на отдельные ее части, а также определение сил и моментов,
действующих при разделении ступеней системы.
Не следует думать, что этими этапами описывается все многообразие,
сложность и специфика проектных изысканий и расчетов, необходимых
для создания ракет-носителей. Рассмотренные этапы являются некото-
рой схемой, по которой необходимо решать аэродинамические задачи.
В последующих главах приводятся сведения, соответствующие задачам,
изложенным выше. Порядок изложения соответствует последовательно-
сти режимов полета ракет-носителей. Последняя глава посвящена аэро-
динамике аппаратов, предназначенных для возвращения грузов и людей
из космического пространства на Землю.
1
Глава 1
Режим старта
1.0. Ветровые нагрузки в условиях старта
Даже в том случае, когда ракета’Носитель находится на пусковом сто-
ле, наличие ветра создает аэродинамическую нагрузку. Принято считать,
что ветер состоит из стационарной и нестационарной части.
Характер стационарной части и значения скорости ветра приведены
в табл. 1.1. Эта составляющая ветра может изменяться с течением времени
и возрастать по мере удаления от поверхности земли, особенно в пределах
100 м. На большой высоте, где исчезает влияние трения воздуха о поверх-
ность земли, скорость ветра носит более установившийся и равномерный
характер.
Нестационарная часть ветра характеризует степень его равномерно-
сти по времени и называется порывистостью. Она обусловлена атмо-
сферной турбулентностью, вызванной воздействием поверхности земли
при обтекании ее стационарной частью ветра.
При практической оценке воздействия ветра на ракету-носитель
нужно иметь в виду и местные условия стартовой площадки. Близкое
расположение сравнительно небольших зданий, инженерных сооружений
и стартового оборудования может приводить к значительному увеличению
скорости стационарной части ветра и ее направления.
Схематическое понимание воздействия ветра на ракету-носитель
представлено на рис. 1.2. Сопротивляясь стационарной части ветра, ра-
кета, деформируясь отклоняется в направлении ветра. При этом неста-
ционарная часть ветра в виде порывов приводит к колебаниям ракеты
в том же направлении. Одновременно с этим на боковых (по отношению
к направлению ветра) сторонах ракеты возникают нестационарные срывы
потока стационарной части ветра. Эти срывы, возникающие то с одной,
то с другой стороны ракеты, вызывают ее колебания в поперечном к ветру
направлении. В итоге под действием ветра и его порывов на ракету дей-
ствует система нагрузок, приводящая к очень сложным ее деформациям.
К этому следует добавить, что при обтекании ветром могут возникать до-
полнительные нагрузки за счет интерференции ракеты и обслуживающих
устройств, расположенных вблизи от нее.
Сложность обтекания реальным ветром конкретной транспортной
космической системы не дает возможности создать удовлетворительные
Режим стерта
13
Таблица 1.1
Сила ветра по шкале Бофорта			Визуальная оценка действия ветра
Баллы	Скорость, м/с	Характеристика ветра	
0	0-0,2	Штиль	Дым из труб поднимается отвесно
1	0,3-1,5	Тихий	Дым слегка отклоняется
2	1,6-3,3	Легкий	Движение воздуха ощущается лицом- шелестят листья; начинают шевелиться флаги, флюгер
3	3,4-5,4	Слабый	Колеблются тонкие ветки; развеваются флаги; начинается легкий перенос снега по поверхности покрова
4	5,5-7,9	Умеренный	Поднимается пыль и бумажки; ко- леблются небольшие сучья; снегопад переходит в метель
5	8-10,7	Свежий	Качаются тонкие стволы деревьев; на воде появляются белые «барашки»
6	10,8-13,8	Сильный	Качаются толстые сучья; гудят провода; шум ветра слышен в домах
7	13,9-17,1	Крепкий	Качаются стволы деревьев; затрудняется движение
8	17,2-20,7	Очень крепкий	Ломаются сучья деревьев; колеблются средние деревья; очень трудно идти против ветра
9	20,8-24,4	Шторм	Ломаются толстые сучья и небольшие деревья; разрушаются дымовые трубы; сбрасывается черепица; на море высокие волны
10	24,5-28,4	Сильный шторм	Разрушаются строения; деревья выры- вает с корнем; ломаются телеграфные столбы
11	28,5-32,6	Жесткий шторм	Большие разрушения
12	32,7-36,9	Ураган	Опустошительные разрушения
17	58,6	—	—
аналитические методы расчета деформации транспортной космической
системы. Однако испытания в аэродинамической трубе моделей, подоб-
ных натуре по динамическим и упругим свойствам, могут дать весьма
надежные данные для определения прочности конструкции и функцио-
нирования находящегося на ней оборудования.
Обычно транспортные космические системы имеют цилиндрические
формы составляющих ее блоков. Поэтому для оценки сил, действующих
на ее элементы вблизи земли, следует иметь в виду явления, присущие
поперечному (или близкому к нему) обтеканию цилиндра при дозвуковых
скоростях. Дело в том, что благодаря проявлению вязкости воздуха при до-
звуковых скоростях могут реализовываться различные режимы обтекания
с большим или меньшим сопротивлением в зависимости от скорости ветра
и диаметров отдельных частей ТКС. В соответствии с этим ниже при-
14
Глава 1
Рис. 1.2. Схема ветровых нагрузок,
действующих на ракету-носитель:
1 — изменяющаяся составляющая со-
противления; 2 — то же, постоянная;
3 — срыв вихрей; 4 — изменяющаяся
боковая сила; 5 — башня обслужива-
ния; 6 — турбулентные составляющие
ветра; 7 — профиль установившегося
ветра по высоте
водятся результаты экспериментальных исследований аэродинамических
характеристик цилиндров, которые могут быть использованы для оцен-
ки стационарных и нестационарных нагрузок, действующих на ракету
в стартовом положении и в первые моменты подъема, и соответствующих
дозвуковым скоростям и большим углам атаки.
1.1.	Влияние вязкости воздуха (числа Re)
на характер поперечного обтекания
цилиндрических элементов компоновки
При открытых условиях старта транспортная космическая система
будет подвержена действию ветра. Угол атаки при этом будет определяться
отношением величины скорости ветра W к скорости подъема транспорт-
ной системы V (tga = W/V). Перед стартом (V = 0) наличие даже
небольшого ветра приводит к тому, что система обтекается под углом ата-
ки а = 90°. В начальный момент подъема скорость ее движения нарастает
сравнительно медленно, и хотя угол атаки будет при этом уменьшаться,
но определенное время он будет оставаться достаточно большим. В неко-
торых случаях ветровые нагрузки достигают больших величин и являются
расчетными случаями не только для силовой конструкции транспортной
космической системы, но и системы управления и стабилизации.
Режим старта
15
Внешний контур ее отдельных частей в основном состоит из ци-
линдрических и конических поверхностей. При этом, как правило,
цилиндрические участки имеют существенно большую протяженность,
порядка 4-6 калибров. В стартовом положении средняя часть цилин-
дрического участка такой протяженности обтекается ветром практически
так же, как цилиндр бесконечно большой длины. Ввиду этого результа-
ты исследований цилиндров бесконечно большой длины представляют
большой практический интерес для определения как ветровых нагрузок
на отдельные участки ТКС, так и ее общих аэродинамических характе-
ристик при больших углах атаки.
Характер обтекания и силы, действующие на круговой цилиндр
при углах атаки, близких к 90°, являются функциями чисел Re и М.
(При поперечном обтекании аэродинамические силы относятся к мак-
симальной площади продольного сечения S = I • d.) При небольших
скоростях обтекания проявляются силы вязкости воздуха, и основным
критерием подобия является число Re, с которым связано так называе-
мое явление «кризиса обтекания» — резкое уменьшение сопротивления
при достижении критической величины числа ReKp « 2,5 • 105, подсчи-
танного по диаметру цилиндра. На рис. 1.3 приведены зависимости ко-
эффициента лобового сопротивления кругового цилиндра от числа ReKp,
полученные различными авторами. В зависимости от скорости ветра
и диаметра соответствующего участка конструкции ТКС числа Re могут
превосходить значения Re = 3 * 106 (при диаметре d > 4 м и скорости
ветра W > 10 м/с). В диапазоне изменения чисел Re от Re = 1 • 105
до Re = 3 • 105 (см. рис. 1.3) величина лобового сопротивления цилиндра
может изменяться больше, чем в пять раз. Это связано с перестроением
характера обтекания цилиндра в этой области чисел Re.
Максимальное давление поток оказывает в передней критической
точке (рис. 1.4), после чего давление убывает, так как поток, обтекающий
лобовую часть цилиндра, непрерывно разгоняется. При 7 = 35° давление
на цилиндре становится равным статическому давлению невозмущен-
ного потока. Поскольку на докритических числах Re при обтекании
лобовой поверхности цилиндра образуется ламинарный пограничный
слой, то дальнейший разгон потока приводит к его отрыву от поверх-
ности при 7 « 80° (см. зависимость Ср = /(70) для докритических
чисел Re = 1,1 • 105). Схематическое изображение характера обтекания
цилиндра при докритических числах показано на рис. 1.5а. Отрыв потока
с ламинарным пограничным слоем при 7 « 80° приводит к образова-
нию зоны сорванного течения с шириной, большей диаметра цилиндра.
В этих условиях на всю заднюю поверхность цилиндра действует разре-
жение, превосходящее по абсолютной величине максимальное давление
в передней критической точке (см. рис. 1.4). Естественно, что при этих
условиях будет образовываться максимальное сопротивление, которое
в основном формируется не только за счет давления на переднюю (наве-
16
Глава 1
Рис. 1.3. Зависимость коэффициента лобового сопротивления цилиндра с раз-
личной шероховатостью поверхности при поперечном обтекании дозвуковым
потоком от числа Re:
1 — гладкая поверхность n/d = 3,5- 10”5; 2 — n/d = 1,1 • IO”5; 3 — n/d =
6,67-10”4 [61], [62]
Рис. 1.4. Распределение давления по поперечному сечению цилиндра при раз-
личных числах Re:
1 — потенциальный поток; 2 — Флоксберг (Rerf = 6,7- 105); 3 — Рошко
(Red = 8,4 • 106); 4 — Фейдхс и Флокер (Red = 1,1 • 105) [62]
Режим старта
17
тренную) поверхность цилиндра, но главным образом за счет разрежения,
действующего на его заднюю (подветренную) сторону.
По мере увеличения скорости потока, обтекающего цилиндр, со-
здаются условия для турбулизации пограничного слоя. При достижении
критических значений чисел Re пограничный слой потока, обтекаю-
щего цилиндр, перед областью отрыва становится турбулентным. По-
скольку турбулентный слой содержит больше энергии, чем ламинарный,
он получает возможность обтечь контур цилиндра по большей его части.
Отрыв потока с 7 « 80° перемещается на угол, в ряде случаев доходящий
до 7 « 140°, где имеет место уже отрыв турбулентного пограничного
слоя (см. рис. 1.56). В этом случае не только резко сокращается величина
зоны срыва на задней части цилиндра, но и существенно уменьшается
величина разрежения в этой зоне. Естественно, что в результате это-
го коэффициент лобового сопротивления цилиндра падает от СХо » 1,2
до СХо = 0,2 — 0,3.
Рис. 1.5. Схема обтекания поперечного сечения цилиндра при ламинарном и тур-
булентном пограничных слоях:
1 — точка отрыва ламинарного пограничного слоя; 2 — то же для турбулентного
При сверхкритических числах Re (см. рис. 1.3) сопротивление цилин-
дра постепенно нарастает. Свыше числа Re « 3 -106 величина коэффици-
ента лобового сопротивления практически уже не увеличивается. Наблю-
даемое до определенных чисел Re увеличение лобового сопротивления
цилиндра, по-видимому, является следствием того, что происходит не-
которое расширение области отрыва за счет перемещения точки отрыва
навстречу набегающему потоку до 7 « 105°. Следует иметь в виду, что
как в критической, так и в сверхкритической областях изменения чисел
Re возможно различное протекание экспериментальных зависимостей
СХо = /(Re). Обычно это связано с тем, что поток в аэродинамических
трубах имеет различную турбулентность, а модели — различную степень
шероховатости поверхности.
18
Глава 1
Влияние степени шероховатости на сопротивление цилиндра можно
видеть на рис. 1.3 и 1.6. На рис. 1.3 приведены зависимости СХо = /(Re)
для гладкого цилиндра и цилиндра с относительной шероховатостью
n/D = 6,67 • 10“4. (Относительная шероховатость определяется отноше-
нием высоты бугорка шероховатости п к диаметру цилиндра D.) Между
этими крайними зависимостями лежат все данные многочисленных изме-
рений сопротивления цилиндров. Максимальное значение коэффициента
сопротивления цилиндра в сверхкритическом диапазоне чисел Re близко
к значению СХо « 0,9. Более наглядно влияние шероховатости показано
на рис. 1.6, где величина СХо построена в функции числа Re, вычислен-
ного по высоте бугорков шероховатости. В области критических чисел
Re наблюдается существенное различие в зависимостях сопротивления.
В области сверхкритических чисел Re значения сопротивления находятся
в узких пределах со средним значением СХо « 0,9.
Рис. 1.6. Зависимость коэффициентов лобового сопротивления и боковой силы
цилиндра (при поперечном обтекании) от числа Re вычисленного по высоте
бугорка шероховатости:
1 — n/d = 2 • 10”2; 2 — Cz< = /(Ren); 3 — огибающие экспериментальные дан-
ные (1,6- 10“4 n/d 2- 10~3); 4 —	= /(Ren); 5 — гладкий цилиндр
(n/d = 3,5 • 10“5); 6 - n/d = 9 • 10“3; 7 - n/d = 7 • 10"3; 8 - n/d = 4 • 10”3; 9 -
n/d = 2 • 10‘3 (621
На этом же графике приведена зависимость коэффициента боко-
вой силы в функции числа Re. Как уже отмечалось выше боковая сила
является следствием несимметрии отрыва потока с боковой поверхно-
сти цилиндра. Оказывается, что ее величина достигает примерно 30%
от сопротивления цилиндра и изменяется аналогично по числам Re.
Таким образом, чем выше шероховатость цилиндра и турбулентность
потока, то есть чем больше причин, смещающих точку отрыва турбулент-
Режим старта
19
кого пограничного слоя к миделю цилиндра, тем больше его сопротивле-
ние и боковая сила. Заметим, что в реальных конструкциях ТКС степень
шероховатости их поверхности сравнительно небольшая. Так же мала
(по сравнению с обычными аэродинамическими трубами) и турбулент-
ность атмосферы в обычных условиях (если не рассматривать порывы
ветра). Поэтому для цилиндрических участков неискаженной формы зна-
чение СХо « 0,7 для сверхкритических чисел Re следует признать близким
к максимальному. В других случаях коэффициент сопротивления этих
участков может быть существенно меньше, но не меньше CXQ « 0,2 в кри-
тическом диапазоне чисел Re и CXQ « 0,4 в сверхкритическом диапазоне
чисел Re (рис. 1.3).
1.2.	Влияние особенностей внешних форм
и ориентации к потоку на аэродинамические
характеристики компоновки
В ряде случаев конструктивная компоновка ракеты-носителя пред-
ставляет собой комбинации цилиндрических блоков конечной длины.
Естественно, что это обстоятельство отличает их аэродинамические ха-
рактеристики от соответствующих характеристик цилиндров бесконечной
длины.
Поперечное обтекание (что соответствует a « 90° в стартовых усло-
виях) головных участков элементов ТКС приобретает сложный про-
странственный характер. В результате этого аэродинамические нагрузки,
действующие на боковые поверхности, существенно отличаются от тех,
которые характерны для цилиндра бесконечной длины. На рис. 1.7 приве-
дено среднее значение коэффициента лобового сопротивления бесконеч-
но длинного цилиндра для числа Re > 3,5 * 106 (см. рис. 1.3) и возможной
степени шероховатости поверхности. Там же для сравнения приведе-
ны зависимости распределения коэффициентов лобового сопротивле-
ния по поперечным сечениям цилиндрического участка, расположенного
за головной частью. На примере двух типичных и крайних по форме
носовых частей, которые могут встречаться на практике, можно видеть,
что влияние конечности существенно может уменьшать величину аэро-
динамической нагрузки на расстоянии двух-трех калибров от головной
части. При этом наибольшее уменьшение нагрузки наблюдается для по-
лусферической формы головной части.
Не менее существенное влияние на величину аэродинамической на-
грузки как по поперечному сечению, так и по длине соответствующего ци-
линдрического элемента ракеты-носителя могут оказывать всевозможные
надстройки. Такие надстройки в виде трубопроводов, коробов кабельной
проводки, штекерных разъемов, различных агрегатов и приборов по усло-
виям прочности и конструкции оболочек ракеты могут располагаться, как
20
Глава 1
Рис. 1.7. Влияние формы носовой части тела вращения (при поперечном обтека-
ния) на распределение аэродинамической нагрузки по его длине
правило, только на внешних поверхностях. Выступая в поток они могут
не только влиять на местные аэродинамические нагрузки, но и на инте-
гральные аэродинамические характеристики транспортной космической
системы. Опыты подтверждают существенное искажение характера по-
перечного обтекания, свойственного изолированному цилиндру. Из-за
этого аэродинамические характеристики изменяются не столько в ре-
зультате возникновения сил на самой надстройке, сколько вследствие
изменения параметров потока в ее окрестности на цилиндрической по-
верхности. Влияние надстройки существенно зависит от расположения
ее по контуру цилиндрической поверхности, относительно направления
скорости набегающего потока, а также от ее формы и величины. В данном
случае рассматривается надстройка полуцилиндрической формы. Ее вли-
яние оказывается наибольшим, когда она расположена на наветренной
стороне поперечно обтекаемого цилиндра. В этом случае (рис. 1.8) перед
надстройкой имеет место торможение и местное увеличение давления,
которое приводит к возникновению передней зоны отрыва. При этом
характер течения за надстройкой зависит от места расположения ее
от миделевого сечения цилиндра. (В данном и последующих случаях
поперечного обтекания имеется в виду поперечное сечение цилиндра).
Когда надстройка располагается под углом у « 40°, поток, сорванный с ее
поверхности, вновь присоединяется в области поверхности с 7 « 50° 4-60°
(рис. 1.8а). Присоединенный к поверхности цилиндра поток вновь раз-
гоняется. При угле 7 > 80° вновь происходит отрыв потока, но уже
с поверхности цилиндра образуется донная область отрыва с шириной,
превосходящей диаметр цилиндра.
При приближении надстройки к миделевому сечению замкнутая
зона отрыва, возникающая на надстройке, смыкается с донной зоной
отрыва (см. рис. 1.86). Образуется общая широкая зона отрыва, пре-
Режим старта
21
Рис. 1.8. Распределение давления по поперечному сечению цилиндра с продоль-
ной надстройкой:
1 — зона отрыва перед надстройкой; 2 — замкнутая зона отрыва за надстрой-
кой; 3 — донная зона отрыва за цилиндром; 4 — зона отрыва за надстройкой,
сомкнувшаяся с донной зоной отрыва
восходящая по своей ширине зону отрыва у изолированного цилиндра.
Перед надстройкой может возникнуть область разгона потока. Однако
узкая область торможения потока перед надстройкой все же сохраняется
(см. зависимость при 7 = 88° на рис. 1.8).
Надстройка, расположенная на подветренной стороне цилиндра
(7 = 120°) и находящаяся в области отрыва (рис. 1.8в), практически
не оказывает влияния на характер распределения давления по поверхно-
сти цилиндра.
Изменение числа Re в рассмотренном закритическом диапазоне
практически не оказывает влияния на распределение давления по по-
верхности цилиндра при различных ориентациях надстроек.
22
Глава 1
Рис. 1.9. Зависимости коэффициентов лобового сопротивления и боковой силы
цилиндра с продольными надстройками от числа Re (при поперечном обтекании)
Рис. 1.10. Зависимости коэффициентов лобового сопротивления и боковой силы
от углового положения продольной надстройки различной высоты (при круговом
поперечном обтекании)
По результатам исследований распределения давления в поперечном
сечении цилиндра были определены коэффициенты аэродинамических
сил. (В данном случае величины аэродинамических коэффициентов СХл
и CZa не содержали составляющих сил, действующих на надстройки,
а также сил трения). На рис. 1.9 приведены зависимости Сх и CZa = /(Re)
изолированного цилиндра и цилиндра с надстройками различной высоты
Режим старта
23
при 7 = 90°. Сопротивление гладкого цилиндра существенно зависит
от характера и места расположения отрыва с его поверхности, которь/е
являются функциями числа Рейнольдса, турбулентности набегающего по-
тока и шероховатости поверхности. Продольные надстройки фиксируют
место отрыва потока, следствием чего является независимость величины
сопротивления цилиндра с надстройкой от числа Re. При этом наиболь-
шее влияние на сопротивление оказывают надстройки, расположенные
в области миделевого сечения цилиндра (см. зависимость СХл = /(7°)
на рис. 1.10). В этом случае значения сопротивления превосходят вели-
чины, полученные для гладкого цилиндра при максимальном числе Re
и наибольшей турбулентности потока. Следует иметь в виду, что часть уве-
личения сопротивления связана с некоторым увеличением площади миде-
левого сечения за счет надстройки, в то время как сопротивление относи-
лось к исходной площади миделевого сечения изолированного цилиндра.
Что касается высоты надстройки, то наибольшее влияние она ока-
зывает в диапазоне от r/R = 0 до r/R = 0,06. Дальнейшее увеличение
высоты надстройки оказывает меньшее влияние на увеличение сопроти-
вления цилиндра.
Обращает на себя внимание тот факт, что величина боковой си-
лы, вызываемой надстройкой, может быть соизмерима с величиной
лобового сопротивления. Величина боковой силы, действующей на ци-
линдр, в большой мере зависит от размеров надстройки и оказывается
(см. зависимость С1л .= /(7°) на рис. 1.10) наибольшей (как и в случае
сопротивления), когда надстройка расположена вблизи миделевого сече-
ния цилиндра. При расположении надстройки с одной стороны цилиндра
происходит смещение зоны отрыва в сторону расположения надстрой-
ки. Это обстоятельство меняет условия на противоположной стороне
цилиндра. Место отрыва перестает быть фиксированным. По-видимому,
в результате этого с увеличением числа Re наблюдается тенденция (см. за-
висимость СХл = /(Re) на рис. 1.9) уменьшения коэффициента боковой
силы с надстройкой. При рассмотрении сил, действующих на цилиндри-
ческие участки отдельных частей ракеты с надстройками, следует иметь
в виду, что на надстройку действуют силы существенно меньшие (более
чем в 50 раз) тех, которые возникают на цилиндрической поверхно-
сти в результате перераспределения давления, вызванного надстройкой.
Несмотря на это, в условиях конкретного проектирования необходимо
знать величины сил, действующих на саму надстройку. При поперечном
обтекании на надстройку могут действовать как радиальные, так и ка-
сательные силы (рис 1.11). Оказывается, что коэффициенты этих сил
существенно зависят от места расположения надстроек на цилиндриче-
ской поверхности. При этом может изменяться и направление действия
этих сил, приложенных к надстройке. Аэродинамические силы могут
стремиться оторвать или прижать надстройку к цилиндрической поверх-
ности, а также стремиться сдвинуть ее по потоку или навстречу основному
24
Глава 1
Рис. 1.11. Зависимости коэффициентов касательных и радиальных сил, действую-
щих на продольную надстройку, от места ее расположения на круговом цилиндре
при поперечном его обтекании
потоку. При расположении надстройки под углом 7 = 50° к набегающему
потоку на нее действует как наибольшая отрывающая, так и наибольшая
сдвигающая по потоку силы (см. рис. 1.11).
Попутно заметим, что в закритическом диапазоне, число Re практи-
чески не влияет на величину сил, действующих на надстройку. На прак-
тике кроме надстроек с круговой формой поперечного сечения могут
применяться надстройки с прямоугольной формой сечения. Следует ожи-
дать, что форма сечения надстройки сравнительно мало должна влиять
на характер перераспределения давления по основной цилиндрической
поверхности при поперечном ее обтекании и, стало быть, на характер
и величину статических аэродинамических сил, на нее действующих.
Несколько большее влияние следует ожидать на величину сил, действую-
щих на саму надстройку. Однако данные, приведенные выше, могут быть
с успехом использованы в предварительном определении аэродинамиче-
ских сил.
В итоге влияние вязкости воздуха, наблюдаемое при обтекании глад-
кого цилиндра бесконечной длины, в реальных условиях конкретной
компоновки протекает менее резко. Причина этого заключается в том,
что транспортные космические системы обычно представляет собой ком-
бинацию цилиндрических или цилиндроконических тел конечной длины
Режим старта
25
с большим количеством надстроек на их поверхности, что приводит
к фиксации места отрыва потока с боковой поверхности.
На рис. 1.12 приводится сравнение зависимости СХо = /(Re<f) для
гладкого цилиндра бесконечной длины с аналогичной зависимостью
для многоблочной ракеты и одноблочной ракеты с последовательно рас-
положенными ступенями. В последнем случае величины СХо располага-
ются в широкой (заштрихованной) области в зависимости от ориентации
ракеты к набегающему потоку (угол ?°). Из приведенных сравнений
следует, что в зависимости от компоновки, формы и расположения над-
строек по отношению к направлению ветра значения Сх при a = 90°
могут существенно различаться. При определении максимальных ветро-
вых нагрузок следует принимать значение Сх « 1,0 при докритических
значениях числа Re и Сх = 0,8 при закритических числах Re.
Рис. 1.12. Сравнение величин коэффициентов сопротивления различных компо-
новок транспортных космических систем с цилиндром бесконечной длины при
поперечном обтекании
При старте транспортной космической системы углы атаки изменя-
ются в широких пределах: от а = 90° в момент схода с пускового стола
до a = 0-г 12° на режиме выведения. В этих условиях происходит су-
щественное изменение как коэффициента лобового сопротивления, так
и коэффициента нормальной силы, действующей на систему. При этом
эти изменения могут происходить под действием различных факторов.
26
Глава 1
1.3.	Влияние нестационарности обтекания
на аэродинамические характеристики
цилиндрических элементов компоновки
В аэродинамическом смысле естественный ветер в противополож-
ность равномерному потоку аэродинамической трубы отличается колеба-
ниями скорости (порывистостью), свободной турбулентностью и значи-
тельным изменением скорости по высоте от поверхности земли. Все эти
обстоятельства следует иметь в виду при оценке возможных аэродинами-
ческих нагрузок в предстартовом состоянии ракеты.
Структуру ветра можно представить в виде двух составляющих. Одна
из них, имеющая наибольшие отклонения от средней величины скорости,
обусловленная метеорологическими и температурными причинами, ха-
рактерна продолжительностью периода от 24 до 79 с (предельные значения
периода могут составлять Ю-г 110 с). Другая составляющая, которая как
бы накладывается на первую, обусловлена срывами и малыми порывами,
связана с трением о поверхность земли приземных слоев воздуха, срывом
вихрей с препятствий и свободной турбулентностью. Эта составляющая
имеет существенно меньший период от 1 до 4 с (предельные значения
от 0,9-г 12 с). Эти данные получены при исследовании обтекания цилин-
дра диаметром 2 м и высотой 8 м. Наибольший скоростной напор ветра
был 21,2 кг/м2, барометрическое давление 743 мм и средняя температура
воздуха 3,5°С. Скорость ветра замерялась на высоте 10 м от поверхности
земли и достигала в среднем 25 м/с с максимальными отклонениями
при порывах до 33 м/с, что соответствовало максимальному значению
числа Рейнольдса Rej = 4,5 * 106. Изменение скорости ветра по высоте
от поверхности земли в этих условиях носило линейный характер.
Распределение давления в среднем по высоте сечения (рис. 1.13)
на подветренной стороне гладкого цилиндра оказывается существенно
несимметричным. Это объясняется изменениями направления и струк-
туры ветра, а также периодическими срывами с боковых поверхностей
цилиндра. Естественно, что возникающие при этом переменные по вре-
мени пики в распределении давления должны учитываться в расчетах
прочности гладких цилиндрических участков элементов ракеты.
На цилиндре с продольными ребрами (см. рис. 1.13) разрежение
на подветренной стороне оказывается существенно меньше, чем на глад-
ком цилиндре. Таким образом, увеличение шероховатости поверхности
за счет ребер может снизить нагрузки, действующие на ракету в пред-
стартовом положении.
Весовые испытания цилиндров в тех же условиях естественно-
го ветра показали, что СХа = 0,34 при Re<i = 0,55- 106 и СХа = 0,43
при Red = 4- 106. Для цилиндра с продольными ребрами СХл = 0,745
и не зависит от числа Re.
Режим старта
27
При нестационарном ветре, то есть при наличии порывов и измене-
нии направления (что приводит к несимметричной нагрузке в сечении),
коэффициент лобового сопротивления гладкого цилиндра повышается
до значения С2м = 0,78. На цилиндре с продольными ребрами те же
условия приводят к относительно меньшему приращению лобового со-
противления, однако оно достигает величины СХл = 0,82.
При нахождении ракеты на стартовом столе возникают силы, дей-
ствующие не только в направлении ветра, но и в перпендикулярном
(боковом) направлении. По рис. 1.13 можно видеть, сколь несимметрич-
ным может быть распределение давления на боковых сторонах цилиндра.
Возникающие при этом нестационарные боковые силы по величине могут
быть соизмеримы, а иногда в 1,5—2 раза превосходить силы, возникающие
в направлении ветра. Максимальные боковые силы возникают при малых
числах Не^ = 3 • 105. При числе Re^ = 3 • 105 боковые нагрузки значитель-
но уменьшаются. Пульсационная_составляютая коэффициента лобового
сопротивления цилиндра (^С72) на порядок меньше пульсационной
составляющей коэффициента боковой силы (\^СТЛ2).
На динамические нагрузки ракеты, находящейся на стартовом столе,
может оказывать влияние форма ее головной части. На рис. 1.14 приведе-
но распределение пульсационных нагрузок по длине консоли цилиндра.
Рис. 1.13. Распределение давления в сечении кругового цилиндра при поперечном
его обтекании естественным ветром:
a — гладкий цилиндр, удлинение 1,89, Rerf = 0,6- 106; b — цилиндр с 24
ребрами, удлинение 1,77, Rea = 0,75 * 106; с — гладкий цилиндр, удлинение 4,15,
Red = 1,34 • 10б; d — цилиндр с 8 ребрами, удлинение 4,15, Red = 1,2 • 106 [56]
28
Глава 1
По мере удаления от торца цилиндра пульсационные нагрузки уменьша-
ются. Максимальные пульсационные нагрузки как в направлении потока,
так и в перпендикулярном направлении, возникают при наличии полу-
сферического торца. Пиковая местная пульсационная нагрузка наблюда-
ется у основания полусферического торца, где происходит срыв вихрей
с боковой поверхности цилиндра. Эта нагрузка может быть уменьшена
за счет установки кольцевого ребра, перпендикулярного оси цилиндра,
фиксирующего положение срыва вихря в месте перехода полусфериче-
ского торца к боковой поверхности. Вообще, следует иметь в виду, что
всякого рода надстройки в виде продольных и поперечных ребер могут
оказывать существенное влияние не только на статические, но и дина-
мические нагрузки, действующие на транспортные космические системы
в предстартовом положении на пусковом столе. Однако их примене-
ние должно быть оправдано получением оптимальных аэродинамических
характеристик всей системы.
Рис. 1.14. Распределение пульсационных нагрузок по длине консоли цилиндра
с плоским и полусферическим торцом при поперечном обтекании [51]
Режим старта
29
1.4.	Аэродинамические характеристики
транспортной космической системы
на режимах старта
Полезный груз, выводимый транспортной космической системой
на орбиту спутника Земли, может быть расположен как внутри носовой
части носителя, так и с наружной его стороны. В первом случае можно
рассматривать два варианта конструктивного размещения груза. В том
случае, когда габариты груза сравнительно небольшие, он может быть
размещен в носовой части корпуса носителя, не выходя за пределы его
диаметра. В этом случае внешний облик ракеты-носителя не будет отли-
чаться от обычной баллистической ракеты. Когда поперечные размеры
груза несколько превышают диаметр центрального корпуса носителя,
прибегают к определенному увеличению его диаметра в носовой части.
В случае значительного превышения поперечных размеров груза над диа-
метром центрального корпуса носителя (например, аппарат, обладающий
крыльями) его приходится располагать в носовой части открыто без за-
щитных обтекателей. Увеличение нагрузок от ветра, которое при этом
происходит, должно быть скомпенсировано соответствующими мерами,
обеспечивающими устойчивость и прочность носителя на режиме старта.
Если масса и габариты груза соизмеримы с самим носителем («Спейс-
Шаттл», «Энергия-Буран»), то его приходится размещать на боковой
стороне носителя. Для выяснения особенностей аэродинамических на-
грузок, действующих на режимах старта на всю систему и ее отдельные
части, были проведены экспериментальные исследования крайних слу-
чаев компоновок носителей.
1.4.1.	Аэродинамические характеристики транспортной
космической системы с полезным грузом,
расположенным внутри носовой части
центрального корпуса'ракеты-носителя
Применительно к внутреннему расположению полезного груза было
исследовано два варианта моделей ракет-носителей. В одном случае была
исследована модель (см. рис. 1.15), представляющая собой ракету много-
блочной схемы с шестью боковыми блоками. На модели были смоделиро-
ваны обычно применяющиеся надстройки и сопла двигателей. В кормо-
вой части между боковыми блоками были установлены щитки, предохра-
няющие сопла от воздействия потока при полете на участке выведения.
Исследования проводились при постоянной скорости потока, соот-
ветствующей числу Моо = 0,14, но при различных числах Re, создавае-
мых посредством изменения начального давления в рабочей части трубы.
Число Re, вычисленное по диаметру центрального корпуса, изменялось
30
Глава 1
Рис. 1.15. Схема исследованной модели ракеты-носителя с шестью боковыми
блоками
в пределах от 0,435 • 106 до 2 • 106. При проведении исследований измеря-
лись нагрузки, действующие как на всю модель, так и на отдельные блоки
при различной их ориентации к набегающему потоку. В одном из блоков
для этого были вмонтированы тензовесы (см. схему на рис. 1.15).
В диапазоне углов атаки от 0 до 50° и угле поворота относительно
продольной оси модели 7 — 30° крепление модели к весам осуществлялось
шарнирно на трех точках при помощи профилированной жесткой натя-
нутой ленточной подвески. В этом диапазоне углов атаки и при 7 = 30°
измерение нагрузок, действующих на боковой блок, не производилось,
так как тензовесы были рассчитаны на большие нагрузки (для больших а).
При испытании модели в диапазоне углов атаки а от 50° до 100°
модель крепилась к полу трубы при помощи специальной установки,
которая обеспечивала поворот всей модели относительно ее продольной
оси на угол 7 от 0° до 100° (отсчет угла 70 см. на рис. 1.15). При этом
основные тензовесы, расположенные в центральном корпусе модели
и измерявшие аэродинамические нагрузки всей модели для диапазона а
от 50° до 100°, не поворачивались. Вместе с поворотом всей модели
на угол 7 происходил поворот боковых блоков на тот же угол 7 вместе
с тензовесами, расположенными в одном из блоков и измерявшими
радиальные (прижимающие или отрывающие) нагрузки, касательные
нагрузки и соответствующие им моменты.
Полученные при данных исследованиях аэродинамические харак-
теристики приводятся в работе в связанной системе осей координат.
Режим старта
31
При подсчете аэродинамических коэффициентов для полной модели си-
лы относились к скоростному напору q и площади поперечного сечения
цилиндрической части центрального корпуса S, продольный момент от-
носился к тем же величинам и к полной длине модели L, а вычислялся
относительно носика модели. При подсчете аэродинамических коэф-
фициентов боковых блоков за характерные размеры приняты площадь
поперечного сечения блока и полная его длина. Продольный момент
вычислялся относительно носика блока.
Аэродинамическая компоновка ракет-носителей с грузом, разме-
щенным в носовой части центрального корпуса, обычно выполняется
как с последовательным, так и с параллельным соединением ступеней.
Наиболее типичным является смешанное соединение ступеней. Часто
бывает так, что первоначальная конструкция носителя осуществляется
при последовательном соединении ступеней. В результате модернизации,
в целях увеличения мощности для выведения грузов большей массы,
носитель снабжается боковыми блоками. В итоге образуется смешанная
система соединения ступеней, которая является наиболее характерным
случаем. Исследуемая модель представляла собой именно такой случай
аэродинамической компоновки ракеты-носителя.
На рис. 1.16 и 1.17 приведены зависимости, показывающие измене-
ния величин Сж, Су и mt в широком диапазоне углов атаки, включающим
не только стартовые углы атаки, но и малые углы атаки, характер-
ные для режима выведения. Наибольшее влияние числа Re проявляется
в области больших углов атаки a « 90°. В то же время до углов a « 50°
величины Су и тг практически не зависят от числа Re. При а = 90° с уве-
личением числа Re (рис. 1.18) уменьшение величины Су и перемещение
центра давления происходит до значения Rej « 1,5 * 106. Дальнейшее уве-
личение числа Re не влияет на изменение аэродинамических характери-
стик. Обращает на себя внимание тот факт, что в данном случае изменение
величины Су в исследованном диапазоне чисел Re происходит в значи-
тельно меньших пределах, чем для изолированного цилиндра. Этот факт
отмечался при рассмотрении изменения Сх = /(Re) на рис. 1.3. Принци-
пиальная разница в обтекании гладкого цилиндра и конкретной ракеты
заключается в наличии на поверхности последней различного рода над-
строек. В том случае, когда они располагаются в плоскости, перпендику-
лярной к набегающему потоку, обтекание соответствующего участка кор-
пуса ракеты приближается как бы к обтеканию пластины. Сопротивление
этого участка возрастает и меньше зависит от числа Re. Это в определен-
ное мере еще усиливается конечностью отдельных частей ракеты и над-
строек. Таким образом, сопротивление всей ракетной системы и другие
ее аэродинамические характеристики на больших углах атаки связаны как
с влиянием числа Re, так и с влиянием ее аэродинамической компоновки.
На боковые блоки при больших углах атаки действуют радиаль-
ные (прижимающие или отрывающие) и касательные силы, а также
32
Глава 1
Рис. 1.16. Зависимости коэффициентов продольной и нормальной силы в функ-
ции углов атаки для полной модели ракеты-носителя
Рис. 1.17. Зависимость коэффициента момента тангажа в функции углов атаки
для полной модели ракеты-носителя
Режим старта
33
Рис. 1.18. Влияние числа Рейнольдса на коэффициент нормальной силы и мо-
мента тангажа при а = 90°
соответствующие им моменты. Характер их обтекания оказывается слож-
ным и зависящим от расположения на центральном блоке и ориентации
к набегающему потоку.
На рис. 1.19-1.22 приведены зависимости коэффициента радиаль-
ной (Сг) и касательной (С*) сил, а также соответствующие им момен-
ты (тпг) и (т<), действующие на отдельный блок в функции числа Re
при различных ориентациях его к набегающему потоку. За положитель-
ное направление радиальных сил принято направление, для которого
на блок действует сила, отрывающая его от центрального корпуса. Этой
силе соответствует отрицательное значение момента. За положительное
значение касательной силы принято направление, противоположное на-
правлению набегающего потока. Этой силе соответствует отрицательное
значение момента.
При расположении бокового блока На наветренной стороне централь-
ного корпуса ракеты (7 = 30° -=- 90°) наблюдается сильное влияние числа
Рейнольдса на величину радиальной силы и соответствующего момента.
Это связано с перемещением точки отрыва на его поверхности аналогично
тому, что имеет место при обтекании изолированного цилиндра.
На рис. 1.23 и 1.24 те же коэффициенты построены в функции
угла 70 (характеризующего положение бокового блока на центральном
корпусе) при фиксированных значениях числа Re. Из сравнения зависи-
мостей Ст = /(7°) и Ct = /(70) видно, что касательная сила, действующая
на боковой блок, значительно превосходит радиальную силу. Это связано
с тем, что радиальная сила определяется величиной разрежения на внеш-
ней поверхности бокового блока. Касательная же сила определяется как
4 Зак. 121
34
Глава 1
юший на боковой блок при различных ориентациях его к набегающему потоку
при а = 90°
Рис. 1.20. Влияние числа Рейнольдса на коэффициент касательной силы, дей-
ствующей на боковой блок при различных ориентациях его к набегающему потоку
при а = 90е
Режим старта
35
Рис. 1.21. Влияние числа Рейнольдса на коэффициент момента радиальной силы,
действующего на боковой блок при различных его ориентациях к набегающему
потоку при a = 90*
действующего на боковой блок при различных его ориентациях к набегающему
потоку при а = 90*
давлением на наветренную сторону блока, так и разрежением на подве-
тренной стороне.
Прижимающая (к центральному корпусу) радиальная сила действует
на боковой блок только в том случае, когда он расположен на наветренной
стороне в области критической точки. По мере удаления от этой области
(рис. 1.23) сила меняет знак (7 « 10° -г 30°) и становится отрывающей.
Максимальное значение отрывающей силы достигается при 7 « 60°,
что, по-видимому, соответствует наибольшему разрежению на внешней
4*
36
Глава 1
Рис. 1.23. Влияние ориентации бокового блока к направлению набегающего по-
тока на коэффициент радиальной силы и момента этой силы при фиксированных
числах Рейнольдса и а = 90е
(от центрального корпуса) поверхности бокового блока. При перехо-
де блока в подветренную область ракеты величина отрывающей силы
уменьшается и при 7 > 150° практически равна нулю.
Максимальные значения коэффициента отрывающей радиальной
силы (Сг) имеют место в области чисел Re от 0,9-106 до 1,3- Ю . При Re >
2 * 106 влияние числа Re, по-видимому, будет существенно меньше.
Аналогично изменению величины Сг изменяется и соответствующий
ей момент тт.
В отличие от рассмотренного выше коэффициент касательной силы
(С<), действующей на боковой блок, и соответствующий ей момент mt су-
щественно меньше зависят от числа Re (в исследованном диапазоне значе-
нии). Однако наибольшее значение и mt также достигается при 7 ~ 60°
(рис. 1.24). Следует иметь в виду, что на наветренной стороне ракеты
к блоку приложена касательная сила, близкая к направлению потока, об-
текающего ракету. На подветренной же стороне в области 7 « 100° -=-110°
и больше 150° касательная сила близка к нулю. В соответствии с измене-
нием касательной силы изменяются и величина и знак момента.
Отмеченные закономерности в изменении сил и моментов, дей-
ствующих на центральный корпус ракеты и отдельные блоки, связа-
ны с особенностями обтекания и соответствующим перераспределением
давления.
Несмотря на то, что эти особенности зависят от соотношения геоме-
трических параметров центрального корпуса и боковых блоков, а также
от их количества и расположения, полученные результаты дают качествен-
Режим старта
37
Рис. 1.24. Влияние ориентации бокового блока к направлению набегающего по-
тока на коэффициент касательной силы и момента этой силы при фиксированных
числах Рейнольдса и a = 90е
ное представление о возможном изменении основных аэродинамических
характеристик многоблочных ракет при больших углах атаки.
Второй вариант компоновки ракеты с внутренним расположением
полезного груза в носовой части центрального корпуса дает возможность
оценить влияние компоновки ракеты на ее аэродинамические характери-
стики при больших углах атаки. В этом случае была исследована модель
ракеты-носителя многоблочной схемы с четырьмя боковыми блоками.
Для предположительного размещения полезного груза она имела
надкалиберную носовую часть центрального корпуса. В аэродинамичес-
кой трубе была исследована изолированная модель ракеты-носителя и та
же модель в присутствии кабель-мачты и экрана, имитирующего Землю
(см. схему на рис. 1.25). На корпусе модели были смоделированы наибо-
лее крупные и характерные надстройки: наружный стрингерный набор,
межблоковые и межступенчатые фермы.
Модель устанавливалась и взвешивалась на шестикомпонентных тен-
зовесах, а два боковых блока одновременно с этим взвешивались на четы-
38
Глава 1
рехкомпонентных тензовесах. При испытании модели в изолированном
варианте к углам атаки а° вводились поправки на деформацию державки.
Никаких поправок на донное давление не вводилось.
Рис, 1.25. Схема мо-
дели ракеты-носителя
с четырьмя боковыми
блоками исследован-
ной изолированно и со-
вместно с стартовыми
сооружениями
Значения аэродинамических сил относились
к площади поперечного сечения центрального
корпуса, а коэффициенты моментов — к той
же площади, полной длине центрального корпуса
и вычислялись относительно носка модели. Ко-
эффициенты моментов, действующих на боковые
блоки, относились к их длине и вычислялись от-
носительно их носиков.
При исследованиях по углам атаки изолиро-
ванная модель (без стартовых сооружений) уста-
навливалась по отношению к набегающему потоку
так, что в одном случае боковые блоки были ори-
ентированы 4-образно, а в другом — х-образно.
Полное давление в рабочей части трубы равнялось
Ро = 4 атм, что соответствовало числу Re = 13 • 106
(вычисленному по полной длине центрального
корпуса).
Аэродинамические характеристики изолиро-
ванной модели в зависимости от угла атаки при
различных ориентациях боковых блоков к набега-
ющему потоку приведены на рис. 1.26.
При углах атаки а = 40° и 50° наблюдается
несовпадение значений коэффициента продоль-
ной силы. По-видимому, это является следстви-
ем различных значений донного давления, кото-
рое имело место в случаях различных державок
для диапазонов малых и больших углов атаки.
При малых углах атаки коэффициент про-
дольной силы является положительным. Увеличе-
ние угла атаки сопровождается ростом значения Сх
с максимумом в области а = 20° 4*25°. Дальнейшее
увеличение угла атаки приводит к уменьшению Сх до нулевого значения
при а 55°, после чего начинает возрастать отрицательное значение
коэффициента продольной силы.
Характер изменения зависимостей Сх = /(а°) и величины коэффи-
циента продольной силы оказываются такими же, как и в предыдущем
случае модели шестиблочной ракеты (см. рис. 1.16).
Коэффициент нормальной силы Су при угле поворота к набегающему
потоку 7 = 0 (то есть при 4-образном расположении боковых блоков),
как и следовало ожидать, превышает значение коэффициента нормальной
силы при угле 7 = 45° (то есть при х-образном расположении блоков).
Режим старта
39
Рис. 1.26. Зависимости коэффициентов продольной и нормальной силы, а так-
же момента тангажа, действующих на полную модель ракеты-носителя при
+- и х-образном расположении боковых блоков в функции углов атаки
Больше того, сама величина коэффициента Су при всех углах атаки
значительно превосходит соответствующие значения для шестиблочной
модели. Это связано с тем, что шестиблочная компоновка по характеру
обтекания приближается к обтеканию тела вращения. В отличие от этого,
четырехблочная компоновка, в особенности при +-образной ориентации,
в определенной мере обтекается как плоское тело.
Характер изменения коэффициента момента тангажа по углам атаки
соответствует изменению коэффициента нормальной силы. Проведенные
исследования показали также, что положение центра давления при всех
углах атаки (исключая углы атаки, близкие к нулевому значению) распо-
лагается на 65% длины центрального корпуса.
Коэффициент поперечной силы становится заметным только при
углах атаки свыше a = 50°, когда наличие надстроек вызывает асимме-
трию обтекания модели в плоскости углов атаки. По мере увеличения
40
Глава 1
углов атаки характер обтекания надстроек усложняется, вызывая рост
и нерегулярное изменение коэффициента поперечной силы.
На рис. 1.27 приведены зависимости коэффициентов радиальных
и касательных сил в функции углов атаки, действующих на отдельные
боковые блоки при различной ориентации их к набегающему потоку.
В исследованном диапазоне углов атаки (от 0° до 90°) можно выделить
три режима обтекания. От 0° до примерно 10° 4- 20° аэродинамичес-
кие силы в основном определяются продольной составляющей скоро-
сти набегающего потока. В этом случае вдоль обтекаемой поверхно-
сти формируется такое распределение давления, при котором возможно
возникновение прижимающих радиальных сил, действующих на отдель-
ные блоки. (Уместно заметить, что этот режим — малые углы атаки
при дозвуковых скоростях — в полете ракет-носителей не реализуется.)
В диапазоне углов атаки от 20° до 60° непрерывно возрастает влияние
нормальной к оси модели составляющей скорости набегающего потока.
Возникает протекание воздуха между блоками и поперечное обтекание
надстроек, расположенных как на боковых блоках, так и на центральном
корпусе. С возрастанием углов атаки характер этих течений сильно из-
меняется, чему свидетельствует нерегулярное изменение радиальных сил
(в основном отрывающих). Свыше а « 60° обтекание начинает опре-
делять в основном нормальная составляющая скорости, приближая его
к двумерному. При этом наибольшую отрывающую силу испытывает бо-
Рис. 1.27. Зависимости коэффициентов радиальной и касательной сил, действу-
ющих на боковые блоки, расположенные +- и х-образно, в функции углов
атаки
Рис. 1.28. Зависимости коэффициентов моментов радиальной и касательных сил,
действующих на боковые блоки, расположенные +- и х-образно, в функции
углов атаки
ковой блок, расположенный 4—образно (7 = 0), а наименьшую — задний
(на наветренной стороне 7 = 45°) блок, расположенный х-образно.
Касательная сила, действующая на боковой блок, вызывается нор-
мальной к его оси составляющей скорости. Поэтому по мере увеличения
угла атаки происходит практически линейное (до а « 50°) нарастание
коэффициента касательной силы. Наибольшую касательную силу испы-
тывает боковой блок, расположенный х-образно на наветренной стороне.
Противоположный ему блок, расположенный на подветренной сторо-
не в аэродинамической тени, практически не испытывает касательной
нагрузки.
1.4.2.	Аэродинамические характеристики транспортной
космической системы с полезным грузом,
расположенным на боковой стороне ракеты-носителя
Исследование сил и моментов, действующих при старте на транс-
портную космическую систему с боковым расположением полезного
груза, было проведено на модели, схема которой изображена на рис. 1.29.
Исследованная модель представляла собой систему, состоящую из мощно-
го носителя, имеющего центральный и четыре боковых блока и полезный
груз, располагаемый на боковой стороне центрального корпуса носителя.
3 Зак. 121
42
Глава 1
В качестве полезного груза рассматривался орбитальный корабль, облада-
ющий крыльями и вертикальным оперением (на схеме рис. 1.29 он не по-
казан). Во время эксперимента измерялись силы и моменты, действующие
как на всю систему, так и на отдельные ее части: орбитальный корабль
и боковые блоки (на схеме заштрихованы). Исследования проводились
при числе Моо = 0,15 в диапазоне чисел Re от 7,4 • 106 до 18,5 • 106 (отне-
сено к длине центрального корпуса). При вычислении аэродинамических
коэффициентов силы и моменты относились к скоростному напору не-
возмущенного потока к базовой площади крыла (трапециевидной формы
с подфюзеляжной площадью без наплывов). Для полной компоновки
моменты тангажа и рысканья относились к длине центрального блока
и вычислялись относительно его носка. Для орбитального корабля эти
моменты относились к длине фюзеляжа и вычислялись относительно его
носа. Моменты, действующие на боковые блоки, относились к их длине
и вычислялись относительно их носков. Во всех случаях момент крена
относился к размаху крыла орбитального самолета.
На рис. 1.30 и 1.31 приведены результаты исследований модели
ракеты-носителя без полезного груза, а на рис. 1.32 и 1.33 — анало-
М„=0,15
Review1
ос =50+90°
Г = 0+360°
Рис. 1.29. Схема модели транспортной космической системы, исследованной
при больших углах атаки
Режим старта
43
гичные исследования модели с орбитальным кораблем. Измерение сил
и моментов производилось в связанной системе координат с помощью
автономных тензометрических весов. В центральном корпусе были рас-
положены весы, измеряющие силы и моменты, действующие на всю
систему. В орбитальном корабле и в двух боковых блоках были располо-
жены весы, измеряющие силы и действующие на орбитальный корабль,
боковой блок, расположенный под крылом орбитального корабля, и блок,
расположенный на внешней стороне всей системы.
Рассмотрение зависимостей, приведенных на рис. 1.30-1.33, указыва-
ет на существенное влияние ориентации модели (угол 70) к направлению
невозмущенного потока на аэродинамические характеристики как всей
системы, так и отдельных ее частей.
Наибольшие аэродинамические нагрузки соответствуют полной ком-
поновке. В данных исследованиях габаритные размеры полезного груза
(орбитального корабля, см. схему на рис. 1.29) практически не выхо-
дили (в плоскости нормальной к потоку) за размеры ракеты-носителя.
Поэтому величины нормальной силы модели с грузом и без груза прак-
тически совпадают, так как оказываются в аэродинамической тени друг
от друга при различных направлениях потока. Этого нельзя сказать
о поперечной силе.
Рис. 1.30. Влияние ориентации к на-
бегающему потоку (угол 7°) на коэф-
фициенты нормальной и поперечной
силы многоблочной ракеты-носителя
при a = 90е
Рис. 1.31. Влияние ориентации к на-
бегающему потоку (угол 7°) на коэф-
фициенты моментов тангажа, рыска-
нья и крена многоблочной ракеты-
носителя при a = 90°
3’
44
Глава I
Рис. 1.32. Влияние ориентации к на-
бегающему потоку (угол 7’) на коэф-
фициенты нормальной и поперечной
силы многоблочной ракеты-носителя
с полезным грузом, расположенным
на боковой ее стороне, при а = 90°
Рис. 1.33. Влияние ориентации к на-
бегающему потоку (угол 7*) на коэф-
фициенты моментов тангажа, рыска-
нья и крена многоблочной ракеты-
носителя с полезным грузом на бо-
ковой ее стороне
При боковом направлении потока (7 ~ 90° и 270°) максимальные
значения поперечной силы модели с орбитальным кораблем, имеющим
фюзеляж и вертикальное оперение, заметно превосходят соответствующее
значение для модели без полезного груза.
Орбитальный корабль испытывает существенно меньшие нагрузки,
чем вся система. А в области 7 ~ 180° они оказываются минимальными
из-за затенения центральным и боковыми блоками ракеты-носителя.
При сравнении зависимостей для различных частей компоновки,
которые приведены на рис. 1.30-1.33, следует иметь в виду следующее.
При измерении сил и моментов в связанной системе осей координат ав-
тономными тензовесами коэффициенты сил и С, и моментов тх и
для орбитального корабля и боковых блоков соответствуют коэффициен-
там радиальной силы Ст и касательной силы Ct и их моментов mr и пц.
Поэтому, например, положительная нормальная сила для орбитального
корабля и боковых блоков, будучи прижимающей силой, принималась
с отрицательным знаком (как это делалось в предыдущих рассмотренных
силах и моментах, действующих на боковые блоки).
В рассматриваемой компоновке боковые блоки были расположены
под различными углами относительно вертикальной плоскости симме-
трии ракеты-носителя. Два блока со стороны орбитального корабля были
Режим старта
45
расположены под углом 13°30' к вертикальной плоскости симметрии, а два
противоположных им боковых блока — под углом 30° к той же плоскости.
Это обстоятельство определило различный характер изменения сил
и моментов в функции угла 70 для рассматриваемых пар блоков. Кроме
того, наличие орбитального корабля (за счет затенения) уменьшает силы
и моменты, действующие на боковые блоки, при некоторых значениях
угла 7° и дополнительно изменяет характер протекания их по углу 70.
1.5.	Влияние стартовых сооружений
на аэродинамические характеристики
транспортной космической системы
В реальных условиях в районе пускового стола обычно размеща-
ется большое количество различных инженерных сооружений по об-
служиванию старта ТКС. Эти сооружения различной высоты, объема
и конструкции изменяют силу и характер ветровых нагрузок. В непо-
средственной близости к ракете-носителю располагаются установщик
и башня обслуживания, которые еще больше возмущают поток. В итоге
этого как статические, так и динамические нагрузки, действующие на ра-
кету при наличии стартовых сооружений, могут существенно отличаться
от тех, которые действовали бы в их отсутствии.
Исследования показывают, что присутствие установщика оказы-
вает наибольшее влияние (см. рис. 1.34) на аэродинамические нагрузки
(уменьшая их) как в плоскости набегающего потока, (Су; т2), так и в пер-
пендикулярной плоскости (G;my) в том случае, когда он расположен
на наветренной стороне ракеты-носителя (7 « 0 -г 50°). Вместе с этим
прЛ расположении сбоку от носителя (7 ~ 100°) установщик может вы-
зывать некоторое увеличение аэродинамических нагрузок. Следует иметь
в виду, что сами величины нагрузок могут существенно различаться
в зависимости от формы и относительных размеров как установщика,
так и самой ТКС. В качестве иллюстрации этого на рис. 1.35 приве-
дены результаты исследования ракеты-носителя с четырьмя боковыми
блоками в присутствии кабель-мачты и экрана, (см. схему на рис. 1.25)
имитирующего Землю.
В случае изолированной модели (без стартовых сооружений) мак-
симальные значения нормальной силы возникают при 7 = 0 (или 360°)
и 7 = 180°. Присутствие стартовых сооружений рядом с ТКС искажает ха-
рактер протекания зависимости Су = /(70). Наибольшее искажение воз-
никает в том случае, когда кабель-мачта или другое стартовое сооружение
находится перед ракетой-носителем (7 = 180°). Как видно из рис. 1.35,
максимум значения коэффициента нормальной силы при 7 = 180° не до-
стигается. Больше того, в данном исследованном случае при конкретной
форме ракеты-носителя и кабель-мачты при 7 = 180° возникает даже
46
Глава 1
Рис. 1.34. Влияние наличия установщика на аэродинамические характеристики
ракеты-носителя на стартовой позиции
значение коэффициента нормальной силы обратного знака. Аналогич-
но изменению зависимости Су = /(1°) отвечает характер протекания
зависимости mz = /(70).
Если отсутствуют причины, вызывающие несимметрию обтекания,
то поперечная сила при 7 = 0 возникнуть не может. Максимальное
ее значение имеет место при 7 = 90° и 180°. Но в рассматриваемых
случаях кабель-мачта располагалась сбоку (справа или слева) от модели
ракеты-носителя, поэтому ее влияние оказывается минимальным и выра-
жается в некотором уменьшении поперечной силы в области максимума
зависимости Сг = /(7°) (см. рис. 1.36).
На силы и моменты, действующие на боковые блоки, оказывают
влияние не только стартовые сооружения, но и взаимное расположение
блоков друг относительно друга и ориентация их к набегающему потоку.
Как можно видеть из рис. 1.37 и 1.38, величины аэродинамических
нагрузок и характер зависимостей Cr, Q = /(7°) и mr> mt = /(70) может
существенно изменяться под действием этих факторов.
Режим старта
47
Рис. 1.35. Влияние стартовых сооружений на коэффициенты нормальной силы
и момента тангажа ракеты-носителя с четырьмя боковыми блоками при различных
ориентациях к набегающему потоку
Рис. 1.36. Влияние стартовых сооружений на коэффициенты поперечной силы
и момента рысканья ракеты-носителя с четырьмя боковыми блоками при раз-
личных ориентациях к набегающему потоку
48
Глава 1
Рис. 1.37. Влияние расположения боковых блоков в условиях присутствия старто-
вых сооружений на коэффициенты радиальной и касательной сил, действующих
на боковой блок, при различной его ориентации к набегающему потоку
Рис. 1.38. Влияние стартовых сооружений на коэффициенты моментов ради-
альной и касательных сил, действующих на боковой блок, при различной его
ориентации к набегающему потоку
Гпава 2
Режим выведения на орбиту
2.0.	Особенности аэродинамических характеристик
транспортных космических систем, вызванные
условиями выведения на орбиту
После успешного схода с пускового стола ракета-носитель быстро
набирает вертикальную скорость подъема, которая во много раз превос-
ходит скорость ветра. В результате этого угол атаки быстро уменьшается,
стремясь к нулю. Начинается участок выведения, которому характер-
ны целый ряд обстоятельств, вызывающих необходимость понимания
и решения целого ряда аэродинамических задач, иногда противоречивых
и всегда сложных, требующих согласования с другими неаэродинамичес-
кими задачами, которые решаются при проектировании.
Первая особенность участка выведения заключается в том, что он
является многорежимным, так как начинается при дозвуковых скоро-
стях, проходит трансзвуковой режим и заканчивается сверхзвуковыми
скоростями в разреженных слоях атмосферы. Следует иметь в виду, что
трансзвуковые скорости полета ракеты, как правило, достигаются в до-
статочно плотных слоях атмосферы, в которых имеют место большие
скорости ветра и его порывы. Поэтому этот участок полета характерен
наибольшим значениям скоростного напора и углов атаки. Если иметь
в виду, что при трансзвуковых скоростях имеют место сильные и подчас
нелинейные изменения аэродинамических коэффициентов, то это реше-
ние оказывается расчетным как для прочности конструкции ракеты, так
и ее системы управления и стабилизации.
В связи с многорежимностью полета, разнообразием конструктив-
ной компоновки ракеты-носителя и соответствующими изменениями
аэродинамических характеристик приходится анализировать и решать
возникающие аэродинамические проблемы.
В последующем изложении приводятся результаты эксперименталь-
ных исследований аэродинамических характеристик, присущих отдель-
ным частям и полным компоновкам разнообразных ракет-носителей
космических аппаратов. По мере рассмотрения и анализа эксперимен-
тального материала проявляются проблемы сопротивления, суммарных
50
Глава 2
и распределенных аэродинамических нагрузок, причина их возникнове-
ния и пути устранения или изменения в целях решения необходимых
задач проектирования.
2.1.	Влияние внешних форм
транспортных космических систем на их
основные аэродинамические характеристики
В целях достижения максимальной весовой отдачи конструкции ра-
кеты, допуская необходимые осевые перегрузки, исключают наличие
поперечных (изгибающих) нагрузок. Поэтому весь участок выведения
совершается при нулевом угле атаки. Возникновение угла атаки может
происходить за счет боковых струйных течений в определенных слоях
атмосферы и после разделения ступеней, когда может возникнуть экс-
центриситет тяги двигателей. Последнее обстоятельство не так опасно,
так как разделение ступеней происходит на большой высоте в условиях
разреженной атмосферы с малыми значениями скоростного напора.
Участок выведения оказывается многорежимным в связи с тем, что
начинается при малых дозвуковых скоростях, проходит трансзвуковые
скорости и заканчивается на больших сверхзвуковых скоростях в верх-
них слоях атмосферы. Естественно, что каждый режим скоростей имеет
свои особенности, но наиболее сложным оказывается режим трансзву-
ковых скоростей. В большинстве случаев при трансзвуковых скоростях
наблюдаются нелинейные изменения аэродинамических характеристик
в функции числа М и углов атаки. Обычно это связано с возникновени-
ем и развитием местных сверхзвуковых зон с отрывами потока, которые
приводят к целому ряду аэродинамических проблем.
Даже у самой простейшей формы ракеты, составленной из носового
конуса (или оживала) и цилиндрического корпуса, отмечаются значи-
тельные изменения аэродинамических характеристик при трансзвуковых
скоростях. При этом следует иметь в виду, что у ракет-носителей косми-
ческих аппаратов трансзвуковые скорости достигаются в плотных слоях
атмосферы при высоких значениях скоростного напора. Поэтому аэро-
динамические нагрузки оказываются расчетными как по величине, так
и по диапазону изменения.
Таким образом, поиск рациональных внешних форм ракет-носителей
может способствовать решению ряда аэродинамических проблем транс-
портных космических систем. В частности, внешним формам, близким
к коническим, характерно наименьшее изменение аэродинамических ха-
рактеристик при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям.
В качестве иллюстрации на рис. 2.1 приведены основные аэродинамиче-
ские характеристики в функции числа М для трех моделей ракет, имею-
щих различные внешние формы. Все аэродинамические характеристики
Режим выведения на орбиту
51
Рис. 2.1. Влияние формы компоновки ракет-носителей космических аппаратов
на основные аэродинамические характеристики в функции числа ЛГХ
отнесены к соответствующим площадям миделей моделей. У многоблоч-
ных моделей за площадь миделя принята суммарная площадь миделя
центрального корпуса и боковых блоков. Коэффициент продольной си-
лы приведен за вычетом донного сопротивления. Из сравнения можно
видеть, что наименьшее изменение коэффициента нормальной силы
и положение центра давления в функции числа М имеет место у мо-
ноблочной модели конической формы (модель № 2). Это обстоятельство
является благоприятным при решении вопросов стабилизации и управле-
нии ракетой на участке выведения. Однако в практике проектирования
приходится удовлетворять большому количеству иногда противоречивых
требований, и внешние формы не всегда приобретают наилучшую аэро-
динамическую форму.
Как правило, используются формы, представляющие собой комби-
нации конических и цилиндрических участков. В одном случае это моно-
блочные схемы при последовательном соединении ступеней, а в другом
случае — многоблочные схемы при параллельном соединении ступеней
(так называемые пакетные схемы). Рассмотрим особенности аэродина-
мических характеристик этих двух случаев компоновки ракет-носителей.
2.1.1.	Последовательное соединение ступеней
В практике создания транспортных космических систем в ряде слу-
чаев первоначальный вариант ракеты-носителя создается в виде последо-
вательного соединения ступеней одинакового диаметра. При дальнейшем
развитии и модернизации носителя в целях увеличения его мощности
52
Глава 2
прибегают к наращиванию длины корпуса или к использованию боковых
блоков, или к тому и другому средству в зависимости от решаемых задач.
Даже в самом простейшем случае аэродинамической компоновки,
когда носитель представляет собой цилиндрическое тело с носовой ча-
стью конической или иной формы, возникают некоторые аэродинами-
ческие проблемы, которые нужно иметь в виду при проектировании.
Исследования показывают, что основное влияние на аэродинамические
характеристики в этом случае оказывает форма носовой части, ее удли-
нение и, в особенности, наличие и степень излома ее контура. Эти
геометрические параметры оказывают влияние не только на величину
сопротивления (см. зависимости Сх = /(а°) на рис. 2.2), но и на характер
протекания зависимостей Су = f(a°) и = f(Cy).
Рис. 2.2. Влияние формы носовой части на основные аэродинамические харак-
теристики тела вращения большого удлинения при различных числах Мх
Переход от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям сопровождается
в ряде случаев разным изменением аэродинамических характеристик
и при малых углах атаки. Особенно разные изменения характеристик
наблюдаются для цилиндрических тел с коническими носовыми частями,
имеющими большой угол при вершине.
Чтобы выяснить это влияние, были проведены опыты с моделью,
имеющей удлинение цилиндрической части /ц = 7D и конические фор-
мы носовой части. Модель была выполнена из двух частей одинакового
диаметра, но с различными удлинениями. Передняя часть, имевшая
Режим выведения на орбиту
53
удлинение /и = О, ID, 2D, 3D и 4D, взвешивалась внутримодельны-
ми электровесами. Кормовая часть модели устанавливалась посредством
хвостовой державки механических весов аэродинамической трубы. Такая
конструкция модели позволяла одновременно проводить измерения сум-
марных нагрузок, действующих на всю модель, и нагрузок, действующих
на ее переднюю часть.
При вычислении безразмерных коэффициентов силы и моменты
относились к площади поперечного сечения модели и скоростному на-
пору невозмущенного потока. Продольный момент относительно носика
модели, помимо этого, относился к длине соответствущего элемента мо-
дели. Поправка на донное давление к коэффициенту продольной силы
как полной модели, так и ее элементов приводила давление на торце
элемента к статическому давлению невозмущенного потока.
На рис. 2.3 приведена зависимость CXQ = /(Л/<ю) для полной модели
(/ц = 7D) с различными носовыми частями, а на рис. 2.4 — зависимости
СХо = /(lu/D), соответствующие передним независимо взвешиваемым
частям модели при числах = 0,7, 1,1 и 1,7, Из сравнения зависимо-
стей, приведенных на этих рисунках, можно видеть, что основная доля
сопротивления приходится на сопротивление давления носовой части (со-
противление трения ее незначительно) и существенно меньшая доля —
на сопротивление трения цилиндрических отрезков модели. При этом
можно заметить, что величина сопротивления трения цилиндрических
участков модели мало зависит от величины полуугла носового конуса
и числа Mqo и соизмерима с точностью измерения.
Рис. 2.3. Влияние конусности носовой части тела вращения большого удлинения
на сопротивление в функции числа Мх
54
Глава 2
Рис. 2.4. Влияние конусности носовой части в функции длины головного участка
тела вращения большого удлинения на сопротивление при различных числах Мх
Особенно сильное влияние формы головной части проявляется
при дозвуковых и трансзвуковых скоростях. В том случае, когда угол
при вершине головного конуса мал, имеет место безотрывное обте-
кание модели. Увеличение длины переднего цилиндрического участка
сопровождается увеличением значения производной Су (см. зависимость
Су = для 6S = 11° и 18° при М» = 0,7 и 0,9 на рис. 2.5). При боль-
ших значениях угла 0, возникает отрыв потока в области соединения
конуса с цилиндром. В этом случае наличие отрыва исключает часть
цилиндрической поверхности из создания подъемной силы. При этом
чем больше угол при вершине носового конуса, тем на большем участке
цилиндрической поверхности за конусом происходит уменьшение нор-
мальной силы и даже возникновение отрицательной нормальной силы
(см. зависимость Су = /(Zu/D) для = 30° при М» = 0,9).
При скоростях, превышающих критическое значение числа
(Моо > Мкр), возникновение местных сверхзвуковых зон и, в дальней-
шем, сверхзвукового обтекания, приводит к устранению отрыва и бе-
зотрывному обтеканию передней части цилиндра. Увеличение длины
Режим выведения на орбиту
55
Рис. 2.5. Влияние конусности носовой части в функции длины головного участка
тела вращения большого удлинения на величину производной при различных
числах Мх
переднего цилиндрического участка сопровождается непрерывным ро-
стом нормальной силы, особенно заметным непосредственно за областью
перехода носовой части в цилиндрическую.
Изменение положения центра давления связано с величиной и рас-
пределением нормальной силы по длине модели. На рис. 2.6 приведены
зависимости mf* = для моделей с различными значениями угла
носового конуса. При рассмотрении этих зависимостей следует иметь
в виду, что продольный момент вычислялся относительно носика и отно-
сился к полной длине передней части модели, равной суммарной длине
носового конуса и цилиндрического участка (/и), следующего за ним.
При значении IJD = 0 величина mf’ выражает положение цен-
тра давления на носовой части, которое смещается к основанию конуса
при увеличении угла при его вершине. При lu/D > 0 величина
выражает положение центра давления передней части модели, располо-
женного на его цилиндрическом участке. В этом случае увеличение длины
цилиндрического участка приводит к смещению центра давления к кор-
мовой части модели. Однако наличие отрыва задерживает это смещение,
56
Глава 2
о чем свидетельствует слабое увеличение величины т/ в диапазоне
/ц/Р = 0-г1 для 0, = 30° и 35°.
Изменения аэродинамических характеристик, вызванные отрывом
потока в носовой части, в ряде случаев могут носить резкий характер.
Это особенно характерно для конических носовых частей с выпуклыми
углами в области ее соединения с цилиндрической частью. На рис. 2.7
иллюстрируется такое резкое изменение положения центра давления.
Цилиндрическое тело, имеющее носовую часть в виде острого кону-
са с полууглом при вершине в, = 11 °, обтекается без отрыва потока
как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях. Центр давле-
ния в этом случае расположен в области соединения носовой части
с цилиндром, где сосредоточены наибольшие величины нормальной си-
лы, и практически не изменяет своего положения в функции числа М^.
В случае больших углов 0, = 30° и 35° при дозвуковых скоростях имеет
место отрыв в области носовой части. Передняя часть цилиндричес-
кой поверхности как бы выключается из создания нормальной силы.
Рис. 2.6. Влияние конусности носовой части в функции длины головного участка
тела вращения большого удлинения на величину производной mf* при различных
числах Мтс
0Я=11°
0 =18°
0„ = 25°
0, = 35°
0„ = 35°
Режим выведения на орбиту
57
Рис. 2.7. Влияние формы головной части на положение центра давления тела
вращения в функции числа Мх
Она в этом случае в основном создается цилиндрической поверхностью
за областью отрыва. В результате этого центр давления располагается
на некотором расстоянии от носовой части. При трансзвуковых скоро-
стях отрыв устраняется, и на этой части цилиндрической поверхности
восстанавливается нормальная сила. Центр давления скачком перемеща-
ется вперед, занимая положение в области соединения носовой части
с цилиндром (см. зависимости х = на рис. 2.7).
При достижении определенного угла атаки, при котором отрыв
на наветренной стороне становится минимальным, а на подветренной
стороне — максимальным, в условиях перехода к скоростям, превыша-
ющим значение Мкр, отрыв потока внезапно устраняется и нормальная
сила скачкообразно возрастает. В частности, у цилиндрического тела
с полусферической носовой частью примерно при = 0,9 и a = 9°
наблюдается (см. зависимости Cv = /(от0) на рис. 2.2) скачкообразное
изменение величины коэффициента нормальной силы и продольного
момента. Следует заметить, что скачкообразный режим перехода явля-
ется неустойчивым и сопровождается гистерезисом в протекании аэро-
динамических характеристик при увеличении и уменьшении угла атаки.
Отмеченное явление в большой мере зависит от формы носовой части.
При сверхзвуковых скоростях, при которых отсутствует отмеченное
явление, имеет место плавное изменение зависимостей С9 = /(<*°) и тх =
/(Су) (см. рис. 2.2 при Моо = 4).
Изменение основных аэродинамических характеристик в функции
числа Мео иллюстрируется на рис. 2.8 на примере цилиндрического те-
ла с оживальными и коническими носовыми частями разного удлинения
при неизменном удлинении цилиндрического участка. Наибольшие изме-
нения в протекании зависимостей = f(M) и хл = /(М») наблюдаются
в трансзвуковом диапазоне чисел М^. Это связано с переходом от от-
рывного к безотрывному обтеканию. Для удлиненных носовых частей
58
Глава 2
с плавной формой контура, при которых отсутствует отрыв, изменения
аэродинамических характеристик являются минимальными.
Рассмотренные аэродинамические характеристики тел, форма кото-
рых образована цилиндром одного диаметра характерны как для одно-
ступенчатых, так и многоступенчатых ракет.
2.1.1.1.	Аэродинамические характеристики тел вращения,
состоящих из последовательно соединенных конических
и цилиндрических участков
В практике проектирования возникает необходимость иметь корпус,
составленный из цилиндров разных диаметров, соединенных коничес-
ким переходом. Обычно такая форма корпуса используется для первой
ступени ракеты-носителя. Поэтому рассмотрение аэродинамических ха-
Рис. 2.8. Влияние удлинения носовой части конусной и оживальной формы
на основные аэродинамические характеристики тела вращения большого удли-
нения при изменении числа Мх
Режим выведения на орбиту
59
рактеристик таких форм необходимо проводить применительно как к до-
звуковым, так и к сверхзвуковым режимам полета. При этом еще большее
внимание следует обращать на трансзвуковой режим полета. В отличие
от формы контура, состоящего из цилиндра одного диаметра и носового
конуса, в последнем случае добавляются изломы контура при переходе
от цилиндра меньшего к цилиндру большего диаметра. А это, в свою оче-
редь, влечет за собой возможности возникновения местных отрывов, вли-
яющих на величины местных аэродинамических нагрузок и нелинейное
изменение суммарных аэродинамических характеристик при изменении
углов атаки и чисел М». При этом нужно помнить, что трансзвуко-
вой режим полета происходит, как правило, в плотных слоях атмосферы,
и величины аэродинамических нагрузок приобретают расчетный характер
как для прочности, так и для системы управления ракетой.
Рис. 2.9. Зависимости производной коэффициента нормальной силы по углу
атаки и положения центра давления от числа Мж для отдельных участков
ракеты-носителя с последовательно соединенными ступенями
На рис. 2.9 показаны некоторые аэродинамические характеристики
модели, типичной для ракеты, имеющей корпус, состоящий из двух
цилиндров разного диаметра, соединенных конусным переходом. Там
же приведены и характеристики отдельных его участков при изменении
чисел Мео в диапазоне от 0,7 до 4,0. Можно видеть, что аэродинамичес-
кие характеристики отдельных участков такого составного тела вращения
по-разному зависят от числа М^. Так, характеристики носового конуса
практически не изменяются по числам а усеченного, являюще-
гося участком перехода от меньшего к большему диаметру цилиндра,
претерпевают значительные изменения. Зависимости Су и mz = /(о°)
имеют линейный характер только при малых углах атаки (а « ±4° 4- 5°).
60
Глава 2
Нелинейность этих зависимостей на больших углах атаки в основном
создается цилиндрическими участками составного тела вращения за счет
образования вихревых систем на боковых поверхностях цилиндров.
Для удобства рассмотрения и анализа экспериментальных материа-
лов влияние каждого геометрического параметра такого составного тела
вращения исследовано и приведено ниже при постоянных величинах
основных параметров.
При обработке результатов эксперимента аэродинамические силы
и моменты относились к скоростному напору и площади поперечного
сечения взвешиваемой части модели с максимальным диаметром. Аэро-
динамический момент относился к полной длине взвешиваемой части
модели и вычислялся относительно ее носка. В соответствии с этим по-
ложение центра давления измерялось относительно носка взвешиваемой
части модели и выражалось в долях ее длины. Числа Re, вычисленные
по максимальному диаметру исследуемой части, изменялись при испы-
таниях в пределах от 1,0 • 106 до 2,7 • 106. Графики снабжены схемами,
на которых сплошной линией показан тот участок, аэродинамические
характеристики которого приводятся на данном графике, а прерывистой
линией обозначаются участки модели, которые при этих испытаниях
присутствовали.
Влияние величины угла носового конуса. Аэродинамические характери-
стики цилиндрических тел вращения в зависимости от величины угла
носового конуса рассмотрены выше. Это влияние в основном реализу-
ется на участке цилиндра, расположенном непосредственно за конусом,
и, стало быть, до некоторого предела зависит от этого участка цилиндра.
Аэродинамические характеристики самого конуса в присутствии цилин-
дрического участка длиной 4D представлены на рис. 2.10. Для сравнения
на этом графике приведены аэродинамические характеристики изоли-
рованного конуса с тем же значением полуугла при вершине 6 = 10°.
Известно, что производная коэффициента нормальной силы Су изоли-
рованного конуса на дозвуковых и трансзвуковых скоростях несколько
Рис. 2.10. Влияние на протекание зависимостей и ха = f(Mx) конуса
при нахождении за его донной частью цилиндрического тела
Режим выведения на орбиту	61
меньше, чем на сверхзвуковых скоростях. Это связано с тем, что при об-
текании изолированного конуса дозвуковым потоком донное разрежение
передается вперед, уменьшая несущую способность конической поверх-
ности. Присутствие цилиндрического участка за конусом в значительной
степени устраняет это явление и тем самым увеличивает значение
конуса на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях потока. Вместе с этим
положение центра давления изолированного конуса и конуса в при-
сутствии цилиндра за его основанием практически совпадают во всем
исследованном диапазоне чисел
На рис. 2.11-2.15 приведены основные аэродинамические характе-
ристики составных тел вращения и отдельных их участков при длине пе-
реднего цилиндра 1Ц| = 4d и различных значениях углов носового конуса.
Влияние изменения угла носового конуса на основные аэродинамические
характеристики отдельных участков и всей совокупности составного тела
вращения проявляется преимущественно через отрыв потока за областью
перехода конической поверхности к расположенному за ней цилиндру.
Отрыв потока приводит к существенному перераспределению давления
на поверхности цилиндра по сравнению с безотрывным обтеканием.
При числах М, меньших некоторого значения (Мкр = 0,85 4- 0,9), имеет
место течение с развитым отрывом потока, а при М > образу-
ется безотрывное обтекание. Перестроение потока, которое начинается
Рис. 2.11. Влияние угла носовой части переднего цилиндрического участка
при протекании зависимостей С* и хл = в присутствии за его донной
частью цилиндра большего диаметра с носовой частью в виде усеченного конуса
62
Глава 2
l^Od; d/D*Qfii ^г*!59;	3,5D
Рис. 2.12. Влияние угла носовой части переднего цилиндрического участка с кор-
мовым конусом на протекание зависимостей и хл = в присутствии
за его донной частью цилиндрического тела

Рис. 2.13. Влияние угла носового конуса переднего цилиндрического участка
на протекание зависимостей и хл = усеченного конуса, расположен-
ного между цилиндрами разного диаметра
Режим выведения на орбиту
63
Рис. 2.14. Влияние угла носового конуса переднего цилиндрического участка
с кормовым конусом на протекание зависимости С° = f(Mx) цилиндрического
участка с большим диаметром, расположенного за донной частью переднего
цилиндра с кормовым конусом
Рис. 2.15. Зависимость основных аэродинамических характеристик тела вращения
состоящего из конических и цилиндрических участков разного диаметра от угла
носового конуса переднего цилиндрического участка
при М « Мкр, сопровождается существенным перераспределением аэро-
динамической нагрузки и вызывает значительное изменение суммарных
аэродинамических характеристик как отдельных участков, так и всей
совокупности составного тела вращения. По мере увеличения угла атаки
интенсивность отрыва потока на подветренной и наветренной сторо-
нах оказывается различной, образуется пространственное обтекание, что
приводит к созданию дополнительной нормальной силы. С увеличением
64
1лава 2
угла 0К| носового конуса интенсивность рассматриваемого отрывного те-
чения возрастает и распространяется на большее расстояние вниз по пото-
ку. Поэтому при дозвуковых скоростях наблюдается возрастание коэффи-
циента нормальной силы переднего цилиндра (см. рис. 2.11), а при боль-
ших углах 0К| — и усеченного (переходного) конуса (рис. 2.12 и 2.13). Од-
нако увеличение угла 0К| может оказывать обратное действие на несущую
способность кормового цилиндра (рис. 2.14). В данном случае коэффи-
циент С9 уменьшается при больших значениях угла носового конуса.
Надо сказать, что описанное явление, связанное с отрывом с перед-
него конуса, может принимать самый разнообразный характер и вызывать
непредсказуемые изменения нагрузки на передний цилиндр. Это опреде-
ляется не только интенсивностью отрыва, но и соотношением геометри-
ческих параметров и, в частности, длины переднего цилиндра, угла усе-
ченного конуса и диаметра кормового цилиндра, расположенного за ним.
При сверхзвуковых скоростях, когда имеет место безотрывное обте-
кание места перехода носового конуса к переднему цилиндру, увеличение
угла 0К| > 33° сопровождается уменьшением несущей способности как
переднего цилиндра (см. рис. 2.11), так и усеченного конуса, соединя-
ющего цилиндрические участки разного диаметра (см. рис. 2.13 и 2.14).
Влияние угла носового конуса на аэродинамические характеристики кор-
мового цилиндра при сверхзвуковых скоростях практически отсутствует
(см. рис. 2.15).
В трансзвуковом диапазоне скоростей потока (М » 0,9 -г 1,1) проис-
ходит перестроение обтекания участка перехода от носового конуса к ци-
линдру от отрывного к безотрывному. Поэтому увеличение угла носового
конуса при этих числах Мщ оказывает противоположное по своему харак-
теру влияние на величину отдельных участков корпуса, в результате
чего производная С* всей совокупности тела вращения в рассматривае-
мом диапазоне чисел М» практически не зависит от угла носового конуса
(рис. 2.15).
Влияние угла носового конуса на положение центра давления отдель-
ных участков тела оказывается аналогичным влиянию на величину С$.
В соответствии с этим положение центра давления всей совокупности
тела вращения сравнительно слабо зависит от величины угла носового
конуса. Изменение угла 0К| от 15° до 40° приводит к смещению положения
центра давления вперед на 2-3% полной длины тела.
Наибольшее влияние изменения угла носового конуса проявляется
на величине коэффициента продольной силы. (В приведенных иссле-
дованиях при подсчете коэффициента продольной силы сопротивления
вводились поправки на донное давление из условия равенства донно-
го давления модели статическому давлению невозмущенного потока.)
Увеличение угла с 15° до 40° примерно в два раза увеличивает коэф-
фициент продольной силы во всем исследованном диапазоне скоростей.
Режим выведения на орбиту
65
Влияние удлинения переднего цилиндрического участка. В конкретных
случаях проектирования ракет удлинение переднего цилиндрического
участка или длина второй ступени может выбираться в широких пределах
в зависимости от назначения ракеты и задач, которые она должна выпол-
нять. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка на аэроди-
намические характеристики составных тел вращения можно проследить
по исследованиям моделей с углами носового конуса 15° (рис. 2.16-2.20)
и 35° (рис. 2.21-2.22). Сопоставление этих двух случаев указывает на то,
что конусная головная часть с большим углом при вершине способствует
более сильному возмущению потока обтекающего тела. В результате этого
сокращение длины переднего цилиндрического участка при небольшом
угле носового конуса (0К| = 15°) приводит к менее существенным изме-
нениям аэродинамических характеристик, чем аналогичное сокращение
при больших значениях угла носового конуса (0К| = 33°). В частности,
сокращение длины переднего цилиндрического участка при 0К| = 15°
сравнительно мало влияет на величину отдельных участков тела, чего
нельзя сказать при 0К| = 33°, особенно в околозвуковом диапазоне чи-
сел Моо. В том и в другом случае наибольшее влияние длины цилиндра
проявляется на положении центра давления. Отмеченные обстоятельства
следует иметь в виду при оценке аэродинамических сил, действующих
на отдельные участки ракеты.
Для полной совокупности составного тела вращения уменьшение
длины переднего цилиндрического участка приводит к перемещению по-
ложения центра давления вперед, что может быть связано с уменьшением
статической устойчивости ракеты. Особенно заметное перемещение цен-
тра давления наблюдается при большом угле носового конуса (0К| = 33°).
Следует отметить, что при 0К| = 33° и ЛЦ| < 2 наблюдается значитель-
ное уменьшение коэффициента продольной силы полной модели состав-
ного тела вращения в околозвуковом диапазоне чисел (см. рис. 2.22).
Это косвенно свидетельствует о том, что при а = 0 зона отрыва рас-
пространяется вдоль переднего цилиндра на длину, примерно равную
одному или двум его диаметрам, после чего она смыкается. Если длина
переднего цилиндра примерно равна одному или двум его диаметрам,
то зона отрыва достигает усеченного переходного конуса (соединяющего
участки цилиндров с разными диаметрами). Находясь в зоне отрыва,
переходной конус не влияет на сопротивление. Если же длина переднего
цилиндра превосходит два его диаметра, то усеченный конус выходит
из зоны отрыва, увеличивая сопротивление полной модели.
Влияние соотношения диаметров сопрягаемых цилиндров. Соотношение
диаметров переднего и кормового цилиндров в корпусе ракеты является
одним из параметров, который при конструктивной проработке может
изменяться в определенных пределах. Влияние соотношения диаметров
на аэродинамические характеристики отдельных участков и всей сово-
купности составного тела вращения исследовано на моделях с углами
6 Зак. 121
66
Глава 2
Рис. 2.16. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка на протекание
зависимости С® и хл = при наличии за его кормовым торцом цилиндра
большего диаметра с носовым усеченным конусом
Рис. 2.17. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка с носовым
конусом 0К| = 15° и с кормовым конусом на протекание зависимостей С°
и хд = при наличии за его кормовым торцом цилиндра большего
диаметра
Режим выведения на орбиту
67
Рис. 2.18. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка на протекание
зависимости = f(MK) усеченного конуса при наличии перед ним и за ним
цилиндров разного диаметра
Рис. 2.19. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка на протекание
зависимостей = f(Mx) заднего цилиндрического участка, расположенного
за донным торцом переднего цилиндрического участка с кормовым конусом
носового и переходного конусов 9К\ =	= 15* и удлинением пе-
реднего цилиндра ЛЦ| = 4. Результаты этих исследований приведены
на рис. 2.23-2.27. При увеличении диаметра переднего цилиндра d от О
до D аэродинамические нагрузки перераспределяются между отдельными
участками всей комбинации: для аэродинамических нагрузок, приходя-
щихся на цилиндрический участок с передним конусом, а также на ци-
линдрический участок с передним и задним усеченным конусом — уве-
личиваются (см. 2.23 и 2.24), а приходящиеся на усеченный переходный
конус и кормовой цилиндрический участок — уменьшаются (см. рис. 2.25
и 2.26). Центр давления цилиндрического участка с передним и задним
усеченным конусом перемещается вперед по мерс увеличения диаме-
тра цилиндрического участка и стремится к положению, характерному
для цилиндра с носовым конусом (см. рис. 2.24). Коэффициент нормаль-
6*
68
Глава 2
Рис. 2.20. Зависимость основных аэродинамических характеристик тела враще-
ния, состоящего из конических и цилиндрических участков различного диаметра,
от удлинения переднего цилиндрического участка с носовым конусом 0К| = 15*
Рис. 2.21. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка с носовым
конусом 0К| = 33* и с кормовым конусом на протекание зависимостей
и хл = в присутствии за его донным торцом цилиндра большего диаметра
ной силы переднего цилиндра с носовым конусом при изменении d/D
от нуля до единицы увеличивается пропорционально соответствующему
изменению площади поперечного сечения переднего цилиндра [(d/D)2].
Такой характер изменения коэффициента нормальной силы сохраняется
во всем исследованном диапазоне чисел (см. рис. 2.23). Что касается
Режим выведения на орбиту
69
Рис. 2.22. Зависимость основных аэродинамических характеристик тела вра-
щения, состоящего из конических и цилиндрических участков, от удлинения
переднего цилиндрического участка с носовым конусом 0К| = 33°
Рис. 2.23. Влияние на зависимость С, = f(Mx) переднего цилиндрического
участка (в присутствии за его донным торцом цилиндрического тела большего
диаметра, имеющего носовую часть в виде усеченного конуса) от соотношения
диаметров переднего и заднего цилиндрических участков тела вращения
70
Глава 2
Рис. 2.24. Влияние на протекание зависимостей и хл = /(Мх) переднего
цилиндрического участка с кормовым конусом соотношения диаметров переднего
и заднего цилиндра при наличии заднего цилиндра большего диаметра за донным
торцом переднего

Рис.2.25. Влияние на зависимости €% и хл =	усеченного конуса, распо-
ложенного между цилиндрическими участками, соотношения их диаметров
Режим выведения на орбиту
71
производной коэффициента нормальной силы усеченного конуса
то Она на дозвуковых и околозвуковых скоростях уменьшается пропор-*
ционально (d/D)\ а при сверхзвуковых скоростях уменьшается более
интенсивно (см. рис. 2.26).
Несущая способность кормового цилиндра на рис. 2.24 при малых
углах атаки в определенной мере определяется величиной скоса по-
тока, вызванного коническим переходом от цилиндрического участка
-/Г;	/„«J,»
Рис. 2.26. Влияние соотношения диаметров переднего и заднего цилиндрических
участков тела вращения на протекание зависимости	заднего ци-
линдра большего диаметра при наличии переднего цилиндра меньшего диаметра
с кормовым конусом
Рис. 2.27. Зависимость основных аэродинамических характеристик тела враще-
ния, состоящего из конических и цилиндрических участков, от соотношения
диаметров переднего и заднего участков
72
Глава 2
с меньшим диаметром к цилиндрическому участку с большим диаметррМ.
Поэтому чем больше длина усеченного конуса (чем меньше отношение
d/D) при одном и том же угле 0К2, тем больше несущая способность
кормового цилиндра которая в пределе стремится к несущей
способности цилиндра с носовым конусом (см. рис. 2.26). Отмеченйый
характер изменения в зависимости от отношения d/D сохраняется во йсем
исследованном диапазоне чисел М^.
Как можно было наблюдать выше, влияние соотношения диаме-
тров сопрягаемых цилиндров оказалось противоположным для различных
участков всей компоновки. Поэтому несмотря на то, что аэродинамичес-
кие характеристики в зависимости от соотношения диаметров цилиндров
претерпевают существенные изменения, суммарные характеристики всей
совокупности составного тела вращения изменяются в меньших пределах.
Естественно, увеличение диаметра переднего цилиндра приводит к сме-
щению положения центра давления к носовой части всей компоновки,
уменьшая ее статическую устойчивость (см. рис. 2.27). Некоторое увеличе-
ние значения коэффициента продольной силы всей компоновки связано
с тем, что по мере увеличения диаметра переднего цилиндра при сохра-
нении его удлинения увеличивается боковая поверхность, а вместе с этим
увеличивается коэффициент продольной силы за счет поверхностного
трения.
Влияние угла усеченного конуса. По рис. 2.28-2.29 можно проследить
влияние угла конического перехода между цилиндрами (0К2 = 7,5°, 10°,
15°, 20°) на аэродинамические характеристики тела вращения типа ко-
нус—цилиндр—конус—цилиндр. Исследования были проведены на мо-
дели с полууглом носового конуса 0К| = 15°, удлинением переднего
цилиндра ЛЦ| и отношением диаметров сопрягаемых цилиндров d/D=Q£.
Изменение угла усеченного конуса в исследованных пределах оказывает
наименьшее влияние (чем все остальные рассмотренные геометриче-
ские параметры) на аэродинамические характеристики как отдельных
участков, т&к и всей комбинации. Некоторое уменьшение коэффициента
нормальней силы участка конус—цилиндр—усеченный конус при уве-
личении угла 0К2 связано с уменьшением нормальной силы на самдм
усеченном конусе (см. рис. 2.28). Перемещение положения центра да-
вления назад, которое при этом наблюдается, вызвано смешением по-
верхности усеченного конуса к кормовой части за счет уменьшения
его длины при возрастании угла 0К2. Увеличение угла усеченного кону-
са сопровождается некоторым подрастанием коэффициента нормальной
силы кормового цилиндра во всем исследованном диапазоне чисел
(см. рис. 2.29). В соответствии с тем, что увеличение угла усеченного
конуса, соединяющего цилиндрические участки разного диаметра (0М),
вызывает в одно и то же время некоторое увеличение значения Су
усеченного конуса и подрастание Су кормового цилиндра, суммарные
Режим выведения на орбиту
73
«гГ/Л
Рис. 2.28. Влияние угла кормового конуса переднего цилиндрического участка
на протекание зависимостей и хл = при наличии за его донным торцом
цилиндрического участка с большим диаметром
Рис. 2.29. Влияние угла кормового конуса переднего цилиндрического участка
на зависимости = /(Afx) цилиндрического участка большего диаметра,
расположенного за донным торцом переднего участка
5 Зак. 121
74
Глава 2
аэродинамические характеристики всей совокупности составного тела
вращения практически не зависят от величины 0К2 за исключением ко-
эффициента продольной силы. Увеличение сил давления, действующих
на усеченный конус при увеличении его угла, естественно сопрово-
ждается заметным возрастанием коэффициента продольной силы всего
составного тела вращения (см. рис. 2.30).
eKt*159i
Рис. 2.30. Зависимости основных аэродинамических характеристик тела враще-
ния составленного из конических и цилиндрических участков разного диаметра
от угла кормового конуса переднего цилиндрического участка
2.1.1.2.	Приближенные методы расчета сил и моментов
при последовательном соединении ступеней
Выше были рассмотрены аэродинамические характеристики и их
особенности для ракет-носителей при последовательном соединении сту-
пеней. При этом геометрические параметры были выбраны характер-
ными, но в сравнительно узком диапазоне их значений. Требования
практического проектирования, естественно, могут не совпадать с рас-
смотренными геометрическими параметрами. В связи с этим возникает
проблема расчета аэродинамических характеристик для любых геометри-
ческих форм проектируемой ракеты-носителя.
Теоретические методы расчета аэродинамических сил и моментов,
действующих на тела вращения, можно надежно использовать при сверх-
звуковых скоростях. Для практики весьма желательно иметь хотя бы при-
ближенные методы оценки аэродинамических характеристик не только
при сверхзвуковых, но и при дозвуковых и в особенности при трансзву-
ковых скоростях.
Режим выведения на орбиту
75
Аэродинамические характеристики тел вращения, образованных ци-
линдрическими и коническими поверхностями, могут быть представлены
в виде суммы коэффициентов соответствующих отдельных частей:
Сто =	рТ +	(1 ~ pl) +
с? = ас,.к1+ц| % + вс;к2(1 - £) + вс“и2,	(о
т? = Ат“к1+и|^Ц^ +	+ М + С?<и2(ха‘-? + ^),
где СХОгК|+ц|, Судн-цн	аэродинамические характеристики тела
вращения, состоящего из головного конуса с полууглом 0К| и цилиндра
с удлинением Ли(; СХол2, С®к2 — аэродинамические коэффициенты
усеченного конуса с полууглом 0к2; СХо>ц2 = СХо>к2+ц2 - С*91к2, С£ц2 =
С£к2+и2“С£к2 — аэродинамические коэффициенты кормового цилиндра.
Значения этих коэффициентов для отдельных частей составного тела
вращения следует брать по графикам, приведенным выше, или по другим
экспериментальным данным £к2 = хк2/1^ — относительное расстояние
от начала усеченного конуса до его центра давления; ®и2 = ®ц2//ц2 — от-
носительное расстояние от начала кормового цилиндра до его центра да-
вления; I — полная длина тела вращения; коэффициент А « 1 для ЛЦ| > 2;
коэффициент В, В = f(M)9 берется по зависимости В = (1 - d2/D2)]^2
(рис. 2.31); М > 2 при В = 1 - d2/D2\ коэффициент Су>ц2 — при опреде-
лении ЛЦ| > 2 и коэффициент В = 1 — при определении СХо>ц2.
Положение центра давления усеченного конуса
Положение центра давления кормового цилиндра определяется по за-
висимостям fu2 = f(M) (см. рис. 2.31).
При малых углах атаки (а = 04*4°) расчетные значения аэродинами-
ческих характеристик, полученных предлагаемым методом, удовлетвори-
тельно согласуются с экспериментальными данными во всем диапазоне
чисел М. Это обусловлено тем, что в расчетах используются в качестве
исходных данных аэродинамические характеристики простых тел вра-
щения (конус и конус—цилиндр), в которых уже содержится влияние
основных геометрических параметров и чисел М9 а коэффициенты Л, В
и В учитывают особенности аэродинамических характеристик, присущие
телам вращения, состоящим из последовательно соединенных конуса,
цилиндра, усеченного конуса и цилиндра.
Для расчета аэродинамических характеристик исследуемых тел вра-
щения при больших углах атаки необходимо в зависимости (1) вместо
характеристик составных элементов (СХо, Су, т?), полученных при а = 0,
принимать их значение по углам атаки (Сх, Су, mt = /(а)). В этом случае
76
Глава 2
Рис. 2.31. Зависимость расчетного коэффициента Б = и положение центра
давления заднего цилиндрического участка в функции числа Л/х при наличии
перед ним переднего цилиндрического участка с кормовым конусом
зависимости (I) будут
Сх = ЛС/,к1+ц|	0	+ “ВСЖ)ц2,
d2 / d2 \
Су =	4”-®Су,к2^1 ~	(2)
.	& ^kI+iiI ~	(- ^к2 , ^к1+и1 \ ,
т2 — Лтп,)К|+и|^2 i 4- Су)К2^Жк2 j 4 j ) +
. г, f- ^u2 , kl+ul 4- 1к2 \
4-	CytU2 (®u2y + ---------J.
В отличие от расчета для диапазона углов атаки а = 0 4- 4° в данном
случае при определении величины Су значение коэффициента В должно
быть
/ а2 \ d2
В= 0 “ £р) +302а-
Расчеты аэродинамических характеристик тел вращения, состоящих
из конуса-цилиндра, усеченного конуса и цилиндра в широком диапа-
зоне их геометрических параметров и углов атаки до а = 10°, показали,
что область применения предложенного метода ограничена величиной
Режим выведения на орбиту
77
удлинения переднего цилиндрического участка (АЦ|). Нижней границей
области применения является удлинение Aut 2.
2.1.2.	Параллельное соединение ступеней
Экспериментальные исследования моделей, представляющих ракеты,
составленные из параллельно соединенных ступеней (так называемые
«пакетные» схемы), проводились в диапазоне чисел от 0,7 до 6
и чисел Рейнольдса (отнесенных к длине модели) от 5 • 106 до 20 • 106.
Во всех случаях модели испытывались на хвостовой державке. Углы
атаки изменялись в пределах от a = -2° до а = 14°, то есть в диапазоне
возможных углов атаки ракеты-носителя на участке выведения.
При определении аэродинамических коэффициентов силы и момен-
ты относились к скоростному напору невозмущенного потока к площа-
ди миделя модели (сумма площадей поперечного сечения центрального
и боковых блоков). Коэффициент продольного момента подсчитывался
относительно носика модели (®ц.м., Уи. м. = 0) и относился к полной длине
модели. В результаты исследований вводились поправки на коэффициент
поля, деформацию модели и державки и обдув рамы весов и подвески
(в случае использования механических весов).
Одновременно с измерением сил и моментов измерялось донное
давление на кормовой торец модели в присутствии хвостовой державки.
Измеренное давление вычиталось из величин соответствующих аэроди-
намических коэффициентов, а на кормовой торец модели условно рас-
пространялось статическое давление невозмущенного потока при данном
режиме испытаний в аэродинамической трубе.
Для определения точности и сходимости экспериментальных дан-
ных, полученных в различных трубах, были проведены методические
исследования во всем диапазоне чисел каждой трубы.
Для характерностной точности эксперимента были подсчитаны сред-
неквадратичные погрешности
где п — количество повторных испытаний; с, — относительная погреш-
52 с
ность. Например, еС* = CVi -
По результатам десятикратных испытаний модели были определены
среднеквадратичные погрешности, приведенные в таблице.
Параллельное соединение ступеней по сравнению с последователь-
ным вносит дополнительные аэродинамические проблемы. В первую
очередь, это задачи интерференции между отдельными блоками ракеты
и влияние на местные нагрузки, вызванные носовыми частями бло-
ков. Многообразие аэродинамических компоновок ракет с параллельным
соединением ступеней и соответствующих им геометрических параме-
тров затрудняет выявление общих закономерностей в аэродинамических
78
Глава 2
Среднеквадратичная погрешность	Т-108	Т-112	Т-113	Т-114
	±0,068	±0.012	±0,0015	—
	±0.05	±0.008	±0,015	±0,007
ас;	±0,0014	±0,002	±0,0015	±0,001
ат/	±0,010	±0,011	±0,009	±0,014
характеристиках. Поэтому ниже приводится анализ аэродинамических
характеристик применительно к конкретным и наиболее типичным ком-
поновкам ракет с параллельным соединением ступеней.
2.1.2.1.	11>ехблочная схема
Трехблочная схема (см. рис. 2.32), состоящая из центрального корпу-
са и боковых блоков, является простейшей схемой параллельного соеди-
нения ступеней. Она может осуществляться как для вновь проектируемых
ракет, так и при модернизации ракет с последовательным соединением
ступеней.
При заданных геометрических параметрах центрального корпуса
и боковых блоков основные аэродинамические характеристики такой
компоновки определяются зазорами между блоками и центральным кор-
Рис. 2.32. Схема модели трехблочной компоновки ракеты-носителя космических
аппаратов
Режим выведения на орбиту
79
пусом, а также углом (70), между плоскостью полета (плоскость угла
атаки) и плоскостью соединения блоков. Результаты соответствующих
исследований приведены на графиках рисунков 2.33-2.48.
Что касается величин зазоров между блоками, то они определяются
изгибной жесткостью составляющих ракету частей и размерами связей
между ними, то есть чисто конструктивными параметрами.
Из графиков, приведенных на рис. 2.34-2.36, видно, что увели-
чение зазора между блоками при изменении угла атаки и чисел
сопровождается практически постоянным увеличением сопротивления
(за исключением « 1,1 -г 1,2). Следует иметь в виду, что выводы,
полученные из модельных испытаний в аэродинамической трубе, в опре-
деленной степени являются качественными из-за несоответствия толщин
пограничного слоя на модели в трубе и на ракете в натурном полете.
Большую роль в увеличении сопротивления при увеличении зазора
в диапазоне a = 0 играет сопротивление пилонов, соединяющих блоки.
На рис. 2.35 приведены зависимости Сх = /(Mqo) для передних пилонов
модели. Сравнение этих зависимостей саналогичными для полных моде-
лей (с пилонами) показывает, что изменение сопротивления интерферен-
ции, которое возникает при увеличении зазоров, оказывается значительно
меньшим и неодинаковым в различных диапазонах чисел М^.
Вместе с отмеченным влиянием зазоров имеет место влияние на со-
противление угла между плоскостью углов атаки и плоскостью соединения
блоков. Оно в основном отражается на характере протекания зависимо-
сти Сх = /(а°) при переходе к большим сверхзвуковым скоростям. Если
при дозвуковых и малых сверхзвуковых числах коэффициент про-
дольной силы или мало зависит, или слабо изменяется с ростом угла атаки
и практически не зависит от ориентации плоскости соединения блоков,
то при больших сверхзвуковых числах М» увеличение угла 70 приво-
дит к нарастанию сопротивления по углам атаки. Это свидетельствует
об увеличении сопротивления интерференции при больших сверхзвуко-
вых скоростях.
На величину коэффициента нормальной силы трехблочной схемы
существенное влияние оказывает угол наклона плоскости соединения
блоков и плоскости углов атаки. По мере его увеличения происходит уве-
личение производной Су, так как соединенные вместе блоки начинают
обтекаться как крыло малого удлинения (см. рис. 2.37-2.39), и зависимо-
сти Су = /(7°) на рис. 2.33.
Вместе с этим имеет место и влияние величины зазора между блоками
на величину коэффициента нормальной силы. Наиболее закономерным
оно оказывается в том случае, когда плоскость соединения блоков со-
впадает с плоскостью углов атаки (рис. 2.37). В этом случае увеличение
зазоров проявляется в сравнительно небольшом увеличении производ-
ной Су при дозвуковых и малых сверхзвуковых числах Mqq (до М» <
3,0). Сам характер зависимостей Су = при этом практически
80
Глава 2
Рис. 2.33. Влияние ориентации плоскости расположения блоков к плоскости
углов атаки для трехблочной компоновки с зазорами и без зазоров между
блоками на величины С" и mf* при различных числах
Режим выведения на орбиту
81
Рис. 2.34. Зависимости Сх = /(а*) при различных числах Мк и Сп = /(Мх)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков совпадает с плоскостью углов атаки (7 = 0)
не изменяется. Отмеченный факт увеличения Су, по-видимому, связан
с тем, что по мере раздвижения блоков в плоскости углов атаки их
обтекание при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях начинает
приближаться к изолированному случаю.
По мере отклонения плоскости соединения блоков от плоскости
углов атаки происходит существенное изменение влияния зазоров. Если
при дозвуковых скоростях оно оказывается качественно таким же, как
и в случае, рассмотренном выше, то при сверхзвуковых скоростях оно
становится обратным ему, то есть при увеличении зазора величина про-
изводной Су уменьшается (см. зависимости Су = на рис. 2.33).
Наибольшее уменьшение наблюдается при малых углах атаки (до a as 6°),
а при больших углах атаки производная Су уменьшается незначительно.
82
Глава 2

Ст
Ст
Рис. 2.35. Зависимости Сх = /(а*) при различных числах М* и С1о = /(Мх)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков наклонена к плоскости углов атаки (7 = 45°)

Обнаруженное уменьшение Су при сверхзвуковых скоростях связано
с возникновением протока воздуха через зазор между блоками. Такой
же проток воздуха при дозвуковых скоростях может при определенных
размерах зазоров не иметь места из-за «запирания» зазоров в резуль-
тате сильного взаимодействия прямых скачков уплотнения в местных
сверхзвуковых зонах с пограничным слоем.
Изменение коэффициента продольного момента трехблочной схе-
мы в функции угла атаки и чисел в зависимости от угла наклона
плоскости соединения блоков и плоскости углов атаки (70) и величины за-
зоров между ними (рис. 2.40-2.42) оказывается качественно аналогичным
соответствующим случаям изменения коэффициента нормальной силы.
Это обстоятельство определяет особенности в положении центра давле-
Режим выведения на орбиту
83
Рис. 2.36. Зависимости Ct = /(а*) при различных числах Мж и Сг<1 = f(Mx)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков нормальна к плоскости углов атаки (7 = 90*)
ния трехблочной схемы в зависимости от исследованных геометрических
параметров.
При отсутствии зазоров увеличение угла между плоскостью соеди-
нения блоков и плоскостью углов атаки сопровождается ростом степени
статической устойчивости и соответствующим перемещением положения
центра давления назад (рис. 2.33). При изменении угла 7 от 0° до 90°
(см. зависимости mf* = /(?°) на рис. 2.33) происходит перемещение цен-
тра давления назад примерно на 10 4-12% длины центрального корпуса
практически во всем исследованном диапазоне чисел М» (исключение
составляет узкая область М» « 1,1 4- 1,2, где перемещение составляет
примерно 5%).
Влияние величины зазора между блоками проявляется только при до-
звуковых и малых сверхзвуковых числах М<х, (до М» ~ 2). Величина
смещения положения центра давления оказывается соизмеримой с алия-
84
Глава 2
Рис. 2.37. Зависимости Су = /(а0) при различных числах Мх и = f(Mx)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков совпадает с плоскостью углов атаки (7 = 0)
нием изменения угла наклона плоскости соединения блоков с плоскостью
углов атаки. При этом на дозвуковых скоростях наличие зазоров приводит
к смещению положения центра давления назад, (рис. 2.43-2.45).
Из всех полученных результатов исследований следует, что трех-
блочная схема обладает обычными для баллистических ракет аэродина-
мическими характеристиками. Однако при этом следует помнить, что
проблемы, связанные с обтеканием носовой части, присущие одноблоч-
ным схемам, в данном случае дополняются проблемами интерференции
носовых частей блоков с поверхностью центрального корпуса.
Режим выведения на орбиту
85
Рис. 2.38. Зависимости Cv = /(а0) при различных числах Мх и Cf = f(Mx)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков наклонена к плоскости углов атаки (7 = 45*)
86
Глава 2
Рис. 2.39. Зависимости Cv = /(а0) при различных числах Мх и CJ = f(Mx)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков нормальна к плоскости углов атаки (7 = 90°)
При практическом осуществлении трехблочной схемы представля-
ется целесообразным, чтобы на участке выведения плоскость соедине-
ния блоков совпадала с плоскостью углов атаки. В этом случае име-
ет место наименьшее значение С* и наименьшее влияние величины
зазоров между блоками на перемещение положения центра давления
(см. рис. 2.33 и 2.46).
В подавляющем большинстве случаев боковые блоки являются уско-
рителями первой ступени ракеты-носителя. В зависимости от условий
выведения соотношения объемов центрального корпуса и боковых бло-
ков могут принимать различные значения. Это обычно решается за счет
длины и диаметра боковых блоков.
На рис. 2.47 и 2.48 иллюстрируется влияние длины боковых блоков
на основные аэродинамические характеристики трехблочной компоновки
ракеты-носителя.
Влияние длины боковых блоков на сопротивление всей системы
проявляется за счет взаимодействия полей скоростей и давлений около
носовых частей центрального и боковых блоков. При дозвуковых ско-
Режим выведения на орбиту
87
Рис.2.40. Зависимости mt = /(а*) при различных числах Л/х и = f(M^)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков совпадает с плоскостью углов атаки (7 = 0)
ростях, когда это взаимодействие минимально, влияние длины блока
на сопротивление оказывается незначительным. При трансзвуковых ско-
ростях в условиях возникновения местных сверхзвуковых зон и скачков
уплотнения может происходить как увеличение, так и уменьшение со-
противления в зависимости от длины блока или места расположения
носовых частей относительно друг друга. При сверхзвуковых скоростях
сокращение длины боковых блоков и связанное с этим удлинение но-
совых частей боковых блоков от носовой части центрального блока
уменьшает газодинамическое взаимодействие скачков уплотнения, что
приводит к уменьшению сопротивления всей системы.
Перемещение центров давления боковых блоков в сторону кормовой
части, происходящее при сокращении их длины, способствует увели-
чению устойчивости всей системы. Наиболее сильно это проявляется
при дозвуковых скоростях и малых углах атаки, при которых наблюдается
наименьшее уменьшение коэффициента нормальной силы.
2.1.2.2.	Четырехблочная схема
Четырехблочная схема ракет-носителей космических аппаратов мо-
жет осуществляться в самых разнообразных конструктивных компонов-
ках. Различия компоновок не позволяют достаточно обоснованно уста-
навливать связь между аэродинамическими характеристиками и разно-
образием геометрических параметров. Поэтому приходится пользоваться
88
Глава 2
Рис. 2.41. Зависимости тг = /(ав) при различных числах Л/х и mJ = f(Mx)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков наклонена к плоскости углов атаки (у = 45е)
результатами экспериментальных исследовании при систематическом из-
менении основных геометрических параметров.
Ниже приводятся результаты экспериментальных исследований, про-
веденных с моделями, представляющими комбинацию цилиндрических
тел вращения большого удлинения, имеющих конические носовые части.
Центральный корпус имел длину, равную семи его диаметрам (D). Бо-
ковые блоки имели меньший диаметр (d), который принимал различные
значения: d = 0,4D, 0,6.D, 0,8D и 1,OD. Полная длина боковых блоков
имела два значения: I = 0,525 и 0,85 полной длины центрального кор-
пуса (£). Во всех случаях длина носового конуса равнялась 2,5 диаметра
соответствующей цилиндрической части. Носовые части представляли
собой острие конуса с полууглом при вершине 0 = 11,3°. В одном случае
ось конуса совпадала с осью цилиндрической части (вариант 1), а в дру-
гом — была наклонена в сторону центрального корпуса (вариант 2).
Испытания в аэродинамической трубе были проведены в общем
диапазоне чисел М от 0,6 до 4,0. Числа Re, вычисленные по длине цен-
трального корпуса и параметрам набегающего (невозмущенного) потока,
изменялись при этом в пределах от 3,5 • 106 при = 0,6) до 8 • 106
при Afoo = 4,0 (Remax = 10 • 106 при Moo = 3,0).
Режим выведения на орбиту
89
Рис. 2.42. Зависимости т, = /(а*) при различных числах Мх, и tn“ = f(Mx)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков нормальна к плоскости углов атаки (7 = 90*)
При вычислении безразмерных аэродинамических коэффициентов
силы и моменты, действующие на модель в потоке трубы, относились
к скоростному напору набегающего (невозмущенного) потока и суммар-
ной площади максимальных поперечных сечений центрального корпуса
и боковых блоков. Продольный статический момент относился также
к длине центрального корпуса и вычислялся относительно его носка.
При вычислении коэффициента продольной силы сопротивления
(Сх) исследованных комбинаций четырехблочных схем вводилась по-
правка на донное давление только центрального корпуса модели, кото-
рый устанавливался на донной державке весов аэродинамической трубы.
Измеренная величина донного давления приводилась к статическому
давлению невозмущенного потока при заданных режимах аэродинамиче-
ской трубы.
Положение центра давления аэродинамических сил, действующих
на модель относительно носа центрального корпуса (хи.м. = 0) в долях
90
Глава 2
Рис. 2.43. Зависимости т2 = f(C9) при различных числах Л/х и т/ = /(Мх)
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков совпадает с плоскостью углов атаки (7 = 0)
длины модели (хц<д.) определялось при а = 0 как значение производной
mf* в диапазоне а = 0 -г 4° как отношение mt/Cv.
Чтобы хотя бы качественно представить особенности аэродинамиче-
ских характеристик четырехблочной схемы, на рис. 2.49 и 2.50 приведе-
но сравнение основных аэродинамических характеристик одноблочной,
трехблочной и четырехблочной схем. При испытаниях модель четырех-
блочной схемы устанавливалась в аэродинамической трубе по +-образной
схеме, а при трехблочной схеме плоскость расположения боковых блоков
была нормальна к плоскости углов атаки.
Приведенные на рис. 2.49 и 2.50 зависимости показывают, что наи-
большим сопротивлением обладает четырехблочная схема. В основном
это связано с сопротивлением интерференции не только между боковыми
блоками и центральным корпусом (как у трехблочной схемы), а с ин-
терференцией между самими блоками, которые расположены ближе друг
к другу по сравнению с трехблочной схемой.
Коэффициент нормальной силы у четырехблочной схемы оказывает-
ся меньшим, чем у трехблочной схемы. Это связано с тем, что плоскость
расположения всех блоков трехблочной схемы, ориентированная нор-
мально к плоскости углов атаки, оказывается плоским телом близким
Режим выведения на орбиту
91
Рис.2.44. Зависимости mg = /(Су) при различных числах Мх и mf’ =
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков наклонена к плоскости углов атаки (7 = 45°)
к крылу малого удлинения. В отличие от этого, четырехблочная схе-
ма по своей форме оказывается близкой к телу вращения, которому
свойственна меньшая нормальная сила.
Положение центра давления оказывается более передним у одноблоч-
ной модели и расположенным в области наибольшей аэродинамической
нагрузки при переходе головной части в цилиндрическую. При наличии
боковых блоков меньшей длины, чем центральный, положение центра
давления смещается к кормовой части. Следует иметь в виду, что в этом
случае положение центра давления будет определяться не только формой
и длиной боковых блоков, но и полем скоростей и давлений при интер-
ференции носовых частей боковых блоков между собой и с центральный
корпусом.
Результаты систематических исследований аэродинамических харак-
теристик четырехблочных схем ракет-носителей приведены на рис. 2.51-
2.68. Для сравнения на рис. 2.51-2.53 приведены результаты исследований
изолированного корпуса, представляющего собой тело вращения с общим
удлинением Л = ЮР с конической носовой частью. Длина носовой части
(во всех случаях) равнялась 1,5 диаметра цилиндрической части.
92
Глава 2
Рис. 2.45. Зависимости тг — f(C9) при различных числах Мх и mfv =
для трехблочной компоновки при наличии и отсутствии зазоров между блоками.
Плоскость расположения блоков нормальна к плоскости углов атаки (7 = 90°)
Основные аэродинамические характеристики изолированного кор-
пуса являются характерными для подобных тел вращения большого
удлинения. Коэффициент продольной силы сопротивления при увели-
чении углов атаки (см. рис. 2.51) изменяется весьма мало (в исследо-
ванном диапазоне). Максимальное значение достигается при « 1,2
(см. рис. 2.53). Производная Су изолированного корпуса близка к ли-
нейной при малых углах атаки (см. рис. 2.52) и возрастает при переходе
к сверхзвуковым скоростям (см. рис. 2.53). При углах атаки а > 6° и до-
звуковых числах Мое, в соответствии с возникновением вихревых систем
на боковых подветренных сторонах цилиндрической поверхности, про-
изводная Су увеличивается за счет возникновения добавки нормальной
силы. Зависимость тх = /(а0) изменяется в соответствии с характером
протекания Су = /(а).
Центр давления при малых углах атаки располагается в области
соединения конической носовой части с цилиндрическим корпусом.
При а > 6° наблюдается тенденция к смешению положения центра
Режим выведения на орбиту
93
Рис.2.46. Сравнение зависимостей СХо, С%9 т* и т? = f(Mx) для трехблочной
компоновки без зазоров между блоками при различной ориентации плоскости
расположения блоков к плоскости углов атаки
давления в сторону кормовой части, особенно заметная при переходе
к сверхзвуковым скоростям.
Отмеченные закономерности наблюдаются и при наличии на цен-
тральном корпусе четырех боковых блоков. Однако их геометрические
параметры оказывают определенное влияние на суммарные аэродинами-
ческие характеристики четырехблочной комбинации.
Влияние соотношения диаметров боковых блоков (d) и центрального корпу-
са (D). Увеличение диаметров боковых блоков от 0,417 до 1,0В, есте-
ственно, сопровождается увеличением коэффициента продольной силы
комбинации. Это происходит как за счет интерференции боковых блоков
с центральным корпусом, так и за счет интерференции между боковыми
блоками. Наибольшее приращение сопротивления имеет место в случае
наибольшей интерференции, когда диаметр боковых блоков равен диа-
метру центрального корпуса.
При малых углах атаки на дозвуковых и трансзвуковых скоростях
величина производной Су практически не зависит от размеров диаметров
боковых блоков. Только при достаточно развитом сверхзвуковом тече-
нии (Л/оо = 4,0) увеличение диаметров боковых блоков сопровождается
некоторым уменьшением величины Су (см. рис. 2.53). Для модели с бо-
ковыми блоками наименьшего диаметра характерно наиболее переднее
94
Глава 2
Рис. 2.47. Влияние длины боковых блоков трехблочной компоновки на протека-
ние зависимостей Сх, Cv и т: = f(a*) при различных числах Afx. Плоскость
расположения блоков нормальна к плоскости углов атаки. Зазоры между блоками
отсутствуют
Режим выведения на орбиту
95
Рис. 2.48. Влияние длины боковых блоков трехблочной компоновки на проте-
кание зависимостей С1о, CJ и т/ = Плоскость расположения блоков
нормальна к плоскости углов атаки. Зазоры между блоками отсутствуют
расположение центра давления, которое в основном определяется на-
грузкой на переднюю часть центрального корпуса. По мере увеличения
диаметров боковых блоков начинает возрастать аэродинамическая на-
грузка на их передние части. Поскольку они удалены от носовой части
центрального корпуса (см. схему на рис. 2.51), то в результате этого поло-
жение центра давления смешается в сторону кормовой части. Наибольшая
разница в положении центров давлений наблюдается при дозвуковых ско-
ростях и сокращается по мере увеличения числа (см. рис. 2.53 и 2.54).
При углах атаки а > 6° 4- 8° начинает проявляться пространствен-
ный характер обтекания и обнаруживается влияние величины диаметров
боковых блоков.
96
Глава 2
Рис. 2.49. Сравнение зависимостей Сх, и тг = f(a9) при различных числах
ЛГХ для одноблочной, трехблочной и четырехблочной компоновок без зазоров
между блоками. В четырехблочной компоновке блоки расположены +-образно
к плоскости углов атаки. В трехблочной компоновке плоскость расположения
блоков нормальна к плоскости углов атаки
Следует иметь в виду, что в данных исследованиях модели четырех-
блочной схемы устанавливались в потоке аэродинамической трубы так,
что одна плоскость расположения блоков была параллельна, а другая
нормальна к плоскости углов атаки, то есть по +-образной схеме. В том
случае, когда диаметр боковых блоков равен или соизмерим с диаметром
центрального корпуса, вся комбинация такой формы близка по характеру
обтекания к телу вращения и нелинейная добавка нормальной силы ока-
зывается минимальной. Когда же диаметр боковых блоков существенно
меньше центрального корпуса, то боковые блоки, расположенные в плос-
кости углов атаки, не создают нормальной силы, а блоки, расположенные
Режим выведения на орбиту
97
Рис. 2.50. Сравнение зависимостей	и mJ = /(Мх) для одноблочной,
трехблочной и четырехблочной компоновок без зазоров между блоками. В че-
тырехблочной компоновке блоки расположены 4--образно к плоскости углов
атаки. В трехблочной компоновке плоскость расположения блоков нормальна
к плоскости углов атаки
в нормальной плоскости, делают комбинацию более плоской, способ-
ствуя достижению большой величины нелинейной добавки нормальной
силы. Как видно из рис. 2.52, величина нелинейной добавки Су оказы-
вается наибольшей у модели, имеющей наименьший диаметр боковых
блоков (0,4Z>) и наименьшей — у модели с наибольшим диаметром боко-
вых блоков (l,0Z)). Аналогичная закономерность проявляется в характере
зависимостей mz = /(а°).
Итоговое влияние соотношения диаметров боковых блоков и цен-
трального корпуса на основные аэродинамические характеристики четы-
рехблочной схемы при малых углах атаки иллюстрируется на рис. 2.54.
8 Зак. 121
98
Глава 2
Рис. 2.51. Влияние относительного изменения диаметра боковых блоков (d/D)
четырехблочной комбинации на величину и характер изменения зависимостей
Сх = f(a°) при различных числах Мх
Влияние относительной длины боковых блоков. При проектировании ра-
кет-носителей могут рассматриваться боковые блоки не только различ-
ного относительного диаметра, но и различной относительной длины.
Для выяснения влияния длины боковых блоков в экспериментальных ис-
следованиях были приняты два варианта. В одном случае длина боковых
блоков составляла 85% длины центрального корпуса. Это означало, что их
носовые части располагались в области влияния поля скоростей и давле-
ний носовой части центрального корпуса. В другом случае длина боковых
блоков составляла 52,5% длины центрального корпуса. При таком распо-
ложении носовые части боковых блоков могли интерферировать только
между собой и со срединной частью центрального корпуса, на кото-
рой при а = 0 имеет место давление, равное статическому давлению
невозмущенного потока.
На рис. 2.55-2.57 приведены результаты этих исследований. Наи-
большее сопротивление всей компоновки наблюдается в случае длинных
боковых блоков. Это связано не только с большим сопротивлением
трения, а и с большим сопротивлением интерференции носовых частей
Режим выведения на орбиту
99
Рис. 2.52. Влияние относительного изменения диаметра боковых блоков (d/D)
четырехблочной компоновки на величину и характер изменения зависимостей Су,
тг и хя = /(а*) при различных числах
боковых блоков с носовой частью центрального корпуса. Оно оказывается
наибольшим при сверхзвуковых числах Мк.
За счет большей несушей поверхности производная Су, естественно,
больше у варианта с длинными боковыми блоками, чем с короткими.
Разница в значениях величины Су увеличивается с ростом углов атаки.
Благодаря тому, что короткие блоки расположены в кормовой части,
положение центра давления всей системы оказывается более задним, чем
для варианта с длинными боковыми блоками.
Влияние формы носовой части боковых блоков. Все рассмотренные выше
результаты исследований были получены на моделях, у которых носо-
вые части боковых блоков были выполнены коническими с полууглом
при вершине 0, = 11,3° и осью, совпадающей по направлению с осью
центральной части блока (вариант 1). Такое расположение оси не могло
быть признано оптимальным. В частности, более совершенным мог пред-
ставляться вариант, у которого ось носового конуса составляет некоторый
угол с осью цилиндрической части. Для исследования влияния угла на-
клона оси носового конуса был выбран вариант 2, у которого ось была
наклонена в сторону центрального корпуса так, что наклон образующей
конуса, примыкающей к центральному корпусу, совпадал с образующей
8*
100
Пгава 2
Рис. 2.53. Влияние относительного изменения диаметра боковых блоков четы-
рехблочной компоновки на величину и характер изменения зависимостей CZo,
С“ и пъ ’ =
его цилиндрической поверхности. Иными словами, боковые поверхности
носовых конусов были прижаты к боковой цилиндрической поверхности
центрального корпуса.
Результаты этих исследований, приведенные на рис. 2.58-2.60, по-
казывают, что существенное изменение формы носовых частей боковых
блоков весьма мало повлияло на суммарные аэродинамические характери-
стики всей комбинации. Следует только отметить некоторое увеличение
сопротивления при сверхзвуковых скоростях и увеличение значения про-
изводных Су и т? при углах атаки а > 6° -г 8°, что в итоге практически
не повлияло на положение центра давления.
Аналогичные исследования влияния формы носовых частей были
проведены с более длинными боковыми блоками (L = 0,85D). Такое
увеличение длины боковых блоков не изменило влияния формы носовых
частей. Полученные результаты оказались практически такими же, как
и в случае более коротких блоков, поэтому они не приводятся.
Влияние ширины щелей (h) между боковыми блоками и центральным кор-
пусом. Приведенные выше результаты исследований были проведены
с моделями при плотном примыкании боковых блоков к центральному
корпусу. В реальных условиях это недопустимо, так как неминуемые из-
гибы деформации центрального корпуса и боковых блоков под действием
Режим выведения на орбиту
101
Рис. 2.54. Зависимости Схо, и = f(d/D) при различных числах Мх
Серил Л
Рис. 2.55* Влияние относительного изменения длины боковых блоков (//£)
четырехблочной компоновки на величину и характер изменения зависимостей
С, = /(а*) при различных числах Мх
аэродинамических сил будут приводить к местным напряжениям кон-
струкции. Ввиду этого необходимо наличие щелей, которые допускали
бы изгибные деформации без касания блоков с центральным корпусом.
102
Глава 2
Рис. 2.56. Влияние относительного изменения длины боковых блоков (//£)
четырехблочной компоновки на величину и характер изменения зависимостей Су,
и хл 5= /(а*) при различных числах Afx
Наличие щелей между центральным корпусом и боковыми блоками,
естественно, будет привадить к протоку воздуха между ними и вли-
ять на суммарные аэродинамические характеристики всей комбинации.
На рис. 2.61-2.63 приведены результаты исследований этого влияния.
Следует иметь в виду, что на модели в условиях испытания в аэроди-
намической трубе относительная толщина пограничного слоя будет иная,
чем в натурных условиях. Поэтому результаты исследования влияния
ширины щелей в трубных условиях в определенной степени являются ка-
чественными. Тем не менее, они Правильно отражают существо явления
и изменения аэродинамических характеристик.
Судя по результатам исследований, наиболее сильное влияние на-
личие и увеличение ширины щелей h оказывают на продольную силу
сопротивления. Во всем исследованном диапазоне чисел и осо-
бенно в трансзвуковой области наблюдается увеличение сопротивления,
вызванное наличием и увеличением ширины щелей.
Если при отсутствии щелей поверхности соприкосновения боковых
блоков и центрального корпуса находились в зоне сомкнувшихся погра-
Режим выведения на орбиту
103
Рис. 2.57. Влияние относительного изменения длины боковых блоков 1/L четы-
рехблочной компоновки на величину и характер изменения зависимостей Сч,
<7 и mf* = f(Mx)
ничных слоев, то при наличии щели здесь образовывалось продольное
протекание воздуха со значительно большими скоростями, что и влечет
за собой увеличение сопротивления.
При малых углах атаки увеличение ширины шели сопровождается
увеличением производных Су и mJ. Наиболее сильно это проявляет-
ся в области трансзвуковых чисел и последовательно уменьшается
с ростом сверхзвуковых скоростей. При М» = 4,0 влияние наличия ще-
ли практически не наблюдается. В данном случае увеличение значения
производных Су и mJ, по-видимому, связано с увеличением эффектив-
ной площади несущей поверхности всей системы, которая возрастает
при увеличении ширины щели в исследованном диапазоне. При увели-
чении угла атаки свыше a ~ 6° возникает пространственное обтекание
всей системы с поперечным протеканием воздуха через щели. Отдельные
элементы системы (боковые блоки и центральный корпус) начинают
обтекаться как почти изолированные тела, и значения производных С%
и mJ уменьшаются.
На примере четырехблочной схемы можно видеть разнообразие
влияния отдельных геометрических параметров элементов конструкции
на суммарные аэродинамические характеристики всей системы. Это вли-
яние различается не только по величине аэродинамических коэффици-
ентов, но и по направленности в сторону увеличения и уменьшения.
104
Глава 2
• вариант
О
Рис. 2.58. Влияние формы носовых частей боковых блоков четырехблочной ком-
поновки на величину и характер изменения зависимостей Сл = /(а*) при раз-
Рис. 2.59. Влияние формы носовых частей боковых блоков четырехблочной
компоновки на величину и характер изменения зависимостей Сг, тж и хл = /(а*)
при различных числах Мх
Режим выведения на орбиту
105
Рис. 2.60. Влияние формы носовых частей боковых блоков четырехблочной ком-
поновки на величину и характер изменения зависимостей Схо, и = f(Mx)
Кроме того, оно в большой степени связано с изменением углов ата-
ки и чисел ЛГоо- Поэтому в условиях конкретной компоновки ракеты-
носителя следует учитывать суммарное влияние всех причин, включая
и взаимную интерференцию отдельных геометрических параметров друг
на друга, особенно в тех случаях, когда компоновка не имеет аналогов
по своей конструкции.
Так например, компоновка по четырехблочной схеме может осу-
ществляться без центрального корпуса или с центральным корпусом
укороченной длины, расположенным перед четырьмя блоками (см. схе-
му на рис. 2.64). В этом случае при отсутствии центрального корпуса
образуется сложное пространственное течение между блоками, которое
в большей мере может зависеть от ширины щели. Характер этого тече-
ния и влияние его на аэродинамические характеристики будет зависеть
не только от углов атаки и чисел но и от угла поворота (7) всей ком-
поновки вокруг продольной оси. Результаты исследований, приведенные
на рис. 2.65-2.68, проведенных при заданной ширине щели между блока-
ми, указывают на сравнительно небольшое влияние угла 7е на основные
аэродинамические коэффициенты. Наибольшее влияние угол поворота 70
оказывает на положение центра давления при дозвуковых и трансзвуко-
вых скоростях. Наблюдаемый при этом разброс экспериментальных точек
указывает на сложность и неустойчивость обтекания компоновки, кото-
рое может привести к непредсказуемым изменениям аэродинамических
7 Зак. 121
106
Глава 2
Рис. 2.61. Влияние ширины щели между блоками и центральным корпусом (ti)
четырехблочной компоновки на величину и характер изменения зависимости
Сх = при различных числах Мх
характеристик. Одним из таких нежелаемых явлений является возник-
новение момента крена при изменении угла 7°, которое в сочетании
с изменением положения центра давления может оказаться нежелатель-
ным для функционирования системы управления и стабилизации ракеты.
Заканчивая рассмотрение особенностей аэродинамических харак-
теристик трехблочной и четырехблочных схем, следует заметить, что,
несмотря на кажущуюся простоту внешних форм, имеет место большое
влияние геометрических параметров как всей компоновки, так и отдель-
ных ее частей на силы и моменты, возникающие при наличии углов атаки
при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
2.1.2.3.	Многоблочные схемы
Под многоблочными схемами в данной работе подразумеваются
аэродинамические компоновки ракет-носителей космических аппаратов,
составленные из пяти и более блоков. Их можно разделить на две боль-
шие группы. К одной группе следует отнести компоновки, составленные
из центрального корпуса большей длины и диаметра, чем боковые блоки.
Такая схема нашла наибольшее применение в ряде осуществленных ракет-
носителей. К другой группе следует отнести компоновки, составленные
примерно из одинаковых блоков по длине и диаметру. Такие компо-
Режим выведения на орбиту
107
Рис. 2.62. Влияние ширины щели между боковыми блоками и центральным
корпусом (h) четырехблочной компоновки на величину и характер изменения
зависимостей Cr, mt и хл = /(а*) при различных числах Мх
новки не нашли широкого применения возможно потому, что в этом
случае сложнее решать вопрос с рациональным разделением компоновки
по ступеням.
Во всех случаях основными геометрическими параметрами, опре-
деляющими аэродинамические характеристики, являются так же, как
и выше, соотношение диаметров центрального корпуса и боковых бло-
ков, их длины, а также количества боковых блоков (рис. 2.69-2.84).
Влияние соотношения диаметров центрального корпуса и боковых бло-
ков. С помощью модели, схема которой приведена на рис. 2.69, были
проведены исследования влияния соотношения диаметров боковых бло-
ков и центрального корпуса. Результаты исследований, приведенные
на рис. 2.70-2.74, показывают, что изменения диаметра боковых бло-
ков в исследованных пределах (от 0,3 до 0,5 диаметра центрального
корпуса) не оказывают существенного влияния на аэродинамические ха-
рактеристики всей комбинации. Так например, влияние размера диаметра
7*
108
Глава 2
Рис. 2.63. Влияние ширины щели между боковыми блоками и центральным
корпусом (h) четырехблочной компоновки на величину и характер изменения
зависимостей СЖо, С° и mf* =
боковых блоков на величину сопротивления проявляется в наибольшей
мере при дозвуковых скоростях (см. рис. 2.70).
Наибольшее влияние изменения диаметра боковых блоков оказы-
вает на величину производной Су при углах атаки а > 5°, особенно
при сверхзвуковых скоростях (см. зависимости Су = f(a) на рис. 2.71).
При увеличении диаметра боковых блоков наблюдается максимум в за-
висимостях Су = f(d/D) (см. рис. 2.72). Следует иметь в виду, что,
с одной стороны, увеличение диаметров боковых блоков в системе всей
компоновки эквивалентно увеличению размаха крыла малого удлинения,
установленного на центральном корпусе, и поэтому способствует уве-
личению Су. С этим обстоятельством связано нарастание значения Су
при малых значениях d/D (см. рис. 2.72). С другой стороны, увеличе-
ние диаметров боковых блоков сопровождается увеличением площади
миделя, к которому относятся коэффициенты сил. Это обстоятельство
способствует уменьшению величины Су. Кроме этого, при достаточно
больших диаметрах боковых блоков вся комбинация по характеру своего
Режим выведения на орбиту
109
Рис. 2.64. Схема весовой модели четырехблочной компоновки с головным цен-
тральным корпусом
Рис. 2.65. Влияние угла наклона плоскости расположения блоков относительно
плоскости углов атаки 7* для четырехблочной компоновки с головным централь-
ным корпусом на изменение зависимостей Сх = /(а°) при различных числах Afx
и зависимости Сч = f(Mx)
обтекания приближается к телу вращения большого удлинения. Сумма
этих двух факторов является причиной образования максимума в зависи-
мости С£ = и падения CJ при больших диаметрах блоков.
В соответствии с отмеченными изменениями Су, а также изменения-
ми т* (рис. 2.73) увеличение диаметров боковых блоков (расположенных
в задней половине центрального корпуса) приводит к смешению положе-
ния центра давления назад практически во всем исследованном диапазоне
чисел Моо (см. рис. 2.73 и 2.74).
по
Diaea 2
Рис. 2.66. Влияние угла наклона плоскости расположения блоков относительно
плоскости углов атаки 7* для четырехблочной компоновки с головным централь-
ным корпусом на изменение зависимостей Cv = /(<*•) для различных чисел Мх
и зависимостей m? = f(Mx)
Рис. 2.67. Влияние угла наклона плоскости расположения блоков относитель-
но плоскости углов атаки (7*) для четырехблочной компоновки с головным
центральным корпусом на изменение зависимостей mz = при различных
числах Мх и зависимости m? = f(Mx)
Режим выведения на орбиту
III
Рис. 2.68. Влияние угла наклона плоскости расположения блоков относительно
плоскости углов атаки 7* для четырехблочной компоновки с носовым централь-
ным корпусом на изменение зависимостей тг = /(Ср) при различных числах Мх
и зависимостей mf* = f(Mx)
Рис. 2.69. Схема весовых моделей шестиблочной компоновки с боковыми блока-
ми разного диаметра
112
Глава 2
Рис. 2.70. Влияние диаметра боковых блоков на протекание зависимостей С9 =
/(о°) при различных числах Мх и зависимостей CXQ = для шестиблочной
компоновки
Рис. 2.71. Влияние диаметра боковых блоков на протекание зависимостей Cv =
при различных числах и зависимостей	для шестиблочной
компоновки
Режим выведения на орбиту
113
Влияние длины блоков. Для исследования влияния длины блоков на ос-
новные аэродинамические характеристики была использована модель,
схема которой приведена на рис. 2.75.
Изменение длины боковых блоков (в исследованных пределах) не вы-
зывает изменений в характере протекания основных аэродинамических
характеристик всей системы в функции углов атаки и чисел Мщ. Влияние
увеличения длины блоков в определенной степени аналогично влиянию
увеличения их диаметра. Продольная сила сопротивления (см. рис. 2.76)
изменяется даже меньше, чем в предыдущем случае, так как изменение
длины блоков влияет только на силу трения, которая значительно меньше
сопротивления давления и интерференции характерных при изменениях
диаметра блоков.
Вместе с этим увеличение длины блоков сопровождается возраста-
нием нормальной силы всей компоновки (см. рис. 2.77 и зависимость
С* — на рис. 2.72). Оно складывается из увеличения нормальной
силы центрального корпуса на участке расположения боковых блоков
и из нормальной силы, действующей на сами блоки.
В случае коротких блоков, благодаря их размещению в задней части
центрального корпуса, увеличение нормальной силы приводит к уве-
личению степени статической устойчивости (см. рис. 2.78) и смешению
Ряс. 2.72. Влияние количества боковых блоков, их относительной длины и диа-
метра на значения производных CJ и mf* при различных числах Мж
114
Глава 2
Рис. 2.74. Влияние диаметра боковых блоков на протекание зависимостей тг =
f(Cv) при различных числах и зависимостей mz* = f(Mx) для шестиблочной
компоновки
Режим выведения на орбиту
115
<//-
Рис. 2.75. Схема весовых моделей шестиблочной компоновки с боковыми блока-
ми различной длины
Рис. 2.76. Влияние длины боковых блоков на протекание зависимостей Сх =
/(о*) при различных числах Л/х и зависимостей СХо = f(Mx) для шестиблочной
компоновки
116
Глава 2
Рис. 2.77. Влияние длины боковых блоков на протекание зависимостей =
/(а*) при различных числах и зависимостей	для шестиблочной
компоновки
Рис. 2.78. Влияние длины боковых блоков на протекание зависимостей тг =
/(а°) при различных числах Л/х и зависимостей т" = /(Мх) шестиблочной
компоновки
Режим выведения на орбиту
117
Рис. 2.79. Влияние длины боковых блоков на протекание зависимостей mz =
f(Cy) при различных числах и зависимостей mf’ = для шестиблочной
компоновки
положения центра давления назад. По мере увеличения длины блоков
центр давления начинает перемещаться вперед (см. рис. 2.79 и зависи-
мость m? = на рис. 2.72). При приближении длины бокового
блока к длине центрального корпуса положение центра давления всей
компоновки стремится к тому положению, которое соответствует изоли-
рованному центральному корпусу.
Влияние количества боковых блоков. На моделях схемы, которые изо-
бражены на рис. 2.80, исследовано влияние количества боковых блоков
(при заданных диаметре и длине) на основные аэродинамические ха-
рактеристики всей компоновки. Увеличение количества боковых блоков
несколько увеличивает величину сопротивления при дозвуковых и малых
сверхзвуковых скоростях. Поскольку величина Сх отнесена к суммарной
площади миделя всех блоков, то увеличение сопротивления (см. рис. 2.81)
связано с сопротивлением интерференции. Обращает на себя внимание
тот факт, что установка на центральном корпусе четырех боковых бло-
ков не вызывает увеличения сопротивления. Это можно объяснить тем,
что интерференция между боковыми блоками и центральным корпусом
не дает существенного увеличения сопротивления, а интерференция меж-
ду самими боковыми блоками (когда их всего четыре, а расстояние между
ними больше, чем их диаметр) отсутствует. Когда на центральном корпусе
устанавливается шесть или больше блоков (т. е. расстояние между ними
становится соизмеримым с их диаметрами), сопротивление возрастает.
118
Глава 2
Рис. 2.80. Схема весовых моделей с различным количеством боковых блоков
Рис. 2.81. Влияние количества боковых блоков на протекание зависимостей
= /(а*) при различных числах и зависимостей CJo = для полной
компоновки
Режим выведения на орбиту
119
Это указывает на то, что увеличение сопротивления от боковых блоков
происходит, в основном, за счет интерференции между ними.
Переход от четырехблочной к шестиблочной схеме сопровождается
уменьшением величины Су (см. рис. 2.82 и 2.72). Это связано с тем, что
блоки, расположенные в плоскости нормальной и плоскости углов атаки,
затеняются блоками, расположенными под ними. Наименьшее прира-
щение Су имеет место в случае восьми блоков. Это является вполне
закономерным, так как по мере увеличения количества блоков (а следо-
вательно, уменьшения расстояния между ними) вся комбинация по ха*
рактеру обтекания приближается к телу вращения с диаметром, равным
сумме диаметра центрального корпуса и двух диаметров боковых блоков.
Поскольку все боковые блоки устанавливались в задней половине
центрального корпуса, то увеличение нормальной силы сопровождается
увеличением степени статической устойчивости и соответствующим сме-
щением положения центра давления назад (см. рис. 2.83, 2.84 и 2.72).
Увеличение количества блоков свыше четырех при отмеченных выше
условиях не способствует существенному различию в положении центра
давления. Различия, наблюдаемые на рис. 2.84, соизмеримы с точностью
определения положения центра давления.
Рис. 2.82. Влияние количества боковых блоков на протекание зависимостей
Су = /(о0) при различных числах Мх и зависимостей = f(MK) для полной
компоновки
120
Глава 2
компоновки
2.1.2.4.	Силы и моменты, действующие на отдельные блоки
Выше были рассмотрены суммарные аэродинамические характери-
стики полных компоновок многоблочных систем. Боковые блоки, нахо-
дящиеся в системе полной компоновки испытывают, аэродинамические
нагрузки, знание которых необходимо не только для определения сил
и моментов, действующих на их конструкцию, но и на силы и моменты,
действующие на связи блока с центральным корпусом.
Измерение аэродинамических нагрузок, действующих на отдельный
блок, выполнено с помощью четырехкомпонентных тензовесов, уста-
новленных в блоке модели, схема которой изображена на рис. 2.85.
Исследования проводились в аэродинамической трубе в диапазоне чи-
сел Мао от 0>6 до 3,0 и углов атаки а от 0е до 12°. При вычислении
безразмерных аэродинамических коэффициентов (в связанной системе
координат) за характерные размеры приняты площадь поперечного се-
чения блока и его длина. Продольный момент вычислялся относительно
носика блока.
На рис. 2.86 приведены зависимости коэффициента продольной си-
лы, действующей на блок, а на рис. 2.87-2.90 приведены зависимости
коэффициента радиальной (Сг) и касательной (Q) силы, а также соот-
ветствующие им коэффициенты моментов (тг) и (mt) в функции угла 7°
Режим выведения на орбиту
121
Рис. 2.84. Влияние количества боковых блоков на протекание зависимостей
mx = f(C9) при различных числах М» и зависимостей mfv = /(Л/х) для полной
компоновки
Рис. 2.85. Схема весовой модели для определения сил и моментов, действующих
на боковой блок при различных его положениях относительно плоскости углов
атаки (7°) в системе шестиблочной компоновки
122
Глава 2
Рис. 2.86. Изменение коэффициента продольной силы, действующей на боко-
вой блок, в зависимости от его расположения на центральном корпусе (7°)
при различных углах атаки и числах
Рис. 2.87. Изменение коэффициента радиальной силы, действующей на боко-
вой блок, в зависимости от его расположения на центральном корпусе (7°)
при различных углах атаки и числах Мх
Режим выведения на орбиту
123
Рис. 2.88. Изменение коэффициента касательной силы, действующей на боко-
вой блок, в зависимости от его расположения на центральном корпусе (7°)
при различных углах атаки и числах Мж
на боковой блок, в зависимости от его расположения на центральном корпусе
(7°) при различных углах атаки и числах Мх
124
Глава 2
на боковой блок, в зависимости от его расположения на центральном корпусе
(7е) при различных углах атаки и числах Мх
при различных числах и углах атаки. За положительное направление
радиальной силы принято направление, при котором на блок действует
сила, отрывающая его от центрального корпуса модели. Этой силе соот-
ветствует положительный знак момента. За положительное направление
касательной силы принято направление, совпадающее с направлени-
ем нормальной составляющей потока, обтекающего модель. Этой силе
соответствует отрицательный знак момента.
Отрывающая радиальная сила действует на блок при всех его поло-
жениях относительно центрального корпуса, за исключением положения
при 7 = 180°, когда при углах атаки, больших 12°, действует небольшая
касательная сила, обусловленная возвратными направлениями потока
в области отрыва. Максимальное значение отрывающей силы достигает-
ся при 7 = 90°, что соответствует наибольшему разрежению на внешней
(от центрального корпуса) поверхности блока. Касательная составляющая
нагрузки, действующая на блок, аналогично радиальной силе достигает
своего максимального значения при 7 « 90°. Как радиальная, так и отры-
вающая составляющая нагрузки, действующей на блок, при положении
его в аэродинамической тени модели значительно меньше по сравнению
с положением блока на наветренной стороне центрального корпуса.
Режим выведения на орбиту
125
Увеличение скорости потока (в рассматриваемом диапазоне) сопро-
вождается ростом касательной и уменьшением радиальной составляю-
щей нагрузки, действующей на блок, в то время как общая нагрузка
при Moo > 1 плавно уменьшается.
Аналогично изменению коэффициентов радиальной и касательной
сил изменяются и соответствующие им коэффициенты моментов.
Силы и моменты, действующие на отдельные боковые блоки, нахо-
дящиеся в системе многоблочной транспортной космической системы,
в большой мере зависят от особенности их обтекания. А это, в свою
очередь, зависит от их относительных размеров, количества блоков и рас-
положения в системе носителя. Однако несмотря на то, что исследования
были проведены применительно к конкретным условиям, полученные ре-
зультаты дают правильное представление об особенностях аэродинамиче-
ских нагрузок, действующих на боковые блоки, и могут быть качественно
распространены на другие их компоновки.
2.2.	Совершенствование аэродинамических
компоновок транспортных космических систем
Совершенствование аэродинамических компоновок может осуще-
ствляться по двум направлениям. В одном случае это является модерни-
зацией уже созданной и осуществленной транспортной системы. После
нескольких лет успешной эксплуатации возникает задача увеличения веса
полезного груза, выводимого на орбиту с помощью этой системы. Наибо-
лее радикально это может быть решено с помощью увеличения веса топ-
лива. Для его размещения приходится увеличивать либо длину основного
корпуса носителя, либо устанавливать дополнительные боковые блоки.
Возникает существенно нрвая форма компоновки, но основанная на за-
кономерностях аэродинамических характеристик, изложенных выше.
Как правило, полезный груз располагается в носовой части цен-
трального корпуса носителя. В том случае, когда поперечные размеры
полезного груза превосходят диаметр центрального корпуса, возникает
задача его увеличения. Чтобы не изменять всю конструкцию, прибегают
к местному увеличению диаметра корпуса в его носовой части.
В другом случае совершенствование аэродинамических компоновок
может решаться не путем модернизации, а более радикальным измене-
нием всей концепции транспортной космической системы. В отличие
от концепции одноразовой транспортной системы с вертикальным стар-
том, весьма заманчивой представляется концепция транспортной косми-
ческой системы многоразового использования с вертикальным стартом
и посадкой.
126
Глава 2
2.2.1.	Особенности аэродинамических характеристик
центрального корпуса с надкалиберным
увеличением диаметра носовой части
При увеличении диаметра носовой части центрального корпуса
естественно возникает область резкого (обычно конического) перехода
от большего диаметра к исходному меньшему диаметру. Это обстоятель-
ство влечет за собой изменение характера обтекания не только носовой
части, но и последующей части корпуса на определенной его длине.
Исследования показывают, что происходят изменения как местных, так
и распределенных статических и динамических аэродинамических нагру-
зок по длине центрального корпуса.
Опыты проводились в трансзвуковой аэродинамической трубе с пер-
форированными стенками рабочей части в диапазоне чисел от 0,8
до 4,0 и чисел Re (отнесенных к исходному диаметру корпуса) от 0,87 * Ю6
при значении числа = 0,8 до 1,96 - 106 при = 3,0. Площадь ми-
деля надкалиберной части модели составляла примерно 1% от площади
поперечного сечения рабочей части трубы.
Основное влияние на характер обтекания и аэродинамические на-
грузки оказывает форма контура надкалиберной части в местах соеди-
нения конических и цилиндрических поверхностей. Это, в частности,
иллюстрируется зависимостями Ср = f(x) на рис. 2.91, полученными
при а = 0. В исходном случае, когда отсутствует надкалиберная го-
ловная часть (тело вращения образовано конической головной частью,
соединенной с цилиндрической частью диаметром d), в области изло-
ма контура при дозвуковых скоростях происходит увеличение местной
скорости и образование пика разрежения (см. зависимость Ср = /(ж),
обозначенную сплошной линией на рис. 2.91а). Пик разрежения достигает
максимальной величины при больших дозвуковых скоростях. При доста-
точно больших значениях полуугла переднего конуса сразу за изломом
может образоваться замкнутая кольцевая зона отрыва потока. Резкое па-
дение коэффициента давлении и переход к положительным значениям
при Моо ~ 0,9 косвенно свидетельствуют о наличии замкнутой кольцевой
зоны отрыва. При достижении местной сверхзвуковой скорости в этой
области отрыв «схлопывается» и происходит безотрывное обтекание из-
лома контура.
Надкалиберная головная часть с диаметром D соединяется с основ-
ной цилиндрической частью с меньшим диаметром d посредством обрат-
ного конуса (полуугол 6г) или посредством ступенчатого перехода,
= 90°. В месте соединения возникает отрыв потока (этого не бывает
при очень малых углах обратного конуса, что, как правило, не при-
меняется на практике). О длине зоны отрыва можно судить по длине
участка зависимости Ср = f(x) с малым изменением значения коэффи-
циента давления Ср. При дозвуковых скоростях (см. штрихпунктирные
Режим выведения на орбиту
127
Рис. 2.91. Влияние формы надкалиберной головной части на распределение
коэффициента давления в области соединения ее с основным корпусом при a = О
и различных числах Мх
линии на рис. 2.91а) протяженность зоны отрыва от точки излома контура
приблизительно равна диаметру цилиндрической части тела. При сверх-
звуковых скоростях происходит сокращение длины зоны отрыва.
Наличие цилиндрической проставки с длиной I в надкалиберной го-
ловной части (см. рис. 2.916) приводит при дозвуковых скоростях к обра-
зованию пика разрежения в месте соединения цилиндрической проставки
с обратным конусом. При сверхзвуковых скоростях = 1,77) наличие
цилиндрической проставки практически не влияет на давление на обрат-
ном конусе исследованной формы, которое сохраняется примерно по-
стоянным и резко падает в косом скачке при переходе к цилиндрической
части тела.
Более детально влияние геометрических параметров цилиндрической
проставки в надкалиберной головной части на распределение давления
по ее контуру иллюстрируется на рис. 2.92. Рассмотрим сначала случай
надкалиберной головной части без проставки.
Дозвуковой поток, обтекающий носовой конус, не может повернуть
на большой угол и отрывается с угловой кромки конуса (см. Зависимости
Ср = f(x) при Mqq = 0,804 и 0,914). Как уже показано выше, давле-
ние в области срыва почти постоянно. При переходе к сверхзвуковым
скоростям поток получает возможность повернуть (в веере разрежений)
на больший угол, в результате чего протяженность зоны отрывного те-
128
Глава 2
чения за угловой кромкой уменьшается. При этом давление в этой зоне
по мере увеличения числа М» падает, а ее длина сокращается.
Наличие цилиндрической проставки и, в особенности, ее ступен-
чатый переход к меньшему диаметру вносят существенное изменение
в характер течения и в распределение давления. Наиболее резко это
проявляется в случае, когда отсутствует переходный сужающийся конус.
Простейшая схема отрывного течения тогда будет иметь вид двух коль-
цевых возвратных течений. Условно назовем их внешним и внутренним.
Внешнее течение, вызванное потоком, обтекающим зону отрыва, возбу-
ждает внутреннее, расположенное в угловой части ступенчатого перехода
и имеющее противоположное направление. Естественно, что на стен-
ке ступеньки в месте разветвления этих двух возвратных течений будет

Рис. 2.92. Влияние наличия и формы цилиндрической проставки в надкалиберной
головной части на распределение коэффициента давления в области ее соединения
с основным корпусом при а = 0 и различных числах
Режим выведения на орбиту
129
располагаться критическая точка торможения потока (Ср = 1). Ины-
ми словами, разрежение, характерное для течения в зоне отрыва, будет
уменьшаться (за счет торможения) при приближении к стенке уступа.
Это обстоятельство иллюстрируется графиками распределения давления
на рис. 2.92. К сожалению, на модели отсутствовали дренажные точки
непосредственно перед уступом, что затрудняет оправданное проведение
зависимостей Ср = f(x) в этой области.
Сужающийся конус за цилиндрической проставкой заполняет часть
пространства зоны срывного течения. При определенных углах суже-
ния это может приводить к существованию только одного возвратного
течения. Распределение давления приобретает более плавный характер,
свидетельствующий о меньшем торможении в возвратном течении.
Таким образом, можно различать три характерных вида течения
в области срыва за цилиндрической проставкой. В первом случае при рез-
ком переходе от большего к меньшему диаметру возникают два возврат-
ных кольцевых течения противоположного направления. Во втором —
при наличии сужающегося конуса может быть только одно возвратное
кольцевое движение (см. схемы на рис. 2.92). И наконец, при малом
угле обратного сужающегося конуса может происходить безотрывное об-
текание зоны соединения надкалиберной части с основной частью тела
вращения.
На рис. 2.93 представлены результаты исследования аэродинамичес-
ких характеристик тел вращения с надкалиберной головной частью. Они
получены путем измерения сил, действующих на всю модель и отдельно
на надкалиберную часть в присутствии основной цилиндрической части
модели. На рисунке сплошными линиями изображены схемы взвеши-
ваемой надкалиберной части и соответствующие ей аэродинамические
характеристики, а штриховыми линиями — схемы полных моделей и их
аэродинамические характеристики. Измеряемые аэродинамические си-
лы относились к скоростному напору и площади поперечного сечения
основной цилиндрической части модели. Момент тангажа вычислялся
относительно носка модели и относился к скоростному напору, той же
площади и длине надкалиберной части (когда она взвешивалась изоли-
рованно) и к полной длине модели (когда взвешивалась вся модель).
Обращает на себя внимание существенная нелинейность зависимо-
стей при дозвуковых скоростях. В максимальной степени она характерна
для отдельной, изолированно взвешиваемой надкалиберной головной
части с цилиндрической проставкой.
Выше, при рассмотрении распределения давления, отмечалось, что
при дозвуковых скоростях с угловой кромки излома контура в области
соединения конической поверхности с цилиндрической может произой-
ти отрыв потока. При нулевом угле атаки этот отрыв (в зависимости
от угла носового конуса) может иметь как открытый, так и замкнутый
характер. На конической головной части, в особенности при большой
ЮЗак.121
130
Глава 2
ее коничности, пограничный слой ламинарный. Оторвавшись, он тур-
булизируется и получает возможность благодаря большой кинетической
энергии присоединиться к поверхности цилиндра. Таким образом, за из*
ломом контура образуется замкнутая кольцевая зона течения отрыва.
Об этом свидетельствует участок распределения давления на цилиндри*
ческой проставке с практически постоянным значением Ср при = 0,8
(см. рис. 2.92).
При возникновении угла атаки осесимметричность замкнутой коль*
цевой зоны отрыва нарушается. На наветренной (нижней) стороне цилин*
дрической проставки она сокращается (или совсем устраняется), а на под*
ветренной (верхней) стороне развивается, стремясь к разомкнутой форме.
Это приводит к тому, что на подветренной стороне разрежение падает,
а на наветренной стороне в узкой зоне возрастает, способствуя возник*
новению отрицательной нормальной силы. В итоге рост положительных
углов атаки сопровождается ростом отрицательной подъемной силы. Это
продолжается до углов атаки, при которых на большей части наветрен*
ной стороны цилиндрической проставки начинает преобладать давление
при одновременном сокращении участка с пиком разрежения вблизи
излома контура.
Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к последовательно-
му уменьшению отрицательной нормальной силы, а при определенных
Рис. 2.93. Зависимости Су и mz = f(a0)
бсрной головной части в присутствии за
корпуса и для надкалиберной головной
корпуса
при различных числах Мх для н ад кал и-
ней цилиндрического участка основного
части совместно с участком основного
Режим выведения на орбиту
131
значениях углов атаки — уже к образованию положительной нормаль-
ной силы.
Увеличение скорости набегающего потока (от = 0,8 до М& = 0,9,
см. рис. 2.92) сопровождается ростом разрежения в области излома кон-
тура в месте соединения переднего конуса с цилиндрической простав-
кой. При этом происходит еще более резкое формирование отрицатель-
ной нормальной силы при положительном угле атаки (см. рис. 2.93
при 5/00 = 0,918).
Увеличение скорости сверх критического значения приводит к обра-
зованию на цилиндрической проставке местной сверхзвуковой зоны,
в которой поток уже может повернуть при обтекании излома без образо-
вания отрыва*. Иными словами, при определенных значениях числа М*,
набегающего потока (при нулевом и малых углах атаки) происходит
«схлопывание» зоны отрыва и образование безотрывного обтекания зоны
излома. И только при достаточно больших углах атаки (в нашем примере
это соответствует a « Т -г 8°) может образоваться отрыв потока на под-
ветренной стороне из-под скачка, замыкающего местную сверхзвуковую
зону. Это сразу же приводит к сокращению нормальной силы, которая
постепенно будет восстанавливаться уже на значительно больших углах
атаки за счет нарастания (при увеличении а) давления на наветренной
стороне цилиндрической проставки (см. рис. 2.93 при = 0,96).
Отмеченные особенности в протекании зависимостей коэффициента
нормальной силы Су = /(а), естественно, отражаются на характеристиках
mt = /(а).
При Л/оо > 1,0, когда весь контур обтекается сверхзвуковым пото-
ком, устанавливается безотрывное обтекание с линейной зависимостью
аэродинамических характеристик от угла атаки.
На полной модели тела вращения с надкалиберной головной частью
нелинейность рассматриваемых характеристик, вызванных особенностя-
ми обтекания, проявляется существенно меньше (см. соответствующие
зависимости, проведенные штриховыми линиями на рис. 2.93). Аэро-
динамические силы, действующие на-основную цилиндрическую часть
исследуемой модели и головной конус, оказываются значительно больше
тех, которые приложены к цилиндрической проставке. Действие послед-
них проявляется только в слабой нелинейности зависимостей Су = /(а)
и mt = /(а) полной модели тела вращения с надкалиберной головной
частью.
Не следует забывать, что приведенные результаты относятся только
к статическим аэродинамическим нагрузкам. В реальных условиях нали-
чие больших градиентов давления в области отрывов и присоединений
потока будут провоцировать нестационарные динамические нагрузки.
Поэтому в конкретных условиях весьма желательно проведение спе-
циальных исследований по определению расчетных аэродинамических
нагрузок на конструкцию.
Ю*
132
Глава 2
2.2.2.	Аэродинамические компоновки транспортных
космических систем с вертикальным стартом
и посадкой
Увеличение веса полезного груза, выводимого на земную орбиту,
приводит к неуклонному росту стартового веса и габаритов ракет-носи-
телей космических аппаратов. В то же время увеличение размеров ракеты
и, в особенности, ее длины связано с уменьшением статической и дина-
мической прочности конструкции. Решение проблемы увеличения веса
полезного груза может идти двумя путями: использованием многоблоч-
ных («пакетных») компоновок и существенным уменьшением удлинения
корпуса носителя. Второй путь содержит ряд преимуществ, главными
из которых представляются следующие:
—	повышение статической и динамической прочности конструкции;
—	увеличение весовой отдачи за счет уменьшения поверхности корпуса
при одинаковом объеме;
—	улучшение условий работы систем управления за счет уменьшения
амплитуды колебания (при заданном угловом возмущении) носо-
вой части ракеты, в которой располагается полезный груз и блок
управления;
—	увеличение возможности спасения носителя для повторного исполь-
зования за счет увеличения баллистического коэффициента пустой
ракеты при вертикальной посадке;
—	возможность получения меньшего баллистического коэффициента
на активном участке полета ракеты.
Не следует забывать, что уменьшение удлинения корпуса ракеты
будет сопровождаться увеличением площади ее дна. Поэтому будет воз-
растать донное сопротивление ракеты. Не менее важной проблемой в этом
случае является также пульсация донного давления. Однако можно наде-
яться, что применение, например, кольцевого сопла и центрального тела
позволит успешно решить эти проблемы.
Идея создания ракеты-носителя с корпусом малого удлинения и вер-
тикальным стартом и посадкой давно известна и не теряет интереса
с течением времени. Принципиальный облик такой ракеты изображен
на рис. 2.94. В 1971 г. автором, совместно с И. Г. Каримуллиным, были
проведены систематические исследования аэродинамических характери-
стик таких предполагаемых ракет (опубликовано в 1972 г. ограниченным
тиражом). Эти исследования были поставлены с целью выяснения основ-
ных явлений и закономерностей, которые могут быть характерны для ра-
кет с корпусом малого удлинения. Ниже приводятся только основные
результаты этих исследований.
Были рассмотрены ракеты как одноблочной, так и многоблочной
компоновки. Схемы исследованных вариантов показаны на рис. 2.95.
Режим выведения на орбиту
133
Рис. 2.94. Упрошенная схема компоновки транспортной космической системы
с вертикальным стартом и посадкой
Рис. 2.95. Схемы исследованных одноблочных и многоблочных компоновок ракет
с корпусом малого удлинения
Экспериментальные исследования проводились в аэродинамических тру-
бах в диапазоне чисел М = 0,6 4-10. Числа Рейнольдса, подсчитанные
по скоростному напору и максимальному диаметру центрального корпу-
са, изменялись в пределах 0,7* 106~-2-106. При определении безразмерных
аэродинамических коэффициентов соответствующие силы были отнесе-
ны к скоростному напору невозмущенного потока и площади миделя
каждой модели. В случае многоблочной компоновки площадь миде-
ля определялась как сумма площадей центрального корпуса и боковых
134
Глава 2
Номер варианта	Корпус	Блок	Число блоков	Номер варианта	Корпус	Блок	Число блоков
1	1	—	—	12	2	а	4
2	1	а	4	13	2	а	6
3	1	а	6	14	2	а	8
4	1	а	8	15	2	с	4
5	1	с	4	16	2	с	6
6	1	b	4	17	2	b	6
7	1	с	6	18	2	с	8
8	1	b	6	19	3	—	—
9	1	с	8	20	4	—	
10	1	b	8	21	5	—	—
11	2	—	—	22	6	—	—
блоков. Продольный момент определялся относительно носка модели
и относился к скоростному напору, площади миделя модели и ее длине.
В коэффициент продольной силы вводилась поправка на донное сопро-
тивление, приводящее давление на дне модели к статическому давлению
невозмущенного потока.
Удлинение и форма корпуса являются теми геометрическими па-
раметрами, которые в большой мере определяют аэродинамику раке-
ты. Поэтому первоначально следует отметить влияние этих параметров
на аэродинамические характеристики.
В случае цилиндрической формы уменьшение сопротивления, на-
блюдаемое при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях, в основ-
ном связано с уменьшением сопротивления трения при уменьшении
удлинения корпуса. В области малых углов атаки характер изменения
производной Су по числам мало зависит от удлинения. Только
при больших сверхзвуковых числах существенное уменьшение удли-
нения цилиндрического корпуса приводит к уменьшению Су. Основная
часть распределенной аэродинамической нагрузки по длине цилиндри-
ческого корпуса действует в передней его части и, в особенности, в месте
сочленения носовой части с цилиндрической. На кормовой части кор-
пуса давление близко к статическому. Для обычных удлинений (Л « 10)
зависимости Су = /(а) (а также mz = /(а)) имеют нелинейный характер
с возрастанием Су по углам атаки. Это связано с тем, что при малых а
нормальная сила формируется за счет сил, образующихся и на передней
части корпуса. Силы, действующие на кормовую часть, малы и практи-
чески не участвуют в создании нормальной силы всего корпуса. По мере
увеличения угла атаки на кормовой части корпуса начинают проявляться
возрастающие силы, обязанные возникновению пространственного обте-
кания с продольными вихревыми жгутами. Естественно, что при умень-
шении удлинения протяженность этих вихревых систем, создающих не-
линейную часть Су, сокращается и зависимости Су = f(a) приобретают
линейный характер. Сказанное в равной степени относится и к характеру
изменения mz = /(а). Особенности распределения аэродинамической
Режим выведения на орбиту
135
нагрузки по длине корпуса существенно влияют на положение центра
давления. При больших удлинениях центр давления располагается в пе-
редней части корпуса и сравнительно мало перемещается по числам М».
При уменьшении удлинения центр давления перемещается к середине
корпуса и существенно изменяется по числам Последнее обстоя-
тельство неблагоприятно, и его следует иметь в виду при проектировании
ракет с цилиндрической формой корпуса.
В случае конической формы корпуса его удлинение связано с углом
конуса, поэтому его влияние на аэродинамические характеристики мо^ет
быть определено только качественно. В частности, влияние удлинения
на сопротивление соизмеримо с влиянием конусности передней части
и самого корпуса. Как показали результаты исследований, удлинение
и конусность могут оказывать противоположное воздействие как на ве-
личину Сх, так и на ее зависимость от чисел М^. Поскольку аэро-
динамическая нагрузка распределяется по коническому корпусу более
равномерно, чем по цилиндрическому, то и влияние удлинения на ве-
личины Су и т® и характер их изменения по числам оказываются
существенно меньшими. При этом опять следует обратить внимание
на более существенное изменение положения центра давления по чис-
лам М для корпуса с малым удлинением. Отметим, что зависимости Су
и тг = /(а) при фиксированных числах для конических форм кор-
пуса оказываются практически линейными в исследованном диапазоне
углов атаки, поэтому в дальнейшем изложении они не приводятся.
Влияние удлинения на аэродинамические характеристики в условиях
многоблочного корпуса оказывается еще более сложным, чем в преды-
дущих случаях, так как аэродинамические характеристики в этом случае
зависят от большего числа геометрических параметров. Однако, как по-
казали соответствующие исследования, выводы, сделанные о влиянии
удлинения на цилиндрическом и коническом корпусах, качественно ока-
зываются справедливыми и для многоблочных корпусов. Представляет
определенный интерес тот факт, что многоблочный корпус малого удли-
нения может иметь при трансзвуковых скоростях существенно меньшее
сопротивление, если вся компоновка будет удовлетворять трансзвуковому
правилу площадей. Поскольку этот диапазон скоростей полета соответ-
ствует плотным слоям атмосферы, выполнение отмеченного условия
может иметь определенное практическое значение.
Ниже приводятся некоторые результаты экспериментальных иссле-
дований, иллюстрирующие влияние отдельных геометрических параме-
тров на основные аэродинамические характеристики ракеты-носителя
с корпусом малого удлинения.
В целях получения данных для возможного проектирования были
исследованы аэродинамические характеристики корпусов малого удлине-
ния (Л = 3,5), состоящих из носового конуса = 25°, цилиндрического
участка различного удлинения (Ац = 2,5; 1,5; 1,0; 0,5 и 0) и кормового
136
Глава 2
<ЕЭ <£> <3^ ф <?ЗФ
<s ф	ф- <Фф
0.2
О
Рис.2.96. Зависимости Схо, С* и mCz9 = f(Mx) для моделей ракет одноблочной
схемы
конуса с одинаковым диаметром, но с различными углами конусности
(см. рис. 2.95).
Как видно из графиков на рис. 2.96, коэффициенты продольной
силы для различных вариантов моделей существенно различаются как
по величине, так и по характеру изменения по числам Уменьшение
угла конуса кормовой части с одновременным увеличением его длины
сопровождается уменьшением сопротивления. Из анализа полученного
материала можно сделать вывод, что с точки зрения правильного исполь-
зования внутреннего объема целесообразна компоновка ракеты бикони-
ческой формы (без цилиндрического участка). Можно подобрать угол
заднего конуса (при заданном носовом конусе) таким, что сопротивление
на единицу объема будет минимальным. В частности, для исследованных
форм (при полуугле носового конуса 0\ = 25°) минимальному сопроти-
влению на единицу объема соответствует угол основной части 0г = 6°.
Величина и характер изменения производной по числам
также существенно зависят от формы корпуса.' Так например, наличие
кормовой юбки существенно уменьшает значение С^, что, правда, явля-
ется следствием увеличения площади миделя, по которой вычисляется
значение
Режим выведения на орбиту
137
Изменение геометрических параметров корпуса значительно мень-
ше влияет на величину mJ, чем на производную Су. В соответствии
с изменением Су и т® в зависимости от числа М» потока изменяется
и величина mf’, характеризующая положение центра давления в долях
длины модели (относительно ее носка). Как видно из рис. 2.96, положе-
ние центра давления существенно зависит от числа и геометрических
параметров модели. Кормовая юбка смещает положение центра давления
назад; кроме того, в случае корпуса биконической формы (без цилин-
дрического участка) наблюдается более плавное и в меньших пределах
изменение положения центра давлении по числам М^.
В проектах транспортных космических систем могут рассматривать-
ся компоновки с боковыми блоками. В связи с этим были проведены
исследования влияния числа блоков и их формы на основные аэродина-
мические характеристики ракет с корпусом малого удлинения, имеющим
цилиндрическую и коническую форму (см. рис. 2.97-2.99).
Установка боковых блоков (например, на цилиндрическом корпусе,
рис. 2.97) значительно изменяет аэродинамические характеристики раке-
ты. При этом заметное влияние, в частности, на величину сопротивления
оказывает форма носовых частей блоков (рис. 2.98). Наименьшее влияние
на сопротивление оказывают блоки с конической формой носа. В слу-
чае расположения носовых частей блоков конической формы в области
перехода головной части ракеты в цилиндрическую, т. е. в области пони-
женного давления, сопротивление модели с блоками оказывается меньше
сопротивления изолированного корпуса. Увеличение числа блоков от че-
тырех до восьми не оказывает существенного влияния ни на величину,
ни на характер изменения СХо в функции числа М^.
Сферическая форма носовых частей блоков существенно увеличива-
ет коэффициент продольной силы (см. рис. 2.98). Исследованиями также
было установлено, что увеличение числа блоков малой длины (Л = 1,5)
от четырех до восьми не оказывает существенного влияния на СХо. Однако
увеличение их длины (со сферической формой носа) еще больше увели-
чивает коэффициент продольной силы. В этом случае увеличение числа
блоков вызывает увеличение СХо, особенно интенсивное при больших
числах Mqq. Это явление, по-видимому, связано с тем обстоятельством,
что приближение сферических носовых частей блоков к головной части
корпуса вызывает увеличение интерференции зон возмущения централь-
ного корпуса и головных частей блоков.
Характер изменения коэффициента продольной силы модели в за-
висимости от числа Моо при переходе к сверхзвуковым скоростям и чис-
ло Mqq, при котором величина СХо достигает своего максимального зна-
чения, также существенно зависят от формы носовой части блока. Если
для модели с блоками, имеющими коническую форму носовых частей,
величина СХо достигает максимального значения при « 1,25 4- 1,7,
то при сферической форме носовых частей блоков это происходит
9 Зак. 121
138
Глава 2
Рис.2.97. Зависимости CXQ,Cf и mf* = f(MK) для моделей ракет многоблочной
схемы
Рис. 2.98. Влияние удлинения и формы головной части боковых блоков на про-
С
текание зависимостей Сжо, С" и т/ =
Режим выведения на орбиту
139
Рк.2.99. Влияние количества боковых блоков на протекание зависимостей С1о,
с; и тс,г = /(Мх)
при Afoo « 2,5. Увеличение длины блоков (со сферическими носовы-
ми частями) сопровождается смещением максимального значения СЖо
в сторону еще ббльших чисел (М^ > 4,0).
Иное, по существу, влияние оказывает увеличение числа блоков
на коэффициент нормальной силы. В данном случае боковые блоки
оказывают действие, аналогичное крыльям или «несущим» ребрам, уста-
новленным на центральном корпусе. Наибольшее приращение Су дают
четыре боковых блока, расположенные +-образно. С увеличением числа
блоков в исследованных пределах приращение Су, как правило, умень-
шается, так как блоки, расположенные в горизонтальной плоскости,
затеняются другими блоками. Только при шести блоках, когда два из них
расположены в плоскости углов атаки, можно ожидать сохранения вели-
чины Су, которая присуща четырем блокам.
При сферической форме носовых частей блоков приращение Су мо-
дели вследствие их установки несколько меньше. При этом и изменение
числа блоков от четырех до восьми влияет на величину Су в меньшей
мере, чем при конических головных частях блоков. Кроме того, величина
приращения Су от установки блоков сильно зависит от числа Мх> потока.
Наибольшее приращение Су наблюдается на дозвуковых и околозвуковых
скоростях. С увеличением числа Afoo потока величина приращения Су
падает.
9*
140
Глава 2
Поскольку установка блоков увеличивает несущую поверхность в ос-
новном кормовой части ракеты, увеличение нормальной силы сопрово-
ждается увеличением степени статической устойчивости и соответству-
ющим смещением положения центра давления назад. Как и следовало
ожидать, наиболее заднее положение центра давления имеет компоновка
с блоками малой длины, расположенными в кормовой части ракеты.
Увеличение числа блоков свыше четырех не дает большого различия
в положении центра давления.
Влияние количества и формы блоков на аэродинамические характе-
ристики многоблочных ракет малого удлинения также было исследовано
на модели с коническим центральным корпусом (рис. 2.99). В основном
все выводы, сделанные выше о влиянии числа и формы блоков, оказыва-
ются качественно справедливыми и для многоблочных компоновок с ко-
ническим центральным блоком. Исключение составляет факт увеличения
коэффициента продольной силы от присутствия блоков с коническими
головными частями, а также значительное увеличение коэффициента
нормальной силы. При этом увеличение числа блоков свыше четырех
не оказывает практического влияния ни на величину, ни на характер
изменения Су по числам М» и значительно меньшее влияние оказывает
на положение центра давления.
Изменение коэффициента донного сопротивления в зависимости
от числа 2Иоо для различных компоновок моделей ракет с корпусом
малого удлинения приведено на рис. 2.100. Следует иметь в виду, что
в реальных условиях ракеты с корпусом малого удлинения величина дон-
ного сопротивления будет определяться компоновкой соплового аппара-
та двигателей. Так например, при периферийном расположении сопел
по дну ракеты и, в особенности, при кольцевом сопле с центральным
телом донное сопротивление может быть сведено к минимуму или, даже,
к получению дополнительной тяги.
Расположение сопел двигателей по дну ракеты имеет решающее
значение и при вертикальной посадке донной части навстречу пото-
ку. Влияние расположения сопел на коэффициент продольной силы
в этом случае можно проиллюстрировать результатами исследования вза-
имодействия сверхзвуковых струй, истекающих из лобовой поверхности
кругового конуса с углом при вершине 0 = 120° навстречу сверхзвуковому
потоку с числом Моо = 4,0. Если сопла расположены в центральной ча-
сти донной поверхности (в случае вертикальной посадки она становится
лобовой поверхностью), то границы истекающих струй уже при умерен-
ных параметрах вдува могут сливаться и характер течения становится
аналогичным случаю единичной центральной струи. В этом случае, как
видно из рис. 2.101, при наличии струй, вытекающих из четырех сопл,
центры которых расположены на 40% радиуса дна, происходит уменьше-
ние коэффициента продольной силы СХо в функции коэффициента тяги
Режим выведения на орбиту
141
Рис. 2.100. Влияние формы центрального корпуса модели ракеты и наличия
боковых блоков на протекание зависимости СХл =
Рис. 2.101. Влияние расположения сопел двигателей в донной части ракеты
на протекание зависимости Сдон = /(Ст)
Ct = T/qS (где Т — тяга струи, q — скоростной напор набегающего
потока, S — площадь миделя).
При достаточном удалении сопел от центра донной поверхности
в сторону периферии струи начинают взаимодействовать с набегающим
потоком таким образом, что при сверхзвуковых скоростях образуется
почти прямая головная ударная волна. Так например, при четырех соп-
лах, центры которых расположены на расстоянии 112% радиуса дна
от центра тела, в широком диапазоне значений коэффициента тяги про-
исходит не уменьшение, а возрастание коэффициента продольной силы.
При большом количестве сопл, расположенных по периферии и, в особен-
ности, при кольцевом сопле, следует ожидать еще большего увеличения
сопротивления и, следовательно, сокращения скорости при вертикальной
посадке донной частью навстречу потоку.
142
Глава 2
Одним из существенных недостатков одноразовых многоступенчатых
ракет-носителей как при последовательном, так и параллельном соедине-
нии ступеней является неизбежное падение ускорителей на землю после
выгорания топлива, не говоря уже о неизбежной гибели дорогостоя-
щего двигателя, которая при этом происходит; падение отработанного
ускорителя требует наличия зоны отчуждения, что влечет за собой эко-
логические проблемы. Этого можно избежать либо путем управляемого
полета отделенного ускорителя в заданный район, либо путем возвра-
щения всей транспортной системы с использованием вертикальной по-
садки в заданном районе. Простейшая аэродинамическая компоновка
такой транспортной системы может быть выполнена конической формы
образованной или единым конусом или последовательно соединенными
коническими участками.
Целесообразно, чтобы на участке возвращения ракета-носитель лете-
ла носом вперед, используя сопротивление атмосферы. Но тогда для осу-
ществления вертикальной посадки необходимо на определенной, высоте
развернуть носитель на 180°, чтобы дальше осуществлять полет донной
частью вперед, используя работу двигателей для торможения перед по-
садкой. При таком характере полета на участке возвращения углы атаки
у ракеты-носителя будут изменяться от 0 до 180° в диапазоне от сверх-
звуковых до дозвуковых значений числа
В качестве иллюстрации на рис. 2.102-2.104 приведены зависимо-
сти С,, Су и тг = /(а) для дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых
чисел М» для ракеты-носителя, имеющей форму конуса с полууглом
при вершине 0, = 10° и притуплением г = При вычислении без-
размерных коэффициентов силы и моменты отнесены к площади дна
конуса, а продольный момент — еще и к длине притупленного конуса
и вычислен относительно притупленного носика.
2.2.3. Приближенный метод оценки
основных аэродинамических характеристик
многоблочных систем
Определение аэродинамических характеристик транспортных косми-
ческих систем расчетными методами содержит определенные трудности.
В первую очередь это связано с многорежимностью их полета от малых до-
звуковых до больших сверхзвуковых скоростей, включая и трансзвуковой
режим полета, который оказывается расчетным для аэродинамических
нагрузок, действующих на конструкцию. Если при сверхзвуковых чис-
лах М» в простейшем случае последовательного соединения ступеней
можно пользоваться расчетными методами, то при трансзвуковых чис-
лах ЛГоо, даже в этом простейшем случае, расчетные методы, построенные
на теоретических предпосылках, не дают желаемого результата.
Режим выведения на орбиту
143
В более сложных случаях и, в частности, при параллельном соеди-
нении ступеней в многоблочных компоновках аэродинамические харак-
теристики в значительной степени определяются воздействием интерфе-
ренции между отдельными частями компоновки. Сложность обтекания
таких форм не позволяет использовать расчетные методы определения
Рис. 2.102. Характер протекания коэффициента продольной силы ракеты-
носителя конической формы с головным притуплением при круговом изменении
углов атаки для различных чисел Мх
Рис. 2.103. Характер протекания коэффициента нормальной силы ракеты-
носителя конической формы с головным притуплением при круговом изменении
углов атаки для различных чисел Мх
144
Глава 2
г* 02
Рис. 2.104. Характер протекания коэффициента момента тангажа ракеты-
носителя конической формы с головным притуплением при круговом изменении
углов атаки для различных чисел ЛГХ
аэродинамических характеристик во всем диапазоне чисел М. Поэто-
му в конкретных случаях приходится прибегать к экспериментальным
методам исследования и определения аэродинамических характеристик.
В дополнение к экспериментальным методам и, в особенности,
для задач предварительного эскизного проектирования целесообразно
создание инженерных методов расчета, основанных на использовании
банка данных экспериментальных исследований.
На базе имеющихся экспериментальных материалов сделана попытка
получить простые полуэмпирические формулы, которые позволяли бы
с достаточной точностью для эскизного этапа проектирования определить
основные аэродинамические характеристики многоблочных систем.
В основу метода расчета положено предположение, что аэродина-
мические характеристики многоблочных схем являются суммой соответ-
ствующих характеристик отдельных элементов компоновок, увеличенных
на величину интерференции между ними.
В этом случае коэффициент продольной силы многоблочной компо-
новки ракеты-носителя определяется по формуле
СЖо=Кс,0(Сж0,|К|+СЖо,2К2).
Аналогично определяется и величина производной нормальной силы
и продольного момента по углам атаки
с;=кс«(лг1^,11+к2с;2),
где CZo,i, C%ti, m"| — аэродинамические коэффициенты центрального
корпуса при а -* 0;
Cx<h2, C%2i mz,2 — аэродинамические коэффициенты боковых блоков
при а -»0;
„ _ 5| к _ nS2.
Режим выведения на орбиту
145
Si — площадь поперечного сечения центрального корпуса;
8г — площадь поперечного сечения бокового блока;
Sm — площадь миделя всей системы;
п — количество боковых блоков.
Значения I и L показаны на рис. 2.105.
Рис. 2.105. Схема ракеты-носителя с боковыми блоками на центральном корпусе
Коэффициенты Кс^, Кс*, Км; характеризуют интерференцию эле-
ментов комбинации для соответствующих величин Сг,, и т“. Эти
коэффициенты получены как отношение экспериментальных характери-
стик к соответствующим расчетным, которые в свою очередь определя-
лись суммированием характеристик отдельных элементов.
На рис. 2.106 приводе на зависимость Ксч = /(п) для различ-
ных компоновок многоблочных систем. Коэффициент Ксч практиче-
ски не зависит от числа ЛГ». Коэффициенты Кс» и Км; приведены
на рис. 2.107 в виде зависимостей Кс* и Км; = для различного
количества блоков (от 4 до 8), расположенных на центральном корпусе.
Как было показано выше, при количестве боковых блоков больше че-
тырех аэродинамические характеристики системы практически не зависят
от их расположения по окружности центрального корпуса (по отноше-
нию к набегающему потоку). Этого нельзя сказать для случая наличия
Рис. 2.106. Зависимость коэффициента интерференции Ксч от числа боковых
блоков на центральном корпусе
146
Глава 2
Рис. 2.107. Зависимости коэффициентов интерференции и Кт* от числа Мх
для различного числа боковых блоков на центральном корпусе
Рис. 2.108. Зависимости коэффициентов интерференции Кс* и Кт» от числа Мх
для ракеты-носителя трехблочной схемы при различных ориентациях плоскости
блоков к плоскости углов атаки
Режим выведения на орбиту	147
двух блоков на центральном корпусе. В этом случае аэродинамические
характеристики системы в сильной степени зависят от ориентации боко-
вых блоков к набегающему потоку, поэтому коэффициенты Кс* и Кт*
для трехблочной схемы приведены в зависимости от расположения блоков
на центральном корпусе (рис. 2.108).
Определив указанным способом коэффициенты нормальной силы
и продольного момента, можно определить положение центра давления,
пользуясь известным соотношением
ия-  •
Естественно, что точность этого метода будет зависеть от количества
и разнообразия геометрических форм компоновок многоблочных си-
стем, экспериментальные исследования которых послужили основанием
для определения коэффициентов интерференции.
Гпава 3
Местные
аэродинамические
нагрузки
3.0.	Предварительные замечания
Аэродинамические нагрузки по поверхности ракет-носителей, пред-
ставляющих собой транспортные космические системы, распределены
весьма неоднородно.
В ряде случаев эта неоднородность сочетается с разными измене-
ниями нагрузок на ограниченном участке поверхности, имея «пико-
вый» характер. Больше того, большие градиенты давления, возникающие
при этом, вызывают неустойчивый характер течения. При этом аэродина-
мические нагрузки могут значительно изменяться не только по величине,
но и по знаку.
Одной из причин, вызывающих такие нагрузки, являются резкие
угловые изменения контура поверхности. В том случае, когда осуще-
ствляется многоблочная компоновка ракеты-носителя, возникают мест-
ные аэродинамические нагрузки, связанные с интерференцией отдельных
частей, которая оказывается наибольшей также при трансзвуковых ско-
ростях.
Прочность отдельных элементов конструкции, представляющих со-
бой баки с жидкостным наполнением, не допускает широкого примене-
ния всевозможных вырезов в их поверхности, провоцирующих местные
напряжения. Поэтому, как правило, прибегают к расположению не-
обходимых для функционирования носителя устройств (трубопроводы,
коробки электропроводки, штекерные разъемы, приборы различного на-
значения и пр.) на внешней его поверхности в виде отдельных надстроек.
Присутствие таких надстроек в зависимости от их размеров и располо-
жения вызывает местные нагрузки, а иногда и изменение суммарных
аэродинамических характеристик.
Работа двигателей в зависимости от величины степени нерасчетности
истекающих струй также вызывает местные аэродинамические нагрузки
на внешней боковой поверхности кормовой части корпуса и на донной
поверхности ракеты-носителя.
Местные аэродинамические нагрузки
149
По условиям полета на участке выведения максимальные значения
скоростных напоров и углов атаки достигаются при трансзвуковых ско-
ростях. В связи с этим местные аэродинамические нагрузки приобретают
расчетные значения для прочности конструкции ракеты-носителя. По-
этому раннее правильное определение местных нагрузок прямым образом
влияет на весовое совершенство всей конструкции.
3.1.	Нагрузки, связанные с формой контура
обтекаемой поверхности
Простейшей формой корпуса ракеты является сочетание носового
конуса с цилиндрическим корпусом. По углам атаки и числам основ-
ные изменения давления происходят в области конической носовой части
и в области перехода конуса в цилиндрическую часть (рис. 3.1). Пик раз-
режения, который имеет место в области сочленения конуса с цилиндром,
достигает максимальной величины при больших дозвуковых скоростях
и связан с наличием местной сверхзвуковой зоны в этой области. Это
обстоятельство является расчетным для местной прочности ракеты. Вели-
чины давления на конической части близки к давлению на изолирован-
ный конус. За местом перехода конической части к цилиндру давление
Рис. 3.1. Распределение давления по длине цилиндрического тела вращения
с носовым конусом при a = 0 и различных числах Мх
150
Глава 3
весьма быстро выравнивается, стремясь к величине статического давле-
ния в невозмущенном потоке; наиболее медленно оно выравнивается
при малых сверхзвуковых скоростях, то есть в диапазоне тех режимов
полета, при которых обычно достигается наибольший скоростной на-
пор. При достаточно развитом сверхзвуковом потоке (Afoo 4) давление
на конической части скачком переходит к давлению на цилиндрической
части, которое близко к статическому давлению в невозмущенном по-
токе. Уменьшение удлинения цилиндрической части тела не оказывает
заметного влияния на распределение давления по его длине до тех пор,
пока цилиндрический участок не становится соизмеримым с расстояни-
ем, на котором происходит выравнивание давления за местом сочленения
конуса с цилиндром.
Притупление конической носовой части вызывает изменение да-
вления только в области самого притупления и практически не влияет
(при рассматриваемых скоростях) на расположенный за ним цилиндриче-
ский участок. Даже существенное изменение формы носовой части ока-
зывает сравнительно небольшое влияние на давление подлине цилиндри-
ческого участка и распространяется на 2-3 калибра за головной частью.
Наличие небольших значений углов атаки (а 10°) несколько из-
меняет величины давления по длине наветренной и подветренной сторон
тела вращении, однако характер его изменения по числам М остается
прежним.
В случае многоступенчатых ракет корпус иногда представляет собой
тело вращения, составленное из цилиндров разного диаметра, соеди-
ненных коническим переходом. Если передний цилиндрический участок
такого тела вращения достаточно длинный (примерно 4 калибра), то на-
личие переходного конуса (к участку с большим диаметром) практически
не оказывает влияния на величину пика разрежения в носовой части.
Одновременно с этим на самом переходном конусе и в месте его сочле-
нения с цилиндрическим участком меньшего диаметра образуется пик
повышенного давления, а в месте его сочленения с участком большего
диаметра — пик разрежения (рис. 3.2). В итоге наиболее нагруженны-
ми участками оказываются передняя часть цилиндра меньшего диаметра
и область переходного конуса с примыкающей к нему частью цилин-
дра с большим диаметром. Наиболее наглядно это видно на рис. 3.3,
где приведены значения Су сечений составного тела вращения вдоль
его длины х. Заметим, что наибольшее влияние число оказывает
на величины нагрузок в носовой части тела и на цилиндре с большим
диаметром за коническим переходом. Угол носового конуса при этом
оказывает влияние только на переднюю часть цилиндра с меньшим диа-
метром. Характер распределения давления и, следовательно, нагрузок,
действующих на различные участки составного тела вращения, начинает
изменяться по мере приближения конического перехода к носовой части
тела вращения. При дозвуковых скоростях давление восстанавливается
Местные аэродинамические нагрузки
151
Рис. 3.2. Распределение давления по коническому переходу цилиндрического
участка с малым диаметром к цилиндрическому участку с большим диаметром
при a = 0 и различных числах Мх
на переднем цилиндрическом участке тем меньше, чем ближе переход-
ный конус расположен к носовой части. Влияние подпора от переходного
конуса приводит к тому, что на передней цилиндрической части состав-
ного тела появляется участок с повышенным давлением, сливающийся
с давлением на самом переходном конусе. В итоге (рис. 3.4) наибо-
лее нагруженными участками оказываются область переходного конуса
и примыкающая к нему передняя часть цилиндра с большим диаметром.
Наличие угла атаки изменяет величины давления на наветренной
и подветренной стороне как по длине тела вращения, так и в поперечных
сечениях. Вместе с этим характер эпюр давления изменяется аналогично
тому, как это происходит на теле вращения, состоящем из головного
конуса и цилиндра.
Большие значения величин давления и разрежения, вызванные из*
менением контура поверхности, в значительной мере зависят не только
от параметров потока, обтекающего поверхность (и в первую очередь,
от числа Маха), но и от геометрических параметров самого контура,
которые могут быть самыми разнообразными. В большинстве случаев
это сочленение цилиндрических и конических поверхностей. При этом
в широких пределах могут изменяться как соотношение диаметров и углов
конических сочленений, так и расстояние до других мест излома, возму*
щающих поток.
При дозвуковых скоростях влияние подпора от излома контура
при переходе от меньшего диаметра к большему может передаваться впе*
ред на длину двух*трех диаметров цилиндра. С увеличением числа
область повышенного давления сокращается.
152
Глава 3
Рис. 3.3. Распределение аэродинамической нагрузки по поперечным сечениям
тела вращения, составленного из цилиндров различного диаметра (переходной
усеченный конус удален от носовой части тела) (63]
Местные аэродинамические нагрузки
153
Рис. 3.4. Распределение аэродинамической нагрузки по поперечным сечениям
тела вращения, составленного из цилиндров различного диаметра (переходной
усеченный конус приближен к носовой части тела) (63]
154
Глава 3
Возмущения, вызванные носовой частью корпуса, распространяются
вниз по потоку в зависимости от числа на расстояние нескольких диа-
метров цилиндра. Поэтому при наличии на корпусе конического перехода
размеры области повышенного давления будут определяться двумя фак-
торами: подпором от конического перехода в месте соединения переднего
цилиндра с конусом и возмущением, вызванным носовой частью корпуса.
Наиболее наглядно влияние рассматриваемых изменений контура
поверхности на местные аэродинамический нагрузки можно проследить
по исследованиям, проведенным с телами вращения большого удлинения.
Как видно из рис. 3.5, с уменьшением удлинения цилиндрического
участка область повышенного давления сокращается. При этом измене-
ние удлинения цилиндрического участка в рассмотренных пределах (Лц =
2 4-4) при нулевом угле атаки практически не оказывает влияния на ве-
личину пика давления в области соединения цилиндра с конусом.
При наличии угла атаки увеличение удлинения Л цилиндрического
участка корпуса от 2 до 3 приводит к значительному возрастанию давления
на подветренной стороне модели (<р = 90° 4-180°), не изменяя величины
давления на кормовом цилиндрическом участке. Дальнейшее увеличение
удлинения переднего цилиндрического участка не влияет на распределе-
ние давления по коническому переходу и.дальше вниз по потоку во всем
исследованном диапазоне чисел и углов атаки.
Влияние соотношения диаметров сопрягаемых цилиндров иллю-
стрируется графиками на рис. 3.5 и 3.6 в виде зависимостей Ср =
/(ж, Moo, d/D) для случая модели, имеющей переходной конус с углом
0, = 15°.
Изменение соотношения диаметров сопрягаемых цилиндров не из-
меняет характера распределения эпюр давления во всем исследованном
диапазоне чисел и углов атаки. Вместе с этим увеличение соотноше-
ния диаметров соединяемых цилиндров (увеличение диаметра переднего
цилиндра) сопровождается уменьшением как давления, так и разрежения
в местах излома образующей корпуса.
На рис. 3.7 приведено изменение минимального давления в месте со-
членения конического перехода с цилиндрическим участком (большого
диаметра) в зависимости от числа набегающего потока при нулевом
угле атаки для d/D = 0,7 и 0 (d/D = 0 соответствует острому конусу
с цилиндром).1 Как видно из графика, характер изменения Ср = f(M<x,)
для обоих случаев одинаковый, хотя у острого конуса величина разре-
жения имеет значительно большее значение при дозвуковых скоростях
(М^ < 0,8). Обращает на себя внимание и тот факт, что на дозвуковых
и околозвуковых скоростях невозмушенного потока разрежение в месте
излома образующей существенно больше донного давления (см. рис. 3.7).
Зависимость минимального давления (Cpmin) от соотношения диаме-
тров сопрягаемых цилиндров (d/D) при различных числах набега-
ющего потока показана на рис. 3.8. С увеличением отношения от нуля
Местные аэродинамические нагрузки
155

Рис. 3.5. Влияние удлинения переднего цилиндрического участка на распределе-
ние давления в области конического перехода от цилиндра меньшего диаметра
к цилиндру большего диаметра при a = 0 и различных числах
156
Глава 3
Рис. 3.6. Влияние соотношения диаметров переднего и заднего цилиндров на рас-
пределение давления в области конического перехода от цилиндра меньшего
диаметра к цилиндру большего диаметра при а = 0 и различных числах Мх
Местные аэродинамические нагрузки
157
>7

(Cpmta) (максимальное размыкание) в области перехода конической поверхности
в цилиндрическую
до 0,7 при числах М<х> 0,9 величина Ср^ практически не изменяет-
ся. При дальнейшем увеличения d/D до 1,0 величина максимального
разрежения уменьшается и стремится к нулю.
Влияние угла конического перехода между сопрягаемыми цилин-
драми разного диаметра (0, = 10°, 15°, 20°) на распределение давле-
ния по контуру модели при a = 0 в плоскости углов атаки приве-
дено на рис. 3.9-3.12. Изменение угла 0, в рассматриваемом диапазоне
не оказывает существенного влияния на характер распределения давления
по поверхности тела вращения и оставляет без изменения все отмечен-
ные выше закономерности. Вместе с этим увеличение угла 0, вызывает
больший подпор перед коническим переходом и сопровождается воз-
растанием давления перед сочленением цилиндра меньшего диаметра
с коническим переходом к цилиндру большего диаметра (см. рис. 3.9).
С другой стороны, увеличение угла 0, сопровождается большим разгоном
потока при обтекании выпуклого угла в области сочленения конического
перехода к цилиндру большого диаметра. Как результат этого при до-
звуковых скоростях и углах 0, > 20°, с одной стороны, увеличивается
возможность отрыва потока с угловой кромки, и с другой — возможность
достижения местной сверхзвуковой скорости при дозвуковом внешнем
потоке. Эти обстоятельства приводят к нежелательному явлению отрыва
158
Глава 3
Рис. 3.8. Влияние соотношения диаметров переднего и заднего цилиндрических
участков на минимальную величину коэффициента давления (Cprain) (максималь-
ное разрежение) при различных числах Л/х
и присоединения потока со знакопеременными местными нагрузками
на область цилиндрической поверхности с большим диаметром.
На рис. 3.10 приведены зависимости от числа М набегающего по-
тока коэффициентов наименьшего Cpmin и наибольшего Ср^ давления
при обтекании моделей с различными коническими участками (09 = 10°,
15° и 20°). Чем меньше угол конического перехода, тем лучше условия
обтекания тела, а следовательно, тем меньше максимальное разрежение
CPmin в месте сопряжения конической и цилиндрической поверхностей
и дальше (по значению числа Мао) затянут волновой кризис.
Графики Ср^ = f(M) позволяют определить для каждого угла 09
критическое число Мкр (см. рис. 3.11), соответствующее точке пересече-
ния кривых Cp^n = /(Moo) и СрК9 = /(Моо) на рис. 3.10. Однако числа
Мкр, найденные таким способом, соответствуют только началу резкого
изменения картины обтекания, при котором достигаются лишь необхо-
димые условия для развития кризиса. Сам же кризис происходит позже
при больших числах Мао (обозначим их AfKp), когда в области сопряжения
конуса с цилиндром достигается максимальное разрежение.
Быстрое развитие сверхзвуковой зоны на расширяющемся коничес-
ком участке с ростом числа М^ в закризисной области (Мкр < Moo < 1)
вызывает сильное изменение эпюр распределения давления на этом
участке. Если при числах Мао < Мкр увеличение скорости потока со-
провождается одновременным ростом как пика давления, так и пика
разрежения в соответствующих местах излома образующей, то как только
число Мао превысит Мкр, характер эпюр начинает изменяться. Резко
Местные аэродинамические нагрузки
159
К;3, tf№*i <f'i
Рис. 3.9. Влияние угла переходного конуса на распределение давления в области
соединения цилиндрического участка меньшего диаметра с цилиндрическим
участком большего диаметра при а = 0 и различных числах Мж
160
Глава 3
Рис. 3.10. Влияние числа Мх на значения (СРт^) и (Ср^) в местах излома
контура поверхности для различных значений угла переходного конуса при а = 0
от цилиндра меньшего диаметра к цилиндру большего диаметра от величины угла
конического перехода (0,)
Местные аэродинамические нагрузки	161
уменьшается величина пика разрежения, хотя давление в месте перехода
цилиндрического участка в конический продолжает расти.
Интенсивность восстановления давления при удалении от угловой
кромки зависит от характера обтекания конического участка, числа
и угла 0t. Область разрежения значительно расширяется на поверхности
корпуса в сторону кормовой части модели при числах > Л/кр.
Зависимость AfKp от угла раствора конического перехода приведена
на рис. 3.11. Как видно из графика, с уменьшением угла конического
перехода величина Мкр увеличивается и в пределе стремится к единице.
Как уже отмечалось выше, при дозвуковом обтекании тела вращения
поток на расширяющемся коническом участке разгоняется и при числах
Moo = AfKp в области стыка усеченного конуса с кормовым цилиндром
местная скорость достигает скорости звука (Ср. = Срм) и образуется
кольцевая сверхзвуковая зона. Этой зоне соответствует область повы-
шенного разрежения на диаграммах Ср. = /(®), где Cpi < Сркр. При этом
Рис. 3.12. Влияние числа Мх на изменение величины коэффициента давле-
ния в точках цилиндрической поверхности большего диаметра за коническим
переходом (х) при а = 0 и различных углах переходного конуса (0л)
12 Зак. 121
162
Глава 3
максимальное разрежение достигается не в месте излома образующей,
а на некотором расстоянии от него. Это связано с влиянием пограничного
слоя, который приводит к некоторому закруглению излома. По-видимо-
му, по этой же причине максимальное давление реализуется не в месте
перехода цилиндра в конус, а несколько смещается по потоку. Образо-
вавшаяся сверхзвуковая зона замыкается прямым скачком уплотнения
(см. рис. 3.12), который восстанавливает давление на кормовом цилиндре
до величин, близких к статическому давлению невозмущенного потока.
Таким образом, при больших дозвуковых скоростях на кормовом цилин-
дрическом участке образуются две зоны, разделенные скачком уплотне-
ния: до скачка — область повышенного разрежения (сверхзвуковая зона),
за скачком уплотнения — область, где Cpt « Срх (дозвуковая зона).
На рис. 3.12 показано изменение давления по поверхности кормо-
вого цилиндра при различном удалении от места излома образующей
в зависимости от числа Мж невозмущенного потока. Как видно из гра-
фика, процесс изменения давления в зависимости от числа в точке
поверхности кормового цилиндра вблизи излома образующей (х = 0,005)
протекает без резких перепадов. На некотором расстоянии от этой точки
(х = 0,005 -г 1) в диапазоне чисел Моо от 0,8 до 1,0 резко (скачкообразно)
изменяется давление. Это связано с тем, что с увеличением скорости
невозмушенного потока местная сверхзвуковая зона на кормовом цилин-
дре развивается вниз по потоку, и когда замыкающий скачок пройдет
рассматриваемую точку, давление резко падает. Также поэтому при уда-
лении от места излома образующей скачкообразное изменение давления
происходит при больших числах М^.
Наличие угла атаки не изменяет характер зависимостей Ср = f(Mco),
но скачкообразное изменение давления на подветренной стороне корпуса
(<р = 180°) становится менее выраженным.
3.2.	Приближенный метод оценки максимальных
нагрузок в местах излома контура поверхности
Определенный практический интерес представляют методы при-
ближенной оценки максимальных нагрузок в местах излома контура
обтекаемой поверхности. В частности, это выпуклые и вогнутые углы
в местах соединения конических и цилиндрических поверхностей, в ко-
торых и достигаются максимальные аэродинамические нагрузки «пико-
вого» характера (см. рис. 3.2). Величины этих «пиков», в особенности
при трансзвуковых скоростях, являются расчетными для местных нагру-
зок на конструкцию ракеты-носителя. В общем случае давление в месте
перехода цилиндра меньшего диаметра к конусу определяется двумя фак-
торами: параметрами набегающего потока и геометрическими особен-
ностями обтекаемого тела. Поэтому величину максимального давления
Местные аэродинамические нагрузки
163
в месте соединения цилиндра меньшего диаметра с расширяющимся
конусом можно представить как
=Срц +Cp0,	(I)
где Ср — коэффициент давления, определяемый углом раствора ко-
нического участка и углом атаки; Сры — составляющая коэффициента
давления, зависящая от числа невозмущенного потока.
Анализ экспериментальных данных показал, что
Ср9 = 2(sin 0, cos а + sin a cos 0, sin ?)2,	(2)
где a — угол атаки; 0, — полуугол раствора усеченного конуса; у —
меридиональный угол тела вращения, отсчитываемый от плоскости, пер-
пендикулярной к плоскости угла атаки.
Следует иметь в виду, что зависимость (2) применима только в случае
безотрывного обтекания области соединения цилиндрического и кони-
ческого участков, то есть при 9а < 20°. По зависимости (2) можно
определять величину Ср0 (диапазон угла у от нуля до 90°), то есть
по наветренной стороне тела вращения при а = От 10°.
На рис. 3.13 приведена зависимость для определения величины Сри
функции числа М^.
Рис. 3.13. Зависимость от числа Afx составляющей коэффициента давления,
определяемой скоростью обтекания невозмущенного потока
Указанным способом можно пользоваться при определении вели-
чины максимального давления в области сопряжения цилиндра с рас-
ширяющимся конусом в диапазоне чисел = 0,7 -г 1,7 и углах атаки
a = 0~ 10° на наветренной стороне тела вращения при длине цилиндри-
ческого участка l/d > 3.
Максимальная величина пика разрежения в области сочленения
расширяющегося конуса с цилиндром большего диаметра наблюдается
при больших дозвуковых скоростях. Эта величина может быть вычислена
по формуле
(1 - О,20к)7 - 1
^Prnin
0,7М,2
(3)
12'
164
Глава 3
где 0К — полуугол раствора конического перехода от цилиндра с мень-
шим диаметром к цилиндру с большим диаметром в радианах; —
число Маха (выше набегающего невозмущенного потока), при котором
в месте излома контура тела вращения достигается местная скорость зву-
ка. Значение М* для соответствующего угла 0* в сечении А—А берется
по зависимости = f(0K) на рис. 3.11.
По формуле (3) можно определить значение C>min для а = 0 и условия
отсутствия отрыва потока в области конического перехода к цилиндру
большего диаметра при 0t < 20°.
3.3.	Нагрузки, вызванные интерференцией
между отдельными частями компоновки
В транспортных космических системах при параллельном соеди-
нении ступеней типичными областями интерференции являются места
близкого расположения боковых блоков друг к другу или к центральному
корпусу.
При разнообразии конструктивных решений аэродинамических ком-
поновок приходится рассматривать только характерные случаи интерфе-
ренции. Схема одной из таких исследованных аэродинамических компо-
новок показана на рис. 3.14. Модель состояла из четырех блоков и цен-
трального корпуса, расположенного перед ними. В этом случае аэроди-
намические нагрузки и распределение давления по поверхности блоков
в большой мере могли зависеть не только от условий внешнего обтекания,
но и от особенностей протекания воздуха в межблочном пространстве.
Для исследования распределения давления был дренирован только
один блок, установленный на хвостовой державке. Благодаря этому про-
дольная ось модели была несколько смещена с продольной оси трубы.
Однако такое крепление модели позволяло моделировать при экспери-
менте зазоры между блоками и проводить испытания при различных
углах крена (70). Дренажные точки располагались в поперечных сечениях
блока, указанных на схеме рис. 3.14, с внешней (fp = 0) и внутренней
стороны = 180°).
На рис. 3.15 приведены зависимости Ср = /(х), полученные из мно-
гократных испытаний при а = 0. Повторяемость замеров давлений опре-
делялась величиной ДСр ~ 0,05 на всех режимах исследований.
Величина коэффициента давления Ср существенно изменяется
по числам Мх только в области конической носовой части и в области
соединения ее с цилиндрической частью блока. При этом по всей длине
межблочного пространства (<р = 180°) имеет место давление (за исключе-
нием Мж « 1), в то время как на внешней стороне блока = 0) давление
наблюдается только на носовом конусе. В области задней половине блока
Местные аэродинамические нагрузки
165
л»//
Рис. 3.14. Схема модели для исследования распределения давления по блокам
при различной ориентации их к плоскости углов атаки
Рис. 3.15. Распределение давления по внешней и внутренней образующей блока
при а = 0 и различных числах и различных ориентациях блока к плоскости
углов атаки
166
Глава 3
величина давления стремится к величине статического давления невоз-
мушсиного потока.
При нулевом угле атаки часть набегающего потока воздуха втекает
в межблочное пространство в передней части блоков (сечение 0-IV).
Обратим внимание на то, что в сечениях, расположенных дальше сече-
ния IV, давление в межблочном пространстве становится таким же, как
на внешней стороне блока. Это означает, что воздух, втекающий в меж-
блочное пространство в передней части, течет между ними, не вытекая
в зазоры между блоками.
Исследования показали, что наличие угла атаки изменяет характер
течения в межблочном пространстве. Поток воздуха втекает в межблочное
пространство с наветренной стороны по всей длине блоков как при +-,
так и при х-образном расположении блоков, а вытекает с подветрен-
ной стороны модели в сечении IV и дальше по потоку. Интенсивность
потока воздуха в межблочном пространстве при х-образном располо-
жении блоков значительно больше, чем при +-образном. Естественно,
что изменение характера обтекания при наличии угла атаки сопровожда-
ется соответствующим изменением распределения давления. При этом
наиболее заметное влияние угла атаки имеет место в сечениях, располо-
женных в передних частях блоков. В этой же области наиболее заметно
проявляется влияние величины зазоров между блоками.
Рис. 3.16. Схема модели для исследования распределения давления по боковым
блокам и центральному корпусу
Местные аэродинамические нагрузки
167
Рис. 3.17. Распределение давления при Мх = 0,6 (а = 0) по различным продоль-
ным образующим центрального корпуса и бокового блока
В случае многоблочной ракеты-носителя, составленной из централь-
ного корпуса и боковых блоков, местные аэродинамические нагрузки
в основном определяются интерференцией между корпусом и блоками.
Распределение давления, определяющее местные нагрузки, было иссле-
довано на модели, схема которой приведена на рис. 3.16. Точки дренажа
были расположены в различных поперечных сечениях центрального кор-
168
Глава 3
Рис. 3.18. Распределение давления при = 0,95 (а = 0) по различным про-
дольным образующим центрального корпуса и бокового блока
пуса и на одном из блоков, находящемся в плоскости, нормальной
к плоскости углов атаки.
На рис. 3.17-3.20 приведены зависимости Ср = f(x) для а = 0 вдоль
корпуса и бокового блока.
Характер распределения давления по передней части центрально-
го корпуса соответствует тому, что обычно наблюдается для сочетания
конуса с цилиндром. Однако если на корпусе имеются надстройки, то
происходит искажение местного давления, особенно при трансзвуковых
скоростях.
Местные аэродинамические нагрузки
169
Рис. 3.19. Распределение давления при Мх = 1,05 (а = 0) по различным про-
дольным образующим центрального корпуса и бокового блока
В задней половине центрального корпуса, где обычно давление при-
ближается к статическому давлению невозмущенного потока, наличие
боковых блоков оказывает существенное влияние на местные аэроди-
намические нагрузки как на корпусе, так и на блоке. Перед носовыми
частями блоков на поверхности центрального корпуса образуется повы-
шенное давление, а в области перехода носовой части блока в его цилин-
дрическую часть — разрежение. Их максимальные значения оказываются
11 Зак. 121
Рис. 3.20. Распределение давления при = 1,7 и 3,6 (а = 0) по различным продольным образующим иентрального
корпуса и бокового блока
Глава 3
Местные аэродинамические нагрузки
171
Рис. 3.21. Распределение давления при a = 12е (Мх = 0,8) по продольным
образующим центрального корпуса и поперечным сечениям бокового блока
11
172
Глава 3
Рис. 3.22. Распределение давления при а = 12° (Л/х = 1,0) по продольным
образующим центрального корпуса и поперечным сечениям бокового блока
Местные аэродинамические нагрузки
173
Рис. 3.23. Распределение давления при a = 12° (Мж = 3,0) по продольным
образующим центрального корпуса и поперечным сечениям бокового блока
174
Глава 3
практически такими же, как на носовой части центрального корпуса.
При этом распределение давления по длине блока повторяет характер
распределения давления по центральному корпусу в месте расположения
бокового блока.
На рис. 3.21-3.23 приведены результаты исследования распределения
давления при а = 12°. Наличие угла атаки вызывает пространственный
характер обтекания всей системы. Если по передней части центрального
корпуса распределение давления носит обычный характер, о чем сви-
детельствуют зависимости Ср = f(x) по наветренной и подветренной
стороне, то в области нахождения боковых блоков распределение да-
вления и, стало быть, местные аэродинамические нагрузки оказываются
более сложными. Если при нулевом угле атаки распределение давления
вдоль образующих боковых блоков было практически одинаковым (см. за-
висимости на рис. 3.17-3.20), то при наличии угла атаки оно оказывается
существенно различным и зависящим от положения блока на централь-
ном корпусе (то есть находится ли блок на наветренной или подветренной
стороне), о чем свидетельствуют зависимости Ср = /(^°). При этом наи-
большее отличие величин давления имеет место на внешней стороне
блока (^ « 180°). В области соприкосновения блока с поверхностью
центрального корпуса (<р = 0) давление на поверхности блоков оказыва-
ется практически одинаковым при всех положениях блоков относительно
центрального корпуса. При этом величина давления в области соприкос-
новения бокового блока с центральным корпусом значительно больше,
чем на внешней стороне блока. Это является причиной появления от-
рывающей составляющей нагрузки, действующей на блок при всех его
положениях относительно центрального корпуса.
Проведенные исследования были выполнены при практическом от-
сутствии зазоров между блоками и центральным корпусом. Наличие за-
зоров (в зависимости от их величины) может способствовать изменению
характера обтекания и величин местных аэродинамических нагрузок.
3.4.	Нагрузки, вызванные наличием выступов
И впадин на обтекаемой поверхности
В процессе создания транспортных космических систем возникает
необходимость размещения на поверхности, обтекаемой потоком возду-
ха, различных агрегатов, связанных с функционированием всей системы.
К этому относятся кабельные проводки, штекерные разъемы, различные
приборы и пр. Для предохранения от силового воздействия набегающего
потока эти агрегаты приходится закрывать обтекателями. В итоге воз-
никают местные выступы и впадины в виде надстроек на поверхности
системы.
Местные аэродинамические нагрузки
175
В случае многоразовых космических систем самолетного типа та-
кие надстройки, как правило, размещаются под поверхностью крыльев
или фюзеляжа. В условиях одноразовых космических систем, предста-
вляющих собой комбинацию баков, обычно с жидким наполнением,
внутреннее расположение надстроек является нерациональным с точки
зрения эксплуатации и весовой отдачи системы. Дело в том, что размеще-
ние вышеперечисленных агрегатов на внутренней стороне баков требует
наличия вырезов в их оболочке, что ослабляет их прочность. Однако
размещение надстроек на внешней стороне приводит к изменению поля
скоростей и давлению в месте их нахождения. Если надстройка по своим
размерам превосходит толщину пограничного слоя, то при обтекании ее
внешним потоком возникают местные нагрузки как на самой надстройке,
так и на поверхности конструкции в месте ее расположения. Кроме этого
в зависимости от размеров и места расположения наличие надстрой-
ки может изменять суммарные аэродинамические характеристики всей
комбинации.
В угоду конструктивной и технологической простоте при проекти-
ровании одноразовых транспортных космических систем внешняя форма
надстроек не всегда выполняется хорошо обтекаемой. В этих случаях
на угловых изломах ее поверхности могут образовываться местные сверх-
звуковые зоны, скачки уплотнения, возникать условия для образования
явлений отрыва и присоединения потока. При этом распределение да-
вления, как правило, носит «пиковый» характер при нестационарном
обтекании.
Упомянутые выше обстоятельства заставляют внимательно рассма-
тривать влияние выступов и впадин на местные и суммарные аэродинами-
ческие характеристики одноразовых транспортных космических систем.
Большое разнообразие размеров, форм и мест расположения над-
строек не позволяет надежно определять количественные значения мест-
ных нагрузок. Однако для конкретных случаев они могут быть получены
из рассмотрения общих закономерностей обтекания надстроек дозву-
ковым, трансзвуковым и сверхзвуковым потоком на телах вращения
большого удлинения.
Для анализа аэродинамических характеристик как самих надстроек,
так и тел вращения с ними удобно разделить их на «несущие» и «сла-
бонесущие» надстройки. Это разделение весьма условно, так как все
надстройки в той или иной мере способствуют изменению подъемной
силы тела вращения, на котором они располагаются. Это происходит
либо за счет возникновения подъемной силы на самой надстройке, ли-
бо за счет перераспределения давления на поверхности тела вращения,
приводящего к возникновению дополнительной подъемной силы.
К «слабонесущим» надстройкам следует отнести поперечные над-
стройки, имеющие кольцевую форму. По характеру воздействия на об-
текание тела вращения и его аэродинамические характеристики к этой
176
Глава 3
же группе относят и поперечные кольцевые впадины или углубления
на теле вращения. К «несущим» надстройкам следует отнести продоль-
ные выступы. На практике может встречаться большое количество самых
разнообразных промежуточных форм надстроек (в частности, полусфе-
рические).
Имеющиеся экспериментальные данные в основном относятся к ис-
следованиям влияния надстроек на суммарные аэродинамические харак-
теристики тел вращения, в то время как не менее важным вопросом
является определение местных нагрузок, действующих как на саму над-
стройку, так и на тело вращения в ее окрестности.
При рассмотрении влияния надстройки следует иметь в виду ее
размеры (и в особенности ее высоту над поверхностью, на которой она
установлена) по отношению к толщине пограничного слоя на теле враще-
ния. Надстройки, выступающие из пограничного слоя в невозмущенный
поток, оказывают наибольшее влияние на обтекание тела вращения.
Следует иметь в виду, что при испытаниях в аэродинамических трубах
толщина пограничного слоя на модели не соответствует толщине это-
го слоя на корпусе ракеты. Поэтому результаты трубных исследований
не могут быть распространены на натурные условия без учета толщины
пограничного слоя. В первом приближении можно считать, что толщина
пограничного слоя на моделях (в аэродинамических трубах) нарастает
на каждые 10 см их длины примерно на 1,5 мм.
Характер обтекания самой надстройки и поверхности тела вращения
в большой мере зависит от формы надстройки и в особенности ее лобовой
и кормовой частей. Это является характерным для поперечных и про-
дольных надстроек. В том случае, когда лобовая и кормовая поверхности
надстройки составляют небольшой угол с набегающим потоком (< 20°),
то она, как правило, обтекается без отрыва потока. При больших углах
образуется срывная зона перед или сзади надстройки, что влечет за со-
бой существенное изменение аэродинамической нагрузки, действующей
на надстройку и ее окрестность.
На практике очень часто применяются надстройки цилиндрической
формы с конической носовой частью. При небольшом угле носовой
части вдоль ее длины наблюдается следующий характер распределе-
ния давления. На конической поверхности имеет место торможение
потока. По мере удаления от вершины конической части поток, об-
текающий надстройку, разгоняется, что сопровождается уменьшением
давления на ее поверхности. Максимальные величины разрежения до-
стигаются в месте перехода конической поверхности в цилиндрическую.
На цилиндрической части надстройки давление восстанавливается. Та-
ким образом, характер изменения давления по поверхности надстройки,
имеющей небольшой угол наклона лобовой поверхности, аналогичен из-
менению давления по поверхности изолированного тела вращения с теми
же геометрическими параметрами, что и у надстройки. Такой характер
Местные аэродинамические нагрузки
177
распределения давления сохраняется при относительно небольших углах
наклона поверхности головной части (0К < 20°) к набегающему потоку,
при которых нет отрыва потока перед ней. В случае больших углов накло-
на лобовой поверхности, при которых поток отрывается, распределение
давления по поверхности надстройки значительно отличается от распре-
деления его по поверхности изолированного тела вращения с теми же
геометрическими параметрами.
При заданной форме надстройки аэродинамические нагрузки, дей-
ствующие на нее, в большой мере зависят от расположения ее на теле
вращения и определяются местными давлениями и скоростями обтека-
ния надстройки. Вместе с этим аэродинамические характеристики те-
ла вращения изменяются в зависимости от расположения надстройки.
В частности, надстройка (в особенности, сильнонесущая), расположен-
ная в носовой части тела вращения, смещает положение центра давления
вперед, в то время как при расположении ее в кормовой части центр
давления смещается назад. Наконец, при наличии нескольких надстроек
может происходить весьма сложная интерференция, приводящая к со-
вершенно неожиданным изменениям аэродинамических характеристик.
Ниже приведены результаты экспериментальных исследований тел
вращения большого удлинения с наиболее характерными надстройками,
которые иллюстрируют порядки величин изменения аэродинамических
характеристик, вызванных присутствием надстроек.
Что касается кольцевых надстроек, то для них характерно осесим-
метричное обтекание при a = 0, которое разрушается только при воз-
никновении угла атаки. Местные нагрузки, которые они вызывают,
аналогичны тем, которые характерны для случаев перехода цилиндри-
ческой поверхности меньшего диаметра к цилиндрической поверхности
большего диаметра и от цилиндрической поверхности большего диаметра
к цилиндрической поверхности меньшего диаметра (см. 2.2.1 и 3.1).
Кольцевые надстройки в практическом исполнении могут значитель-
но различаться как по форме поперечного сечении (вдоль оси тела), так
и по размерам (высота над поверхностью, протяженность вдоль цилин-
дрической поверхности). Они могут быть как единичными, так и множе-
ственными, расположенными одна за другой на различных расстояниях.
В качестве примера (рис. 3.24) приведены результаты исследований не-
скольких вариантов такого рода надстроек, имеющих прямоугольную
форму сечения. Наиболее заметное влияние кольцевые надстройки ока-
зывают при трансзвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. Прираще-
ние коэффициента продольной силы, вызванное единичной надстройкой,
выступающей над поверхностью модели тела вращения на 0,036 его диа-
метра (примерно 15% площади его поперечного сечения), составляет
(в зависимости от диапазона чисел М^) от 30 до 80% от величины ко-
эффициента продольной силы самого тела вращения. При вычислении
аэродинамических коэффициентов (для кольцевых и продольных над-
178
Глава 3
строек) силы были отнесены к площади поперечного сечения цилиндри-
ческой части корпуса модели и к скоростному напору невозмущенного
потока. Продольный статический момент был вычислен относительно
носика модели и отнесен к полной ее длине. Положение центра давле-
ния хд было определено относительно носика модели и выражено в долях
длины корпуса. Если форма поперечного сечения кольцевой надстройки
была бы не прямоугольная, а трапециевидная, при которой отсутствовал
бы срыв перед и за ней, то она приводила бы к существенно меньшему
приращению продольной силы. Сравнение единичной надстройки с тре-
мя надстройками одинаковой высоты (см. зависимости ДСЖо = /(Мю),
рис. 3.24) показывает, что увеличение количества надстроек, располо-
женных друг за другом на достаточно большом расстоянии, приводит
к дополнительному приращению продольной силы. Это приращение мо-
жет быть заметно меньше, если каждая последующая надстройка будет
удалена на меньшее расстояние и будет находится в «аэродинамической
тени» от впереди расположенной надстройки.
Приращение нормальной силы и изменение положения центра да-
вления, вызванное наличием кольцевых надстроек исследованного вида,
оказывается менее закономерным. Это, по-видимому, связано с весьма
сложным характером обтекания последовательно расположенных коль-
цевых надстроек при наличии угла атаки. Если приращение нормальной
силы, составляющее примерно 10-20% от исходной величины, мож-
но считать сравнительно небольшим, то перемещение центра давления,
Рис. 3.24. Зависимость приращения коэффициента продольной силы, производ-
ной коэффициента нормальной силы и положения центра давления от числа ЛГХ
для тела вращения большого удлинения с кольцевыми надстройками
Местные аэродинамические нагрузки
179
вызванное наличием кольцевых надстроек и составляющее примерно
10—20% длины тела вращения, следует считать большим и соизмеримым
с воздействием аэродинамических стабилизирующих устройств.
В ряде конструктивных решений по контуру корпуса применяются
кольцевые углубления. Размеры их могут различаться как по глубине, так
и по ширине. Форма поперечного сечения таких углублений колеблется
от прямоугольных до трапециевидных (или близких к ним) и в опреде-
ленной степени влияет на характер их обтекания. Отрыв потока, который
происходит с краев углубления, кроме того зависит от параметров внеш-
него потока и, в первую очередь, от состояния пограничного слоя,
чисел М и Re.
Рис. 3.25. Положение точки отрыва потока в зависимости от числа Мх для раз-
личных углов наклона стенки углубления
В качестве примера на рис. 3.25 приведены результаты исследова-
ний двумерного обтекания V-образного углубления. При прочих равных
условиях, точка отрыва (XQip/L) в большой мере зависит от угла наклона
стенки углубления (в) и числа Маха. При этом наибольшее влияние
числа М наблюдается при трансзвуковых значениях и сравнительно не-
больших углах 0. При углах 0 > 15° число М» практически не оказывает
влияния на положение точки отрыва, так как она располагается в угловой
точке излома поверхности.
180
Глава 3
Характерной особенностью продольных надстроек является более
сильное взаимодействие с полем скоростей и давлений в местах их распо-
ложения, чем в случае кольцевых надстроек. В результате этого образуется
пространственное обтекание даже при нулевом угле атаки. Присутствие
надстройки вызывает местные аэродинамические нагрузки на большом
участке обтекаемой поверхности. В качестве примера на рис. 3.26 приведе-
на векторная диаграмма распределения давления в поперечных сечениях
тела вращения, проходящих через надстройку. В качестве общей законо-
мерности можно отметить, что в рассматриваемых сечениях приложены
отрывающие аэродинамические силы. При этом наибольшие силы при-
ложены в сечении, расположенном в передней части тела вращения
(I = 0), и при трансзвуковых скоростях. В этом случае силы, прило-
женные к надстройке, оказываются значительно больше тех, которые
приложены к поверхности самого тела вращения. При расположении
надстройки в средней и кормовой части тела вращения силы, действую-
щие как на надстройку, так и на поверхность тела вращения оказываются
существенно меньшими, чем в случае расположения надстройки в голов-
ной части. Это связано с тем, что надстройка, расположенная в головной
части тела вращения, оказывается в области высокого разрежения пото-
ка, обтекающего эту часть тела вращения. Надстройки, расположенные
в средней или в кормовой части тела вращения, оказываются в зоне, где
давление близко к статическому, благодаря чему высоких значений аэро-
динамических сил, действующих как на надстройку, так и на поверхность
ее расположения не возникает.
Таким образом, надстройка, взаимодействуя с потоком в месте ее
расположения, оказывает влияние на местные нагрузки, изменяя исход-
ное распределение давления, создает местные нагрузки на поверхности
корпуса. Эти нагрузки совместно с нагрузками на саму надстройку оказы-
вают влияние на суммарные аэродинамические характеристики корпуса.
С целью выяснения, какое влияние оказывают продольные надстрой-
ки на характер обтекания тела вращения большого удлинения и на его
суммарные аэродинамические характеристики, были проведены иссле-
дования в аэродинамической трубе. Исследовались только надстройки,
высота которых над поверхностью корпуса превосходила толщину погра-
ничного слоя. Относительная высота надстроек (r/d) была не менее 0,055
(см. рис. 3.27), в то время как относительная толщина пограничного слоя
не превышала 0,01.
Характер обтекания надстройки, расположенной на боковой по-
верхности тела вращения большого удлинения, во многом определяется
геометрией (лобовой) части надстройки. При относительно небольших
полууглах конической (или клиновидной) головной части надстройки
(9t < 20°) происходит безотрывное ее обтекание. При увеличении 0Н
перед надстройкой образуется срывная зона, которая приводит к су-
щественному перераспределению давления по поверхности надстройки
Местные аэродинамические нагрузки
181
Рис. 3.26. Векторное распределение давления по продольной надстройке и в ее
окрестности на поверхности тела вращения большого удлинения при различных
числах Л/оо
182
Глава 3
и в ее окрестности на корпусе. Исследовались надстройки с 0Н = 19°,
когда обтекание безотрывное, и с 0Н = 40°, при котором происходит
отрыв потока перед надстройкой.
Экспериментальные исследования проводились в аэродинамических
трубах при числах М = 0,7 4- 3,0. При этом числа Re, подсчитанные
по диаметру корпуса модели, изменялись от 9 * 105 до 2 • 106.
В целях получения более полной картины влияния надстройки на ха-
рактер обтекания тела вращения большого удлинения были проведены
комплексные аэродинамические исследования. Для исследования мест-
ных нагрузок, действующих на надстройку и на корпус в ее окрестности,
были проведены испытания моделей на распределение давления. Для ис-
следования влияния надстроек на аэродинамические характеристики мо-
дели проводились испытания в аэродинамических трубах на специальных
внутри модельных тензометрических весах. Вместе с этим были проведе-
ны оптические исследования характера обтекания с помощью прибора
Теплера.
Во всех случаях исследовались надстройки, расположенные на ци-
линдрической части модели. Исследования распределения давления
по поверхности надстройки с 0Н = 19° проводились на модели, показан-
ной на рис. 3.27. Относительный радиус надстройки r/d был равен 0,055,
а ее длина составляла 2,5d (здесь d — диаметр цилиндрической ча-
сти модели). Испытания проводились при двух положениях надстройки
по длине модели (Я = 0,23d и 1 fid).
Исследование распределения давления по поверхности плохообте-
каемой надстройки проводилось на модели, состоящей из конической
головной части с полууглом при вершине 11,5° и цилиндрического корпу-
са длиной 7d. Надстройка представляла собой полуцилиндр длиной 3,5г
с полуконической головной частью (0Н = 40°).
Испытания моделей в аэродинамических трубах во всех случаях
проводились на жестких хвостовых державках с диаметром, равным 0,52d.
При исследовании местных нагрузок давление, действующее в различных
точках поверхности модели, измерялось жидкостными манометрами.
При обработке результатов весового эксперимента аэродинамичес-
кие силы и моменты относились к скоростному напору невозмущенного
потока и площади поперечного сечения цилиндрической части модели.
Аэродинамический продольный момент, помимо этого, относился к пол-
ной длине модели, а момент крена — к диаметру модели. Коэффициент
продольного момента вычислялся относительно носка модели. Аэро-
динамические коэффициенты представлены в системе осей координат,
связанных с моделью. При подсчете коэффициента тангенциальной силы
вводилась поправка на донное давление из условия равенства донного
давления модели статическому давлению невозмущенного потока.
В зависимости от места расположения надстройки она по-разному
влияет на характер обтекания тела вращения. Надстройка оказывает
Местные аэродинамические нагрузки
183
влияние на аэродинамические характеристики исходного тела вращения
не только в результате создания сил на самой надстройке, но и вследствие
изменения параметров потока в ее окрестности на корпусе.
Местные возмущения параметров потока, вызываемые надстройкой,
будут во многом определяться формой ее головной части.
Распределение давления по поверхности надстройки с = 19° по-
казано на рис. 3.27. Из этих графиков видно, что в передней части кони-
ческой поверхности надстройки происходит сильное торможение потока.
По мере удаления от вершины конической части надстройки поток раз-
гоняется, что сопровождается уменьшением давления на ее поверхности.
Максимальные величины разрежения достигаются в месте излома обра-
зующей надстройки. На цилиндрической части надстройки происходит
процесс восстановления давления. Таким образом, характер изменения
давления по поверхности надстройки, установленной на поверхности
тела вращения большого удлинения, аналогичен изменению давления
по поверхности изолированного тела вращения с теми же геометриче-
скими размерами, что и у надстройки. Такой характер распределения
Рис. 3.27. Распределение давления
вдоль надстройки на теле вращения
большого удлинения при различных
числах Afx
Рис. 3.28. Сравнение при различных
числах Мх распределения давления
по надстройке и изолированному телу
вращения подобной формы
184
Глава 3
давления сохраняется при относительно небольших углах головной части
надстройки (0Н < 20°), когда не происходит отрыва потока перед ней.
При обтекании надстройки с 0Н = 40° перед ней происходит отрыв
потока, что сопровождается большим перераспределением давления как
по поверхности надстройки, так и в ее окрестности на корпусе модели.
Поэтому характер распределения давления по поверхности надстрой-
ки значительно отличается от распределения давления по поверхности
изолированного тела вращения с 0 = 0Н и с таким же удлинением ци-
линдрической части (рис. 3.28). В результате образования отрыва потока
перед надстройкой величины давления на головной части имеют суще-
ственно меньшие значения, чем на конической поверхности аналогичного
изолированного тела вращения (конус-цилиндр).
В зависимости от места расположения надстройки (по длине ци-
линдрической части модели) величины давления на ее поверхности пре-
терпевают значительные изменения. Чем ближе к конической головной
части модели, где имеет место повышенное разрежение, установлена над-
стройка, тем меньшие величины давления возникают на ее поверхности
(рис. 3.29). В связи с тем, что на большей части поверхности надстройки
имеется разрежение, суммарная сила, действующая на надстройку, будет
направлена на отрыв ее от корпуса. Максимальная отрывающая сила, дей-
ствующая на надстройку, возникает при расположении ее на подветрен-
ной стороне вблизи головной части тела вращения при околозвуковых
скоростях потока.
На рис. 3.30 приведены зависимости Ср = /(0) в поперечном сече-
нии надстройки при различном расположении ее как по длине корпуса,
так и по углу 7. Как видно из этих графиков, при нулевом угле ата-
ки величины давления во всех точках поперечного сечения надстройки
неодинаковы, что указывает на нарушение осесимметричного обтека-
ния и возможную неточность измерения давления в этих условиях. Чем
дальше от головной части модели установлена надстройка, тем сильнее
проявляется отмеченное выше. Это, по-видимому, связано с тем, что
параметры потока на той части надстройки, которая находится в по-
граничном слое корпуса, существенно отличаются от параметров потока
на поверхности надстройки, выступающей за пределы пограничного кор-
пуса модели. Чем дальше от головной части установлена надстройка, тем
сильнее проявляется отклонение от осесимметричного течения на поверх-
ности надстройки, так как увеличивается часть надстройки, находящаяся
в пограничном слое корпуса модели.
При наличии угла атаки характер распределения давления по по-
верхности надстройки будет зависеть не только от положения ее по длине
корпуса, но и по углу 7. Характер распределения давления в поперечном
сечении надстройки, расположенной на цилиндрической поверхности
модели вблизи ее головной части, практически сохраняется одним и тем
же как на наветренной (7 = 04-90°), так и на подветренной (7 = 90°4-180°)
Местные аэродинамические нагрузки
185
Рис. 3.29. Влияние расположе-
ния надстройки вдоль тела вра-
щения на распределение давле-
ния по ее поверхности при раз-
личных числах Мх
Рис. 3.30. Распределение давления при раз-
личных числах Мх в поперечном сечении
надстройки, располагаемой на различных
полярных углах (7*) в носовой части тела
вращения большого удлинения
сторонах модели (см. рис. 3.30). При расположении надстройки в средней
(Я = 3,5d) и кормовой (Я = 6,5d) частях модели характер распределе-
ния давления по поверхности надстройки, находящейся на наветренной
стороне, существенно отличается от характера распределения давления
по поверхности надстройки, расположенной на подветренной стороне мо-
дели (рис. 3.31 и 3.32). При расположении на подветренной стороне (7 =
135°) величины давления в поперечном сечении надстройки при 0 от 150°
до 180° несколько большие, чем при 0 = 0 4- 30°. Это свидетельствует
о том, что на подветренной стороне модели имеется течение, направление
которого обратно направлению потока на наветренной стороне модели.
Как уже отмечалось выше, надстройки оказывают влияние на аэ-
родинамические характеристики тел вращения не только в результате
создания сил на самой надстройке, но и вследствие изменения парамет-
ров потока в ее окрестности на теле вращения.
186
Глава 3
Рис. 3.31. Распределение давления
при различных числах Л/х в попереч-
ном сечении надстройки, располага-
емой на различных полярных углах
(7*) в средней части тела вращения
большого удлинения
Рис. 3.32. Распределение давления
при различных числах Мх в попереч-
ном сечении надстройки, располагаемой
на различных полярных углах (70) в кор-
мовой части тела вращения большого
удлинения
Результаты экспериментальных исследований распределения давле-
ния по поверхности тела вращения большого удлинения при различном
расположении надстройки на его поверхности приведены на рис. 3.33-
3.47. На всех этих графиках сравнивается распределения давления в раз-
личных поперечных сечениях изолированного тела вращения и тела
вращения с надстройкой (на этих и последующих рисунках х = x/d).
Наибольшее изменение распределения давления надстройка вызыва-
ет в тех сечениях цилиндра, которые проходят по самой надстройке (се-
чение 1 при Н = 0 на рис. 3.33; сечения 10 и 11 при Н = 3,5d на рис. 3.42;
сечение 15 при Н = 6,5d на рис. 3.47). Характер влияния надстройки
на перераспределение давления по поверхности цилиндрической части
модели при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях потока существенно
различается. С увеличением числа М от 0,6 до 1 возмущения, вызывае-
мые надстройкой, становятся более интенсивными и распространяются
на большие расстояния как вниз, так и вверх по потоку. При числах М = 1
и 1,7 надстройка вызывает изменение давления во всех поперечных се-
Местные аэродинамические нагрузки
187
Рис. 3.33. Влияние надстройки, распо-
ложенной в носовой части тела вра-
щения большого удлинения, на рас-
пределение давления в его поперечном
сечении 1 (х = 0,143) в области над-
стройки при различных углах атаки
и числах Afx
Рис. 3.34. Влияние надстройки, распо-
ложенной в носовой части тела вра-
щения большого удлинения, на рас-
пределение давления в его поперечном
сечении 2 (х = 0,715) за надстройкой
при различных углах атаки и числах Мх
чениях модели, проходящих по надстройке, при всех рассмотренных
положениях ее вдоль цилиндрической части модели. При числе М = 0,6
и нулевом угле атаки возмущение (подпор) от надстройки передается
вперед на расстояние 0,3fi, а при числе М = 1 — на расстояние 0,6d.
При сверхзвуковых скоростях (М = 1,7) возмущения передаются только
вниз по потоку.
Возмущения, вызываемые надстройкой, передаются вниз по потоку
на значительно большие расстояния, чем вперед, например, при числе
М = 0,6 — на расстояние до Id (см. рис. 3.35), при числе М = 1 —
до 1,3d, а при числе М =: 1,7 — до l,6d (см. рис. 3.36).
При углах атаки а =; 10° возмущения от надстройки становятся зна-
чительно интенсивнее и передаются на большие расстояния как вверх,
так и вниз по потоку. В этом случае надстройка перераспределяет да-
вление на поверхности тела вращения таким образом, что часть корпуса,
примыкающая к надстройке, «подгружается», увеличивая ее несущую
способность. Это наглядно видно на графиках Ср = /(9), приведенных
188
Глава 3
Рис. 3.35. Влияние надстройки, распо-
ложенной в носовой части тела вра-
щения большого удлинения, на рас-
пределение давления в его поперечном
сечении 3 (х — 1,285) за надстрой-
кой при различных углах атаки и чис-
лах Мх
Рис. 3.36. Влияние надстройки, распо-
ложеннрй в носовой части тела вра-
щения большого удлинения, на рас-
пределение давления в его поперечном
сечении 4 (х = 1,855) за надстройкой
при различных углах атаки и числах Мх
на рис. 3.33, 3.42, 3.43, 3.47. Вместе с этим надстройка вызывает некото-
рое уменьшение несущей способности той части тела вращения, которая
расположена за надстройкой (см. рис. 3.34-3.38).
Результаты исследований, приведенные на предыдущих рисунках,
были получены на модели с надстройкой, имеющей полусферическую
форму поперечного сечения и с малым удлинением (см. схемы на ри-
сунках). На рис. 3.48 приведены результаты исследований распределения
давления на боковой поверхности надстройки с трапециевидной формой
поперечного сечения. Надстройка располагалась по всей длине цилин-
дрической части с большим диаметром и захватывала часть конического
перехода и цилиндрической части меньшего диаметра. Были исследованы
два варианта надстроек, различающихся высотой (Л). Числа Рейнольдса,
отнесенные к длине модели, изменялись от 6,56 • 106 при М» = 0,6
до 15,9 • 106 при Мх = 4,0.
Опыты показали, что при наличии угла атаки (а = 10°) продольная
надстройка большой длины обтекается пространственным потоком, воз-
никающим за счет перетекания воздуха на наветренную с подветренной
Местные аэродинамические нагрузки
189
Рис. 3.37. Влияние надстройки, распо-
ложенной в средней части (Н = 2d)
тела вращения большого удлинения,
на распределение давления в его по-
перечном сечении 5 (х = 2,72) за над-
стройкой при различных углах атаки
и числах
•	надстройки
• с надстройкой
о	надстройки
о с найстройной
QL* й
а--//*
Рис. 3.38. Влияние надстройки, рас-
положенной в средней части (Н = 2d)
тела вращения большого удлинения,
на распределение давления в его по-
перечном сечения 6 (х = 2,28) за над-
стройкой при различных углах атаки
и числах Мх
части цилиндрической поверхности корпуса. Об этом косвенно свиде-
тельствует наличие разрежения как на подветренной, так и на наветрен-
ной сторонах надстройки. Правда, на наветренной стороне оно все же
меньше, чем на подветренной. При дозвуковых и малых сверхзвуковых
скоростях разрежение на подветренной стороне возрастает при увеличе-
нии высоты надстройки. В условиях достаточно развитого сверхзвукового
потока этого уже не наблюдается. Но на переднем участке наветренной
стороны надстройки, расположенном на коническом переходе, возникает
давление, которое, по-видимому, связано с наличием пространственного
скачка уплотнения в этом месте.
Перетекание воздуха с наветренной на подветренную сторону при
углах а > 5° создает условия для отрыва пограничного слоя и последу-
ющего его сворачивания под действием набегающего потока. В итоге,
190
Глава 3
• to ко^стркакк 1
• с кв^стркьккб J
✓ to нрЬтрррккХ 10Л
к* <• ко iстрои к оi j
расположенной в средней части
(Я = 2d) тела вращения большого
Рис. 3.40. Влияние надстройки, распо-
ложенной в средней части (Я = 3,5d)
тела вращения большого удлинения
на распределение давления в его по-
перечном сечении 8 (х = 2,43) перед
надстройкой при различных углах ата-
ки а числах Мх
удлинения, на распределение да-
вления в его поперечном сечении 7
(х = 3,86) за надстройкой при раз-
личных углах атаки и числах
на боковых сторонах тела вращения образуются вихревые системы. Нача-
ло отрыва и сворачивание вихревых жгутов достаточно хорошо изучены
и изложены в ряде работ.
Структура обтекания надстройки, расположенной в зоне вихревой
системы, оказывается весьма сложной и зависящей от ее геометрических
параметров и расположения на поверхности тела вращении. При этом мо-
жет оказаться, что надстройка, расположенная на подветренной стороне
тела вращения (вне вихревой системы), может создавать положительную
подъемную силу, в то время как надстройка, находящаяся в зоне вихре-
вой системы, может оказаться под действием скорости обратного знака
и создавать отрицательную подъемную силу. По этой причине могут
возникать и моменты противоположных знаков.
Исследования по определению влияния надстройки на суммарные
аэродинамические характеристики тела вращения были проведены на мо-
дели в тех же условиях, что и при исследовании распределения давления.
Местные аэродинамические нагрузки
19!
•	fej моЗстееЗмв	1	-
9	C пестреем ее	J
•	Лг itatcmpei"	1	z-t
t	с небе трейtei	J
Сече иве 9(1*3,23)
о
WL
V5«*H3*”'4W
йям«ашигд|

И
Рис. 3.42. Влияние надстройки, распо-
ложенной в средней части (Я = 3,5d)
тела вращения большого удлинения,
на распределение давления в его по-
перечном сечение 10 (х = 3,56) перед
надстройкой при различных углах атаки
и числах Мх
Рис. 3.41. Влияние надстройки, распо-
ложенной в средней части (Я = 3,5d)
тела вращения большого удлинения,
на распределение давления в его по-
перечном сечений 9 (х = 3,28) перед
надстройкой при различных углах атаки
и числах Мх
Установка надстройки на боковой поверхности тела вращения, есте-
ственно, приводит к увеличению коэффициента продольной силы. Наи-
большее приращение коэффициента продольной силы ДС*0 происходит
при трансзвуковых числах Afoo (см. рис. 3.49). При этом чем дальше
от головной части располагается надстройка, тем меньше приращение
коэффициента продольной силы. Это связано, по меньшей мере, с тем,
что чем дальше от головной части модели установлена надстройка, тем
большая часть надстройки оказывается в пограничном слое модели, где
скоростной напор имеет существенно меньшую величину по сравнению
со скоростным напором за пределами пограничного слоя.
На рис. 3.50 приведены зависимости коэффициента давления в дон-
ной части надстройки от числа М. Как видно из этих графиков, наи-
большие величины донного разрежения получаются при расположении
надстройки в передней части модели. Наличие угла атаки во всем иссле-
дованном диапазоне чисел М приводит к возрастанию уровня донного
разрежения за надстройкой. Максимальное донное разрежение за над-
192
Глава 3
• /лг нктш/щ 1	-
9 С	J
• /Ь ftgic/rtfiuKt 5
* с мМстцш* f a
Рис. 3.43. Влияние надстройки, распо-
ложенной в средней части (Я = 3,5d)
тела вращения большого удлинения,
на распределение давления в его попе-
речном сечении Н (х = 3,86) за над-
стройкой при различных углах атаки
в числах Мх
Рис. 3.44. Влияние надстройки, рас-
положенной в кормовой части тела
вращения большого удлинения, на рас-
пределение давления в его поперечном
сечении 12 (х = 5,14) перед надстрой-
кой при различных углах атаки и чис-
лах Мх
стройкой достигается при расположении ее в меридиональном сечении
модели, соответствующем углу 7 = 90°.
Надстройка, установленная на боковой поверхности модели, оказы-
вает некоторое влияние и на продольные аэродинамические характери-
стики (Су и mz) тела вращения (рис. 3.51-3.54). Наибольший прирост
коэффициента нормальной силы, вызываемый надстройкой, получается
при расположении ее вблизи сечения миделя (7 = 90°). Как и следовало
ожидать, надстройка, установленная в кормовой части модели, приводит
к наибольшему смещению положения центра давления аэродинамических
сил назад (рис. 3.54). При дозвуковых и околозвуковых скоростях потока
надстройка, установленная в кормовой части модели, может сместить
положение центра давления по направлению от носка модели на 12—15%
ее длины.
Как было показано выше, обтекание тела вращения, имеющего
на поверхности одну надстройку, носит несимметричный характер. Это
вызывает появление боковых сил на теле. На рис. 3.55—3.58 приведены
зависимости Cz = f(a) при различных положениях надстройки подлине
Местные аэродинамические нагрузки
193

• /ел яайстроймш
* с яв/стршее j *
• /ел аайипрейле 1
* с лвйстрейлей j

Рис. 3.45. Влияние надстройки, распо-
ложенной в кормовой части тела вра-
щения большого удлинения, на рас-
Рис. 3.46. Влияние надстройки, распо-
ложенной в кормовой части тела вра-
щения большого удлинения, на рас-
пределение давления в его поперечном
сечении 13 (х = 6) перед надстройкой
пределение давления в его поперечном
сечении 14 (х = 6,56) перед надстрой-
Рис. 3.47. Влияние надстройки, расположенной в кормовой части тела вращения
большого удлинения, на распределение давления в его поперечном сечении 15
(х = 6,85) перед надстройкой при различных углах атаки и числах Мх
14 Зак. 121
194
Глава 3

Рис. 3.48. Распределение давления
вдоль продольной надстройки по ее
наветренной и подветренной сторо-
не при различных числах Afx и угле
атаки а
Рис. 3.49. Влияние расположения над-
стройки по длине тела вращения боль-
шого удлинения на коэффициент про-
дольной силы тела вращения и самой
надстройки при изменении числа Мх
и окружности модели при числах М = 0,7; 1,0; 1,77 и 3,0, а на рис. 3.59 —
зависимости Cz = /(7) при различных положениях надстройки по длине
модели. Как видно из этих графиков, при всех положениях надстройки
как подлине, так и в поперечном сечении модели боковые силы при не-
больших углах атаки (а < 5°) имеют относительно небольшие величины.
При углах атаки а > 6° надстройка, расположенная на подветренной
стороне модели вблизи ее головной части (Я = 0), приводит к воз-
никновению боковых сил значительно больших, чем при малых углах
атаки.
При обтекании тела вращения большого удлинения с несимметрич-
но установленными надстройками, равно как и с одной надстройкой,
возникают не только боковые силы, но и момент крена. Момент крена
на теле вращения обусловлен составляющей силы, действующей на над-
стройку и направленной по касательной к окружности, эквидистантной
окружности поперечного сечении тела вращения. В связи с тем, что ве-
личина этой силы изменяется в больших пределах в зависимости от места
расположения ее по длине и поперечному сечению, то и моменты крена
будут претерпевать большие изменения.
Местные аэродинамические нагрузки
195
Рис. 3.50. Зависимость коэффициента
донного давления надстройки от числа
Л1Х при различном ее расположении
на теле вращения большого удлинения
Рис. 3.51. Влияние расположения бо-
ковой надстройки (7 = 90°) по длине
тела на коэффициент нормальной си-
лы тела вращения большого удлинения
при изменении угла атаки и чисел Мх
• if лЛ	1
 ГС/ I foynyc
\ с Micmatiftri
•	0,9 в J
Рис. 3.53. Влияние расположения бо-
ковой надстройки (7 = 90°) по длине
тела на коэффициент момента танга-
жа тела вращения большого удлинения
при изменении угла атаки и чисел
Рис. 3.52. Влияние на производную
расположения надстройки подлине тела
вращения большого удлинения в зави-
симости от ориентация ее к плоскости
углов атаки при различных числах
14’
196
Глава 3
Рис. 3.54. Влияние на производную т/
расположения надстройки по длине тела
вращения большого удлинения в зави-
симости от ориентации ее к плоскости
углов атаки при раалйчных числах Мх
Рис. 3.56. Влияние на коэффициент
поперечной силы ориентации над-
стройки к плоскости углов, атаки
на различных расстояниях по длине
тела вращения большого удлинения
при изменении углов атаки на транс-
звуковых скоростях (ЛГХ = 1)
• • /•<//
Рис. 3.55. Влияние на коэффициент по-
перечной силы ориентации надстрой-
ки к плоскости углов атаки на различ-
ных расстояниях по длине тела враще-
ния большого удлинения при измене-
нии углов атаки (Л/х = 0,7) на дозвуко-
вых скоростях
Рис. 3.57. Влияние на коэффициент
поперечной силы ориентации над-
стройки к плоскости углов атаки
на различных расстояниях по длине
тела вращения большого удлинения
при изменении углов атаки на малых
сверхзвуковых скоростях (Л£х = 1,77)
Местные аэродинамические нагрузки
197
л//
Рис. 3.58. Влияние на коэффициент поперечной
силы ориентации надстройки к плоскости углов
атаки на различных расстояниях по длине тела
вращения при больших сверхзвуковых скоростях
(Мх=3,0)
Рис.3.59. Влияние на коэффициент по-
перечной силы расположения надстрой-
ки по длине тела вращения большого
удлинения в зависимости от ориента-
ции ее к плоскости углов атаки при раз-
личных числах Мх и a = 10е
Рис. 3.60. Влияние на коэффициент мо-
мента крена ориентации надстройки
к плоскости углов атаки на различ-
ных расстояниях по длине тела враще-
ния большого удлинения при измене-
нии углов атаки на дозвуковых скоро-
стях (Л/х = 0,7)
198
Глава 3
На рис. 3.60-3.63 приведены зависимости тх = /(а) при числах
М = 0,7 4- 3,0, полученные при различных положениях надстройки
по длине и окружности цилиндрической части модели. При располо-
жении надстройки на наветренной стороне модели (7 = 04- 90°) с уве-
личением угла атаки величины моментов крена модели возрастают. Это
происходит при всех положениях надстройки подлине модели.
Перемещение надстройки по длине модели на наветренной ее сто-
роне практически не оказывает влияния на величину коэффициента
момента крена модели. Во всем исследованном диапазоне чисел М мак-
симальные величины моментов крена достигаются при расположении
надстройки ца боковой поверхности модели при углах 7 = 60° 4- 90°.
Как видно из графиков тх = f(M), приведенных на рис. 3.64, при око-
лозвуковых скоростях потока наблюдается увеличение моментов крена.
С увеличением чисел М при сверхзвуковых скоростях момент крена
плавно уменьшается.
Рис. 3.61. Влияние на коэффициент мо-
мента крена ориентации надстройки
к плоскости углов атаки на различ-
ных расстояниях по длине тела враще-
ния большого удлинения при измене-
нии углов атаки на трансзвуковых ско-
ростях (Л/х = 1,0)
6//
Рис. 3.62. Влияние на коэффициент мо-
мента крена ориентации надстройки
к плоскости углов атаки на различ-
ных расстояниях по длине тела враще-
ния большого удлинения при измене-
нии углов атаки на малых сверхзвуковых
скоростях (Mv = 1,77)
Местные аэродинамические нагрузки
199
Рис. 3.64. Влияние на коэффициент мо-
мента крена расположения надстройки
по длине тела вращения большого удли-
нения в зависимости от ориентации ее
к плоскости углов атаки при различных
числах Мх и а = 10° и зависимость
mx = f(M^) для бокового расположе-
ния надстройки (7 = 90°) на различных
расстояниях по длине тела вращения
большого удлинения при a = 10е
Рис. 3.63. Влияние на коэффициент мо-
мента крена ориентации надстройки
к плоскости углов атаки на различ-
ных расстояниях по длине тела враще-
ния большого удлинения при измене-
нии углов атаки на больших сверхзву-
ковых скоростях (Мх = 3,0)
Изменение положения надстройки подлине модели оказывает боль-
шое влияние на величину момента крена при размещении ее на подве-
тренной стороне модели (7 = 120° -=- 150°). Если надстройка находится
непосредственно за головным конусом модели (Я = 0), увеличение
угла атаки вызывает возрастание момента крена. При расположении
надстройки в средней (Я = 3,5d) и кормовой (Я = 6,5d) частях мо-
дели зависимости тх = /(а) имеют совершенно иной характер, чем
при Я = 0. При Я = 3,5d и 6,5d увеличение угла атаки сверх 5° приводит
к уменьшению момента крена модели, а при углах атаки больше 10°
возникают моменты крена обратнрго знака. Отмеченные закономерности
изменения моментов крена под влиянием надстройки, установленной
на подветренной стороне модели, сохраняются во всем исследованном
диапазоне чисел М.
200
Глава 3
Возникновение моментов обратного знака на углах атаки больше 10°
при расположении надстройки на подветренной стороне модели в средней
и кормовой ее частях связано с взаимодействием надстройки с вихре-
вой системой, образовавшейся за моделью. Как было показано выше
при анализе распределения давления по поверхности надстройки, обра-
зовавшиеся вихри за телом вращения при углах атаки больше 5° приводят
к значительным изменениям условий обтекания надстроек, располо-
женных в зоне действия вихрей. В частности, образовавшиеся вихри
индуцируют на поверхности надстройки скорости обратного направле-
ния по сравнению с направлением потока на надстройке, расположен-
ной на наветренной стороне тела вращения. Это, как было показано
на рис. 3.31-3.32, приводит к тому, что коэффициент давления на по-
верхности надстройки в диапазоне углов 0 = 100° 4- 180° имеет ббльшие
значения, чем на поверхности надстройки при 0 = 04- 80°. Отмеченный
характер обтекания надстройки, расположенной в зоне действия вихрей,
и приводит к возникновению моментов крена обратного знака при углах
атаки больше 10°.
Таким образом, характер обтекания надстройки, расположенной
на подветренной стороне корпуса, а следовательно, и величина мо-
мента крена будут зависеть от того, где расположена надстройка — в зоне
действия вихревой системы корпуса или вне ее.
3.5.	Нагрузки, вызванные наличием струй двигателей
В начальные минуты подъема при полете в плотных слоях атмосферы
струи маршевых двигателей истекают в расчетном режиме (или близком
к нему). При этом происходит сильное эжектирующее воздействие струй
двигателей на поток, обтекающий кормовые части центрального корпуса
и боковых блоков (если такие имеются). В зависимости от компоновки
кормовой части транспортной космической системы эжектирующее вли-
яние струй маршевых двигателей может оказаться весьма сложным. Про-
исходящее ускорение внешнего потока, включая и поток в межблочном
пространстве, приводит к изменению местного давления на поверхности
кормовых участков системы.
По мере подъема и связанного с этим уменьшения атмосферного
давления струи газов, вытекающие из сопел маршевых двигателей, начи-
нают постепенно расширяться, и эжектирующее влияние струй на поток,
обтекающий кормовую часть, прекращается. При определенных степе-
нях нерасчетности, расширившиеся струи двигателей, представляющее
собой «жидкую* преграду, начинают тормозить поток, срывающийся
с кормовой части. В итоге усиливающегося торможения потока по ме-
ре увеличения степени нерасчетности и расширения струи возникают
условия для отрыва потока с кормовой части системы.
Местные аэродинамические нагрузки
201
В качестве простейшего примера этого воздействия можно рассмо-
треть сверхзвуковое обтекание модели тела вращения большого удли-
нения с конической носовой частью при истечении из донного среза
одиночной струи, относительное давление в которой Рв/Роо непрерывно
возрастает. При малых значениях Ра1Р<х> (до расчетного истечения струи)
отрыв потока имеет место только с краев донной части и кромки сопла
соответственно. Дальнейшее
увеличение степени нерасчетно-
сти (Рв/Роо) сопровождается не-
прерывным увеличением донно-
го давления (рис. 3.65), и при не-
котором критическом значении
Ра/Роо точка отрыва внешнего
потока начинает перемещаться
против течения по поверхности
цилиндра. При этом давление
в зоне отрыва зависит, в основ-
ном, от параметров набегающе-
го потока (Moo, Reoo) и состо-
яния пограничного слоя непо-
средственно перед точкой отры-
ва. Протяженность зоны отры-
ва и место начала отрыва тес-
но связаны с условиями вза-
имодействия внешнего и вну-
треннего течения. Так напри-
мер, если на боковой поверх-
ности тела вращения погранич-
ный слой является ламинарным,
то протяженность зоны отрыва
оказывается существенно боль-
шей, чем в случае турбулентного
пограничного слоя. При доста-
точно большом значении Ра/Роо
(см. зависимость Рв/Роо = /(/)
на рис. 3.65) величина донного
давления и, стало быть, давле-
ние в зоне отрыва начинают пре-
Рис. 3.65. Зависимость относительного да-
вления и начала отрыва потока по боко-
вой поверхности тела вращения большого
удлинения от степени нерасчетности струи:
1 — давление при безотрывном обтекании;
2 — давление в зоне отрыва при наличии
струи [52], [55]
вышать величину давления на поверхности тела вращения перед точкой
отрыва. Это обстоятельство создает условия для перемещения точки от-
рыва навстречу внешнему потоку. Точка отрыва будет перемещаться до тех
пор, пока давление во внешнем потоке перед отрывом не станет равным
давлению в области срыва за местом отрыва.
13 Зак. 121
202
Глава 3
Обычно при цилиндрической форме тела вращения (на большом
участке поверхности которого давление оказывается примерно постоян-
ным) сравнительно небольшое увеличение степени нерасчетности сопро-
вождается непрерывным перемещением точки отрыва вперед до места
излома контура при переходе конической носовой части в цилиндричес-
кую. Достигнув этой области, точка отрыва оказывается фиксированной.
Дальнейшее перемещение ее вперед потребует дополнительного увели-
чения степени нерасчетности (Рл/Р<ю) истекающей струи, при котором
давление в зоне отрыва превысило бы величину давления на поверхности
носового конуса. Если это происходит, то точка отрыва быстро пере-
мещается в вершину носового конуса и вся поверхность тела вращения
оказывается «погруженной» в зону срыва. Если наличие уже небольшого
участка срывного течения влияет на величины аэродинамических харак-
теристик летательного аппарата, то полное погружение его в зону срыва
приводит к радикальному их изменению и в особенности к изменению
характеристик устойчивости и управляемости. Заметим, что на поло-
жение точки отрыва (хОтр) существенное влияние оказывает величина
относительного диаметра струи, выраженная в виде отношения диаметра
сопла (da) к диаметру тела вращения (d). При заданной степени нерасчет-
ности увеличение относительного диаметра струи приводит к увеличению
протяженности срывной зоны (см. рис. 3.65).
Следует иметь в виду, что даже небольшие угловые перемещения тела
вращения сопровождаются относительно большими смещениями точки
отрыва по наветренной и подветренной стороне. При этом на подве-
тренной стороне протяженность зоны отрыва оказывается большей, чем
на наветренной.
Картина течения, рассмотренная для тела вращения с одной струей,
сохраняется и для случая нескольких струй, вытекающих из донного среза.
В этом случае, в отличие от рассмотренного выше, за счет взаимодействия
струй между собой и образования обратных течений в срывную зону будет
поступать дополнительная масса газа.
Отрыв потока с поверхности летательного аппарата может также
иметь место при истечении сильно недорасширенных струй из упра-
вляющих двигателей, установленных на боковых поверхностях. В этом
случае в зависимости от места расположения струй может как ослабевать,
так и усиливаться эффективность управляющих двигателей за счет пере-
распределения давления по боковой поверхности летательного аппарата
и возникновения аэродинамических сил, дополняющих реактивную силу
управляющего двигателя.
Местные аэродинамические нагрузки
203
3.6.	Нестационарность
местных аэродинамических нагрузок
Рис. 3.66. Схема некоторых ре-
жимов обтекания тел вращения
с конической носовой частью
при трансзвуковых скоростях [59]
Характерной особенностью местных
аэродинамических нагрузок является их
нестационарность. Это связано с тем, что
большинство местных нагрузок возника-
ет в местах изломов контура поверхно-
сти, всевозможных выступов, также име-
ющих угловые изломы в своих очертани-
ях, в местах интерференции отдельных
частей, составляющих транспортную си-
стему. Как правило, в этих областях име-
ет место «пиковый» характер распреде-
ления давления с резкими градиентами
давления. Естественно, что это является
причиной возникновения отрывов пото-
ка. В данном случае речь идет не о зо-
нах отрыва, характерных для обтекания
при больших углах атаки, а о местах
нестационарного обтекания при малых
углах атаки. Характерной особенностью
такого обтекания является существенные по амплитуде и частоте коле-
бания давления. Эти колебания или, точнее, пульсации давления могут
быть связаны со следующими случаями обтекания при трансзвуковых
скоростях, которые схематически изображены на рис. 3.66. Случай А
соответствует колебаниям давления в срывной области, образовавшейся
у излома контура тела вращения. Случай Б наблюдается при нестацио-
нарном чередующемся срыве, при котором оторвавшийся от поверхности
поток вновь к ней присоединяется и вновь отрывается. Случай В име-
ет место в течениях с пульсирующим скачком, благодаря перемещению
которого непрерывно изменяется зона отрыва и точка начала отрыва.
Случай Г соответствует колебаниям давления в присоединенном к те-
лу пограничное слое. Ряд исследований показывает, что для второго
и третьего случая характерны наиболее сильные колебания давления.
(Исследования были проведены при числе Re “ 0,27 • 10е -г 0,43 • 106.)
Возникновение сильных пульсаций давления, вызванных отрывом
течения и взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем,
в условиях реального летательного аппарата может сопровождаться коле-
баниями всей конструкции и разрушением некоторых ее элементов.
Исследования величины давления непосредственно за изломом кон-
тура (0,5d от излома) на цилиндрическом теле с конической головной
частью показали, что в определенном интервале чисел имеют место
13*
204
Глава 3
разрывы в зависимостях Ср = f(M). Иными словами, на цилиндри-
ческой части непосредственно за изломом контура величина давления
сильно колеблется. По зависимостям, приведенным на рис. 3.67, можно
приближенно определить интервал чисел Мх, в котором течение оказы-
вается нестационарным. Эти интервалы чисел на диаграммах отмече-
ны соответствующими обозначениями. В отмеченных пределах давление
пульсирует, что свидетельствует о периодическом изменении характера
обтекания, при котором, в одном случае, поток оказывается присоеди-
ненным к поверхности тела, а в другом — оторванным от поверхности
в месте излома образующей. В тех же исследованиях обнаружено, что
увеличение угла конуса создает условия для появления чередующегося об-
текания при более высоких числах М^. Влияние угла атаки на изменение
характера потока, обтекающего тело, подобно влиянию угла при вершине
у носового конуса. При этом подветренная сторона цилиндрической части
модели оказывается аналогичной модели с конусом, имеющим больший
угол при вершине, в то время как наветренная сторона цилиндрической
части аналогична случаю модели с меньшим углом конуса.
Рис. 3.67. Зависимости коэффициентов давления от числа ЛГХ для различных
углов атаки тела вращения с конической головной частью [59]
Местные аэродинамические нагрузки
205
Разница между коэффициентами статического давления подлине мо-
дели, измеренная при числах М^, меньших или больших того интервала
чисел Моо, при которых происходит чередующееся изменение характера
обтекания со срывом и присоединением, приведена на рис. 3.68. Там же
приведены зачерненные точки, полученные из измерений максимальных
значений пульсирующего давления по записям осциллографа. Сравнение
экспериментальных точек указывает на соответствие значений ДСр, по-
лученных по статическим измерениям давления и измерениям пульсиру-
ющего давления при нестационарном обтекании модели. Таким образом,
на основании распределения статического давления можно определить
область модели тела вращения, подверженной неустановившимся на-
грузкам, число Моо невозмущенного потока, при котором это может
происходить, и величину амплитуды этих нагрузок.
Чередование срыва и присоединения потока к поверхности тела
является стационарно беспорядочным процессом. В ряде случаев мож-
но наблюдать колебания давления в виде волны прямоугольной формы.
При определенных геометрических параметрах модели и параметрах набе-
гающего потока и состоянии пограничного слоя в явлении чередующегося
срыва можно наблюдать гистерезис. Иными словами, интервал чисел Mqq,
Рис. 3.68. Разница между
значениями коэффициентов
давления вдоль цилиндри-
ческой поверхности, изме-
ренная при значениях чи-
сел Мж, меньших и боль-
ших диапазона чередующе-
гося отрыва [59]
206
Глава 3
в котором чередуется срыв и присоединение потока, может изменяться
в зависимости от того, увеличивается ли скорость набегающего потока
или уменьшается. В исследованных случаях отрыва и присоединения по-
тока наибольшая энергия наблюдается в низкочастотной области спектра.
Рис. 3.69. Среднее положение прямо-
го скачка уплотнения вдоль цилин-
дрической образующей для чисел Л/,
при которых наблюдается устойчивое
присоединение потока: 1 — местная
сверхзвуковая зона; 2 — прямой ска-
чок уплотнения 159]
При увеличении скорости свы-
ше рассматриваемого диапазона (то
есть при числах при которых
наблюдается устойчивое присоедине-
ние потока) скачок уплотнения (за-
мыкающий зону местных сверхзвуко-
вых скоростей) располагается на ци-
линдрической части модели. Типич-
ная зависимость среднего его поло-
жения на цилиндре с конической но-
совой частью приведена на рис. 3.69.
В области расположения скачка уп-
лотнения имеет место резкий пе-
репад . давления, поэтому отклоне-
ние скачка от своего среднего по-
ложения сопровождается резким из-
менением давления на поверхности
модели в этой области (рис. 3.70).
Вне этой области (перед и за скач-
ком уплотнения) наблюдаются отно-
сительно малые колебания давления. Энергетические спектры колебания
давления представлены на рис. 3.71 для числа М, соответствующего мак-
симальным колебаниям давления на рис. 3.70. Для обоих диапазонов
частот энергетические спектры похожи на спектры колебаний давления
в аэродинамической трубе. Поэтому можно сделать вывод, что скачок
уплотнения отвечает на возмущения потока воздуха в трубе. Однако
этот результат не исключает возможных пульсаций скачка уплотнения
на летательном аппарате в натурном полете. Атмосферная турбулент-
ность и вибрации летательного аппарата являются двумя возможными
возмущениями, которые могут действовать как механизм возбуждения
пульсации скачка уплотнения.
Следует заметить, что изложенные выше результаты исследований
являются далеко не исчерпывающими, так как относятся к конкретной
модели и заданным условиям в аэродинамической трубе. Дело в том,
что явление чередующегося отрыва и прилипания потока может зависеть
от ряда причин. К таким причинам следует отнести состояние погра-
ничного слоя и связанное с этим влияние числа Re. При ламинарном
пограничном слое следует ожидать большее влияние числа Re, нежели
при турбулентном. Другой существенной причиной может быть влияние
Местные аэродинамические нагрузки
207
Рис. 3.70. Колебание коэффициента давления в области расположения прямого
скачка уплотнения (59]
стенок трубы. Чем больше модель по сравнению с площадью поперечного
сечения рабочей части трубы, тем ббльшие искажения вносят стенки в ха-
рактер отрыва и пульсации давления. Особенно сильно это проявляется
при трансзвуковых скоростях.
Возникновение пульсации давления на поверхности тела вращения
является особенностью не только трансзвуковых скоростей. Они могут
возникать и при сверхзвуковых скоростях, хотя в последнем случае при-
чины и механизм явления оказываются несколько другими. Пульсации
давления при сверхзвуковых скоростях исследовали на цилиндрическом
Рис. 3.71. Энергетические спектры
колебаний давления для числа	,
соответствующего максимально-
му перепаду для задающей точки
вдоль цилиндрической образую-
щей [59]
208
Глава 3
теле вращения с оживальной формой носа и коническим переходником
в кормовой части модели (рис. 3.72). Наличие турбулизатора на носу мо-
дели позволило проводить исследования в условиях турбулентного погра-
ничного слоя. Среднеквадратичные величины пульсаций давления
отнесенные к скоростному напору q и измеренные различными автора-
ми, имеют общую тенденцию к уменьшению с 0,004 до 0,002 по мере
возрастания числа М от 1,6 до 2,5 (см. рис. 3.72).
* Спикер и Эилмен (стенка трубы)
а Белчер (Лётные данные)
о Кистлер и Лофер
А Вильямс (Стенка трубы)
• AIAA Paper N 68-77
Рис. 3.72. Зависимость коэффици-
ента среднеквадратичной величины
пульсации давления в зоне отрыва
от числа Мх (по опытам различных
исследований): 1 — турбулизатор
(шероховатость n/d » 8,3 • 10“4) [53]
При сверхзвуковых скоростях одним из характерных мест отры-
ва потока является область поверхности тела вращения перед уступом.
На рис. 3.73 показана схема течения на поверхности модели перед ко-
ническим уступом. Сопоставление схемы течения с распределением да-
вления вдоль модели (зависимость = f(x) на рис. 3.73) показывает,
что величина статического давления в присоединенном пограничном
слое (до точки отрыва) модели практически совпадает со статическим
давлением невозмущенного потока. Перед точкой отрыва погранично-
го слоя, где находится косой скачок уплотнения, имеет место резкое
возрастание величины статического давления, которое в области отры-
ва стремится к постоянной величине. В точке излома контура модели
(перед конической частью) вновь наблюдается увеличение статического
давления. Величины среднеквадратичных пульсаций давления, отнесен-
ные к скоростному напору невозмущенного потока, изменяются вдоль
Местные аэродинамические нагрузки
209
Рис. 3.73. Сопоставление схемы течения с коэффициентами давления и средне-
квадратичными величинами пульсации давления перед уступом:
1 — граница пограничного слоя; 2 — отсоединенный скачок уплотнения, вы-
званный коническим уступом; 3 — разделительная линия тока; 4 — точка
присоединения потока; 5 — область обратного течения; 6 — линия нулевых
скоростей [53]
210
Глава 3
тела вращения в соответствии с распределением статического давления.
Из сравнения зависимостей и = f(x) на рис. 3.73 можно видеть,
что в местах наибольшего градиента статического давления возникают
наибольшие величины пульсаций давления. Кроме этого, можно видеть,
что в области срыва величина пульсации давления практически постоян-
на вдоль тела вращения, но значительно превосходит соответствующую
величину в присоединенном потоке. В тех же исследованиях получено,
что в продольном направлении взаимоспектральные плотности пуль-
сации давления могут быть выражены затухающими синусоидальными
функциями. Корреляции пульсаций давления в присоединенном потоке
оказываются существенно большими, чем в сорванном.
3.7.	Донное давление
Донное давление не только определяет величины местных нагрузок,
действующих на донные поверхности элементов конструкции, но и явля-
ется параметром, определяющим суммарные аэродинамические характе-
ристики транспортной космической системы.
Разрежение, образующееся за донным срезом тела вращения при об-
текании его внешним потоком, обуславливает часть лобового сопротивле-
ния. В случае тела вращения большого удлинения донное сопротивление
при трансзвуковых скоростях может превосходить 30% полного сопроти-
вления. Поэтому определение местной аэродинамической нагрузки, дей-
ствующей на донные поверхности, а также оценка суммарных аэродина-
мических характеристик, параметров траекторий полета и требуемых тяг
ракетных двигателей невозможны без знания величины донного давления.
Возникновение разрежения за дном тела вращения является сложным
явлением, существенно различающимся при дозвуковых и сверхзвуковых
скоростях обтекания. В том и в другом случае оно существенно зависит
от состояния пограничного слоя, стекающего за донный срез, и геоме-
трических параметров самого тела вращения. Кроме того, оно пропор-
ционально скоростному напору внешнего набегающего потока. Влияние
числа Re наиболее сильно проявляется при малых значениях, то есть
при ламинарном пограничном слое и в области чисел Re, соответствую-
щих переходу ламинарного слоя в турбулентный. В случае турбулентного
пограничного слоя величина донного давления практически не зависит
от числа Re. При рассмотрении вопросов, связанных с донным давлением,
следует иметь в виду, что пограничный слой, стекающий с поверхности
тела, охватывает область донного разрежения, отделяя ее от внешнего
потока. В результате этого эжектирующее действие наружного потока
ослабляется и величина разрежения за дном уменьшается. Естественно
поэтому, чем толще пограничный слой у донного среза (длинное тело
или большая шероховатость), тем больше донное давление и тем меньше
Местные аэродинамические нагрузки	211
донное сопротивление. Исследования показывают, что у тел вращения
большого удлинения увеличение угла атаки примерно до a « 5° практи-
чески не влияет на величину донного давления. С ростом температуры
поверхности тела донное давление возрастает.
При изучении донного давления оно обычно представляется в виде
безразмерных коэффициентов
Р _ Аон п _ -Рдон “ -Роо
*дон — р и	,
*00	Ч
где Рдон— давление на дне модели тела вращения; Роо — статическое
давление невозмущенного потока; q —• скоростной напор.
В качестве примера на рис. 3.74 приведены оба эти коэффициента
в функции числа М для модели тела вращения с оживальной формой
носовой части. Исследования были проведены при наличии на модели
турбулентного пограничного слоя.
Выражение коэффициента донного давления в виде Ср^ =
удобно при вычислении коэффициентов сил (и в частности сопроти-
вления), действующих на тело. Зависимость Ср^ = f(M) имеет макси-
мум по модулю в области трансзвуковых скоростей, что свидетельствует
о наибольшем коэффициенте донного сопротивления в этом диапазо-
не скоростей. При сверхзвуковых скоростях величина Ср** непрерывно
убывает с ростом числа Af, что в большой мере определяется возра-
станием скоростного напора. Это обстоятельство затрудняет изучение
характера донного давления в сверхзвуковом диапазоне чисел М. В этом
отношении более удобным представлением величины донного давления
является выражение его в виде коэффициента относительного донного
давления Рдон/Роо-
Следует иметь в виду, что при испытаниях в аэродинамической
трубе весьма трудно получить правильные значения донного давления.
По рис. 3.74 видно, что как в случае боковой, так и донной державки
имеет место существенный разброс экспериментальных точек. Это явля-
ется следствием влияния на течение в донной области как самих под-
держивающих устройств, так и их взаимодействия с внешним потоком
и со стенками рабочей части трубы. Искажения донного давления достига-
ют наибольшей величины в трансзвуковом диапазоне чисел М. Наиболее
надежный способ экспериментального определения донного давления —
это определение его в свободном полете. Однако при этом возникают
свои сложности, затрудняющие широкое использование этого метода.
На реальных ракетах в донной части обычно располагаются сопла
реактивных двигателей. При их работе в донной части устанавливается
давление, существенно отличающееся от того, которое было бы в случае
отсутствия работающих двигателей. Иными словами, донное давление,
измеренное на модели ракеты без работающих двигателей, не имеет боль-

8ft Oft Oft 1ft 9ft 9ft 1ft 1ft 2ft 2ft 2ft H~
Рис. 3.74. Зависимость коэффициента донного давления и относительного донного давления от числа Мх [60]
Глава 3
Местные аэродинамические нагрузки
213
шого практического значения. Это обстоятельство оправдывает предста-
вление аэродинамических характеристик моделей тел вращения (близких
к формам корпусов ракет) за вычетом донного давления, измеренного
во время эксперимента в аэродинамической трубе. На область донного
среза модели в этом случае условно распространяют величину статиче-
ского давления потока, обтекающего модель. Такой способ применен
в ряде случаев, для которых выше были приведены аэродинамические
характеристики тел вращения большого удлинения.
В условиях конкретного летательного аппарата донное давление
при наличии струй двигателей в большой мере будет зависеть как от внеш-
него потока и газодинамических параметров струи, так и от количества
и взаимного расположения струй в донной части аппарата. Естественно,
что простейшим случаем будет являться плоская донная часть с оди-
ночной центральной струей. Обтекание тела вращения сопровождает-
ся возникновением спутной области течения с тороидальным вихрем,
расположенным непосредственно за донным срезом. Появление струи
приводит к тому, что тороидальный вихрь распадается на два вихря —
внешний и внутренний. При этом внешний тороидальный вихрь, свя-
занный с внешним потоком, сохраняет направление вращения исходного
вихря, существовавшего при отсутствии струи, а внутренний тороидаль-
ный вихрь, связанный со струей, приобретает противоположное напра-
вление вращения. Увеличение импульса и связанное с этим изменение
газодинамической структуры струи сопровождается изменением размеров
вихрей и соответствующего донного давления. Вначале донное давление
растет (донное сопротивление падает), достигая первого максимума, а за-
тем начинает уменьшаться (донное сопротивление растет). Такой характер
изменения донного давления наблюдается до расчетного истечения. Даль-
нейшее увеличение импульса струи свыше расчетного истечения вновь со-
провождается увеличением донного давления (или уменьшением донного
сопротивления). Типичные зависимости изменения коэффициентов отно-
сительного донного давления в широком диапазоне степеней нерасчетно-
сти струи приведены на рис. 3.75. Наиболее сильное возрастание донного
давления (превосходящее значение Рдон/^оо = 1,0) наблюдается при боль-
ших степенях нерасчетности, существенно превышающих расчетное ис-
течение. Это уже связано с коренным перестроением обтекания кормовой
части тела вращения, при котором сильно недорасширенная струя вызы-
вает отрыв потока с боковой поверхности тела вращения (см. рис. 3.75).
В качестве иллюстрации влияния количества сопел двигателей
на донное давление на рис. 3.76 приведены результаты исследований
донного сопротивления для односопловой и двухсопловой компонов-
ки тел вращения в зависимости от числа при различных значениях
отношения давления торможения в струе к статическому давлению невоз-
мущенного внешнего потока. Обе модели имели практически одинаковую
214
Глава 3
Рис. 3.75. Зависимость относительного донного давления от степени нерасчетно-
сти струи [54], [58]
Рис. 3.76. Зависимость дон-
ного сопротивления для од-
носопловой и двухсопловои
компоновки кормовой части
от числа при различных
отношениях давления тормо-
жения в струе к статическо-
му давлению невозмушенного
потока [57]
форму перед донным срезом, что давало воз-
можность в неискаженном виде сравнивать
влияние количества струй на величину дон-
ного давления. При отсутствии струй донное
сопротивление не зависит от числа М» в ис-
следованном диапазоне и почти одинаково
для обеих компоновок. Донное сопротивле-
ние определено по среднему давлению в ряде
точек донного среза (см. рис. 3.76). Величина
донного давления качественно согласуется
с результатами, приведенными на рис. 3.74.
При наличии струй донное сопротивление
возрастает по мере увеличения отношения
Д/Роо- Наибольшее увеличение донного со-
противления наблюдается при малых дозву-
ковых скоростях для двухсопловой компо-
новки.
Распределение давления по радиусу дна
тела вращения при наличии струи оказыва-
ется существенно непостоянным. В ряде слу-
чаев максимум давления наблюдается вблизи
сопла, а его минимум — в периферийной ча-
сти донного среза. Особенно сложным рас-
пределение давления оказывается при нали-
Местные аэродинамические нагрузки	215
чии в донной части нескольких струй. В этом случае при малых степенях
нерасчетности (до расчетного истечения струи) внешний поток засасы-
вается в пространство между струями. При больших степенях нерасчет-
ности, особенно после того как на некотором расстоянии до донного
среза струи начинают смыкаться, воздух в пространстве между струями
начинает вытекать во внешний поток. Такое перестроение течения оказы-
вает заметное влияние на величину донного сопротивления. В частности,
при полете летательного аппарата на режимах до расчетного истече-
ния, т. е. при малых степенях нерасчетности, наличие струй двигателя
увеличивает донное сопротивление, а на режимах, соответствующих не-
дорасширенному истечению, т. е. при больших степенях нерасчетности,
наличие струй двигателей уменьшает донное сопротивление.
Рис. 3.77. Сравнение величин и характера изменения коэффициента донного
давления при наличии и отсутствии струй в функции числа Мх
Аэродинамическая компоновка транспортных космических систем
в большинстве случаев оказывается значительно более сложной, чем
компоновка обычных ракетных систем. Возрастает также и сложность
компоновки самих сопловых блоков. На рис. 3.77 приведены результаты
исследований донного сопротивления отдельных частей транспортной
космической системы при отсутствии и наличии струй двигателей. Ра-
бота двигателей и истекающие струи имитировались холодным сжатым
воздухом высокого давления. Числа Рейнольдса (отнесенные к метру)
216
Глава 3
изменялись в пределах 2 4-4- 107. Зависимости Ср** = /(Afoo) показыва-
ют, что наличие струй двигателей не только изменяет величину донного
сопротивления, но и существенно влияет на характер изменения ко-
эффициента донного сопротивления в функции числа М^. Несмотря
на сложность рассматриваемой в данном случае аэродинамической ком-
поновки, величина Ср^ и характер изменения ее в функции числа Мж
при отсутствии струй двигателей близки к тому, что приведено на рис. 3.74
для тела вращения большого удлинения.
Наличие струй двигателей существенно увеличивает донное сопро-
тивление при дозвуковых и трансзвуковых скоростях внешнего потока.
Это оказывается практически одинаковым как для центрального корпуса
системы, так и для ее боковых блоков. По мере увеличения сверхзвуковой
скорости донное сопротивление падает в соответствии с уменьшением
давления внешнего потока и изменением характера обтекания сопловых
блоков (см. схемы на рис. 3.77). При достаточно развитом сверхзвуко-
вом потоке и соответствующей компоновке соплового блока на донной
поверхности вместо разрежения может возникнуть давление.
Гпава 4
Органы стабилизации
и управления
4.0.	Предварительные замечания
В том случае, когда летательный аппарат не обладает достаточ-
ной степенью статической устойчивости, применяются различные виды
стабилизирующих устройств. В ряде случаев стабилизирующие устрой-
ства одновременно выполняют роль управляющих устройств. Известно
и успешно применяется большое количество разнообразных стабилизи-
рующих и управляющих устройств.
Применительно к транспортным космическим системам их мож-
но условно разделить на две группы. К одной из них следует отнести
средства, использующие аэродинамические силы. К другой — средства,
прямо или косвенно использующие реактивную силу истекающих струй
двигателей. Естественно, что средства, использующие аэродинамические
силы, обладают наибольшей эффективностью в плотных слоях атмосфе-
ры, где имеют место высокие значения скоростного напора. В разре-
женных слоях атмосферы эти средства; несмотря на высокие скорости
потока, теряют эффективность из-за уменьшения скоростного напора.
Кроме этого, при сверхзвуковых скоростях полета, которые достигаются
на больших высотах, некоторые виды средств, использующих аэроди-
намические силы, теряют свою эффективность. Исключением из этого
является простейшее средство стабилизации в виде расширяющейся ко-
нической формы кормовой части корпуса. Как видно из рис. 2.12, величи-
на производной тела вращения с конической формой кормовой части
практически не уменьшается с ростом чисел Мж в сверхзвуковом диапа-
зоне скоростей. Это обстоятельство используется в компоновках первых
ступеней ракет-носителей. Правда, в этом случае оно неизбежно сопро-
вождается ростом донного сопротивления на дозвуковых и трансзвуковых
скоростях вследствие увеличения площади донной поверхности. Наибо-
лее целесообразным такой вид стабилизатора оказывается для второй
ступени ракеты-носителя, которая совершает полет при сверхзвуковых
скоростях на больших высотах. С ростом числа Мж донное сопротивление
убывает, а эффективность конического стабилизатора не уменьшается.
218
Глава 4
Виды управляющих и стабилизирующих средств, основанные на ис-
пользовании реактивной силы истекающих струй двигателей, не связаны
с величиной скоростного напора и могут использоваться как в плотных,
так и в разреженных слоях атмосферы.
Основная аэродинамическая проблема всех видов рассматриваемых
средств заключается в получении наибольших управляющих и стабили-
зирующих моментов при наименьших шарнирных моментах. Желательно
при этом, чтобы применение стабилизирующих и управляющих средств
не сопровождалось увеличением сопротивления и явлениями неустой-
чивости обтекаемого потока, а также не приводило к конструктивным
осложнениям.
Ниже рассматриваются аэродинамические характеристики некото-
рых видов стабилизирующих и управляющих устройств, нашедших ши-
рокое применение на транспортных космических системах, и некоторые
перспективные виды устройств.
4.1.	Органы стабилизации
и управления крыльевого типа
Стабилизаторы крыльевого вида, устанавливаемые в кормовых ча-
стях соответствующей ступени транспортной космической системы, вы-
полняют роль оперения, аналогичную многим летательным аппаратам.
Основным параметром, определяющим эффективность оперения, явля-
ется нормальная сила, возникающая при наличии угла атаки. Исследо-
вания эффективности стабилизаторов крыльевого вида были выполнены
на модели тела вращения с общим удлинением Л = 10,35, состоящей
из носового острого конуса (с полууглом раствора 9t = 11,5°), сред-
ней цилиндрической части и кормовой конической части с различными
полууглами раствора (В9к = -4°, 0, 4° и 8°). Четырехконсольные ста-
билизаторы устанавливались на конической кормовой части корпуса.
Исследования проводились только при +-образном ориентировании ста-
билизатора.
Аэродинамические коэффициенты стабилизаторов получались как
разность между их значениями у моделей с установленными и снятыми
стабилизаторами. При таком определении аэродинамические характе-
ристики содержат влияние интерференции стабилизатора с корпусом
ракеты. При вычислении аэродинамических коэффициентов силы отно-
сились к площади двух консолей, а моменты, вычисленные относительно
носика бортовой хорды, — к той же площади и длине бортовой хорды.
(Длина бортовой хорды измерялась в направлении оси корпуса от точки
пересечения передней кромки консоли с поверхностью корпуса до задней
кромки.)
Органы стабилизации и управления
219
Общий вид исследованной модели приведен на рис. 4.1, а геометри-
ческие параметры стабилизаторов — в табл. 4.1.
Рис. 4.1. Зависимость коэффициента нормальной силы оперения от угла атаки
при различных числах Afx и зависимость производной коэффициента нормальной
силы оперения по углу атаки (при а = 0) от числа Мх
Вследствие небольшой относительной толщины применяемых ста-
билизаторов крыльевого вида их сопротивление мало изменяется при уве-
личении числа Мх, в области малых углов атаки. При заданной площади,
относительной толщине и форме профиля сопротивление в основном
определяется величиной удлинения консолей стабилизатора. При этом
с ростом удлинения сопротивление стабилизатора увеличивается в связи
с увеличением его размаха.
В качестве иллюстрации на рис. 4.1 приведены зависимости Су =
/(а) при различных числах М» и CJ =	которые являются
типичными для стабилизаторов крыльевого вида. Эти зависимости по-
казывают, что наибольшей эффективностью (величина С%) стабилизатор
крыльевого вида обладает при дозвуковых и трансзвуковых числах М^.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей с ростом чисел происходит
уменьшение величины производной Су при одновременном нарушении
линейного изменения Cv = /(а) и уменьшении угла атаки, при котором
достигается максимальное значение величины коэффициента нормаль-
ной силы.
На рис. 4.2 приведены результаты исследований влияния геометри-
ческих параметров стабилизаторов (см. табл. 4.1), установленных на ци-
линдрической и конической кормовой части модели, на величину произ-
водной Су.
Характер изменения коэффициента нормальной силы с углом атаки
зависит как от геометрических параметров оперения, так и от числа М
Рис. 4.2. Зависимость производной коэффициента нормальной силы по углу атаки от числа Мх для one*
рений различной формы, установленных на цилиндрической и конической кормовой части тела вращения
большого удлинения
Глава 4
Геометрические параметры исследованных вариантов стабилизаторов
Таблица 4.1
	= 8°							«,.=0						
Вариант стабилизатора	1	2	3	4	5	6	7	1	2	3	4	5	6	7
Удлинение пера стабилизатора * = £>/$<	1,09	0,575	0,433	0,444	0,512	0,95	1,33	1,475	0,81	0,56	0,81	0,81	1,15	1,475
Относительный размах стабилизатора 1 = l/d	1,64	1,64	1,64	1,64	1,64	1,82	1,92	1,64	1,64	1,64	1,64	1,64	1,82	1,96
Угол скоса передней кромки Лп.к.	60’	60°	60*	0	45°	60°	60°	60°	60°	60’	0	45°	60’	60’
Относительная плошадь двух перьев стабилизатора, омываемых потоком S =	0,113	0,313	0,58	0,36	0,334	0,414	0,47	0,358	0,65	0,94	0,65	0,65	0,748	0,805
Сужение пера стабилизатора П = 6б/6к	3,09	1,86	1,64	1,0	1,39	2,68	4,06	4,55	2,08	1,64	1,0	1,508	3,0	4,55
Средняя относительная толщина стабилизатора с = е/6ср|%|	11.1	4,85	3,11	4,5	4,75	5,45	6,0	8,2	4,5	3,11	4,5	4,5	5,0	5,6
Органы стабилизации и управления
222
Глава 4
потока. Если удлинение отдельной консоли оперения больше единицы,
то как при сверхзвуковых, так и при дозвуковых скоростях зависи-
мость СУо1| оказывается практически линейной вплоть до углов атаки,
близких к углам, соответствующим максимальному значению Су. Если
же удлинение меньше единицы, то при дозвуковых скоростях зави-
симость СУоп = /(о) утрачивает линейность. При этом величина СУоп
до а = 6° оказывается заметно меньшей, чем при больших углах атаки.
Максимальное значение СУоп при дозвуковых и трансзвуковых скоростях
достигается на углах атаки, больших 15°, что обеспечивает эффектив-
ную работу стабилизатора в широком диапазоне летных углов атаки.
При переходе к сверхзвуковым скоростям максимальные значения СУоп
достигаются на существенно меньших углах атаки. При этом чем больше
удлинение стабилизатора и чем меньше угол скоса передней кромки, тем
при меньших углах атаки достигается максимальное значение СУоп. Это
обстоятельство следует иметь в виду при выборе формы стабилизатора
для обеспечения эффективной его работы до максимально больших углов
атаки при сверхзвуковых скоростях.
При заданной форме и удлинении тела вращения, на котором уста-
новлено оперение, его эффективность и, в первую очередь, производ-
ная зависят от ряда геометрических параметров. К ним следует
отнести отношение размаха оперения к диаметру тела вращения, на кото-
ром оно установлено, сужение оперения, угол скоса его передней кромки,
относительную толщину и профиль оперения и, наконец, его удлине-
ние. Все эти геометрические параметры оказывают наибольшее влияние
на эффективность оперения при дозвуковых и трансзвуковых скоростях.
При сверхзвуковых скоростях нормальная сила оперения в основном
определяется его площадью и углом атаки.
Анализ экспериментальных исследований показывает, что для обыч-
но применяемых размеров оперений наибольшее влияние на величину
нормальной силы оказывает удлинение. На рис. 4.3 приведены зависи-
мости производной нормальной силы оперении по углу атаки от его
удлинения. Эти зависимости получены на основании обработки экспе-
риментальных исследований тел вращения с оперениями, имеющими
весьма различные геометрические параметры. Отношение размаха опе-
рения к диаметру тела вращения, на котором оно было установлено,
изменялось от 1,64 до 1,96. Сужение оперения (отношение бортовой
хорды к концевой) изменялось от 1,0 до 5,05; угол скоса передней кром-
ки — от 0° до 60°; средняя относительная толщина участков оперения,
омываемых потоком, — от 3,11% до 11,1%. При этом полуугол раствора
конического кормового участка тела вращения, на котором располагалось
оперение, изменялся от 8 до -4°. Естественно, что экспериментальные
точки разместились в соответствующих полосах, которые на рис. 4.3 обо-
значены штриховкой. Средние линии, проведенные внутри этих полос,
свидетельствуют о том, что при дозвуковых и трансзвуковых скоростях
Органы стабилизации и управлении
223
увеличение удлинения оперения сопровождается возрастанием величи-
ны производной Су**. При сверхзвуковых скоростях влияние удлинения
проявляется только при малых его значениях. Приведенными средни-
ми зависимостями Сум = /(А) можно пользоваться для приближенного
определения величины.нормальной силы оперения. При этом точку при-
ложения нормальной силы оперения следует располагать при дозвуковых
скоростях на 25% средней геометрической хорды консоли, омываемой
потоком, от ее носика и, соответственно, на 50% — при сверхзвуковых
скоростях.
Рис. 4.3. Осредненные зависимости производных коэффициентов нормальной
силы оперений по углу атаки при различных числах Мх от величины удлинения
оперения
При заданной форме в плане эффективность оперения может зави-
сеть от формы и относительной толщины профилей консолей. Известно,
что при околозвуковых скоростях имеет место уменьшение эффектив-
ности за счет возникновения срыва за скачком уплотнения в задней
сужающейся части профиля консоли. Поэтому стабилизатор, образован-
ный профилями с большой относительной толщиной, будет уменьшать
свою эффективность при меньших дозвуковых скоростях, чем стабили-
затор, образованный профилями с меньшей относительной толщиной.
Для сверхзвуковых скоростей линейная теория Аккерета
с"»	4
Тмгтт
указывает на уменьшение величины коэффициента нормальной силы
с ростом чисел М. С ростом угла атаки, как указывает более точная те-
ория, имеет место увеличение значения С%. Если при этом стабилизатор
будет иметь клиновидный профиль, то его эффективность будет увеличе-
на пропорционально местному углу наклона поверхности. Следует иметь
в виду, что клиновидный профиль свободен от вредного влияния срывов,
224
Глава 4
наблюдаемых при околозвуковых скоростях на обычных профилях. Од-
нако при этом за счет большой плошади дна он будет иметь повышенное
сопротивление.
Рис. 4.4. Зависимость коэффициентов нормальной силы, действующей на от-
дел ьную пл ос кость +- и х-образного оперения, от угла атаки при различных
числах Afx и зависимости приращения коэффициента нормальной силы, возника-
ющей на поверхности тела вращения под влиянием двух плоскостей х-образного
оперения и одной плоскости +-образного оперения, от угла атаки при дозвуковых
и сверхзвуковых числах Afx
Выше были рассмотрены суммарные аэродинамические характери-
стики оперения, состоящего из четырех консолей, расположенных на те-
ле вращения большого удлинения и ориентированных по отношению
к набегающему потоку +- или х-образно. Представляет практический
интерес выяснение того, как аэродинамическая нагрузка распределяется
по отдельным консолям оперения. С этой целью были проведены изме-
рения нормальной силы и момента крена, действующих непосредственно
на отдельную консоль оперения, расположенную на теле вращения.
При вычислении аэродинамических коэффициентов силы относились
к площади одной консоли, равной 8,4% от площади поперечного ми-
делевого сечения модели. Момент крена относился к той же площади,
к размаху консоли стабилизатора, равной 0,2d, и вычислялся относи-
тельно бортовой хорды. Исследования показали,, что силы и моменты,
действующие на отдельную консоль стабилизатора, существенно зависят
от расположения ее на теле вращения и ориентации к набегающему
потоку (см. зависимость = /(а) на рис. 1.5). Наибольшие значения
Органы стабилизации и управления
225
коэффициента нормальной силы в исследованной области углов ата-
ки наблюдаются в случае расположения консоли в системе +-образно
расположенного стабилизатора (на схемах, приведенных на рис. 1.5, со-
ответствующие рассматриваемые консоли оперении зачернены). В случае
х-образного стабилизатора на нижнюю консоль (7 = -45°) действу-
ет нормальная сила, существенно большая, чем на верхнюю консоль
(7 = 45°). У верхней консоли х-образного стабилизатора коэффициент
нормальной силы наиболее рано (по углам атаки) достигает максималь-
ного значения. Для нижней консолр х-образного стабилизатора макси-
мальное значение в исследованном диапазоне углов атаки (до a = 14°)
не достигается. Обнаруженные особенности связаны с тем, что нижние
консоли находятся в менее возмущенном потоке, чем верхние, которые
оказываются в области сильного влияния вихревой системы тела вра-
щения и области взаимодействия вихревых систем отдельных консолей
стабилизатора. Для исследованных случаев расположения консоли стаби-
лизатора с ростом числа М уменьшаются производные и угол атаки,
при котором достигаются максимальные значения Су консоли.
Исследования показали, что точка приложения нормальной силы
находится на расстоянии 46% размаха консоли стабилизатора от бор-
товой хорды. Изменения угла атаки и числа М практически не влияют
на положение центра давления по размаху консоли. При этих услови-
ях момент крена, действующий на консоль стабилизатора, определяется
величиной нормальной силы, поэтому тх = /(а) оказываются аналогич-
ными Су = /(а).
В обычных весовых испытаниях эффективность стабилизатора опре-
деляется по разности коэффициентов, полученных по взвешиванию моде-
ли со стабилизатором и без него. При таком определении в эффективность
стабилизатора входят силы и моменты, действующие непосредственно
на его консоль, а также силы и моменты, связанные с влиянием корпуса
модели на стабилизатор и стабилизатора на корпус. Для определения
влияния стабилизатора на корпус модели были обработаны материалы
исследований: из величины Су модели со стабилизатором (определенной
из обычных весовых испытаний) вычиталась величина Су корпуса модели
без стабилизатора. Затем из этой величины вычиталось значение С9 ста-
билизатора, определенное из непосредственного измерения сил, действу-
ющих на консоли стабилизатора. Полученная зависимость ДСУ = /(а)
иллюстрирует порядок величин коэффициента нормальной силы, воз-
никающей на корпусе модели в связи с влиянием на него двух консо-
лей (верхней и нижней) х-образного стабилизатора и одной консоли
+-образного стабилизатора. Наибольшее приращение этой части нор-
мальной силы имеет место при дозвуковых скоростях для х-образной
ориентации стабилизатора. При сверхзвуковых скоростях и малых углах
атаки стабилизатор в исследованных вариантах ориентации практически
не создает нормальной силы на теле вращения, на котором установлен.
16 Зак. 121
226
Глава 4
Иными словами, практически вся нормальная сила при сверхзвуко-
вых скоростях создается только на консолях стабилизатора, омываемых
потоком.
В том случае, когда консоли стабилизатора крыльевого вида исполь-
зуются в качестве рулевых поверхностей, возникает проблема с шарнир-
ными моментами. Шарнирный момент рулевой поверхности определя-
ется расстоянием между осью вращения и положением центра давления
аэродинамических сил, которое связано с геометрическими параметрами
обтекаемой поверхности. При дозвуковых, также как и при сверхзвуко-
вых, скоростях положение центра давления сравнительно мало зависит
от числа Моо. Однако при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзву-
ковым происходит смещение положения центра давления в направлении
от передней к задней кромке рулевой поверхности. Поэтому если руле-
вая поверхность предназначена для управления только при дозвуковых
или только при сверхзвуковых режимах полета, то при размещении оси
вращения в месте расположения центра давления, соответствующего тем
или иным скоростям, можно добиться минимальных значений шарнирно-
го момента. Если же рулевая поверхность предназначена для управления
как при дозвуковых так и сверхзвуковых скоростях, то шарнирные момен-
ты будут достаточно большими. Наименьшие шарнирные моменты в этом
случае могут быть получены, если ось вращения рулевой поверхности
будет расположена между положениями центра давления, соответству-
ющими дозвуковому и сверхзвуковому режимам. Однако в этом случае
при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым будет изменяться
знак шарнирного момента.
4.2.	Решетчатые органы стабилизации и управления
Так называемые решетчатые крылья или оперение нашли примене-
ние в качестве стабилизирующих и управляющих устройств на различных
летательных аппаратах, в том числе и на транспортных космических
системах. Это связано с тем, что они обладают рядом специфических
преимуществ перед традиционными видами, нашедшими применение
на летательных аппаратах. К этим преимуществам, в первую очередь,
следует отнести малый вес при заданной жесткости, удобство склады-
вания, большую подъемную силу при заданных габаритных размерах,
незначительные шарнирные моменты, а также ряд других конструктив-
ных и аэродинамических особенностей.
В монографии [36] впервые изложены результаты теоретических
и экспериментальных исследований аэродинамических, прочностных
и технологических характеристик решетчатых крыльев, а также осо-
бенности их применения в реальных конструкциях.
Органы стабилизации и управления
227
Следует иметь в виду, что надежное определение аэродинамических
характеристик решетчатых крыльев существенно затруднено из-за труд-
ностей правильного геометрического моделирования в аэродинамических
трубах. Обычно модель конкретного летательного аппарата с решетча-
тым крылом выполняется меньшего размера по отношению к натуре.
При этом толщина планов решетчатого крыла существенно уменьша-
ется и по условиям прочности толщину планов приходится выполнять
увеличенной, не соответствующей натурному образцу. При этом проис-
ходит сокращение просвета между планами, которое усиливается за счет
наличия пограничного слоя планов. Это обстоятельство особенно силь-
но оказывает влияние на аэродинамические характеристики решетчатого
крыла при трансзвуковых скоростях.
В целях получения наиболее надежных аэродинамических характе-
ристик настоящие исследования решетчатых крыльев проведены в боль-
ших аэродинамических трубах, которые позволили выполнять модели
в большом масштабе, а в определенных случаях проводить исследования
изолированных натурных решетчатых крыльев. Эти исследования были
проведены совместно с И. Г. Каримуллиным.
Ниже приводятся результаты экспериментальных исследований аэ-
родинамических характеристик моделей решетчатых крыльев сотовой
конструкции, установленных на телах вращения, а также изолирован-
ных натурных решетчатых крыльев. Исследования проводились при чис-
лах Afoo = 0,64-3,6 и углах атаки а = -4° 4-12°. Основные геометрические
параметры решетчатых крыльев, исследованных на моделях тел вращения,
приведены на рис. 4.5.
Рис. 4.5. Схема решетчатого оперения
На теле вращения цилиндрической формы (модель 1) было исследо-
вано влияние размаха решетки и величины ее расстояния от поверхности
16*
228
Глава 4
модели. Как показало исследование, увеличение расстояния между решет-
кой и поверхностью тела вращения (при постоянном размахе решетки)
в пределах 5 4* 20% диаметра миделя модели тела вращения несколько
увеличивает лобовое сопротивление и нормальную силу и практически
не изменяет положение центра давления. Увеличение значения С3, по-ви-
димому, связано с увеличением длины кронштейнов, на которых решетка
крепилась к телу вращения. Наибольшее приращение Сх наблюдается
при дозвуковых скоростях и составляет примерно 15% от коэффици-
ента сопротивления решетки. Увеличение нормальной силы решетки
при удалении ее от поверхности тела вращения оказывается практически
одинаковым (ДСУ « 0,01) во всем исследованном диапазоне чисел М<х>
и связано с выходом нижней ее части из зоны пограничного слоя.
В данном и последующих случаях определения аэродинамических ко-
эффициентов моделей с решетчатыми крыльями соответствующие силы
относились к площади миделя модели тела вращения, продольный мо-
мент подсчитывался относительно носка модели и относился, кроме
того, к соответствующей длине модели. Увеличение размаха решетчатого
крыла сопровождается увеличением аэродинамических коэффициентов
пропорционально увеличению площади планов решеток (рис. 4.6).
Влияние числа решеток в системе решетчатого оперения исследо-
валось на коническом теле вращения (модель 2). Изменение количества
решеток от трех до восьми приводит к увеличению аэродинамических
коэффициентов Сх, Су и mz (при заданном числе Afoo) пропорционально
суммарной площади планов решетчатого крыла (рис. 4.7).
Общей закономерностью для тел вращения с решетчатыми крыльями
является линейность протекания зависимостей Су = /(а) и тг = f(Cy)
в исследованном диапазоне углов атаки. Даже в тех случаях, когда для изо-
лированного тела вращения имеет место некоторая нелинейность этих
зависимостей, установка решетчатых крыльев или устраняет эту нели-
нейность, или значительно ее уменьшает.
На рис. 4.6 и 4.7 приведены зависимости от угла атаки приращений
аэродинамических коэффициентов модели от решетчатых крыльев в при-
сутствии тела вращения, на котором они устанавливались. Из графиков
видно, что в этом случае линейность зависимостей ДСУ и Amz = /(а)
сохраняется только в диапазоне малых углов атаки. С увеличением угла
атаки интенсивность приращений ACV и Дтг уменьшается, хотя, как
будет видно ниже, характеристики изолированных решетчатых крыльев
во всем исследованном диапазоне углов атаки линейны. Это связано с тем
обстоятельством, что с увеличением угла атаки вследствие скоса потока,
а также наличия вихревой системы тела вращения эффективность решет-
чатых крыльев, расположенных в плоскости углов атаки, уменьшается.
На рис. 4.8 приведены графики изменения приращения коэффициента
нормальной силы и продольного момента от решетчатых крыльев в за-
висимости от относительной лошади планов, т. е. суммарной площади
Рис. 4.6. Влияние размаха решетчатого крыла на приращение основных аэродинамических характеристик в функции угла
атаки тела вращения большого удлинения цилиндрической формы при различных числах Мх
Органы стабилизации и управления
Рис. 4.7. Влияние количества решетчатых крыльев на прирашение основных аэродинамических характеристик в функции
угла атаки тела вращения большого удлинения конической формы при различных числах Мх
Глава 4
Рис. 4.8. Зависимость производных Су, т® и mf’ от относительной площади планов решетчатого крыла при рахтичных
числах и формах тел вращения большого удлинения, на которых оно установлено
Органы стабилизации и управления
232
Глава 4
планов решетки S^np, отнесенной к площади миделя модели тела враще-
ния 5М- Суммарная площадь планов решетки определялась по следующей
зависимости:
s^,. = (7 + 1)ы,
\ С у
где h — рабочий размах решетки; t — шаг решетки; Ъ — хорда решетки;
I —• ширина решетки.
Эти зависимости при всех исследованных числах оказались прак-
тически линейными для обоих вариантов модели. Изменение приращения
коэффициента нормальной силы от решетчатых крыльев, расположенных
на цилиндрической и конической моделях, в зависимости от числа
приведено на рис. 4.9. На этом же рисунке приведено изменение С^,
пересчитанного на суммарную площадь планов соответствующих решет-
чатых крыльев в функции числа Мх.
Величина АС* = АС" где АС" = С"+я - С£;С£+л — произ-
водная коэффициента нормальной силы корпуса модели с решетчатыми
крыльями; Сук — производная коэффициента нормальной силы изолиро-
ванного корпуса модели; 5м —• площадь миделя корпуса модели; —
суммарная площадь планов решетки.
Независимо от компоновки модели, числа решеток и их размеров
величина ДС£ принимает практически одинаковое значение для каждого
числа Afoo- Это позволяет использовать приведенную зависимость в ка-
честве универсальной для вычисления характеристик тел вращения с ре-
шетчатыми крыльями. Аэродинамические характеристики, полученные
с помощью универсальной зависимости, удовлетворительно согласуют-
ся с экспериментом и могут быть использованы для предварительного
определения необходимых размеров решетчатых крыльев.
Экспериментальные исследования натурных решетчатых крыльев
проводились в большой аэродинамической трубе на специальном приспо-
соблении, которое крепилось к электровесам трубы. На рис. 4.10 приве-
дены результаты исследований одного из натурных решетчатых крыльев.
При определении аэродинамических коэффициентов силы были отнесе-
ны к суммарной площади планов двух решеток. В целях получения харак-
теристики изолированных решеток вводились поправки на поддержива-
ющее устройство, которое на рис. 4.10 показано пунктирной линией (там
же приведены геометрические размеры исследованного натурного крыла).
Характерной особенностью решетчатых крыльев является линей-
ность зависимости Су = /(а) в исследованном диапазоне углов ата-
ки (а = 0— 16°). Величина подъемной силы решетчатых крыльев зависит
от их расположения. В случае горизонтального расположения реше-
ток по сравнению с вертикальным величина Су оказывается большей,
в основном, вследствие увеличения несущей поверхности боковых пла-
стин, охватывающих сотовые ячейки.
<л
со
с. 121
Рис. 4.9. Зависимость приращения производной нормальной силы по углу атаки от числа Мх для различных комбинаций
решетчатых крыльев, установленных на телах вращения конической и цилиндрической формы, и универсальная
зависимость
Органы стабилизации и управления
1ч>
LU
Глава 4
Рве. 4.10. Зависимости Сх и С9 = /(а) при различных числах Мх и зависимости СХо и (^ = /(М*) для натурного
изолированного решетчатого крыла
Органы стабилизации и управления	235
Эффективность решетчатых крыльев неодинакова в зависимости
от числа Моо. На околозвуковых скоростях она падает, и величина С" до-
стигает минимального значения при « 1,7. С увеличением числа
до 3,0 эффективность решетчатых крыльев растет, а при дальнейшем
увеличении числа М» уменьшается. Положение указанных минимума
и максимума при сверхзвуковых скоростях связано с соотношением
величин шага решетки t и ее хорды Ь.
4.3.	Струйные органы управления
В отличие от органов управления, использующих аэродинамические
силы, возникающие под действием набегающего потока, в струйных орга-
нах управления прямо или косвенно используется реактивная сила струй
двигателей. При косвенном применении реактивной силы, как правило,
используется только небольшая ее часть. В этом случае истекающие струи,
воздействуя на внешний поток, как бы усиливают свое действие, перерас-
пределяя давления на обтекаемой поверхности, вызывают необходимые
управляющие силы нужной величины и нужного знака.
В транспортных космических системах, совершающих полет как
в плотных, так и в разреженных слоях атмосферы, весьма желатель-
но, чтобы эффективность органов управления не зависела от величины
скоростного напора внешнего потока. Этому требованию целиком удо-
влетворяют органы управления, непосредственно использующие реак-
тивную силу истекающих струй либо специальных управляющих сопел,
либо сопел поворотных маршевых двигателей.
Величина управляющей силы в данном случае связана с мощно-
стью реактивного двигателя и может быть определена. Однако при этом
возникают две проблемы, требующие выяснения. Одна из них — это
силовое воздействие на конструкцию сопла двигателя, если он при своем
отклонении испытывает воздействие внешнего потока. Вторая проблема
заключается в определении шарнирного момента сопла двигателя, ко-
торый при этом возникает, и средств его уменьшения. И то и другое
выяснялось экспериментальным путем.
Исследования проводились на моделях ракет-носителей двух раз-
личных компоновок. Одна модель (№ 1) представляла собой ракету мс
поблочной схемы с последовательным соединением ступеней. На мо-
дели были установлены оперение и четыре сопла основных двигателей
(рис. 4.11). Симметрично каждой консоли оперения были расположены
съемные обтекатели, предназначенные для зашиты сопел от набегающего
потока. Дно модели и два сопла (верхнее и боковое) были дренированы.
Для получения полной картины распределения давления по соплу модель
поворачивалась относительно продольной оси на угол 7 = 90°. Про-
15*
236
Глава 4
дольная ось дренированных сопел могла быть установлена параллельно
и под углом б = ±6,5° к оси модели.
Рис. 4.11. Схема размещения сопел двигателей на ракете-носителе моноблочной
схемы
Другая модель (№ 2) представляла собой многоблочную ракету-но-
ситель, которая имела центральный и шесть боковых цилиндрических
блоков, равномерно расположенных по окружности (рис. 4.12). В местах
стыка боковых и центрального блоков на дне модели было расположено
шесть сопл. В донной части корпуса между блоками были расположены
съемные щитки-обтекатели, предохраняющие сопла от внешнего потока.
Сопла имели круглое поперечное сечение. Одно из шести сопел было дре-
нировано по окружности (с интервалом 45°) в трех поперечных сечениях.
Продольная ось дренированного сопла могла быть установлена под угла-
ми б = 0 и ±8° к оси модели. Для получения полной картины распределе-
ния давления по всем шести соплам модель могла поворачиваться относи-
тельно продольной оси на углы 7 = ±30°, ±60°, ±90°. Другое поворотное
сопло, расположенное в одной плоскости с дренированным соплом, было
снабжено тензоэлемснтом для измерения шарнирных моментов.
Все исследования моделей были проведены как с обтекателями,
предохраняющими сопла от внешнего потока, так и без них.
Результаты исследований приведены в виде зависимостей Ср = f(l)
и Ср = f(M), где Ср = (Pi - PCr)q, и в виде зависимостей тш = /(а),
тш = /(Af); здесь mul = M^/qSL, где Мш — шарнирный момент; q —
скоростной напор невозмущенного потока; S — площадь донного среза
сопла; L — расстояние от донного среза сопла до оси вращения сопла.
Органы стабилизации и управления
237

1’0
Z/x/Z
Шял
!цм Р^х *р»
Ос» tttopcm ссмл
Рис. 4.12. Схема размещения сопел двигателей на боковых блоках ракеты-
носителя многоблочной схемы
Целяршлн* Ом»
6»мМ Омл

Исследования проводились при отсутствии струй, истекающих из со-
пел двигателей. Несмотря на это, полученные результаты позволяют сде-
лать правильные выводы о характере обтекания их внешним потоком
и порядке величин возникающих шарнирных моментов. Это связано
с особенностями режимов полета транспортной космической системы
в атмосфере на участке выведения.
Дозвуковой и трансзвуковой режимы полета совершаются в плот-
ных слоях атмосферы. В этих условиях двигатель работает в расчетном
(или близком к нему) режиме, при котором диаметр истекающей струи
примерно равен диаметру сопла, эжектирующее влияние струй приводит
только к засасыванию воздуха в межсопловое пространство (см. схе-
му на рис. 3.77). Характер обтекания сопел в основном определяется
параметрами внешнего потока. Эти условия оправдывают отсутствие ис-
текающих струй в условиях аэродинамического эксперимента.
Сверхзвуковой режим полета происходит на достаточно больших
высотах в разреженных слоях атмосферы. Уменьшение с высотой внеш-
него атмосферного давления приводит к нерасчетному истечению струй,
при котором их диаметр существенно расширяется и значительно пре-
восходит диаметр сопла. Теперь уже часть газов из межсоплового про-
странства начинает вытекать во внешний поток, обтекая сопла двигателей
с внутренней их стороны. Скоростной напор этого потока значительно
меньше внешнего потока, обтекающего корпус при больших дозвуко-
вых и трансзвуковых скоростях, поэтому его воздействие на поверхность
сопел является нерасчетным. Следует только иметь в виду, что это тече-
238
Глава 4
ние в межсопловом пространстве изменит температурный режим сопел
к донной поверхности корпуса.
Распределение коэффициента давления вдоль (I) меридиональных
сечений сопла (с различными углами поворота р*), установленного
на моноблочной ракете-носителе (см. схему на рис. 4.11), иллюстри-
руется на рис. 4.13-4.15. По схеме рис. 4.11 можно видеть, что внешние
поверхности сопел выступают за периметр контура корпуса. Естественно,
что в отличие от противоположных сторон сопел они будут подвержены
воздействию внешнего потока, обтекающего ракету-носитель. Зависимо-
сти Ср = /(/) показывают, что в меридиональных сечениях поверхно-
стей сопла, обращенных внутрь межсоплового пространства, действует
практически постоянное по длине сопла разрежение, примерно равное
донному. В то же время по внешним сечениям наблюдается сильное
изменение коэффициента давления (Ср) от разрежения в корневой части
сопла, не выступающего во внешний поток, до давления на участках,
выступающих в поток.
fat
/(/»•/> ------*—/•///•
—- w/лга с Жпешпеле* -	///*
---Лу //ютглдож -----------Af/*

Рис. 4.13. Влияние обтекателя (модель моноблочной схемы) на распределение
коэффициента давления вдоль меридиональных сечений неотклоненного сопла
при различных числах Afx и амод = -8е
При заданной компоновке соплового блока (количество сопел и их
расположение) и ориентации сопел к невозму щен ному потоку (угол 7°)
величина коэффициента давления (Ср) и характер его изменения вдоль
Органы стабилизации и управления
239
Рис. 4.14. Влияние обтекателя (модель моноблочной схемы) на распределение
коэффициента давления вдоль меридиональных сечений сопла, отклоненного
на угол ^сопл = ±6,5* при различных числах и углах атаки модели a = -8°
меридионального сечения сопла зависит от его формы, угла атаки (а°)
ракеты-носителя и угла отклонения сопла (б9), то есть от степени выхода
поверхности сопла во внешний поток.
Влияние числа Маха проявляется, с одной стороны, через измене-
ние донного давления, а с другой — через изменение газодинамической
структуры обтекания кормовой части ракеты-носителя. Для меридиональ-
ных сечений поверхности сопла со стороны межсоплового пространства
изменение величины коэффициента давления целиком зависит от дон-
ного давления. Для сечений, расположенных на внешней стороне сопла,
характер влияния изменения чисел оказывается более сложным.
На участках меридиональных сечений сопла, не подверженных или мало
подверженных влиянию внешнего потока, величина коэффициента да-
вления будет определяться донным давлением. На участках, обтекаемых
внешним потоком, в зависимости от числа М будут возникать, развивать-
ся и изменяться сверхзвуковые зоны. В итоге величина коэффициента
давления вдоль этих меридиональных сечений будет сильно изменяться,
приобретая нелинейный характер (см. зависимости Ср = /(!)).
Разница давлений, действующих на поверхности сопла со стороны
внешнего потока и со стороны межсоплового пространства, определяет
величину и знак шарнирного момента сопла. Исключая чисто конструк-
240
Глава 4
Рис. 4.15. Влияние угла отклонения сопла (модель моноблочной схемы) на рас-
пределение коэффициента давления вдоль его меридиональных сечений при на-
личии обтекателя при различных числах Мх и угле атаки модели а = -8°
----- СО в[ЛОМО*-00ЛГОЛО18МО*
Рис.4.16. Влияние щитка обтекателя (модель многоблочной схемы) на распреде-
ление коэффициента давления вдоль меридиональных сечений неотклоненного
сопла при различных числах Мх и углах атаки модели
Органы стабилизации и управления
241
тивные решения соплового блока, шарнирные моменты сопел могут быть
устранены или значительно уменьшены путем использования обтекате-
лей или шитков, прикрывающих сопла от воздействия внешнего потока.
Приведенные зависимости Ср = /(I) указывают на эффективность этих
средств в целях уменьшения шарнирного момента. Как показывают при-
веденные зависимости, практически по всем меридиональным сечениям
сопел начинает действовать разрежение, примерно равное донному да-
влению. Однако при этом следует иметь в виду, что использование обте-
кателей и щитков неминуемо влечет за собой увеличение сопротивления
ракеты-носителя, особенно значительное при дозвуковых и трансзвуко-
вых скоростях полета.
Изменение компоновки сопловых блоков влияет на величины да-
влений, действующих на отдельные сопла. На рис. 4.16-4.18 приведе-
ны результаты исследований распределения давления по соплам модели
№2 многосопловой компоновки, изображенной на рис. 4.12. Несмотря
на большие различия в компоновке (количество сопел и их размещение),
характер распределения давления по меридиональным сечениям сопел
оказался примерно таким же, как и на модели № 1, хотя величины
коэффициента давления изменились в сторону их уменьшения. Все на-
блюдаемые отличия в распределении давления связаны с особенностями
обтекания внешней стороны сопел, которое зависит от их расположения,
углов атаки модели и угла отклонения сопла.
Для иллюстрации сказанного на рис. 4.19 и 4.20 приведены графи-
ки зависимостей Ср = /(Мх), построенные для точек сопел, наиболее
подверженных воздействию внешнего потока, двух исследованных ком-
поновок.
При нулевом угле атаки и неоткрепленных соплах даже при отсут-
ствии обтекателей зависимости Ср = /(Мх) для двух рассматриваемых
случаев практически совпадают, так как сопла находятся в области аэро-
динамической тени за кормовой частью ракеты-носителя и не подвер-
гаются воздействию внешнего потока (см. рис. 4.19). При наличии угла
атаки или отклонении сопел они выходят из этой области, и зависимо-
сти Ср = /(М») приобретают разный характер. Особенно большие раз-
личия наблюдаются в дозвуковом и трансзвуковом диапазоне чисел М^.
Применение защитных обтекателей (модель № 1) или щитков (мо-
дель № 2), как показано на рис. 4.20, устраняет влияние внешнего потока
и приближает давление на соплах к донному давлению, действующему
на ракете-носителе. При данной конфигурации применение обтекателей
и щитков оказалось наиболее эффективным при дозвуковых и трансзву-
ковых числах М». При сверхзвуковых скоростях применение обтекателей
на модели № 1 не привело к уменьшению давления на сопле. Это ука-
зывает на индивидуальный характер обтекания сопел внешним потоком
в зависимости от компоновки соплового блока и требует соответствую-
щего выбора формы и размеров защитных средств.
242
Глава 4
ление коэффициента давления вдоль меридиональных сечений сопла, отклонен-
ного на угол ^сопл = 8*, при различных числах Мх и углах атаки модели
I  ЯГ Л ЯПМ W7M	ViiA ГН к III к Г1/М
L1.M < 1.Л, 1 ММ t LIJL2J
Рис. 4.18. Распределение коэффициента давления вдоль меридиональных сечений
сопла, отклоненного на угол = -8е, при различных числах Afx и углах атаки
в условиях отсутствия щитка обтекателя
Органы стабилизации и управления
243
/Л/	/
сопла, наиболее подверженных влиянию внешнего потока, и на дне модели
в условиях отсутствия обтекателя
Рис. 4.20. Зависимость коэффициента давления в функции числа в точках
сопла, наиболее подверженных влиянию внешнего потока, и на дне модели
при наличии обтекателя
244
Глава 4
Следует напомнить, что при сверхзвуковых скоростях в условиях
полета на больших высотах в разреженной атмосфере наличие струй дви-
гателей (которых в данном эксперименте не было) существенно исказит
условие обтекания сопел и величины нагрузок, действующих на них.
Измерение шарнирных моментов, действующих на сопла, и зако-
номерностей их изменения было выполнено с помощью тензометриро-
вания одного из сопел в различных его состояниях. На рис. 4.21-4.23
приведены некоторые результаты этих исследований в виде зависимо-
стей тш = /(а, ЛГоо).
При неотклоненном сопле (<5С0Пл = 0) шарнирные моменты как
при наличии щитков и обтекателей, так и без них практически равны
нулю. Отклонение сопла на угол <5С0Пл = 8° и наличие на модели щит-
ков-обтекателей практически не приводит к росту шарнирных момен-
тов (см. рис. 4.21). Отклонение сопла без щитков-обтекателей приводит
к возникновению шарнирных моментов даже при а = 0. С ростом углов
атаки, как правило, наблюдается увеличение шарнирного момента. Знак
момента зависит от знака угла сопла 6 и угла атаки модели.
Различная ориентация сопла относительно центрального корпуса
(и внешнего потока) 7 = 0 и ±30° отражается на величине шарнирного
момента и характере изменения зависимости тш = /(а°), особенно
при 6 = 8° (см. рис. 4.22).
Рис. 4.21. Влияние наличия обтекателя на зависимости тш = /(а0) при неоткло-
ненном и отклоненном сопле для различных чисел Afx
Органы стабилизации и управления
245
Рис. 4.22. Влияние места расположения сопла по контуру центрального корпуса
на зависимость тш = /(а0) при различных числах Afx и углах отклонения сопла
Рис. 4.23. Влияние числа Мх на величину и характер изменения коэффициента
шарнирного момента сопла для различных компоновок соплового блока
На рис. 4.23 приведена зависимость тш = /(Mo) для двух моделей
с различными компоновками сопловых блоков при отсутствии обтека-
телей сопел. Обращает на себя внимание тот факт, что при различных
исследованных комбинациях углов атаки и отклонениях сопла на режиме
перехода от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям (до « 1,7) вели-
246
Глава 4
чина коэффициента шарнирного момента непрерывно возрастает. (Это,
по-видимому, связано с поворотом вектора скорости потока, обтекаю-
щего кормовую часть ракеты-носителя при переходе к сверхзвуковым
скоростям.) В диапазоне чисел от « 0,9 до Мх « 1,7 в условиях
реального палета транспортной космической системы обычно достига-
ются максимальные скоростные напоры, что будет увеличивать усилия
при управлении соплами.
Гпава 5
Режим разделения ступеней
5.0	. Предварительные замечания
Процесс разделения ступеней является весьма сложным и ответ-
ственным режимом активного участка выведения по траектории полета.
В обычно используемой терминологии под ступенью ракеты понимается
соединение двух частей, одна из которых является ускорителем и отбра-
сывается после выгорания топлива, а другая продолжает полет (см. схему
на рис. 1.1). В целях упрощения изложения при анализе процесса разделе-
ния и та и другая часть ракеты условно называются ступенями. При этом
та, которая после разделения продолжает полет, называется уходящей
ступенью (у.е.), а та, которая отбрасывается — отбрасываемой ступе-
нью (о. с.). В соответствии с конструктивной компоновкой, могут быть
два вида разделения ступеней. При параллельном соединении ступеней
разделение носит поперечный характер, связанный с боковым отделением
отработанной ступени. При последовательном соединении ступеней раз-
деление имеет поперечный характер, при котором отработанная ступень
отделяется в продольном (осевом) направлении.
В первом случае отделяются боковые блоки системы, расположенные
на центральном корпусе. Перед моментом разделения на них уже дей-
ствуют аэродинамические силы, стремящиеся сдвинуть их назад в осевом
направлении и одновременно пригнать или оторвать от центрального
корпуса. На рис. 2.86-2.90 приведены значения аэродинамических коэф-
фициентов сил и моментов, действующих на боковые блоки до момента
разделения. Задача разделения в этом случае заключается в том, чтобы
увеличить начальные сила и моменты, придав им необходимое для безо-
пасного отделения направление. Обычно это достигается с помощью тех
же аэродинамических сил или с помощью механических или пиротехни-
ческих средств.
Во втором случае при последовательном соединении ступеней аэ-
родинамические силы могут оказаться недостаточными для быстрого
и безопасного разделения. В самом деле, если, например, отбрасывае-
мая и уходящая ступени имеют одинаковый диаметр, то после момента
расцепки на отбрасываемую ступень будут действовать аэродинамиче-
ские силы, связанные только с давлением на отражатель и с трением
248
Глава 5
воздуха о поверхность уходящей ступени, что совершенно недостаточно
для энергичного разделения.
Чтобы избежать аварийных ситуаций в момент разъединения после-
довательно соединенных ступеней, прибегают к использованию допол-
нительных средств.
Одним из таких средств является осуществление между ступенями
замкнутого объема, заполненного газом, повышенного давления. После
разрыва соединительных элементов ступени под действием газа отходят
друг от друга (так называемое «газодинамическое разделение»).
Другим средством, ускоряющим процесс разделения, является при-
менение на отбрасываемой ступени специальных ракетных двигателей
с соплами, истечение из которых направлено навстречу набегающему
потоку. Реактивная сила таких двигателей способствует отделению от-
брасываемой ступени, В транспортных космических системах, для кото-
рых процесс разделения является особенно ответственным, используются
основные маршевые двигатели, а также рулевые двигатели, расположен-
ные на уходящей ступени. В этом случае разделение ступеней происходит
не только за счет двигателей уходящей ступени, но и под действием сил,
возникающих в результате натекания реактивных струй двигателей на от-
ражатель отбрасываемой ступени. При этом возникает ряд трудностей.
Дело в том, что отражатель отбрасываемой ступени является по суще-
ству днищем топливного бака. Разрушение отражателя может привести
к взрыву оставшихся в баках паров топлива и вызвать аварию уходящей
ступени. Боковые силы, возникающие при несимметричном обтекании
как уходящей, так и отбрасываемой ступеней, при несимметрии их внеш-
них форм создают момент, который будет разворачивать отбрасываемую
ступень. Ее вращение может быть причиной удара по соплам уходя-
щей ступени. Обратные токи, возникающие в результате взаимодействия
струй с отражателем и направленные в сторону донной части уходящей
ступени, создают повышенные нагрузки на ее донном экране.
Многообразие конструкций и внешних форм сопловых блоков и,
в особенности, сложность течения в пространстве между разделяющими-
ся ступенями не позволяет надежно определять силовое воздействие струй
и внешнего потока расчетным путем. Поэтому большинство исследова-
ний в этом направлении носит экспериментальный характер. Различие
режимов полета и моментов разделения ступеней требует различного под-
хода к проведению экспериментальных исследований. Первые ступени
ракет-носителей разделяются, как правило, в плотных слоях атмосфе-
ры, где нельзя не учитывать внешнего потока. Последующие ступени
и, в особенности, последние ступени разделяются в верхних слоях ат-
мосферы или практически в ее отсутствии. В этом случае исследования
могут проводиться без учета влияния внешнего потока.
Режим разделения ступеней
249
5.1	. Разделение ступеней
при наличии внешнего потока
Экспериментальные исследования процесса разделения ступеней ра-
кет в условиях использования аэродинамических труб требуют соблюде-
ния целого ряда параметров моделирования. Не говоря о геометрическом
моделировании и моделировании по числам и Re, необходимо мо-
делировать процесс истечения струй ракетных двигателей и, в первую
очередь, их физико-химический состав. Несмотря на то, что это техниче-
ски возможно, возникающие экспериментальные трудности не позволяют
широко использовать полное моделирование при исследовании процесса
разделения ступеней в аэродинамических трубах. Поэтому для выяснения
основных закономерностей характера обтекания, силового воздействия
и аэродинамических характеристик в процессе разделения ступеней при-
бегают к неполному моделированию, используя воздух высокого давления
для получения «холодных» сверхзвуковых струй, имитирующих работу
двигателей.
5.1.1.	Особенности течения в пространстве между
разделяющимися ступенями при наличии струй
двигателей и внешнего потока
Использование в эксперименте единичной струи двигателя является
простейшим случаем, который позволяет выяснить основные закономер-
ности взаимодействия разделяющихся ступеней. В этих целях использова-
лась схематизированная модель, состоящая из уходящей и отбрасываемой
ступеней ракеты-носителя.
Передняя уходящая ступень была выполнена цилиндрической с ко-
нической носовой частью (09 = 20°) и снабжена набором сменных кони-
ческих сверхзвуковых сопел. При опытах она устанавливалась на стенке
аэродинамической трубы с помощью боковой державки, через которую
подавался сжатый воздух высокого давления.
Задняя отбрасываемая ступень также имеет цилиндрическую форму
и тот же диаметр, что и уходящая, и крепится на хвостовой державке
с возможностью изменения углов атаки и расстояния между ступенями
(см. схему на рис. 5.1). Такое крепление модели позволяло производить
взвешивание сил и моментов, действующих на отбрасываемую ступень
на режиме разделения. Кроме того, лобовая часть (отражатель) отбрасы-
ваемой ступени была дренирована, что позволяло исследовать распреде-
ление давления по отражателю при различных режимах его обтекания.
Режим течения в пространстве между разделяющимися ступенями
оказывается весьма сложным, зависящим от ряда параметров, и может
быть изучен наиболее наглядно экспериментальным путем.
Рис. 5.1. Схема экспериментальной установки для исследования процесса разделения ступеней при на-
личии внешнего потока
Глава 5
Режим разделения ступеней
251
Одним из определяющих параметров, влияющих на особенности те-
чения, является степень нерасчетности (Рв/Роо) истекающих струй дви-
гателей. В зависимости от величины этого параметра может происходить
существенное изменение течения. Так например, при малых значени-
ях Ра/Роо могут реализоваться два режима течения. Один режим течения
имеет место при Pa/P<x> < 1. Для этого режима характерно периодическое
строение струи. Однако при достижении некоторого критического значе-
ния отношения Ра/Роо « 2 происходит скачкообразное изменение струк-
туры течения. В результате такого перестроения происходит отрыв потока
на выпуклой поверхности отражателя и образуется веерное радиальное
течение (см. схему течения на рис. 5.2). Такое перестроение течения, по-
видимому, связано с реализацией сверхзвукового режима течения на от-
ражателе за звуковой линией. В результате разгона потока и уменьшения
давления образуется отрывное течение. Известно, что при взаимодей-
ствии слабо недорасширенной струи с отражателем (Ра/Рн « 1,56 -г 2,94)
может реализоваться неустойчивый режим течения, который сопровожда-
ется высокочастотными колебаниями замыкающего скачка уплотнения
в струе и возникновением звука высокого тона. На теневых фотоснимках
замыкающий скачок при этом получается размытым. Наиболее выражено
этот режим течения наблюдался при следующих условиях:
Ма = 2,0, М» = 0, а0 = 0,	= 0,26,
»м
*	0 = 0,45,	£ = 1,115,
*	0 = 0,575,	£ = 1,3,
*н
*	0 = 0,856,	£ = 2,97.
Рн
С увеличением расстояния до сопла Xq это явление наблюдается
и при меньших значениях Ра/Рц- Так, при Хо = 0)95; его = 0 и 6°
это явление наблюдается при = 0,473; 0,567; 0,87; 2,72. Иными сло-
вами, неустойчивый режим течения реализуется не только при взаимо-
действии первой бочки с преградой, но также и при взаимодействии
второй, третьей бочки и т.д. Кроме того, неустойчивое течение реали-
зуется не только при > 1, но и при < 1. Дальнейшее увеличение
степени нерасчетности сопровождается изменениями характера обтека-
ния преграды (рис. 5.3). При этом форма головного скачка уплотнения
имеет вначале кривизну, обратную кривизне выпуклой преграды (см. схе-
му 6), рис. 5.3).
С дальнейшим увеличением степени нерасчетности головной ска-
чок уплотнения принимает форму, аналогичную форме скачка уплотне-
ния в равномерном сверхзвуковом потоке (выпуклой стороной обращен
252
Глава 5
Рис. 5.2. Схема двух режимов течения при разделении степеней в диапазоне
степеней нерасчетности струи от PJP<x> < 1 до Р./Рос « 2
от преграды). Это явление отражено на схеме г), рис. 5.3 и подтверждает-
ся графиками положения головных скачков уплотнения перед выпуклым
отражателем, представленными на рис. 5.4. С увеличением числа Мл
перестройка течения происходит при меньших значениях Ра/Роо> хотя
при этом следует иметь в виду, что большое влияние на эти явле-
ния оказывает отношение Следует отметить также и тот факт,
что при увеличении Рл/Р<» головной скачок уплотнения стремится за-
нять некоторое крайнее положение, которое при дальнейшем увеличе-
нии PJP<x) остается неизменным. Графики, определяющие положение
головных скачков уплотнения для плоской и вогнутой формы отражате-
ля, представлены на рис. 5.5 и 5.6. Видно, что в исследованном диапазоне
параметров форма головных скачков уплотнения перед плоским и вогну-
тым отражателем в исследованном диапазоне параметров не изменяется
и остается вогнутой (если смотреть со стороны сопла). Сравнение форм
головных скачков уплотнения для отражателей выпуклой, плоской и во-
гнутой формы представлено на рис. 5.7, а схемы течения, реализующиеся
в данном случае, — на рис. 5.8. Следует ожидать, что при существенном
увеличении размеров сопла и струи по сравнению с размерами преграды
характер обтекания плоской и вогнутой преград также будет подобен
характеру их обтекания равномерным сверхзвуковым потоком.
Наличие внешнего потока при достаточно больших значениях сте-
пени нерасчетности струи не влияет на характер обтекания отбрасывае-
мого ускорителя, если он целиком находится в потоке струи (см. схему
на рис. 5.9).	_
С увеличением расстояния до сопла Хо форма головного скачка
уплотнения изменяется. При малых значениях Хо она имеет кривиз-
ну, обратную кривизне выпуклой преграды, а с увеличением Хо его
форма напоминает форму головного скачка уплотнения перед прегра-
дой, обтекаемой равномерным сверхзвуковым потоком (рис. 5.10). Перед
Режим разделения ступеней
253
—— скачка уплотнение Ccinpye
-----еуанииа струи
—— линио тансенци&леною уаориУа
 » линке шока
Рис. 5.3. Изменение характера течения при увеличении степени нерасчетности
струи
Рис. 5.4. Сравнение формы и положение скачка уплотнения перед выпуклым
отражателем отбрасываемой ступени при наличии и отсутствии внешнего потока
для различных степеней нерасчетности натекающей струи двигателя
254
Глава 5
Рис. 5.5. Сравнение форм и по*
ложения скачка уплотнения перед
плоским отражателем отбрасывав*
мой ступени при наличии и отсут-
ствии внешнего потока для различ-
ных степеней нерасчетности натека-
ющей струи двигателя
Рис. 5.6. Сравнение форм и поло-
жения скачка уплотнения перед во-
гнутым отражателем отбрасываемой
ступени при наличии и отсутствии
внешнего потока для различных сте-
пеней нерасчетности натекающей
струи двигателя

nth?
Рис. 5.7. Сравнение форм и положения скачка уплотнения перед выпуклым,
плоским и вогнутым отражателем отбрасываемой ступени
Режим разделения ступеней
255
Рис. 5.8. Сравнение схем обтекания отражателя отбрасываемой ступени выпук-
лой, плоской и вогнутой формы
Рис. 5.9. Схема обтекания отбрасываемой ступени в случае обтекателя, целиком
погруженного в натекающую струю двигателя (при больших степенях нерасчет-
ности)
Cttawt цмитниии» ft ftuuLMtM ниш
ОД МП уМ9ти9ИА9 1 сящ»
ЦШН1ЦЫ CtfipyiL Ц cpvftux М*
JtU.MiL» UfUUUUHUUJILMUU ptupMiu
Рис. 5.10. Влияние расстояния между разделяющими ступенями на характер
течения между ними
256
Глава 5
плоской и вогнутой преградами скачок уплотнения выпуклой стороной
обращен к преграде и в исследованном диапазоне параметров его форма
не меняется.
На рис. 5.11 представлена зависимость относительной величины от-
хода головного скачка уплотнения вблизи точки торможения Дс =
сильно недорасширенной струи от расстояния до сопла Xq для вы-
пуклого отражателя при Ма = 2, а = £ = 0,75,	= 0,26. На том
же графике для наглядности представлена расчетная зависимость рас-
пределения числа М в струе Mj = /(«о)- Для этого распределения
чисел М там же приведена зависимость отхода головного скачка уплот-
нения Дс = /(«о)* подсчитанная для равномерного сверхзвукового пото-
ка. Видно, что с увеличением расстояния до сопла Xq головной скачок
уплотнения вначале приближается к_головной поверхности, затем, на-
чиная с некоторого значения Xq (Xq > 1 при Ма = 2,	= 0,26,
d = 0,75), головной скачок уплотнения отходит от лобовой поверхности,
стремясь занять некоторое предельное значение, равное значению Дс
при числе Моо, стремящемся к бесконечности.
л<а -1; л- к м; 1-4	416
(бы яifл лая лаМая поберлностл)
Рис. 5.11. Влияние расстояния между выходным сечением сопла и отражателем
отбрасываемой ступени на относительную величину отхода головного скачка
уплотнения вблизи точки торможения
Режим разделения ступеней
257
5.1.2. Силовое воздействие струй двигателя и внешнего
потока на отбрасываемую ступень
Отделение отбрасываемой ступени в основном определяется силами,
приложенными к отражателю. Они создаются струями двигателя, натека-
ющими на отражатель, и внешним потоком, обтекающим отбрасываемую
ступень. Если на боковой цилиндрической поверхности отбрасываемой
ступени отсутствуют специальные устройства, воспринимающие эти воз-
действия, то ее участие в процессе разделения не является сколько-нибудь
определяющим.
Силы, действующие на отражатель отбрасываемой ступени, зависят
как от геометрических параметров самого отражателя и соплового блока,
так и от газодинамических параметров натекающих струй и внешнего
потока. Поэтому важно определение распределения давления по отража-
телю в зависимости от параметров струи (Afe, Pa/^oo)> формыотражателя,
угла атаки отбрасываемой ступени ао, расстояния от сопла Хо и параме-
тров внешнего сверхзвукового потока. Для анализа распределения давле-
ния по отражателю в условиях разделения ступеней при наличии струй
двигателя и внешнего потока необходимо сравнение с распределением
давления по отражателю при обтекании его невозмущенным сверхзвуко-
вым потоком, когда отбрасываемая ступень будет находиться на большом
расстоянии от уходящей ступени.
Для иллюстрации степени нерасчетности истекающей струи Р/РЛ
на распределение давления по отражателю на рис. 5.12-5.19 приведены
Выпдиал нЫНи
Рис. 5.12. Распределение коэффициента давления по выпуклому отражателю
отбрасываемой ступени при Хо = 0,45 и Мл = 2 для a = 0 и -6е
in b* iu in в in iu
18 Зак. 121
258
Глава 5
зависимости Р/Ра = /(г), соответствующие отражателям различной фор-
мы при различных значениях степени нерасчетности_истекаюшей струи
для заданных углов атаки во, расстояний до сопла Xq, чисел Ма в вы-
ходном сечении сопла при числах = 7 и 0. На графиках приведено
отношение Рв/Рдон, где Рдон — давление на донном экране уходящей
ступени в окрестности выходного сечения сопла. Отношение Рв/РДОн
приведено для более точного представления о действительной величине
степени нерасчетности истекающей струи. Видно, что при малых значени-
ях степени нерасчетности Ра/Роо на графиках зависимостей £ = /(j£)
имеет место существенный разброс экспериментальных точек. Однако
с увеличением Ра/Роо значение Р/Ра стремится к некоторой предельной
кривой, и после достижения предельной величины (Ра/Роо)пред Даль-
нейшее увеличение Ра/Р<х> практически не влияет на величину Р/Р<х>.
Анализ результатов исследований показал, что это явление наблюдается
как при наличии внешнего потока (М^ = 7), так и при его отсут-
ствии (Мео = 0) для различных форм отражателя отбрасываемой ступени
(выпуклая, плоская и вогнутая). Как показали результаты исследований,
величина (Ра/Роо)пред тем меньше, чем больше число Ма. Для исследу-
емой модели в исследуемом диапазоне параметров при Ма = 2 отноше-
ние (Ра/Роо)пред « 100 (при этом Ра/РДОн « 60), а при Ма = 3 отношение
(Ра/Роо)прСд « 20 (при этом Ра/РдОн « 6). Интересно отметить еще и то,
что с увеличением расстояния до сопла Xq величина (Рв/Р<»)пред умень-
шается (см. рис. 5.12-5.14), что связано с уменьшением донного давления
и увеличением действительного значения степени нерасчетности истека-
ющей струи. С учетом этой особенности воздействия струи на преграду
на всех последующих графиках приведены предельные зависимости из-
менения Р/Ро при > (^)прсд- С увеличением числа Ма абсолютная
величина давления на преграде Р уменьшается, так как возрастают по-
тери в скачке перед преградой при увеличении числа Mj перед скачком.
Однако отношение Р/Ра с увеличением числа Ма возрастает в связи
с тем, что давление в выходном сечении сопла Ра уменьшается бы-
стрее, чем растут потери давления в скачке уплотнения перед преградой
(рис. 5.20).	_
Расстояние до сопла Xq является одним из основных параметров,
определяющих силовое воздействие струи на преграду. Из графиков,
представленных на рис. 5.21, видно, что с увеличением Xq уровень давле-
ния на поверхности отражателя уменьшается, что связано с увеличением
числа Mj в поле течения недорасширенной струи при увеличении Xq
и увеличением потерь в головном скачке уплотнения. Видно также, что
с увеличением Xq уменьшается и неравномерность распределения давле-
ния, что связано с уменьшением неравномерности распределения пара-
метров в поле течения струи перед отражателемпри увеличении Xq. Ясно
также и то, что при дальнейшем увеличении Хо наступит момент, когда
струя перестанет влиять на распределение давления по отбрасываемой
Режим разделения ступеней
259
е t t г гччга
вчмялл» Mietaf
M^7;M.-t; tt/e„~f,te; e^is*
t t e f i t
gpw
4Я 4» Ф» о ё» ite dff r/d„
Рис. 5.14. Распределение коэффици-
ента давления по выпуклому отражате-
лю отбрасываемой ступени при Ло =
1,375 и Мл = 2 для а = 0 и -6°

Рис. 5.13. Распределение коэффици-
ента давления по выпуклому отражате-
лю отбрасываемой ступени при Хо =
0,7 и Мл = 2 для а = 0 и -6е
Рис. 5.15. Распределение коэффициента давления по выпуклому отражателю
отбрасываемой ступени при Хо = 0,825 и Мл — 3 для а = 0 и -6°
18’
260
Глава 5
Рис. 5.16. Распределение коэффициента давления по плоскому отражателю от-
брасываемой ступени при Хо = 0,45 и Мл = 2 для а = 0 и -6°
Плоска* л обоia* по* ерхноешь
7; dJdsO.2*.
TL'l/d^WS. l-UdM* -2t11
Рис. 5.17. Распределение коэффици-
ента давления по плоскому отражате-
лю отбрасываемой ступени при Хо =
0,825 и Л/ц — 2 для а = 0 и -6°
Рис. 5.18. Распределение коэффици-
ента давления по вогнутому отражате-
лю отбрасываемой ступени при Хо =
0,825 и МЛ = 2 для а = 0 и -6*
Режим разделения ступеней
261
Рис. 5.19. Распределение коэффициента давления по вогнутому отражателю от-
брасываемой ступени при Xq = 0,45 и МЛ = 2 для a = 0 и -6*
Рис. 5.20. Сравнение распределения коэффициентов давления по выпуклому
отражателю отбрасываемой ступени для различных значений и Ма для a = 0
262
Глава 5
ступени, а силы, действующие на нее, будут определяться только пара-
метрами набегающего потока или будут равны нулю при его отсутствии.
С изменением угла атаки отбрасываемой ступени а?о характер распре-
деления давления и его величина на отражателе отбрасываемой ступени
практически не изменяются, а вся кривая смещается в сторону, противо-
положную направлению изменения угла атаки (см. рис. 5.21). При этом
следует иметь в виду, что так как распределение газодинамических па-
раметров в сверхзвуковой недорасширенной струе и направление линий
тока отличаются существенной неравномерностью, то истинный угол
атаки (угол между проекцией вектора скорости на плоскость симметрии
отбрасываемой ступени и ее продольной осью) является величиной пе-
ременной. Поэтому в данном случае под углом атаки о0 подразумевается
угол между осями уходящей и отбрасываемой ступеней.
В данном случае рассмотрены три формы отражателя: выпуклая
сегментальная (а = 0,75), плоская (а = оо) и вогнутая сегментальная
(а = -0,75). Из графиков, представленных на рис. 5.22, видно, что
при отсчете
расстояния Ло от центра отражателя с увеличением радиуса его кривизны
уровень давления на нем возрастает. Для выяснения влияния внешнего
потока были проведены специальные опыты. При этом в рабочей части
аэродинамической трубы создавалось пониженное давление для того, что-
бы при Afoo = 0 получить степень нерасчетности струи при > (^)прсд-
Из графиков на рис. 5.23 видно, что характер и величина рас-
пределения давления практически одинаковы, как при = 7, так
и при Моо = 0, а небольшое отличие, которое наблюдается на некоторых
графиках, можно объяснить недостаточно большой величиной отноше-
ния Рц/Рро при Afoo = 0, в результате чего не было достигнуто неравенство
> (т^)пред* При выполнении этого неравенства практически не отли-
чается также и характер обтекания лобовой поверхности при М» = 0 и 7.
Отсюда следует вывод о том, что при достаточно больших значениях
степени нерасчетности > (^)прсд)’ когда отбрасываемая ступень
погружена в факел струи, внешний поток практически не влияет на рас-
пределение давления по отражателю лобовой поверхности заднего тела.
В связи с тем, что распределение газодинамических параметров
в струе и направление линий тока существенно неравномерны, опре-
деленный интерес представляет сравнение характера изменения рас-
пределения давления по заднему телу при обтекании его сверхзвуко-
вой недорасширенной струей и сверхзвуковым равномерным потоком.
Из графика, представленного на рис. 5.24, видно, что характер распреде-
ления давления (давление в точках на поверхности отнесено к давлению
в_точке торможения) одинаков и с увеличением расстояния до сопла
Ло уровень распределения давления при обтекании лобовой поверхно-
сти струей стремится к уровню распределения давления, полученному
Режим разделения ступеней
263
7;
Рис. 5.21. Влияние расстояния между_выходным сечением сопла и поверхностью
отражателя отбрасываемой ступени (Хо) на величину и характер распределения
давления по его поверхности для a = 0 и -6°

Рис. 5.22. Влияние формы отражателя на распределение коэффициента давления
по его поверхности при различных расстояниях до выходного сечения сопла Хо
264
Diaea 5
Рис. 5.23. Сравнение распределения коэффициентов давления по отражателям
различной формы при наличии и отсутствии внешнего потока
при обтекании лобовой поверхности равномерным сверхзвуковым пото-
ком, причем при числе Ма = 3 это стремление менее выражено, чем
при Ма = 2. Это связано, по-видимому, с тем, что при Мл = 3 диаметр
выходного сечения = 0,515) больше, чем при Ма = 2(^ = 0,26),
и при постоянном значении Хо расстояние между телами в долях диаме-
тра выходного сечения сопла da при Ма = 3 меньше, чем при Ма = 2,
а степень неравномерности распределения параметров в поле течения,
соответственно, больше.
В случае многосопельной компоновки в области разделения ступеней
образуется сложное пространственное течение, существенно отличающе-
еся от односопельного варианта. Одновременно происходит взаимодей-
ствие этого течения с внешним сверхзвуковым потоком, обтекающим
разделяющиеся ступени.
Фотографирование спектров обтекания убеждает в том, что в усло-
виях внешнего сверхзвукового потока течение между разделяющимися
ступенями периодически перестраивается в зависимости от относитель-
Режим разделения ступеней
265
KuiwjmKvaaum
ипяэгввЗннкзям
О 110	1 Z ЦгЛ
Рис. 5.24. Влияние расстояния между выходным сечением сопла и отражателем
на распределение коэффициента давления по его поверхности заданной формы
кого расстояния между ними Xq = I = Jj. При этом каждой перестройке
соответствует своя структура потока течения, в которой не происхо-
дит принципиальных изменений в определенном диапазоне расстояния
между ступенями.
В процессе разделения ступеней ис-
следованной четырехсопельной компо-
новки можно выделить ряд характер-
ных интервалов, которые различаются
по схемам течения.
I.	О < I 0,643. Струи двигате-
ля натекают на отражатель отбрасывае-
мой ступени, не пересекаясь между со-
бой. В струях возникает система удар-
ных волн 4, аналогичная по конфигура-
ции системе ударных волн в свободной
сверхзвуковой струе (рис. 5.25). Затор-
моженные на отражателе струи частич-
но стекают в спутный поток, а частич-
но устремляются к центру отражателя.
Рис. 5.25. Схема течения при рас-
стоянии между ступенями в интер-
вале (I) 0 < I 0,643
17 Зак. 121
266
Глава 5
В результате взаимодействия с подобными течениями от соседних струй
возникает интенсивное возвратное течение от отражателя к донному
экрану уходящей ступени, на пути которого образуется прямой скачок 6
сложной пространственной формы. Дальнейшее течение ко дну можно
рассматривать как течение потока по расширяющемуся каналу сложной
пространственной формы. За счет этого давление в пространстве между
струями и на дне уходящей ступени значительно повышается. Из зоны
с повышенным давлением газ растекается по донному экрану уходящей
ступени и через межструйное пространство во внешний поток. В резуль-
тате этого происходит отрыв внешнего потока на боковой поверхности
уходящей ступени с образованием скачка уплотнения 5. Струи истекают
на режиме перерасширения (Рв/Рсреды = Рд/Рдон = 0,2 ~ 0,4) несмотря
на то, что отношение давления на срезе сопла к статическому давлению
во внешнем потоке Рл/Р<х> = 1,18.
II.	0,643 < I 0,857. Происходит выход отражателя отбрасывае-
мой ступени из зоны действия первых «бочек» струй (рис. 5.26) Скач-
ки 4 в струях пересекаются, не образуя «маховской» конфигурации.
Степень нерасчетности истечения струй соответствует на этом участке
п = Ра/Рдон = 0,45.
111.	0,857 < I < 1,43. Давление в межструйном пространстве умень-
шилось настолько, что внешний поток, поворачивая около донного
экрана, натекает на струю в точке 7 (рис. 5.27). Отрыва внешнего по-
тока не происходит. Режим истечения струй стал полностью недорас-
ширенным (Ра/Рлон > 0- Изменение режима истечения струй приводит
к значительно большему расширению струй и увеличению размеров пер-
вой «бочки», в результате чего отражатель вновь оказывается в зоне
действия первых «бочек» недорасширенных струй. Струи пересекаются
между собой сразу на выходе из сопла. Взаимодействие струй между
Рис. 5.26. Схема течения при расстоянии
между ступенями в интервале (II) 0,643 <
I < 0,857
Рис. 5.27. Схема течения при рассто-
янии между ступенями в интервале
(III) 0,857 </< 1,43
Режим разделения ступеней
267
собой и с внешним потоком приводит к возникновению ряда скачков
в струях (9) и во внешне потоке (10).
В результате пересечения границ струй между собой образуется
интерференционная волна Ь (см. схему а на рис. 5.28). Волна с (резуль-
тирующая) появляется в результате взаимодействия интерференционной
волны Ь с ударной волной а одиночной струи. В результате взаимо-
действия струи с внешним потоком возникают аналогичные ударные
волны Ь и с. Взаимодействие струй с отражателем приводит к воз-
никновению замыкающей ударной волны d. Комбинация скачков с, d
и е напоминает «маховскую» конфигурацию в свободной струе, однако
волна d не параллельна срезу сопл, что объясняется характером взаимо-
действия струй между собой и, возможно, присутствием боковой стойки
модели уходящей ступени. Взаимодействие скачков с и d вызывает по-
явление скачков е, пересечение которых на оси блока струй приводит
к образованию еще одной «маховской» конфигурации.
а)
Рис. 5.28. Схемы характерных течений А и Б при расстоянии между ступенями
в интервале (III)
17*
268
Глава 5
IV.	1,285 <1^2. Этот ин-
тервал характеризуется исчез-
новением замыкающего скач-
ка в струях и возникновени-
ем замкнутой ударной волны II
перед отражателем (рис. 5.29).
На оси блока струй реализу-
ется «маховская» конфигура-
ция. Скачок 12, зарождающий-
ся в зоне этой конфигурации
в струях и распространяющий-
ся во внешний поток, начинает
перемещаться вниз по потоку.
С этого момента (I 2) изменяется характер взаимодействия внешнего
потока со струей. В отличие от взаимодействия, имевшего место на тре-
тьем участке, интерференционная волна Ь (см. Б на рис. 5.28) в данном
случае не возникает, а деформация свободной границы струй вызывает
лишь соответствующее изменение формы ударной волны а в струе.
при расстоянии
Рис. 5.29. Схема течения
между ступенями в интервале (IV) 1,285 <
V.	I > 2. Интервал характеризуется стабилизацией течения в пер-
вых «бочках» струй. Ударная волна 12 (рис. 5.30) из зоны «маховской»
конфигурации в струях переместилась вниз по потоку к отражателю,
образовав как бы второй отсоединенный скачок уплотнения. В поле тече-
ния образуется система регулярно пересекающихся между собой скачков
уплотнения 9.
Рис. 5.30. Схема течения при расстоянии между ступенями в интервале (V) I > 2
Одновременно с исследованием спектров обтекания разделяющихся
ступеней (схемы которых представлены на рис. 5.25-5.30), измерялось
давление в центральной точке донного экрана для уходящей ступени
и в аналогичной точке отражателя отбрасываемой ступени при различ-
ных расстояниях между ступенями (I). Результаты этих исследований
приведены на рис. 5.31.
Режим разделения ступеней
269
В соответствии с описанными выше интервалами процесса разде-
ления ступеней (I, II, III, IV и V, которые в известной мере являются
условными), для удобства и наглядности дальнейшего анализа на график
зависимостей Рдон/Л», Ротр/Рх = /(О нанесены пунктиром границы этих
интервалов (рис. 5.31).
Кроме этого, на рис. 5.32 и 5.33 представлены графики изменения
геометрических параметров, определяющих структуру течения при разде-
лении ступеней.
Рассмотрим изменение давления на отражателе отбрасываемой сту-
пени. Значительная величина Рщр/Роо в начале первого интервала разде-
ления объясняется тем, что большую часть поперечного сечения струи,
натекающей на отражатель, занимает прямой скачок. Интенсивное умень-
шение Рогс/Ргх вплоть до I = 0,143 связано с реализацией в струе «ма-
ховской» конфигурации и уменьшением размеров поперечного сечения
прямого скачка 4: (см. график изменения dc/da на рис. 5.33), несмотря
на увеличение поперечного сечения струи (см. график изменения d^/da
на рис. 5.32). С другой стороны, удаление отражателя приводит к неко-
торому возрастанию статического давления за системой скачков в струях
из-за повышения числа М в них. В результате наблюдается некоторая
стабилизация зависимости Ротр/Роо = /0)- Переход ко второму интервалу
к существенному изменению Ротр/Роо не приводит. В третьем интервале
преграда вновь оказывается в зоне действия первых «бочек», но уже
недорасширенных. Большую часть поперечного сечения струи занимает
прямой скачок уплотнения, в результате этого мы наблюдаем пик давле-
ния, причем величина Pmp/Рх оказывается больше, чем в начале первого
участка разделения, из-за того, что перед прямым скачком в струе в этот
момент имеют место большие значения числа М. Уменьшение РОТр/Роо
в этом интервале происходит из-за уменьшения поперечного сечения
прямого скачка в струях (см. изменение dc/de на рис. 5.33). В четвертом
интервале прямого скачка в струях нет (см. рис. 5.33) и наблюдается
уменьшение Ротр/Роо- Замкнутый скачок II (см. рис. 5.29) перед отра-
жателем в интервале не является сплошным, так как на оси блока
струй реализуется «маховская» конфигурация, за которой имеет место
дозвуковая зона течения. В результате Ротр/Роо продолжает уменьшаться.
На пятом участке во всей зоне течения наблюдается регулярное пересече-
ние скачков уплотнения, что свидетельствует о том, что течение во всей
зоне перед отражателем стало сверхзвуковым, а скачок перед телом стал
сплошным, В результате этого, а также из-за того, что к отражателю
отбрасываемой ступени приблизилась ударная волна 12 (см. рис. 5.30),
давление на отражателе вновь начинает возрастать.
При анализе изменения донного давления уходящей ступени по-
мимо параметров газа на отражателе необходимо принимать в расчет
также изменение геометрических параметров течения, особенно диаме-
тра границ струй (см. график изменения 4ф/4а на рис. 5.31), потому,
270
Глава 5
Рис. 5.31. Изменение относительного донного давления в центральной точке
донного экрана и относительного давления в аналогичной точке отражателя
в функции расстояния между ступенями
Рис. S.32. Изменение геометрических параметров газодинамического течения
4р/4>' dc&pIdtH	&/R в зависимости от расстояния между ступенями
Режим разделения ступеней
271
Рис. 5.33. Изменение геометрических параметров газодинамического течения
dc/da, h/d* в зависимости от расстояния между ступенями
что межструйное пространство является тем каналом, по которому течет
возвратный поток газа к дну.
В первом интервале вплоть до I = 0,143 наблюдается интенсивное
уменьшение Рдон/^оо из-за увеличения размеров струй (drp./de) и уве-
личения потерь полного давления за счет увеличения числа М перед
прямым скачком уплотнения в струях. Затем интенсивность уменьшения
Рдон/Роо падает (несмотря на увеличение drp/de) из-за того, что в струе
реализуется «маховская» конфигурация и доля прямого скачка в струе
уменьшается (см. изменение d^/da на рис. 5.33) и, следовательно, умень-
шаются потери полного давления. В третьем интервале соседние струи
смыкаются, однако по изменению Рдон видно, что возвратный поток
газа еше существует. Окончательное смыкание струй как соседних, так
и противоположных происходит при I = 1,07. С этого момента Рдон/Роо
не зависит от присутствия отбрасываемой ступени.
5.1.3.	Аэродинамические характеристики ступеней
в процессе разделения при наличии внешнего потока
Аэродинамические характеристики ступеней в процессе разделения
определяют характер их движения и безаварийность этого режима по-
лета транспортной космической системы. Величины соответствующих
аэродинамических характеристик в основном (особенно в начальный мо-
мент разделения последовательно соединенных ступеней) определяются
силовым воздействием струй двигателей на отражатель отбрасываемой
ступени и донный экран уходящей ступени.
Простейшим случаем такого воздействия является односопловая
компоновка, исследование характера обтекания которой приведено выше.
Til
Глава 5
В данном случае исследовалось влияние на аэродинамические коэффи-
циенты отбрасываемой ступени параметров струи (Afa, Ра/РоД радиуса
затупления лобовой поверхности а, угла атаки ао, расстояний Хо от соп-
ла до отбрасываемой ступени, наличия внешнего сверхзвукового потока,
а также сравнивался характер изменения аэродинамических характери-
стик при обтекании отбрасываемой ступени сверхзвуковой струей и сверх-
звуковым равномерным потоком. Так как отбрасываемая ступень обтека-
ется преимущественно газами струи, то при подсчете аэродинамических
коэффициентов силы и моменты относились к скоростному напору струи
в выходном сечении сопла ge и обозначались индексом j (Cx.,Cypmt.).
В случае же, когда силы и моменты относились к скоростному напо-
ру набегающего потока коэффициенты обозначались индексом «оо»
Коэффициент mz рассчитывался относительно носика
отбрасываемой ступени. Схема модели представлена на рис. 5.1.
Значение отношения PJPqq определяется величиной полного да-
вления в струе Рй) и в зависимости от конструктивных особенностей
и режимов полета летательного аппарата может колебаться от нескольких
единиц до десятков тысяч единиц. В условиях аэродинамических труб
величину отношения Ра/Р<х> невозможно увеличить беспредельно из-
за ограниченных возможностей установок. Поэтому исследование вли-
яния степени йерасчетности представляет также и некоторый интерес
с точки зрения методики эксперимента. Из графиков на рис. 5.34 вид-
но, что при умеренных значениях степени нерасчетности (Ра/Р<х> < 100
при Ма = 2) увеличение Рл/Р<х) сопровождается некоторым изменени-
ем аэродинамических коэффициентов СЖр Су>, mtj. При дальнейшем
увеличении степени нерасчетности (Рв/Роо > 100 при Мл = 2) аэро-
динамические коэффициенты стремятся к некоторому пределу, после
чего практически не зависят от Рв/Роо- Это явление с успехом может
быть использовано для исследования аэродинамических характеристик
отбрасываемой ступени с большими потребными значениями Ра/Роо
на установках с ограниченными возможностями, но при > (>£)прся
При изменении числа Ма в выходном сечении сопла характер про-
текания аэродинамических коэффициентов не меняется. Однако по аб-
солютной величине аэродинамические коэффициенты CXpCypmg. тем
больше, чем больше число Ма (рис. 5.35). Кроме того, как показали
результаты исследований, величина отношения (Рв/Роо)Пред с увели-
чением Ма уменьшается. Так, для Ма = 2,5 этот эффект наступает
при Рв/Роо £ 50, а для Мл = 3,5 при (Рв/Роо) £ 20- Характер изменения
коэффициентов Сж>, СУр mg. в функции углов атаки ао отбрасываемой
ступени и Io > 1,32 аналогичен характеру изменения этих коэффициен-
тов при_обтекании подобных тел равномерным сверхзвуковым потоком,
а при Хо < 1,32 и углах атаки ао > 6° характер этих зависимостей иной
(см. рис. 5.35). Это связано с выходом отбрасываемой ступени за пределы
струи при Хо > 1,32, углах атаки ао > 6° и достигнутых, в испытаниях
Режим разделения ступеней
273
Рис. 5.34. Зависимости основных аэродинамических характеристик отбрасывае-
мой ступени от величины степени нерасчетности натекающей струи двигателя
при различных расстояниях отражателя от выходного сечения сопла
величинах Pe/Poo- С удалением отбрасываемой ступени (при увеличе-
нии Хо) аэродинамические коэффициенты Сх.9 Су.9 mZj уменьшаются
(рис. 5.36). Это связано с уменьшением скоростного напора в струе
при удалении от выходного сечения сопла. Из этих же графиков вид-
но также отмеченное выше влияние степени нерасчетности истекающих
струй: экспериментальные точки, полученные при больших значениях
степени нерасчетности, ложатся на одну кривую в отличие от точек,
полученных при малых значениях.
Сравнение аэродинамических характеристик отбрасываемых ступе-
ней с различной формой лобовой поверхности (сегмент и полусфера)
показало (рис. 5.37), что так же, как и в случае обтекания этих тел рав-
номерным потоком для отбрасываемой ступени с сегментальной формой
отражателя, величины коэффициентов CXj больше, а Су. и mZj меньше,
чем для отбрасываемой ступени со сферическим затуплением. Сравнение
зависимостей СХос, СУоо, mZv> = /(а0), полученных при обтекании отбра-
274
Глава 5
Рис. 5.35. Влияние расстояния от выходного сечения сопла до отражателя и сте-
пени нерасчетности на характер зависимостей CXj, CVj и mZj = /(а°)
сываемых ступеней сверхзвуковой струей и равномерным сверхзвуковым
потоком представлено на рис. 5.38. Характер этих зависимостей практиче-
ски одинаков для случаярбтекания отбрасываемой ступени равномерным
потоком и струей при Xq 1,085. Увеличение нелинейности зависимо-
стей СУх, mZx, полученных при обтекании отбрасываемой ступени струей
при Хо < 1,085, объясняется частичным выходом отбрасываемой ступени
за пределы факела струи при больших углах атаки его и достигнутых в дан-
ном эксперименте величинах Рв/Роо(^ < 500). Полученные при опытах
фотографии спектров обтекания показывают, что с увеличением расстоя-
ния до сопла Хо форма головного скачка уплотнения перед отражателем
отбрасываемой ступени приближается к форме головного скачка уплот-
нения перед ней при обтекании равномерным сверхзвуковым потоком.
Из этого следует вывод о том, что характер изменения аэродинамических
характеристик практически одинаков при обтекании ее как равномерным
сверхзвуковым потоком, так и сверхзвуковой сильно недорасширенной
струей для случаев, когда при заданных углах атаки его и расстояни-
ях до сопла Хо отбрасываемая ступень находится целиком в потоке
струи. Внешний поток при этих условиях обтекания не влияет не толь-
ко на распределение давления по отражателю отбрасываемой ступени,
Режим разделения ступеней
275
Рис. 5.36. Сравнение характера зависимостей CSj9 CVj и = /(Хо) при наличии
и отсутствии внешнего потока для различных степеней нерасчетности
но и на ее аэродинамические характеристики. Сравнение результатов
испытаний при = 0 и 6 подтверждает этот вывод (см. рис. 5.39).
Незначительное расхождение между величинами коэффициентов связа-
но, по-видимому, с отличием величин Ра/Р<х> при = 0 и 6 во время
проведения эксперимента.
В общем случае после разрыва связей отбрасываемая ступень по ряду
причин может перемещаться не в строго осевом направлении. Одной
из причин может быть начальный угол атаки всей системы до момента
разделения и связанная с этим несимметрия обтекания отбрасываемой
ступени. При «горячем» разделении, когда одновременно с разрывом
связей включаются маршевые двигатели уходящей ступени, к этому до-
бавляется возмущение от возможной несимметрии взаимодействия струй
двигателей с внешним потоком.
В ряде случаев для ускорения процесса разделения применяются так
называемые тормозные двигатели, которые устанавливаются на отбрасы-
ваемой ступени. В этом случае процесс разделения осуществляется в два
этапа. На первом этапе разделения, после разрыва связей, включаются
тормозные двигатели, которые обеспечивают отход отбрасываемой сту-
пени на расстояние, примерно равное 0,6 диаметра ступени. На втором
этапе включаются маршевые двигатели уходящей ступени, и разделение
276
Глава 5
мл-г;
м^в; pJp^w	м~*о; pjp^ 101
Рис. 5.37. Влияние формы отражателя на характер зависимостей CXj9 C9i и тх =
/(То) при наличии и отсутствии внешнего потока для различных углов атаки
отбрасываемой ступени
продолжается под действием струй маршевых двигателей и внешнего
набегающего потока.
Некоторые из этих причин, приводящих к несоосному разделению
ступеней, были исследованы на схематизированной модели, схема кото-
рой приведена на рис. 5.40. Модель уходящей ступени крепилась на стенке
аэродинамической трубы посредством боковой державки, через которую
подавался сжатый воздух к сверхзвуковому профилированному соплу.
Число Ма в выходном сечении сопла определялось по отношению пло-
щадей в выходном и критическом сечениях и было равным 3,04. Модель
уходящей ступени была оборудована двухкомпонентными внутримодель-
ными тензовесами с водяным охлаждением для измерения нормальной
силы Y и момента тангажа Мг, действующих на модель. Для измерения
давления в струе был предусмотрен приемник полного давления, распо-
ложенный в форкамере модели. Изменение угла атаки модели уходящей
ступени (ау.с. « 0; ±8°) осуществлялось заменой боковой державки.
При изменении угла атаки модели центр вращения располагался на оси
модели на расстоянии х = 4,52^м от носка модели. Для определения
влияния боковой державки на аэродинамические характеристики ис-
пользовались ложные державки. Ложные державки крепились к верхней
Режим разделения ступеней
277
Рис. 5.38. Сравнение зависимостей СЖх, и = /(а0)» полученных при об-
текании отбрасываемой ступени сверхзвуковой струей и равномерным сверхзву-
ковым потоком
панели рабочей части трубы и подводились к поверхности модели ухо-
дящей ступени с зазором примерно 3 мм. Расстояние между моделями
уходящей и отбрасываемой ступеней ракеты изменялось дискретно путем
перестановки модели уходящей ступени вместе с боковой державкой.
Модель отбрасываемой ступени крепилась в рабочей части трубы
посредством хвостовой державки. Изменение угла атаки ступени (а0.с. —
-5°, 0, 5°, 10°) осуществлялось с помощью механизма а. При этом
центр вращения модели отбрасываемой ступени располагался на ее оси
и находился на расстоянии ®ц.м. = 2,59d от отражателя ступени. Мо-
дель сбрасываемой ступени представляла собой цилиндрический корпус,
в кормовой части которого располагались четыре кососрезанных сверх-
звуковых сопла тормозных двигателей (dKp/dM = 0,0336), оси которых
были наклонены к оси корпуса модели под углом 15°. Сжатый воз-
дух к соплам модели подавался по хвостовой державке. Внутри корпуса
модели располагались трехкомпонентные тензовесы для измерения сил
и моментов X, У, Mz, действующих на модель. Обе ступени крепились
посредством тензометрических весов к державкам таким образом, чтобы
исключить силу тяги истекающих струй. В связи с этим для нормальной
278
Глава 5
Рис. 5.39. Сравнение зависимостей Сх>, CVj и mZj = /(Хо) при наличии и отсут-
ствии внешнего потока
работы внутримодельных тензовесов между корпусом модели и соплами
с державкой были предусмотрены зазоры.	_
В качестве расстояния между моделями разделяющихся ступеней Хо
принималось кратчайшее расстояние от донного экрана модели уходя-
щей ступени до отражателя модели отбрасываемой ступени при углах
атаки Оу.с. = а0.с. = 0- Испытания при имитации струй тормозных дви-
гателей отбрасываемой ступени были проведены при двух значениях
относительного расстояния между ступенями Xq = ®о/^м = 0,25; 0,6.
Испытания были проведены при следующих параметрах набегающего
потока:	= 6,96,	= 18 650 Па, Rey = 3,49 • 106 (при Ly = 0,4 829 м)
и Re0.c. = 2,86 • 106 (при L0.c. = 0,3966 м), Tqoo = 703 К. Полное относи-
тельное давление в струях Рц/Р<х> изменялось от 0 до 28000.
В процессе испытаний измерялись нормальная сила Y и момент
тангажа MZ9 действующие на модель уходящей ступени, продольная
сила X, нормальная сила Y и момент тангажа MZ9 действующие на модель
отбрасываемой ступени, полное давление в струях и параметры потока
в трубе. При определении коэффициентов Сх и Су силы X и У относились
к скоростному напору набегающего потока q^ и к площади сечения
миделя модели 5м = 0,00553 м2.
Коэффициент тг уходящей ступени определялся относительно носка
модели (Ху = Yt = 0) и отнесен к 5м и длине Ly = 0,4829 м.
Рис. 5.40. Схема модели для исследования процесса разделения под действием маршевого двигателя уходящей ступени
и тормозного двигателя на отбрасываемой ступени
Режим разделения ступеней
ю
280
Глава 5
Коэффициент mz отбрасываемой ступени определялся относительно
точки пересечения продольной оси модели с поверхностью отражате-
ля ступени и отнесен к <7oo,Sm и длине /о.с. = 0,3966 м. При расчете
аэродинамических коэффициентов вводились поправки на влияние бо-
ковой державки. Результаты испытаний представлены в виде зависимо-
стей Cz,Cy,mx от Poj/Poo при ау.с, «о.с.)	= const, где Ро> — полное
давление в струе тормозного двигателя; — статическое давление
в набегающем потоке.
Истечение струй с боковой поверхности тела вращения приводит
к существенному изменению характера обтекания цилиндрической по-
верхности. Ниже кратко рассматривается взаимодействие струй тормоз-
ных двигателей с набегающим сверхзвуковым потоком и разделяемыми
ступенями ракеты-носителя.
Рис. 5.41. Схема развития зон отрыва перед струями тормозных двигателей
Режим разделения ступеней
281
Взаимодействие струй тормозных двигателей, истекающих навстречу
набегающему сверхзвуковому невозмущенному потоку под углом 15° к бо-
ковой поверхности ступени, приводит к образованию развитых отрывных
зон перед струями и за ними (рис. 5.41). При малых значениях полного
относительного давления в струях Poj/Poo в переднюю отрывную зону
погружается часть корпуса отбрасываемой ступени, а в заднюю отрывную
зону — область возможного расположения оперения (рис. 5.41а). Даль-
нейшее возрастание Poj/Poo приводит к увеличению размеров отрывных
зон. При определенном значении Ро^/Р»» передняя отрывная зона дости-
гает донного экрана уходящей ступени и фиксируется на нем в некотором
диапазоне изменения Роу/Ро©. При этом часть поверхности отбрасываемой
ступени обтекается потоком струй тормозных двигателей, направление
которого противоположно направлению набегающего потока.
В случае наличия на отбрасываемой ступени оперения его плоскости
могут целиком погрузиться в заднюю отрывную зону (см. рис. 5.416).
При ау = 0 по достижению некоторого значения отношения Poj/Poo от-
рывная зона скачком перемещается вперед против потока на цилиндри-
ческий участок корпуса уходящей ступени. В результате этого коническая
кормовая часть и часть цилиндрического корпуса модели оказываются
в зоне отрыва (см. рис. 5.41 в). При достаточно больших значениях Р^/Р^
в отрывной зоне может оказаться вся уходящая ступень, а точка отрыва
переместится в носок модели. До углов атаки уходящей ступени, отли-
чающихся от нуля (а « ±8°), перемещение линии отрыва вперед против
потока более интенсивно происходит с подветренной стороны модели,
чем с наветренной.
На рис.5.42 представлены зависимости Су,тг от Poj/Pq© при раз-
личных углах атаки уходящей ступени (ау.с. = -24,8° • 10, -7°20'), отно-
сительных расстояний между ступенями (Хь = 0,25; 0,6) и постоянном
угле атаки отбрасываемой ступени а0.с. = 5°.
Увеличение относительного давления в струях при ау.с. = 0, т. е.
в условиях близких к осесимметричному обтеканию, не приводит к из-
менению коэффициентов Су и тг уходящей ступени.
Возникающие при наличии угла атаки (ау с. = 8° 10' и -7° 10х) нор-
мальная сила и продольный момент сравнительно мало изменяются
при возрастании величины Poj/P©© до 5 000. Это связано с тем, что
при таких Значениях Р^/Р^ отрывная зона перед струями еще не дости-
гает уходящей ступени. Однако при Poj/P©© > 5 000 зона отрыва перед
струями переходит на уходящую ступень и коэффициенты Су и тг
начинают уменьшаться.
При полном относительном давлении в струях Poj/P©© приблизитель-
но 103000 большая часть корпуса уходящей ступени погружается в зону
отрыва и коэффициенты Су и тг становятся близкими к нулю.
На рис. 5.43 приведено сравнение зависимостей Су, mz от Poj/P©©
при расстояниях между ступенями Xq — 0,25 и 0,6 для различных углов
282
Глава 5
атаки отбрасываемой ступени ао.с. = 0, ±5°, 4-10° и угле атаки уходящей
ступени ау.с = -7°20'. Видно, что при малых углах атаки отбрасываемой
ступени а0.с. = ±5° с увеличением расстояния между ступенями Xq зона
отрыва переходит на уходящую ступень при больших значениях Р^/Р^.
Однако при угле атаки отбрасываемой ступени а0.с. = 10° эта законо-
мерность нарушается. Причиной этого, по-видимому, является следствие
перераспределения давления по отражателю и поверхности отбрасывае-
мой ступени при увеличении Poj/^oo» определяемое соотношением знаков
и величин углов атаки уходящей отбрасываемой ступени. Следует иметь
в виду, что наличие замкнутой отрывной зоны между разделяющимися
ступенями в определенной мере облегчает переход зоны отрыва с от-
брасываемой ступени на уходящую. Наиболее сильно это проявляется
при малых расстояниях между ступенями и малой разнице углов атаки
ступеней. По мере увеличения расстояния между ступенями и разницы
углов атаки в зоне между ними возникает течение и передняя часть
отбрасываемой ступени начинает обтекаться внешним потоком. В этих
условиях переход отрыва с отбрасываемой ступени на уходящую суще-
ственно затрудняется. Поэтому чем больше расстояние между ступенями,
Рис. 5.42. Зависимости Cv и тг =
/(Pqj/Px) уходящей ступени при раз-
личных углах атаки и постоянном угле
атаки отбрасываемой ступени
Рис. 5.43. Сравнение зависимостей Cv
и т2 = /(Ро;/Рх) уходящей ступени
для различных расстояниях между сту-
пенями и различных углах атаки от-
брасываемой ступени
Режим разделения ступеней
283
тем при больших значениях Роу/Р» зона отрыва перемешается на ухо-
дящую ступень. Однако при достаточно больших углах атаки (разного
знака) уходящей и отбрасываемой ступени переход отрывной зоны может
происходить за счет наличия спутного отрывного течения за уходящей
ступенью, попадающего на отбрасываемую ступень. При этих услови-
ях влияние расстояния между ступенями проявляется слабее, что, по-
видимому, и наблюдается по зависимостям для а0.с. — 10° на рис. 5.43.
Сравнение зависимостей Cv и тх от Poj/Poo, полученных при раз-
личных углах атаки отбрасываемой ступени (а0.с. = 0, ±5°, 10°) для Хо =
0,25; 0,6 и ау.с = — 7°20' приведено на рис. 5.44. Видно, что при Хо = 0,6
углы атаки отбрасываемой ступени практически не влияют на величины
коэффициентов Су и mz уходящей ступени. Аналогичный результат имеет
место также при Хо = 0,25 для малых углов атаки (а0.с.	±5°). Однако
при угле атаки отбрасываемой ступени а0.с. = 10° погружение уходящей
ступени в отрывную зону и потеря ею несущих способностей происходит
при больших значениях Р^/Р^.
На рис. 5.45 представлены графики зависимостей Сж, Су, mz от
при угле атаки уходящей ступени ау.с = -0°24', расстоянии между
ступенями Хо = 0,6 и углах атаки отбрасываемой ступени а0.с. = 0,5°, 10°.
При отсутствии струй тормозных двигателей (Poj/Poo = 0) увели-
чение углов атаки отбрасываемой ступени приводит к возрастанию ее
Рис. 5.44. Сравнение зависимостей С9 и тг = /(Р0;7Рх) уходящей ступени
при различных углах атаки отбрасываемой ступени и различных расстояниях
между ними
284
Глава 5
коэффициентов Сх, CVi тг. Это связано с тем, что при возрастании углов
атаки отбрасываемой ступени большая часть ее поверхности выходит
из аэродинамической тени от уходящей ступени и омывается набе-
гающим потоком. Как уже отмечалось выше, с увеличением полного
относительного давления в струях PJP^ корпус модели отбрасываемой
ступени погружается в отрывные зоны, а часть корпуса модели ступени
обтекается потоком струй.
В соответствии с этим увеличение Роу/Р» приводит к уменьшению
коэффициентов Сх, Су, тх отбрасываемой ступени.
При достижении определенных значений Poj/Poo коэффициент Сх
меняет знак и становится отрицательным, что связано с перераспреде-
лением давления при обтекании отбрасываемой ступени потоком струй
и с возможным увеличением давления в донной области отбрасываемой
ступени. В частности, часть импульса струи в направлении оси ступени
воспринимается кольцевой обечайкой, окружающей отражатель отбра-
сываемой ступени (см. схему на рис. 5.40). Коэффициенты Су и mz
при достижении некоторого значения Pqj/Poo становятся равными нулю,
при различных углах атаки и посто-
янном угле атаки уходящей ступени
для различных расстояний между ними
Рис. 5.46. Зависимости Сх, Су и тг =
f(PtjlPx) отбрасываемой ступени
при различных углах атаки и наличии
угла атаки у уходящей ступени
Режим разделения ступеней
285
а затем тоже меняют знак. С увеличением углов атаки а0.с. величи-
ны Poj/Poo, при которых коэффициенты CXiCyimx становятся равными
нулю, а затем меняют знак, возрастают.
При угле атаки уходящей ступени, отличающемся от нуля, харак-
тер изменения зависимостей Сж, Су, тх от Poj/Poo несколько изменяется
(рис. 5.46). В этом случае отбрасываемая ступень в большей мере на-
ходится в тени от уходящей ступени. В результате коэффициенты со-
противления нормальной силы и продольного момента отбрасываемой
ступени значительно меньше как без струй двигателей, так и при наличии
струй. При этом значение полного давления в струях, при котором аэ-
родинамические коэффициенты близки нулю, оказываются меньшими,
чем в предыдущем случае (см. рис. 5.45). Это вполне естественно, так
как зона отрыва от струй более беспрепятственно может перемещаться
навстречу потоку.
Сравнение зависимостей CXiCyimz
от Poj/Poo для расстояния между ступе-
нями Xq = 0,25 и 0,6 при ау,с. = -7°20/
при различных углах атаки отбрасывае-
мой ступени (а0.с. = 0> ±5°, 10°) приведе-
но на рис. 5.47. В исследованном диапазо-
не параметров расстояние между ступеня-
ми практически не влияет на коэффици-
енты Cx,Cy,mz отбрасываемой ступени
как со струями, так и без струй.
После того как под действием тор-
мозных двигателей отбрасываемая сту-
пень отошла от уходящей на расстояние,
примерно равное 0,6 диаметра ступени,
и соударение разделяемых ступеней в зна-
чительной степени исключено, включа-
ются маршевые двигатели уходящей сту-
пени. Дальнейший процесс разделения
ступеней происходит уже под действием
маршевых двигателей уходящей ступени
и внешнего набегающего потока.
Для исследования аэродинамических
характеристик уходящей и отбрасывае-
мой ступеней, соответствующих этому
режиму разделения, при котором проис-
ходит взаимодействие струй маршевого
двигателя и внешнего потока с разделяе-
отбросыбяекя я cmyngHbt
Рис. 5.47. Влияние расстояния
между ступенями на зависимости
Су и nij — f (Poj/Рое) отбра-
сываемой ступени при различных
углах атаки
мыми ступенями, была использована та же модель, что и в предыдущем
случае (см. схему на рис. 5.40). Сопла тормозных двигателей отбрасы-
ваемой ступени в данном случае бездействовали, и сжатый воздух по-
286
Глава 5
давался только к соплу маршевого двигателя уходящей ступени. Данная
серия испытаний была проведена при следующих параметрах набегаю-
щего потока = 6,96, до, = 18 650 Па, Rev = 3,49- 106(Ly = 0,4929) м,
Rec = 2,86 • 106 (Lc = 0,3966) м, Tooo = 703 К. Углы атаки уходящей сту-
пени изменялись в диапазоне ау.с. = 0 4- ±8°, а углы атаки ступени —
а0.с. = 0, ±5°, 10°.
Исследования были проведены при относительных расстояниях меж-
ду ступенями Хо = 0,6; 1,05; 1,5; 2,0 и без ступени (Хо = оо).
Результаты исследований представлены в виде зависимостей Су,
mz от Ра/Рс»- Степень нерасчетности истекающей струи изменялась
в процессе испытаний от 0 до 100.
Струя маршевого двигателя уходящей ступени, натекая на отража-
тель отбрасываемой ступени, деформируется. В результате этого границы
ее расширяются, и тем больше, чем меньше расстояние между ступе-
нями. При малых -Значениях степени нерасчетности истекающей струи
(Ра/Роо Ю при Хо = 0,6 и Рц/Роо 15 при Хо = 1,05) отрыв потока
в хвостовой части уходящей ступени происходит с кромки донного экрана
(рис. 5.48а).
На этих режимах истечения струя не оказывает заметного влияния
на аэродинамические коэффициенты уходящей ступени Су и mz. В дан-
ном случае может изменяться только донное давление уходящей ступени
и, соответственно, коэффициент Сх. При увеличении степени нерасчет-
ности Ра/Роо границы струи расширяются, а при определенном значении
степени нерасчетное™ истекающей струи (Рл/Роо & Ю при Хо = 0,6
И Ра/Роо « 15 при Хо = 1,05) и нулевых углах атаки ступеней точка
отрыва перемещается вперед против набегающего потока.
В результате этого коническая юбка и часть цилиндрического кор-
пуса модели оказываются в отрывной зоне (см. рис. 5.486). Естественно
ожидать, что такой режим обтекания может существенно изменить аэро-
динамические характеристики уходящей ступени. При достаточно боль-
ших значениях степени нерасчетности Рл/Роо в отрывной зоне может
оказаться вся уходящая ступень, а точка отрыва переместится в носок
модели. При углах атаки уходящей ступени, отличающихся от нуля, пе-
ремещение линии отрыва с донного экрана модели вперед против потока
более интенсивно происходит с подветренной стороны модели, чем с на-
ветренной, и скачкообразного перемещения (как при нулевом угле атаки)
может не происходить.
Вместе с тем следует отметить, что при увеличении расстояния
между ступенями влияниеструи на характер обтекания уходящей ступени,
уменьшается и уже при Хо > 1,5 в исследованном диапазоне параметров
уходящая ступень обтекается безотрывным потоком.
Что касается отбрасываемой ступени, то она обтекается как газами
струи двигателя уходящей ступени, так и внешним набегающим потоком.
При этом влияние струи в значительной степени определяется взаим-
Режим разделения ступеней
287
Рис. 5.48. Схема режимов течения между ступенями при работе маршевого
двигателя
ным расположением уходящей и отбрасываемой ступеней в набегающем
потоке, т. е. величинами углов атаки ау.с. и а0.с. и расстоянием между
ступенями Xq.
На рис. 5.49 представлены зависимости Су, mz от Ра/Роо при различ-
ных углах атаки уходящей ступени (ау.с. = 0,+8° 10', -7°20'), различных
расстояниях между ступенями (Хо = 0,6; 1,05; 1,5; оо) и угле атаки отбра-
сываемой ступени а0.с. = 0. Увеличение степени нерасчетности Ра/Роо
Уходят а я ступень,	» О
Рис. 5.49. Зависимости и тг = f(PJP&) уходящей ступени при различных
углах атаки и расстояний между ступенями при нулевом угле атаки отбрасываемой
ступени
288
Глава 5
не влияет на аэродинамические коэффициенты Cyimz до тех пор, пока
отрыв потока в хвостовой части уходящей ступени происходит с кромки
донного экрана. Однако при определенных значениях Рв/^оо (Ра/Роо Ю
для Xq = 0,6 и Ра/Ры < 15 для Хо = 1,05) величины коэффициентов Су
и mz резко уменьшаются, приближаясь по абсолютной величине к ну*
лю (для углов атаки уходящей ступени ау, отличающихся от нуля),
и с дальнейшим увеличением степени нерасчетности изменяются мало.
Это уменьшение связано с погружением конической кормовой части
и корпуса уходящей ступени в зону отрыва. С увеличением расстоя-
ния между ступенями Хо резкое уменьшение величины коэффициен-
тов Су и mz наступает при большем значении степени нерасчетности.
При расстоянии между ступенями Хо > 1,5 в исследованном диапа-
зоне параметров наличие струи и отбрасываемой ступени практически
не влияет на коэффициенты Су и mz уходящей ступени. Заметим, что
показанные на графиках пунктиром участки резкого уменьшения вели-
чины коэффициентов Су и mz могут иметь более плавный характер,
если учесть, что при углах атаки уходящей ступени ау.с., отличающихся
от нуля, перемещение линии отрыва вперед против потока происходит
с подветренной стороны более интенсивно, чем с наветренной. Попутно
заметим, что при нулевом угле атаки уходящей ступени ау.с. = 0, т. е.
в условиях осесимметричного ее обтекания, изменение расстояния между
ступенями Хо, степени нерасчетности истекающей струи Ра/Р<х> и углов
атаки отбрасываемой ступени а0.с. не приводит к заметным изменениям
коэффициентов Су и тг уходящей ступени.
Отмеченное интенсивное уменьшение величин коэффициентов Су
и mz при наличии углов атаки уходящей ступени зависит от взаим-
ного положения разделяемых ступеней и, в частности, от углов атаки
отбрасываемой ступени а0.с.- Иными словами, уменьшение коэффици-
ентов Су и тг уходящей ступени происходит наиболее интенсивно в тех
случаях, когда отбрасываемая ступень способствует наибольшему расши-
рению струи, вытекающей из сопла уходящей ступени, т. е. создаются
более благоприятные условия для перемещения точки отрыва навстречу
потоку. А это, в свою очередь, имеет место при относительно малых рас-
стояниях между ступенями и малых углах атаки отбрасываемой ступени
по отношению к углу атаки уходящей ступени. При угле атаки отбрасы-
ваемой ступени ао.с. = 10° коэффициенты Су и mz уходящей ступени
с изменением степени нерасчетности уже не изменяются, При большем
расстоянии между ступенями зависимость аэродинамических характери-
стик от степени нерасчетности может наступать при еще меньших углах
атаки уходящей ступени. Так например (см. рис. 5.50), при Хо = 1,05
и «у.е. = — 7°20z влияние степени нерасчетности проявляется только
при малых углах атаки а0.с. = 0, -5°.
Режим разделения ступеней
289
Уходящая ступень,
Рис. 5.50. Влияние расстояния между ступенями и угла атаки отбрасываемой
ступени на зависимости Су и mt = f(PjP-x>) уходящей ступени при ее угле атаки
ау.с. = 8*10'
Уходящая ступень,<*ъс.~-ГгО*
-а^
*ос	«»	
	о	•
	0	0
	И	Я
	а	А
Рис. 5.51. Влияние расстояния между ступенями и угла атаки отбрасываемой
ступени на зависимости С9 и mt = /(Ра/Рх) уходящей ступени при ее угле атаки
ау.с. = -7*20'
20 Зак. 121
290
Глава 5
Полное прекращение влияния струи и наличия отбрасываемой ступе*
ни наблюдается в исследованном диапазоне параметров для ау.с. = -7°20'
при Хо = -1,5.
При угле атаки уходящей ступени ау.с. = 8° 10' и расстояниях между
ступенями Xq = 0,6; 1,05 (рис. 5.51) для всех исследованных значений
резкое уменьшение коэффициентов Су и тг наблюдается при примерно
одинаковых значениях PJP^ (Ра/Р^ « 20 для Х^= 0,6 и Ра/Р<х> » 25
для Хо = 1,05). При расстояниях между ступенями Хо = 1,5 и ау с. = 8° 10'
коэффициенты Су и тг остаются без изменения во всем исследованном
диапазоне параметров.
На рис. 5.52-5.54 представлены графики зависимостей Су, mt от
PJP<x> для углов атаки уходящей ступени ау.с. = -24',-7°20' и 8° 10'
при различных значениях углов атаки отбрасываемой ступени (о0дс. —
±5°, 10°) и различных расстояниях между разделяемыми ступенями (Хо —
0,6; 1,05; 1,5).
Как отмечалось выше, отбрасываемая ступень обтекается газами
струи двигателя уходящей ступени и внешним набегающим потоком, по-
ваемой ступени на зависимости Су
и тг = f(PaIP^) уходящей ступени
при ее угле атаки ау с. = -24°
Рис. 5.53. Влияние расстояния меж-
ду ступенями и угла атаки отбрасы-
ваемой ступени на зависимости Су
и mz = f(Pa/P^) уходящей ступени
при ее угле атаки а = 8°20/
Режим разделения ступеней
291
Рис. 5.55. Зависимости Сх = /(Pd/Px)
отбрасываемой ступени при различ-
ных расстояниях между ступенями и ее
углах атаки
Рис. 5.54. Влияние расстояния между
ступенями угла атаки отбрасываемой
ступени на зависимости и т2 =
/(Рв/Рх) уходящей ступени при ее
угле атаки ау.с. = -7*20'
этому естественно, что аэродинамические характеристики отбрасываемой
ступени также в значительной степени определяются взаимным распо-
ложением моделей уходящей и отбрасываемой ступеней в набегающем
потоке.
Увеличение степени нерасчетности истекающей струи Ра/Роо может
приводить к увеличению и к уменьшению коэффициентов Су и mt.
Влияние струи на коэффициенты Су и тх тем больше, чем меньше
расстояние между ступенями Хо и чем больше угол атаки отбрасывае-
мой ступени а0. с. по отношению к углу атаки уходящей ступени ау.с.
(см. рис. 5.52). При углах атаки уходящей ступени аус., отличных от нуля
(см. рис. 5.53 и 5.54), наличие струи в меньшей степени влияет на коэф-
фициенты Су и тг отбрасываемой ступени. Это, по-видимому, связано
с тем, что при исследованном расположении ступеней по отношению друг
к другу истекающая из уходящей ступени струя захватывает сравнительно
небольшую часть поверхности отбрасываемой ступени.
На рис. 5.55 представлены зависимости Сх тут Ра/Р^у полученные
для угла атаки уходящей ступени ау.с. = -7°20', различных расстояниях
между ступенями (Хо = 0,6; 1,05; 1,5) и различных углах атаки отбрасы-
20*
292
Глава 5
ваемой ступени а0.с. = ±5°, 10°. Коэффициент Сх с увеличением степени
нерасчетности Ра/Лю возрастает, 1£тем интенсивней, чем меньше рассто-
яние между_ступенями Хо. При Хо > 1,05 изменение расстояния между
ступенями Xq приводит к^еньшим изменениям коэффициента Сх, чем
при малых значениях Ло(Ао < 1,05). Это связано с тем, что при Xq < 1
отражатель отбрасываемой ступени выходит за пределы первой бочки
в струе.
Исследования, проведенные в упрощенных условиях («холодные»
воздушные струи) на схематизированных моделях транспортных косми-
ческих систем указывают на весьма сложное взаимодействие истекающих
струй с набегающим внешним потоком и разделяющимися ступенями.
В результате этого взаимодействия изменяется характер течения между
разделяемыми ступенями и внешней областью течения. Особенности аэ-
родинамических характеристик ступеней при этом в большой мере зависят
от расположения их друг относительно друга и степени нерасчетности
истекающих струй.
Опыты с односопловой компоновкой двигателя дают представление
о режиме разделения ступеней, но не отражают всего разнообразия кон-
структивных решений компоновок транспортных космических систем.
В частности, представляет интерес вопрос о влиянии количества сопел
на обтекание и аэродинамические характеристики разделяющихся ступе-
ней. В определенной степени этот вопрос иллюстрируется результатами
исследований модели с четырьмя рулевыми соплами на донном экране
уходящей ступени (см. схему на рис. 5.56). Эта ступень была соединена
с отбрасываемой ступенью переходником. Модель подвешивалась в трубе
при помощи донной державки. Воздух подавался по державке к уходя-
щей ступени и истекал из нее через четыре сопла. Сопла на модели были
сменными с различными числами М на срезе. Во время эксперимента
давление в камере этой ступени изменялось в пределах от нуля до 20 атм.
Рис. 5.56. Схема модели для исследования разделения ступеней при работающих
рулевых соплах
Режим разделения ступеней
293
В модели отбрасываемой ступени были установлены трехкомпонент-
ные тензовесы, измерявшие величины осевой силы сопротивления X,
нормальной силы Y и продольного момента Afz, действующих на ее
элементы. Этими элементами были газоотводяшие рукава и боковая по-
верхность ступени. Во время эксперимента измерялось также осредненное
донное давление на донном экране уходящей ступени и фотографиро-
вались спектры течения в области разделения ступеней. При подсчете
аэродинамических коэффициентов силы X, Y и продольный момент Mz
относились к параметрам набегающего потока.
Все основные испытания были проведены при = 4; при этом ста-
тическое давление в рабочей части трубы поддерживалось равным =
240 мм вод. ст. Кроме того, были проведены также исследования сил
и моментов, действующих на ступени ракеты при воздействии струй
без внешнего потока. При этом в рабочей части трубы поддерживалось
разрежение, близкое к статическому давлению невозмущенного пото-
ка при Моо — 4(РН = 250-г 280 мм вод. ст.). Испытания проводились
при углах атаки а = 0, 3° и 6° и углах отклонения рулевых сопл, рас-
положенных в горизонтальной плоскости, 6 = 0, 15° и 30°. Давление
на донном экране уходящей ступени и в форкамере сопел измерялось ма-
лоинерционными датчиками. В этом случае отбрасываемая ступень, кро-
ме фиксированного изменения своего положения, могла перемещаться
непрерывно под воздействием аэродинамических сил после выдергивания
стопорной чеки. При этом скорость отделения отбрасываемой ступени
изменялась от нуля в начале отделения до 60 калибров в секунду в кон-
це процесса разделения. Сигналы датчиков давления регистрировались
шлейфовым осциллографом. Перемещение отбрасываемой ступени и од-
новременно спектр потока регистрировались скоростной кинокамерой
через теневой прибор Теплера со скоростью 1000 кад/сек.
Оптические исследования были проведены во всем диапазоне ис-
следованных чисел Ма на срезе сопл, значений степени нерасчетности
истекающих струй, расстояний между ступенями, углов отклонения сопл,
углов атаки как при наличии внешнего потока (М^ = 4), так и при его
отсутствии (Мх = 0). Это дало возможность наглядно представить те
сложные газодинамические явления, которые сопутствуют процессу раз-
деления ступеней.
Анализ полученных снимков спектров обтекания показал, что ха-
рактер истечения из сопел имеет структуру, типичную для сверхзвуковых
недорасширенных струй, истекающих в затопленное пространство (про-
странство между ступенями представляет собой застойную зону). Большая
часть потока от струй попадает в газоотводящие рукава и истекает из них
во внешний поток, в результате чего во внешнем потоке образуются
висячие скачки уплотнения. Другая часть газов, образуя в результате
взаимодействия струй с преградой возвратные течения, стекает по дон-
ному экрану уходящей ступени во внешний поток, в результате чего
294
Глава 5
у донной кромки ступени также возникает висячий скачок уплотнения.
При малых расстояниях между ступенями отражатель отбрасываемой сту-
пени оказывается в зоне действия первых «бочек» струй. При увеличении
расстояния между ступенями отражатель отбрасываемой ступени перехо-
дит в зону действия вторых «бочек». Интенсивность возвратных потоков
при увеличении расстояний между ступенями уменьшается.
Как при отсутствии, так и при наличии внешнего потока = 0 и 4)
увеличение полного давления в струях приводит к линейному возра-
станию коэффициента продольной силы отбрасываемой ступени (Сж)
и относительного донного давления на донном экране уходящей ступени
(Рдон/Роо) (см. рис. 5.57).
Зависимости Сг = f(Po/PH) и РДон/Рн = f(Po/P»), где Ро — полное
давление в струе; Рн *- давление окружающей среды, при отсутствии
внешнего потока (Мх = 0) имеют вид, аналогичный зависимостям Сх
и Рдон/Роо = /(Ро/Poo), показанным на рис. 5.58. Отличие состоит в том,
что при отсутствии внешнего потока (М^ = 0) эти зависимости возраста-
ют с увеличением давления в струе с несколько меньшей интенсивностью
и имеют начальные значения (при Ро/Рн = 0), равные нулю.
Коэффициенты нормальной силы Су и момента тангажа mt отбра-
сываемой ступени не зависят от изменения давления в струе при неот-
клоненных соплах (рис. 5.58). При отклоненных соплах, расположенных
в горизонтальной плоскости, увеличение давления в струях приводит
к уменьшению коэффициента нормальной силы Су по линейной за-
висимости (рис. 5.59). Коэффициент момента тангажа с изменением
давления в струях не изменяется даже при отклоненных соплах. Это связа-
но с тем, что коэффициент момента тангажа рассчитывался относительно
переднего торца отражателя отбрасываемой ступени, а дополнительные
нормальные силы от воздействия струй при отклоненных соплах были
приложены как раз в плоскости его переднего торца на донном экране
уходящей ступени. Зависимости коэффициентов продольной силы и дон-
ного давления от давления в струе при отклоненных соплах имеют вид,
аналогичный зависимостям, показанным на рис. 5.57.
Числа Ма сопел модели изменялись посредством изменения пло-
щади критических сечений сопел при постоянной площади выходных
сечений. Как видно из графиков, приведенных на рис. 5.60, зависимо-
сти Сх = f(Ma) и Рдон/Роо = f(Ma) при постоянной степени нерасчетно-
сти Рц/Роо = 10 (здесь Ра — статическое давление в струе на срезе сопла)
возрастают с увеличением числа Ма на срезе сопла по квадратичной
зависимости.
На рис. 5.61 показаны те же зависимости при Ро/Р» = 800. Такой
вид кривых понятен, если провести аналогию с изменением импульса
струи.
Процесс разделения ступеней нельзя бездоказательно считать стацио-
нарным процессом. Для выяснения этого был специально поставлен опыт
Режим разделения ступеней
295
по измерению давления на донном экране уходящей ступени при разде-
лении ступеней. Используемая для опыта модель (см. схему на рис. 5.40)
позволяла измерять давление на донном экране при фиксированных рас-
стояниях между ступенями и при непрерывном перемещении, в осевом
направлении, отбрасываемой ступени под действием струй маршевого
двигателя уходящей ступени.
Рис. 5.57. Изменение коэффициента продольной силы отбрасываемой ступени
и относительного донного давления на донном экране уходящей ступени в функ-
ции степени нерасчетности струй при различных расстояниях между ступенями
Рис. 5.58. Изменение коэффициента нормальной силы и момента тангажа в функ-
ции степени нерасчетности струй неотклоненных рулевых сопел = 0) при раз-
личных углах атаки и расстояниях между ступенями
296
Глава 5
Рис. 5.59. Изменение коэффициента нормальной силы и момента тангажа отбра-
сываемой ступени в функции степени нерасчетности струй отклоненных рулевых
сопел (у? = 15°) при различных углах атаки и расстояниях между ступенями
Опыты, проведенные при числе Маха невозмушенного набегаю-
щего потока Моо = 2, показали, что зависимости Рдон/Роо в функции
расстояния между ступенями (I) для фиксированных положений отбра-
сываемой ступени и непрерывном ее движении практически совпадают
(см. рис. 5.62). Небольшое различие в величинах Рдон/Роо, наблюдае-
мое при малых расстояниях между ступенями, связано с неточностью
измерения. В обоих случаях разделения совпадают не только величи-
ны относительного донного давления, но и характер его изменения
при увеличении расстояния между ступенями. Характерные по изме-
нению величины Рдон/Роо участки зависимостей Рдон/Роо (от 0 до Id
и от Id до 2d) соответствуют перестройке газодинамической структуры
взаимодействия истекающих струй с отражателем отбрасываемой ступени
(см. рис. 5.25-5.31).
Проведенные исследования, безусловно, далеки от натурных усло-
вий, однако они указывают на то, что процесс разделения, по-видимому
является квазистационарным процессом.
Режим разделения ступеней
297
Рис. 5.60. Изменение коэффициента продольной силы-отбрасываемой ступени
и относительного давления на донном экране уходящей ступени в функции числа
Маха на срезе сопла при различных расстояниях между ступенями для степени
нерасчетности струи двигателя Ро/Рх = 10
Рис. 5.61. Изменение коэффициента продольной силы отбрасываемой ступени
и относительного давления на донном экране уходящей ступени при различ-
ных расстояниях между ступенями для степени нерасчетности струи двигателя
Ро/Рх = 800
экране уходящей ступени, полученных при фиксированном и непрерывном
разделении ступеней
19 Зак. 121
298
Глава 5
5.2.	Разделение ступеней
при отсутствии внешнего потока
Разделение верхних ступеней транспортных космических систем про-
исходит в высоких слоях атмосферы или даже вне атмосферы (отделение
разгонной ступени). В этих условиях внешний набегающий поток отсут-
ствует, или он настолько мал, что не оказывает влияния на разделение
ступеней. Процесс разделения, особенности обтекания и возникающие
при этом силовые нагрузки на разделяемые ступени целиком определяют-
ся действием реактивных струй, вытекающих из сопел двигателя. В связи
с этим соответствующие экспериментальные исследования проводятся
не в аэродинамических трубах, а на специальных стендах при отсутствии
внешнего потока с использованием «холодных» (воздушных) или «горя-
чих» газовых струй.
В процессе разделения недорасширенная реактивная струя натека-
ет на отражатель отбрасываемой ступени, тормозится в криволинейном
скачке. Центральная часть скачка, расположенная напротив сопла, име-
ет малую кривизну. В этой области имеет место наибольшее силовое
воздействие струи на отражатель (см. рис. 5.63-5.66). После удара в отра-
жатель струя растекается в радиальном направлении. При этом характер
растекания зависит от величины давления на отражателе за скачком
уплотнения. Из-под скачка вытекает сверхзвуковая радиальная струя.
При растекании по поверхности отражателя радиальная струя перерас-
ширяется, и давление в отдельных точках отражателя становится меньше
давления окружающей среды.
Результаты исследований, проведенных при различных давлениях
в форкамере модели (Ро) и постоянной степени нерасчетности (п) по-
казали, что полученные данные соответствуют области автомодельных
режимов течения по числам Рейнольдса — все экспериментальные точки
легли на единственную зависимость Ср = /(г, Ро) (см. рис. 5.63, а также
рис. 5.64 и 5.66). Это указывает на возможность перенесения данных
по воздействию струи на отражатель, полученных при относительно
малых значениях п (порядка 2 4-10 для исследованных диапазонов изме-
нения чисел Ма и расстояниях между ступенями «), на большие степени
нерасчетности.
На рис. 5.67 приведены результаты исследований распределения да-
вления вдоль радиуса плоского отражателя, выполненных на моделях
с «холодными» и «горячими» струями. Модель с «горячими» струями
обеспечивала эксперимент с высокотемпературными реактивными стру-
ями с параметрами, близкими к натурным, к = 1,14, То — 2 600 К.
Из сравнения экспериментальных точек на рис. 5.67 видно, что дан-
ные, полученные при одинаковом числе Ма с «холодными» струями,
оказываются завышенными по сравнению с «горячими».
Режим разделения ступеней
299
Использование в качестве параметра моделирования процесса воз-
действия реактивной струи на отражатель комплекса дает возмож-
ность в исследованном диапазоне х получить более близкое совпаде-
ние результатов горячих и холодных испытаний. Пунктирные кривые
на рис. 5.67 соответствуют холодной струе с числом Ма = 3,35, которое
получено путем пересчета по параметру хМ*. Кривые для Ма = 3,35
построены по графической интерполяции результатов измерений, прове-
денных при Ма = 2,24; 2,7; 3,2; 3,71.
Давление на отражателе при прочих равных условиях является функ-
цией числа Ма и х. На рис. 5.68 показано изменение давления в цен-
тральной точке отражателя по мереудаления последнего от среза сопла.
С увеличением числа Ма значение Р = Р/Рс растет. Интересно отметить,
что если величину Р отнести к выражению хМд, то точки, полученные
для различных чисел Ма, в том числе и на «горячих» моделях, с доста-
точной точностью ложатся на одну кривую. Рис. 5.69 показывает, что
это действительно не только для центральной точки отражателя, но мо-
Рис. 5.63. Распределение относительного давления по радиусу отражателя для раз-
личных значений давления в форкамере двигателя и расстояний между ступенями
19*
300
Глава 5
жет быть распространено на эпюру давления в целом. Представление
экспериментальных данных в виде безразмерной величины Р/хРлМ% да-
ет возможность проводить пересчет результатов измерений, полученных
при одном числе Ма. на другие.
Нагрузки на отражатель в значительной мере зависят от формы са-
мого отражателя. Интерес представляет тот факт, что форма отражателя
Рис. 5.64. Влияние степени нерасчетности при заданном расстоянии между
ступенями на распределение относительного давления по радиусу отражателя
Рис. 5.65. Распределение относитель-
ного давления по радиусу плоского
отражателя при различных расстоя-
ниях между ступенями и значениях
степени нерасчетности
Сфера К*3,Чб
ного давления по радиусу сферическо-
го отражателя при различных степенях
нерасчетности и заданном расстоянии
между ступенями
Режим разделения ступеней
301
влияет на полноту эпюры давления. Давление же в центральной точке
отражателя, расположенной на оси струи, мало зависит от формы. Напри-
мер, давления, измеренные в центральной точке плоского и сферического
отражателя, практически совпадают (см. рис. 5.65 и 5.66). Форма донного
экрана уходящей ступени и, в частности, вынос среза сопла (Z) (рассто-
яние среза сопла от поверхности донного экрана) практически не влияет
на распределение давления по отражателю отбрасываемой ступени.
В процессе разделения реактивная струя двигателя может оказывать
интенсивное силовое и тепловое воздействие не только на отражатель,
но и на донный экран. При изучении распределения давления на донном
экране обращает внимание наличие двух видов эпюр. В одном случае
давление на донном экране почти постоянно по всему радиусу и мень-
ше или равно давлению окружающей среды. В другом случае давление
на донном экране меняется от величины, значительно меньшей окру-
жающего давления, до величины, равной или превышающей давление
окружающей среды.
Рис. 5.67. Сравнение распределения относительного давления по радиусу отра-
жателя для «холодных» и «горячих» струй
302
Глава 5
от расстояния между ступенями при различных числах Маха в выходном сечении
сопла
Двум видам эпюр давления соответствуют две схемы течения —
с «открытой» и «замкнутой» донной областью. При реализации схемы
течения с «открытой» областью (рис. 5.70) реактивная струя не оказывает
непосредственного воздействия на донный экран. Давление на последнем
определяется эжектирующими свойствами радиальной струи, которая
образуется в результате взаимодействия реактивной струи с отражателем.
При реализации схемы течения с «замкнутой» областью донный экран
омывается радиальной струей. В сверхзвуковой радиальной струе при
взаимодействии с донным экраном возникает скачок уплотнения. Схема
образующегося течения показана на рис. 5.71. В области, прилегающей
к соплу, образуется зона, аналогичная зоне за телом со ступенькой,
обтекаемой сверхзвуковым потоком.
В зависимости от особенностей процесса разделения происходит ре-
ализация той или иной схемы течения в пространстве между ступенями.
При реализации «замкнутой» области течения величина степени нерас-
четности не влияет на эпюру относительных давлений Ср = /(г). В случае
«открытой» схемы течения имеет место проток газа между донным экра-
ном и границей струи, которая зависит от степени нерасчетности. В итоге
величина давления и распределение его по радиусу донного экрана будет
зависеть от скорости протекающего газа между поверхностью донно-
го экрана и изменяющейся от степени нерасчетности границей струи.
Иными словами, интенсивность воздействия реактивной струи на дон-
Режим разделения ступеней
303
между ними при наличии
Рис. 5.69. Распределение без-
размерной величины давле-
ния по радиусу отражателя
при различных числах Маха
в выходном сечении сопла
ный экран, при прочих равных условиях, зависит от расстояния между
донным экраном уходящей ступени и отражателем отбрасываемой сту-
пени, которое определяет характер течения
реактивной струи.
Увеличение мощности ракет-носителей
заставляет прибегать к использованию связ-
ки ракетных двигателей. Разделение ступе-
ней в этом случае происходит под действием
реактивной струи, вытекающей из блока со-
пел. Газодинамические проблемы, возника-
ющие при разделении ступеней с помощью
блока четырех сопел, аналогичны пробле-
мам, возникающим при разделении с помо-
щью односоплового двигателя.
При разделении ступеней с помощью
связки двигателей на отражатель действует
составная струя, образующаяся в результа-
те взаимодействия недорасширенных струй.
Структура такой струи значительно отлича-
ется от структуры одиночной струи.
На рис. 5.72 приведена схема истече-
ния из четырехсоплового блока. Вытекаю-
щие из сопел недорасширенные струи пере-
секаются по определенной границе. Границу,
по которой происходит пересечение поверхностей струй, будем называть
линией взаимодействия. Радиальные плоскости, проходящие на равном
расстоянии между соплами перпендикулярно к плоскостям, проходящим
через оси соседних сопел, будем называть плоскостями взаимодействия.
В нашем случае, когда параметры отдельных струй на срезах сопел равны,
линии взаимодействия лежат в плоскостях взаимодействия. В результате
Рис. 5.70. Схема течения с «откры-
той» донной областью
Рис. 5.71. Схема течения с «закры-
той» донной областью
304
Глава 5
Рис. 5.72. Схема истечения из четырехсоплового блока
поворота потока на линии взаимодействия образуется ударная волна 3.
При взаимодействии последней с «висячим» скачком 2 возникает интер-
ференционный скачок уплотнения 4, который и приводит к различию
в структуре одиночной и составной струй.
Анализ экспериментальных данных показывает, что максимальное
давление в плоскости взаимодействия располагается в точке, находящейся
за интерференционным скачком уплотнения.
В обе стороны от этой точки давление падает, причем по напра-
влению к срезу сопел наблюдается резкое падение, а по направлению
распространения струи — более пологое. Кривая распределения давления,
измеренного вдоль линии, соответствующей проекции на плоскость вза-
имодействия оси сопла, имеет максимум, расположенный ближе к срезу
сопел, чем кривая, снятая по оси соплового блока. Это является след-
ствием того, что линия взаимодействия, а следовательно, и ударная
волна 3 расположены ближе к срезу на проекции оси сопла, чем на оси
компоновки. Возмущения из зоны, ограниченной ударной волной и ин-
терференционным скачком, не проникают, и распределение давления
в невозмущенной области такое же, как и в одиночной струе.
На рис. 5.73 приводятся результаты измерения давления по оси оди-
ночной струи и по оси сопла в четырехсопловом блоке. До тех пор пока
интерференционный скачок не пересекает ось сопла, результаты измере-
ний для четырехсоплового блока и одиночной струи совпадают. Таким
образом, особенностями составной струи, оказывающими основное вли-
яние на ее параметры, является наличие интерференционного скачка
и зоны взаимодействия.
Интенсивность воздействия составной реактивной струи на элемен-
ты узла разделения зависит от физической картины течения в отсеке
между ступенями при разделении. Можно условно выделить две схемы
течения: 1) течение, при котором реактивные струи четырехсоплового
блока натекают на отражатель, не смыкаясь, и 2) течение, при котором
реактивные струи сомкнулись до натекания на отражатель. Первая схема
течения соответствует малым х, вторая — большим.
На рис. 5.74 приведена упрощенная схема течения в отсеке между
ступенями при несомкнутых струях. В этом случае при натекании на от-
Режим разделения ступеней
305
ступенями для одиночной струи и четырехсопельного блока
ражатель образуется система скачков уплотнения. Максимум давления
на отражателе примерно соответствует точке пересечения трех скачков:
«висячего» скачка в струе, скачка перед отражателем и скачка в погра-
ничном слое струи в зоне смешения. При растекании по отражателю
струи встречаются в центре и поворачивают к донному экрану, образуя
в центре отражателя застойную зону. После взаимодействия с донным
экраном обратный поток стекает с него в радиальном направлении.
Схема течения, при которой струи сомкнулись до натекания на от-
ражатель, показана на рис. 5.75. При реализации этой схемы давление
Рис. 5.74. Упрощенная схема тече-
ния между ступенями при несо-
мкнутых струях
Рис. 5.75. Упрощенная схема те-
чения между ступенями при со-
мкнувшихся струях
306
Глава 5
на отражателе зависит от параметров составной струи. Для такой схе-
мы течения характерно уменьшение обратных токов в сторону донного
экрана.
Одним из важных параметров, определяю-
щих течение в составной струе и характеристики
в пространстве между разделяемыми ступенями,
является число Маха на срезе сопла (Мд). С ро-
стом числа Ма относительное давление Р = Р/Рл
на отражателе растет.
Кроме числа Ма большое влияние на ве-
личину давления на отражателе оказывает его
форма. На рис. 5.76 и 5.77 приведены результа-
ты измерений относительно давления на плоском
и сферическом отражателе. Из сравнения вид-
но, что величины максимумов давлений и, осо-
бенно, давления в центральной точке плоского
отражателя значительно выше, чем у сферическо-
го. Например, для соплового блока с Ма = 3,88
величина максимума давления на плоском отра-
жателе при х = 0,26 приблизительно в 1,5 ра-
за, а величина давления в центральной точке
в 10 раз больше, чем на сферическом отражателе
с R = R/Ra = 2,03.
При исследовании разделения с помощью
односоплового двигателя было показано, что вы-
нос сопла относительно донного экрана не влияет
на давление на отражателе. В случае разделения
с помощью блока сопел увеличение выноса сопел
Рис. 5.76. Распределе-
ние относительного да-
вления по радиусу плос-
кого отражателя
приводит к снижению максимальной величины давления на отражате-
ле. Например, увеличение выноса сопла L от нуля до 0,51 в компоновке
с плоским отражателем и сопловым блоком с Ма = 2,24 (при Du.c. = 3,27)
дает снижение максимального давления на 20%. С увеличением х влияние
выноса сопел на величину давления уменьшается.
С давлением на отражателе связано статическое давление в отсеке
между разделяемыми ступенями, которое, в свою очередь, влияет на ра-
боту сопел двигателей. Часть сопла, обращенная к периферии узла разде-
ления, работает при противодавлении, близком к противодавлению окру-
жающей среды. Часть сопла, обращенная к центру компоновки, работает
при повышенном давлении, соответствующем давлению в межструйном
пространстве. При малых х, когда давление в межструйном пространстве
достаточно велико, в сопле может наблюдаться несимметричное течение.
В процессе разделения обратные токи, возникающие при взаимо-
действии составной струи с отражателем, натекают на донный экран
и создают на нем повышенное давление. Величина давления на экране
Режим разделения ступеней
307
зависит от параметров на срезе сопла и геометрии узла разделения. В ря-
де случаев при малых значениях х величина давления на донном экране
может быть соизмерима с давлением на отражателе. Особенно большое
повышение давления на экране наблюдается в узлах разделения с плоским
отражателем. Изменение формы отражателя при постоянной геометрии
донного экрана приводит к изменению величины донного давления.
Рис. 5.77. Распределение
относительного давления
по радиусу сферического от-
ражателя
want?”1.39):
сщичгсяий опцажлтвлъ
Рис. 5.78. Распределение относительно-
го донного давления по радиусу сфери-
ческого донного экрана в присутствии
сферического отражателя
На рис. 5.78 и 5.79 показаны эпюры давления на донном экране,
полученные в присутствии плоского и сферического (R = 2,03) отра-
жателя. Замена плоского отражателя сферическим приводит к тому, что
давление в центральной точке донного экрана при х = 0,26 падает более
чем в 7 раз. Интересно отметить, что давление в центре донного экрана
для некоторых компоновок и расстояний х очень близко к давлению
в центральной точке отражателя (рис. 5.76 и 5.79), что является след-
ствием существования в межструйном пространстве зоны с постоянным
давлением. Форма донного экрана влияет на характер распределения да-
вления вдоль радиуса экрана. Например, для плоского экрана характерно
крутое падение давления к периферии, в то время как экран в виде вогну-
той сферы имеет более равномерное распределение давления (рис. 5.80).
Увеличение выноса сопел L приводит к увеличению проходных сече-
ний для вытекающего обратного потока и, соответственно, к снижению
давления на донном экране (рис. 5.81).
По мере ухода нижней ступени давление на донном экране бы-
стро падает. Однако отражатель оказывает заметное влияние на донное
308
Глава 5
Рис. 5.79. Распределение отно-
сительного донного давления
по радиусу сферического дон-
ного экрана в присутствии плос-
кого отражателя
Рис. 5.80. Влияние формы донного
экрана на распределение относи-
тельного донного давления по его
радиусу в присутствии плоского от-
ражателя
давление даже на значительных удалениях. На рис. 5.82 показано изме-
нение давления в центральной точке отражателя по мере увеличения х.
Влияние отражателя на давление в центральной точке донного экрана
сказывается вплоть до пяти калибров среза сопла. Кривые на рис. 5.82
получены для разных значений чисел Ма. С ростом Ма относительное
давление Рдон = Рцхм/Ра на экране растет.
Исследование воздействия реактивной струи на донный экран в про-
цессе разделения проводилось при автомодельном режиме течения по
числу Re и степени нерасчетности. Оценка автомодельности режима те-
чения по степени нерасчетности показала, что для любой практически
возможной компоновки узла разделения с помощью блока четырех сопел
автомодельное течение наблюдается в диапазоне х 2, начиная с п = 2.
Кривые на рис. 5.78 и 5.79 дают представление о совпадении результатов,
полученных при разных степенях нерасчетности.
Результаты исследований, представленные выше, получены на «хо-
лодных» моделях, в которых реактивные струи двигателей имитировались
струями холодного воздуха. В натурных условиях в процессе разделе-
ния на отражатель и донный экран действуют высокотемпературные
струи с присущими им физико-химическими свойствами, удельными
теплоемкостями и кинетическими характеристиками. Задача моделиро-
вания воздействия «холодных» струй на элементы узла разделения может
решаться с помощью параметров моделирования. Ряд сравнительных
экспериментальных исследований с «горячими» и «холодными» моделя-
Режим разделения ступеней
309
Рис. 5.81. Влияние выноса выходного сечения сопла от плоского донного экрана
на распределение относительного донного давления по его радиусу в присутствии
плоского отражателя при различных его расстояниях от выходного сечения сопла
теля на относительное давление в центральной его точке
310
Глава 5
ми показал, что пересчет данных, полученных на «холодных» моделях,
на данные «горячих» испытаний с использованием параметра t дает
сильно заниженные значения Р на отражателе. Моделирование по па-
раметру хМ* позволяет получать лучшее приближение к результатам
«горячих» испытаний.
При отдалении уходящей ступени давление на ее донном экране
определяется взаимодействием струй, истекающих из двигателя. Экспе-
риментальные зависимости, приведенные на рис. 5.83, показывают, что
в центральной точке донного экрана при четырехсопельной компоновке
уменьшение донного давления с ростом степени нерасчетности струй
наблюдается только при малых ее значениях. При больших степенях
нерасчетности имеет место постоянство величины донного давления, что
свидетельствует об автомодельности течения. Нижняя граница степени
нерасчетности, начиная с которой наблюдается автомодельный режим те-
чения, зависит от конкретной геометрии донной части уходящей ступени.
Так например, большое влияние на величину донного давления оказывает
компоновка донного экрана и, особенно, разнос сопел. Давление в «тес-
ной» компоновке значительно выше, чем в разреженной. В центральной
части донного экрана давление может различаться примерно в 3 раза.
Форма донного экрана также влияет на давление, но в значительно
меньшей степени.
давления на экране при различных числах Маха вытекающей струи
Режим разделения ступеней
311
5.3.	Аэродинамические характеристики
отбрасываемых частей в автономном полете
После разделения наступает режим автономного полета отбрасыва-
емой ступени. Полет совершается по баллистической траектории, и по-
скольку он неуправляемый, то углы атаки и скольжения могут изменяться
в широком диапазоне. Чтобы спрогнозировать точку падения, или, точ-
нее, район падения отбрасываемой ступени, необходимо знание ее аэро-
динамических характеристик практически при круговом изменении углов
атаки и скольжения при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.
Отбрасываемые ступени транспортных космических систем, как пра-
вило, имеют цилиндрические формы, поэтому в первом приближении
(без учета деталей, расположенных на поверхности) их аэродинамические
характеристики близки по величине и характеру изменения в функции
углов атаки и скольжении к характеристикам изолированных цилиндров.
Характер обтекания и аэродинамические характеристики цилиндри-
ческого тела вращения с плоским торцом зависят от большого количества
факторов, которые не всегда могут моделироваться при эксперименталь-
ных исследованиях. Кроме того, сами условия аэродинамического экспе-
римента могут существенно искажать аэродинамические характеристики
исследуемых цилиндрических тел. Несмотря на кажущуюся простоту
цилиндрического тела, получение надежных и однозначных аэродинами-
ческих характеристик представляет весьма сложную экспериментальную
задачу. Косвенным подтверждением этого является сравнение результатов
экспериментов, полученных в различных условиях различными авторами.
Особую остроту это приобретает при попытках определения аэродинами-
ческих характеристик цилиндрических тел вращения различного удлине-
ния при круговом обтекании, то есть в диапазоне изменения углов атаки
от 0° до 90°. Чтобы получить общее представление об изменении аэ-
родинамических характеристик для этого случая, неизбежно приходится
использовать осреднение полученных в эксперименте данных с последу-
ющим корректированием их по имеющимся экспериментальным данным
для крайних и наиболее определенных случаев обтекания, какими явля-
ются продольное и поперечное обтекание цилиндрических тел. В связи
с этим на основании большого количества экспериментальных исследова-
ний были получены осредненные зависимости, приведенные на рис. 5.84.
Удлинение цилиндров изменялось от значения l/d = 4 до 10. Чтобы в ка-
кой-то мере исключить или уменьшить влияние удлинения цилиндров,
продольная сила относилась к площади поперечного сечения цилиндра,
а нормальная сила — к площади продольного сечения. Полученные таким
образом зависимости осреднялись для данного числа М^. Приведенные
зависимости СХ,СУ и хд = /(а) могут быть использованы для оцен-
312
Глава 5
Рис. 5.84. Зависимость коэффициентов продольной и нормальной силы и поло-
жения центра давления от угла атаки цилиндров конечной длины при различных
числах Мх
ки аэродинамических характеристик круговых цилиндров (l/d = 4 4-10)
с плоским торцом.
Форма конкретной отбрасываемой ступени может отличаться от иде-
альной цилиндрической формы. В частности, торцевая поверхность мо-
жет быть как выпуклой, так и вогнутой. Из донной части могут выступать
сопла двигателей. На боковой поверхности могут быть расположены
всевозможные надстройки, включая и плоскости стабилизаторов. Поэто-
му в случае использования приведенных данных следует иметь в виду,
что коэффициент продольной силы при а = 0 у конкретных ускори-
телей в ряде случаев оказывается на 40-60% меньше, чем у цилиндра
с плоским торцом. Коэффициент нормальной силы при а = 90° (в за-
висимости от формы ускорителя и числа М полета) может быть как
Режим разделения ступеней
313
меньше (до 12%), так и больше (до 20%) соответствующей величины
для цилиндра. При этом положение центра давления может смещаться
примерно до 40% длины отбрасываемой ступени.
В процессе выведения транспортной космической системы на око-
лоземную орбиту от нее отделяются не только отработанные ступени,
но и различные обтекатели, представляющие собой оболочки различной
формы. В основном это оболочки цилиндрической, конической или ци-
линдро-конической формы. Имея в виду конструкцию таких оболочек,
для простоты определения аэродинамических характеристик уместно пре-
небречь их толщиной. В случае цилиндрических оболочек это условие
позволяет исключить рассмотрение величины продольной силы из-за ее
малости в связи с тем, что она определяется только силами трения.
На рис. 5.85 приведены зависимости Су и хЛ = /(а) для выпуклых
и вогнутых цилиндрических оболочек, полученные в результате осредне-
ния большого количества экспериментальных данных.
Удлинение оболочек изменялось от значений l/h = 1,0 до 0,4. По от-
ношению к набегающему потоку оболочки располагались таким образом,
что плоскость, проходящая через их боковые кромки (через боковые
прямолинейные образующие цилиндрической поверхности), всегда бы-
ла нормальна к плоскости угла атаки. Величина угла атаки измерялась
Рис. 5.85. Зависимость коэффициентов нормальной силы и положения цен-
тра давления от угла атаки тонких цилиндрических оболочек при различных
числах
314
Глава 5
между вектором скорости и этой плоскостью. В целях исключения вли-
яния удлинения нормальная сила относилась к площади (S = I х Л)
проекции оболочек на рассматриваемую плоскость; положение центра
давления отсчитывалось от передней кромки оболочки и выражалось
в долях ее длины i.
Исследования показывают, что такого рода оболочки или поверх-
ности обтекаются пространственным потоком, в котором происходит
сложное взаимодействие вихревых систем, областей срыва и местных
сверхзвуковых зон. В частности, в диапазоне дозвуковых и трансзвуко-
вых скоростей в зависимостях Су = /(а) наблюдаются два максимума.
Такой вид зависимостей оказывается характерным не только для цилин-
дрических поверхностей, но и для плоских поверхностей или тонких
крыльев малого удлинения. При сверхзвуковых скоростях нормальная
сила в основном определяется силами давления на наветренную сто-
рону оболочки и зависимости Су = /(а) становятся более плавными.
Рис. 5.86. Зависимость коэффициентов продольной и нормальной силы и поло-
жение центра давления от угла атаки тонких конических оболочек при различных
числах Мх
Режим разделения ступеней
315
Расчет по формуле Ньютона (см. зависимость Су = /(а) при М = 4,0)
дает близкие к экспериментальным данным значения, но, естественно,
завышенные при больших углах атаки и заниженные при малых.
В качестве сравнительного примера (рис. 5.87) приведены зависимо*
сти Сх, Су и ха = /(а) для оболочки конической формы.
Ориентация к набегающему потоку и определению угла атаки были
аналогичны предыдущему случаю (цилиндрические оболочки). Аэроди-
намические силы и моменты относились также к площади проекции
оболочки на плоскость, проходящую через ее боковые кромки (через
боковые прямолинейные образующие конической поверхности), поло-
жение центра давления отсчитывалось от носка конической оболочки
и выражалось в долях ее длины.
Несмотря на кажущуюся большую сложность формы конической по-
верхности по сравнению с цилиндрической поверхностью, ее аэродина-
мические характеристики изменяются более монотонно как по числам М,
так и по углам атаки.
Рис. 5.87. Зависимость коэффициентов продольной и нормальной силы и по-
ложения центра давления от угла атаки тонких цилиндро-конических оболочек
при различных числах Мх
316
Глава 5
Этого нельзя сказать о цилиндро-конической поверхности (рис. 5.87).
Для комбинации конической и цилиндрической поверхности характер-
но более сложное изменение аэродинамических характеристик по углам
атаки. Это говорит о том, что сложные формы поверхности, которым
характерно и более сложное обтекание, могут иметь и более сложный
вид протекания аэродинамических характеристик в функции чисел Ма-
ха, а также углов атаки и скольжения. Тем не менее приведенными
на рис. 5.85-5.87 зависимостями можно пользоваться для оценки аэро-
динамических характеристик поверхностей цилиндрической, конической
и цилиндро-конической формы с соответствующими геометрическими
параметрами.
Падение отбрасываемых ступеней и отдельных частей транспортных
космических систем представляет опасность не только для людей и сель-
скохозяйственных животных, но и для линий электропередач, дорог,
мостов, зданий и различных инженерных сооружений. Поэтому задача
прогнозирования точки их падения диктуется не только необходимостью
определения величины площади отчуждения, но целым рядом экологи-
ческих требований.
В связи с освоением и развитием все новых и новых районов, строи-
тельством поселений, дорог, промышленных и инженерных сооружений
зоны отчуждения неумолимо сужаются.
Можно отказаться от многоступенчатости транспортных космичес-
ких систем, но это, с одной стороны, энергетически невыгодно, а с дру-
гой —• не может быть универсальным решением для существующих
и перспективных проектов. Поэтому неминуемо возникает проблема
приведения отбрасываемой ступени к месту старта. Решение этой про-
блемы исключает задачи с зонами отчуждения, и что самое главное, —
спасение отбрасываемой ступени с возможностью ее повторного ис-
пользования. Спасение с помощью парашютной системы возможно, по-
видимому, только для твердотопливных ускорителей, обладающих отно-
сительной прочностью корпуса. Спасение отбрасываемой ступени, со-
стоящей из тонкостенных баков с тяжелым ракетным двигателем, вряд
ли целесообразно для повторного использования. Даже очень хорошая
амортизация посадочных устройств вряд ли может надежно гарантировать
прочность баков и двигателя с соплами после приземления на парашюте.
Приведение отбрасываемой ступени к месту старта и наиболее на-
дежное приземление при допустимых перегрузках без толчков и ударов
может обеспечить только применение несущих средств. Такими средства-
ми могут быть как обычные плоские крылья, так решетчатые и крылья
(см. главу 4), которые обладают высокими несущими свойствами и воз-
можностью удобного складывания в конструкции спасаемой ступени.
Правда, для практического применения решетчатых крыльев должен
быть решен вопрос их тепловой прочности.
Режим разделения ступеней
317
Следует заметить, что такая отбрасываемая ступень, предназначен-
ная для многократного использования, снабженная несущими средствами
и посадочными устройствами, будет конструктивно отличаться от тради-
ционных отбрасываемых ступеней и, в первую очередь, будет обладать
худшей весовой отдачей.
Гпава 6
Проблемы аэродинамики
аппаратов, рассчитанных
на вход в атмосферу планеты
6.0	. Предварительные замечания
Освоение космического пространства, и в первую очередь около-
земного космоса, привело к возникновению нового класса летательных
аппаратов, рассчитанных на вход в атмосферу и посадку на поверхность
планеты.
Эти аппараты условно можно разделить на две группы. Одна из них,
обладая высоким аэродинамическим качеством, обеспечивает возмож-
ность посадки на аэродром. Обычно аэродинамическая компоновка та-
ких аппаратов предполагает наличие крыльев или несущего корпуса.
Примерами таких аппаратов являются «Спейс Шаттл» и «Буран». Эти
уникальные аппараты многоразового применения рассчитаны на выпол-
нение экипажем разнообразных задач в космическом полете. Создание
таких аппаратов требует огромных материальных затрат и может быть
осуществлено либо крупными государствами, либо группой государств.
Кроме того, задачи, которые призваны решать эти аппараты, несмотря
на их важность, вряд ли могут принципиально различаться между собой.
Поэтому не следует ожидать большого разнообразия аэродинамических
компоновок этих аппаратов.
Другая группа аппаратов с малым значением аэродинамического ка-
чества предназначена не для посадки на аэродром, а для спуска в заданном
районе планеты. Обычно такие аппараты призваны решать оперативные
задачи космических полетов. К ним, в первую очередь, относятся до-
ставка со спутников и космических станций различных грузов (в виде
фото- и киноматериалов, результатов опытов, продуктов космического
производства), а также штатное и аварийное возвращение космонавтов.
По мере обживания космического пространства и увеличения косми-
ческих станций (особенно обитаемых) потребность в таких аппаратах
будет возрастать. В соответствии с оперативными задачами, которые они
должны решать, характером грузов, конструкции таких аппаратов могут
Проблемы аэродинамики аппаратов
319
различаться. Тем не менее, большинство из них, вероятно, будет иметь
форму тел вращения малого удлинения (капсульную форму, рис. 6.1).
Рис. 6.1. Схема возможных форм аппаратов для спуска с орбиты
Условия спуска в атмосфере требуют решения определенных аэроди-
намических проблем, которые, в первую очередь, связаны с аэродинами-
ческим сопротивлением (при баллистическом спуске), аэродинамическим
качеством (при «скользящем спуске») и аэродинамической стабилизацией
при входе в атмосферу.
6.1.	Аппараты капсульного типа
В целях гашения скорости при спуске с орбиты аппарат капсуль-
ной формы должен обладать (при всех режимах полета) определенным
значением аэродинамического сопротивления. На рис. 6.2 приведена за-
висимость СХо = /(Мх) для лобовой и донной частей тел различных
Рис. 6.2. Влияние формы лобовой поверхности на сопротивление в зависимости
от числа Мх
320
Глава 6
форм. Наибольшим лобовым сопротивлением обладает диск или пла-
стина, перпендикулярная к набегающему потоку (или торец тела вра-
щения). Однако значение CZfnas » 1,7 (при а = 0) оказывается меньше
значения Сх = 2,0, которое может быть достигнуто при максимальном
и постоянном по всей поверхности давления (в ньютоновском представле-
нии). В реальных условиях давление падает при перемещении от центра
к периферии лобовой поверхности вследствие увеличения скорости рас-
текания потока от критической точки. При этом распределение давления
по лобовой поверхности существенно зависит от ее формы. Чем более
выпуклой является поверхность, тем быстрее убывает давление по на-
правлению к ее периферии. Наиболее «полная» эпюра распределения
давления достигается на плоской лобовой поверхности, что и определяет
ее большее сопротивление. Представляет интерес найти такую лобовую
поверхность, которая обладала бы сопротивлением большим, чем плос-
кая поверхность. Одним из средств увеличения сопротивления является
кольцо с диаметром, равным диаметру торца тела вращения, установлен-
ное перед ним. Такое кольцо способствует образованию головной волны
более плоской формы, чем при обтекании изолированного торца. В ито-
ге происходит дополнительное увеличение давления на периферийных
частях торца. Эпюра давления по торцу приближается к прямоугольной
форме. Поскольку периферийная площадь торца превосходит его цен-
тральную часть, то в итоге наблюдается заметное увеличение лобового
сопротивления (рис. 6.3). Еще более эффективным средством увеличения
лобового сопротивления является сочетание специальной формы торца
и кольца перед ним. При этом происходит увеличение эффективного диа-
метра тела за счет веерной струи, вытекающей между кольцом и торцом
тела (см. рис. 6.3). Наиболее полно этот эффект проявляется при а = 0.
Приведенные примеры указывают на принципиальную возможность по-
лучения сопротивления большего, чем у плоской поверхности.
‘	-- 1 - -	1----1-	.	_ л
ПЛ ПЛ V V x-ix/i
Рис. 6.3. Возможные способы увеличения лобового сопротивления тел вращения
Проблемы аэродинамики аппаратов
321
На практике для аппаратов капсульного вида используется тело
вращения, состоящее из лобового сегмента с хвостовой цилиндрической
или, чаще, слабо конической частью.
В этом случае при баллистическом спуске (а = 0) кривизна лобовой
поверхности тела оказывает наибольшее влияние на лобовое сопротивле-
ние. Если изменять форму в пределах от шара до плоской пластины, то
сопротивление при сверхзвуковых скоростях будет принимать значения
в диапазоне от 1,0 до 1,6.
Увеличение сопротивления путем изменения донного давления вряд
ли практически возможно. Однако для увеличения сопротивления можно
использовать открывающиеся щитки, расположенные в кормовой части
тела (см. рис. 6.1). Располагая щитки рациональным образом, можно
избежать отрыва потока перед ними и отрицательных последствий этого
явления. Следует, однако, иметь в виду, что в условиях сильного аэро-
динамического нагрева может возникнуть перекос щитков, приводящий
к вращению аппарата вокруг продольной оси. Специальные исследования
показали, что при двенадцати щитках, отклоненных на 40°, перекос пяти
из них на 5° вызывает вращение аппарата вокруг продольной оси с угло-
вой скоростью, превышающей 210 град/с. При этом скорость вращения
зависит как от числа так и от угла атаки. Естественно, что враще-
ние аппарата может быть недопустимым для здоровья экипажа и работы
приборов, находящихся в нем.
Наконец, торможение аппарата при баллистическом спуске может
быть достигнуто путем использования тормозящих струй двигателей, на-
правленных навстречу потоку. Как показали исследования, дополнитель-
ное приращение аэродинамического сопротивления (кроме реактивной
силы) может быть достигнуто при расположении струй двигателей по пе-
риферии аппарата. При расположении струй Двигателей в центре аппарата
происходит уменьшение аэродинамического сопротивления.
Аэродинамическое качество. Баллистический спуск с орбиты аппарата
капсульного вида совершается при отсутствии подъемной силы. В то
же время так называемый «скользящий» спуск предполагает наличие
у тела вращения аэродинамического качества, определяемого его формой
и углом атаки.
По ряду соображений сферическая форма может представлять ин-
терес для аппарата, предназначенного для спуска с орбиты. Однако
при этом отсутствует возможность использования подъемной силы. Та-
кая возможность появляется только при деформации контура сферы,
например, при срезе части сферической поверхности. Как показали опы-
ты, эта деформация может обеспечить (в зависимости от угла наклона
среза) достижение аэродинамического качества К и 0,2 (рис. 6.4). Такое
значение аэродинамического качества сохраняется в диапазоне углов ата-
ки a « 0-г 10°. Последнее обстоятельство является благоприятным, так
как не требует точного выдерживания балансировочного угла атаки.
22 Зак. 121
322
Глава 6
Рис. 6.4. Основные аэродинамические характеристики сферы со срезом лобовой
поверхности
У других тел вращения аэродинамическое качество в большей степе-
ни зависит от угла атаки. Так например, на сегментально-конических те-
лах (рис. 6.5) может быть достигнуто аэродинамическое качество К и 0,7,
которое соответствует большому углу атаки а « 50°. Достижение такого
балансировочного угла атаки путем смешения центра масс с продольной
оси вряд ли практически возможно. Более реальной представляется ба-
лансировка на углах атаки а « 15° -г 20°, при этом аэродинамическое
качество достигает примерно 0,2 -г 0,3.
Известен и другой способ достижения приемлемого аэродинами-
ческого качества у тела сегментально-конической формы, который за-
ключается в предании определенного угла наклона лобовой поверхности
относительно продольной оси тела. Однако и в этом случае центр масс не-
обходимо смещать из центра объема тела, а сам объем тела при наклонной
лобовой поверхности становится менее удобным для размещения полез-
ных грузов. Для того чтобы избежать указанных недостатков и уменьшить
смешение центра масс в продольной оси (в целях балансировки), пред-
ложен способ, идея которого заключается в следующем. Участки лобовой
поверхности, расположенные на краях, создают наибольший момент
относительно ее центра. Несимметричная деформация краев лобовой по-
верхности сопровождается возникновением балансировочного угла атаки
Проблемы аэродинамики аппаратов
323

r/9-ЦП
Рис. 6.5. Основные аэродинамические характеристики сегментально-коничес-
ких тел
при расположении центра масс на продольной оси тела. Исследовались
аппараты сегментально-конической формы, у которых лобовая поверх-
ность «обрезалась» по дуге круга с диаметром, равным максимальному
диаметру модели, при этом центр круга сдвигался с продольной оси моде-
ли (рис. 6.6). Если такая деформация поверхности аппарата совмещается
с перемещением центра масс, то вполне реально достигнуть значения
аэродинамического качества, близкого к максимальному. Так напри-
мер, если на аппарате сегментально-конической формы типа «Аполлон»
уменьшить площадь миделя на 3,7% и сместить центр масс с оси аппарата
на 4% его диаметра, то аппарат при центровке жц.м. = яц.м./Р = 0,269
балансируется на угле атаки а « 32°, а аэродинамическое качество соста-
вляет К « 0,5 (см. рис. 6.6). К этому следует добавить, что уменьшение
площади лобовой поверхности (или площади миделевого сечения аппа-
рата) по одному из ее краев ведет к уменьшению объема, который весьма
трудно использовать при размещении грузов в реальном аппарате.
В целях получения еще больших значений аэродинамического ка-
чества К > 1 могут использоваться космические аппараты конической
формы. В зависимости от задач, которые должен решать такой аппарат,
могут применяться как круговые, так и эллиптические конусы, а также
конусы с наклонной плоскостью донного среза или иными деформаци-
22*
324
Глава 6
Рис. 6.6. Основные аэродинамические характеристики сегментально-конического
тела с несимметричным уменьшением площади лобовой поверхности
ями кормовой части конуса. Носовая часть конуса, имея относительно
малую площадь, создает меньшую часть аэродинамического качества ко-
нуса. Этот недостаток можно устранить, придав носовой части конуса
клиновидную форму. Увеличение подъемной силы при незначительном
росте сопротивления такой конфигурации приводит к заметному увели-
чению аэродинамического качества и сдвигу его максимального значения
в сторону меньших углов атаки (рис. 6.7).
Рис. 6.7. Основные аэродинамические характеристики конического тела с кли-
новидной формой носовой части
Проблемы аэродинамики аппаратов
325
По-видимому, такие аппараты могут быть уже отнесены к типу
«летающий корпус».
В итоге можно рассчитывать на достижение следующих значений
аэродинамического качества (при М» « 6) (см. табл. 6.1):
Таблица 6.1
Форма тела	К = с^/сг,
Сфера со срезом лобовой поверхности под углом <р = 45°	0,2
Сегментально-коническая, с полууглом обратного конуса 0 = 30* со смешенным с оси центром масс (*и.	= 0,269. и,. М./Р = 0,04)	0,35
То же, но с несимметричным уменьшением плошади на краях лобовой поверхности	0,5
Острый конус с полууглом при вершине 0, = 10*	1.0
Острый конус с клиновидной носовой частью с полууглом при вершине 0 = 10*	1.4
Острый конус с эллиптической формой поперечного сечения	около 2,0
Самобалансировка летательного аппарата при входе в атмосферу. В боль-
шинстве случаев стабилизация аппаратов капсульной формы при входе
в атмосферу не осуществляется, поэтому аппарат может войти в атмосферу
под любым углом атаки вплоть до a « 180°. Поскольку донная часть ап-
парата не имеет тепловой защиты, продолжительный полет под а ~ 180°
может привести к прогару конструкции и ее разрушению. Во избежание
этого необходимо стабилизировать аппарат на единственном угле атаки,
на котором должен продолжаться полет. Этому требованию отвечает ха-
рактеристика тг = /(а), имеющая единственную статически устойчивую
балансировку. К сожалению, не все капсульные аппараты при реаль-
ных центровках удовлетворяют этому условию, и приходится прибегать
к специальным устройствам, обеспечивающим нужную аэродинамичес-
кую стабилизацию при входе в атмосферу.
У аппарата, близкого по форме к «Аполлону», при реальной цен-
тровке в широком диапазоне углов атаки от а ~ 90° до 180° имеется
участок с нейтральной устойчивостью (рис. 6.8). Естественно, что при та-
кой центровке аппарат может «зависать» на этих углах атаки, подвергая
аэродинамическому нагреву боковые и донную поверхности. Этот не-
достаток может быть устранен (без изменения центровки) с помощью
установки дополнительного кормового конуса или крестообразного де-
стабилизатора.
326
Глава 6
Рис. 6.8. Средства обеспечения устойчивого полета во всем диапазоне углов атаки
с балансировкой при а = О
При создании и доработке космических аппаратов в ЦАГИ использо-
валось имеющееся экспериментальное оборудование и создавались новые
экспериментальные установки.
На рис. 6.9 показана зависимость Re<< — /(М»), примерно соответ-
ствующая условиям полета в атмосфере аппарата типа «Союз». Там же
приведены соответствующие значения, отвечающие условиям испыта-
ний моделей в основных аэродинамических трубах ЦАГИ. Как видно,
для большинства режимов полета в атмосфере условия моделирования
могут быть обеспечены. В тех случаях, когда эта возможность отсутствует
(особенности гиперзвукового режима полета), необходимо использовать
теоретические методы определения аэродинамических характеристик.
Значения, приведенные в табл. 6.1, показывают, что использование
простейших геометрических форм дает возможность получать значения
аэродинамического качества для аппаратов капсульного типа в срав-
нительно широком диапазоне. Задача аэродинамической компоновки
аппаратов капсульного типа заключается в получении наибольшего аэро-
динамического качества на углах балансировки при наибольшем полезном
объеме для размещения грузов с соблюдением условий самобалансиров-
ки и устойчивости по тангажу. Обычно это удается достичь, используя
конусообразные формы с наиболее плоской нижней поверхностью, «под-
резанной» в кормовой части. Управление таким аппаратом по тангажу
осуществляется с помощью кормового щитка. При благоприятном вы-
Проблемы аэродинамики аппаратов
327

Рис. 6.9. Возможности аэродинамических труб ЦАГИ для получения натурных
значений чисел Re и М при исследовании аэродинамических характеристик
аппаратов для спуска с орбиты
боре внешних форм такого аппарата можно рассчитывать на получение
гиперзвукового балансировочного аэродинамического качества К « 1.
В качестве примера на рис. 6.10 приведена схема такого аппарата
(1 — несущая поверхность, 2 — боковая поверхность, 3 — верхняя поверх-
ность, 4 — кормовой обратный конус, 5 — щитки). На рис. 6.11 и 6.12 при-
ведены результаты исследования модели аппарата в аэродинамической
Рис. 6.10. Схема возможного аппарата для спуска с орбиты с несущей поверхно-
стью в виде конического сегмента
328
Глава 6
трубе при числе = 5,96 (за характерные размеры при расчете аэроди-
намических коэффициентов приняты площадь миделевого сечения и дли-
на модели). Как видно по рис. 6.11, аппарат без органов управления имеет
гиперзвуковое аэродинамическое качество JCmax = 1,25. Можно предпо-
ложить, что использование плоской несущей поверхности вместо сегмен-
тальной способствовало бы увеличению аэродинамического качества.
Для выбранного положения центра масс и щитках, прижатых к по-
верхности кормового обратного конуса (6 = -25°), аппарат балансируется
на угле атаки а = 75° (см. рис. 6.12), которому соответствуют значения
коэффициента продольной силы С2о = 2,2 и аэродинамического качества
К = 0,7 (см. рис. 6.11). Отклонение аэродинамических щитков в сторону
набегающего потока переводит балансировку аппарата на меньшие углы
атаки. Так, при 6 = 0, «бал ~ 3° и балансировочном качестве Лбал « 1,0
следует заметить, что при отсутствии кормового обратного конуса ана-
логичное воздействие на балансировочные характеристики может быть
достигнуто с помощью «подрезки» кормовой части аппарата.
Проблемы аэродинамики аппаратов
329
Рис. 6.12. Эффективность балансировочного щитка при управлении аппаратом
по тангажу (/ш = L/lm = 0,152, жц.м. =	= 0,595, уцм =	= 0,0658)
Для балансировки аппарата при Ктлх = 1,25 (а ~ 10° -г 12°) щитки
должны быть отклонены на угол 6 = 3° -=- 4°.
Исследования показывают, что при дозвуковых скоростях аппарат
капсульного типа конусообразной формы может иметь аэродинамическое
качество KmtM » 1,7.
Иными словами, такой аппарат обладает наилучшими аэродинамиче-
скими характеристиками из известных форм аппаратов для «скользящей*
посадки в заданный район.
6.2.	Аппарат типа «несущий корпус»
Аппарат капсульного типа предполагает парашютную посадку в опре-
деленный район земной поверхности. В условиях освоения околоземного
космического пространства с помощью долговременных обитаемых ор-
битальных станций аппараты капсульного типа могут успешно решать
задачи доставки на землю различных грузов, связанных с деятельностью
экипажей на станциях.
Перспективное развитие деятельности орбитальных космических
станций предполагает оперативную доставку экипажей на орбиту и воз-
вращение на землю. Такая оперативная связь может осуществляться срав-
нительно небольшими одно-, двухместными аппаратами с вертикальным
стартом (с помощью ракеты-носителя) и горизонтальной посадкой на аэ-
родром в районе старта.
21 Зак. 121
330
Глава 6
Приведение аппарата к месту старта требует обеспечения необходи-
мой боковой дальности полета, а приземление на аэродром — посадки
обычным самолетным образом. Естественно, что для этого аппарат дол-
жен обладать большей подъемной силой, чем аппарат капсульного типа
за счет большей несущей поверхности самого корпуса (фюзеляжа) и не-
больших крыльев.
Одна из возможных схем такого аппарата типа «несущий корпус»
приведена на рис. 6.13. Конструкция крыльев может быть как неизменя-
емой формы, так и складывающейся. Последнее более предпочтительно,
так как позволяет более полно удовлетворить различные режимы полета.
Рис. б. 13. Схема возможного аппарата типа «несущий корпус»
При расположении на носовой части ракеты-носителя во время
вертикального старта крылья могут быть максимально прижаты к корпусу,
не выступая за диаметр носителя.
При трансзвуковых и дозвуковых скоростях полета к месту посадки
консоли крыла должны быть разложены = 90°) в целях получения наи-
большего качества. На дозвуковых скоростях аппарат рассматриваемой
схемы при гр = 90° может иметь балансировочное качество 1Гтах » 3,5.
При входе в атмосферу и полете при гиперзвуковых и больших
сверхзвуковых скоростях угол раскладки может изменяться в зависимо-
сти от особенностей режима спуска. На гиперзвуковом участке в усло-
виях наибольшего аэродинамического нагрева раскладка консолей крыла
должна быть близка к гр = 45° (см. схему на рис. 6.13). Аэродинамическое
Проблемы аэродинамики аппаратов
331
качество при этом достигается в необходимых пределах и обеспечивается
несущей поверхностью фюзеляжа и отклоненных на tp = 45° консолей.
Аэродинамический нагрев консолей, отклоненных на = 45°, оказывает-
ся минимальным вследствие того, что при больших углах атаки передние
кромки консолей приобретают большой угол стреловидности.
Аэродинамическая компоновка схемы «несущий корпус» выбира-
лась из условия его самобалансировки на углах атаки, соответствующих
максимальной подъемной силе при полете на гиперзвуковых скоростях.
Для решения ряда задач необходимо расширение маневренных воз-
можностей аппарата (увеличение боковой дальности и др.), а также обес-
печение широкого диапазона эксплуатационных центровок. Эти требова-
ния приводят к необходимости выполнения полета с аэродинамическим
качеством, близким к максимальному и, следовательно, с увеличенным
диапазоном балансировочных углов атаки.
Балансировка аппарата такого типа в широком диапазоне углов атаки
наиболее эффективно осуществляется аэродинамическими способами —
изменением угла раскладки консолей крыла и отклонением фюзеляжного
балансировочного щитка при соответствующей профилировке нижней
поверхности кормовой части фюзеляжа.
Аэродинамические характеристики модели аппарата типа «несущий
корпус», изображенной на рис. 6.13, были исследованы при = 7 и 10
и при числах Рейнольдса Re = 3,5 • 106 и 2,5 • 106 соответственно.
Влияние изменения угла раскладки консолей крыла на изменение
коэффициента момента тангажа модели тпг = /(а) показано на рис. 6.14.
Рис. 6.14. Влияние угла раскладки консолей крыла на момент тангажа тг =
/(а): Мх « 7,0, 9 = 4*30', Re = 3,5 • 106,	= 0,58£
Как видно из этого рисунка, изменение угла раскладки консолей
крыла в диапазоне = 04-95° позволяет при фиксированном положении
центра масс zu.M. = 0,582/ реализовать довольно широкий диапазон углов
атаки (60° > а > 20°), соответствующих режимам самобалансировки.
21*
332
Глава 6
Выбором угла раскладки консолей крыла могут быть реализованы
режимы, соответствующие максимальному аэродинамическому качеству
и максимальной подъемной силе (рис. 6.15).
Рис. 6.15. Влияние угла раскладки консолей крыла на балансировочное значе-
ние аэродинамического качества угла атаки и коэффициента подъемной
силы бал- = 7,0,	= 4e30\ su.M. = 0,5Z, Re = 3,5 • 10б
В результате проведенных исследований для заданного балансиро-
вочного угла атаки получена единая зависимость коэффициента момента
тангажа для аппарата рассматриваемой схемы от угла атаки, угла расклад-
ки консолей крыла и положения центра масс (рис. 6.16).
жи. м) абал — 40	£ц. м., <*бал — 55
15	0,549L	0,5601
30	0,5572/	0,5671
45	0,5732/	0,583£
60	0,5922/	0,6001
Рис. 6.16. Единая зависимость коэффициента момента тангажа от угла атаки
при варьировании угла раскладки консолей крыла ф в зависимости от центров-
ки ®ц.м.
Проблемы аэродинамики аппаратов
333
Наличие такой зависимости у рассматриваемой компоновки позво-
ляет реализовать заданные балансировочные углы атаки без изменения
характеристик продольной статической устойчивости путем выбора угла
раскладки консолей крыла и положения центра масс. Кроме того, приме-
нение поворотных консолей крыла дает возможность существенно рас-
ширить диапазон эксплуатационных центровок такой схемы (рис. 6.17),
Как видно из рис. 6.15, увеличение угла приводит также к некоторому
увеличению максимального аэродинамического качества.
Рис. 6.17. Зависимость балансировочного аэродинамического качества от цен-
тровки при различных углах поворота консолей крыла: Мх = 7, Re = 3,5 • 106,
Э = 4*3tf
Профилировка нижней поверхности фюзеляжа выбиралась из усло-
вия его самобалансировки на режиме Су = СУюак.
Для этой цели, в частности, осуществлялась подрезка кормовой
части нижней поверхности фюзеляжа. Влияние этой подрезки на зави-
симости mt = /(а) показано на рис. 6.18. Подрезка на угол 0 = 4,5°
изменяет «бм с 26° до 55°, т.е. осуществляется перебалансировка модели
с режима /Ст1х на режим СУяшж.
Таким образом, соответствующим выбором угла подрезки кормовой
части фюзеляжа можно осуществить самобалансировку на требуемом угле
атаки, а затем производить его перебалансировку с помощью отклоняе-
мого балансировочного щитка относительно небольшой площади.
Влияние угла отклонения фюзеляжного балансировочного щитка 6
с относительной площадью So = 0,0525 в диапазоне 6 = 0 -г 15° на зави-
симости СУв, К, тх = /(а) исследованной модели показано на рис. 6.19.
Форма нижней поверхности фюзеляжа модели в этих исследованиях вы-
биралась из условии обеспечения балансировки на режимах, близких
к максимальному аэродинамическому качеству.
334
Глава 6
Рис. 6.18. Влияние подрезки кормовой части нижней поверхности фюзеляжа $
на изменение зависимости mg = /(а): Мх = 10, = 45е, Re = 2,5 • I06
Рис. 6.19. Влияние отклонения подфюзеляжного балансировочного шитка
на основные аэродинамические характеристики аппарата типа «несущий кор-
пус»: Мх = 10,	= 45е, Re = 2,5 • 106, 0 = 0
Из приведенных на этом рисунке зависимостей видно, что за счет
отклонения балансировочного щитка может быть обеспечена баланси-
ровка при исходном положении центра масс хи.м. = 0,58£ на углах атаки
а = 18° -=- 27,5е, т. е. вблизи режимов, соответствующих максимальному
аэродинамическому качеству.
Проблемы аэродинамики аппаратов
335
Проведенные оценки показали, что для принятых размеров щитка
на режимах, близких к максимальному аэродинамическому качеству,
исследованная модель может балансироваться в требуемом диапазоне
углов атаки и при более задних положениях центра масс — хи.м. =
(0,6-=-0,62)1.
Дальнейшее расширение предельно задних центровок может быть
получено за счет увеличения площади щитка и угла его отклонения.
Кроме того, для этой цели возможно одновременное использование
отклонения поворотных консолей крыла.
Следует также отметить, что на величину угла атаки, соответствую-
щего режиму самобалансировки, большое влияние оказывают эффекты
вязкости на больших высотах (Я > 80 км).
Глава 7
Экспериментальные методы
исследования аэродинамики
транспортных космических
систем при их создании
и отработке
7.0	. Предварительные замечания
Задача создания транспортных космических систем содержит ряд
специфических особенностей, отличающих ее от задач создания обычных
пилотируемых летательных аппаратов.
Так например, в отличие от самолетов транспортные космические
системы до выхода на расчетные параметры полета не могут быть ис-
пытаны в летных условиях с возвращением на место старта. Поэтому их
аэродинамические характеристики должны быть определены до первого
пуска с точностью, необходимой для безаварийного полета.
Обычно самолеты создаются под определенный характерный режим
полета (дозвуковой или сверхзвуковой). А вот трансзвуковой режим поле-
та для многих самолетов не является характерным и расчетным. В отличие
от этого транспортные космические системы являются многорежимными.
Начиная с малых дозвуковых скоростей при сходе со стартового стола,
они проходят трансзвуковой режим полета, при котором из-за больших
скоростных напоров реализуются максимальные аэродинамические на-
грузки. За этим следует сверхзвуковой и гиперзвуковой режимы, которые
могут происходить как в плотных, так и в разреженных слоях атмосферы
и, наконец, посадка вновь на дозвуковых скоростях.
Наконец, практически каждая транспортная космическая система
является уникальной конструкцией, представляющей новый этап в раз-
витии космической техники и поэтому не имеющей близких предше-
ственников. Ее создание требует новых данных и в большинстве случаев
практически исключает возможность использования ранее полученного
опыта.
Экспериментальные методы исследования
337
Создание и отработка транспортных космических систем по суще-
ству начались с ракеты-носителя Р-7, модернизированной для запуска
на орбиту первого спутника Земли. Дальнейшее усовершенствование этой
ракеты позволило запустить на околоземную орбиту пилотируемые спут-
ники — первоначально «Восток», а затем «Союз». С помощью этой же
ракеты запускались аппараты к Марсу и Венере.
Следующей более мощной транспортной космической системой была
ракета-носитель Р-500 («Протон»), позволяющая запускать более тяже-
лые спутники. Много исследований было проведено в ЦАГИ в ходе
создания ракеты-носителя Н-1, предназначенной для высадки человека
на поверхность Луны.
После создания «Протона» в ЦАГИ проводилась работа, связанная
с созданием ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран».
В предыдущих проектах максимальный объем исследований при-
ходился на участок выведения транспортной космической системы, то
есть ракеты-носителя, и меньший объем — на участок возвращения
аппарата с орбиты. Создание орбитального корабля «Буран» приобрело
самостоятельную и очень сложную задачу, которая решалась комплексно-
экспериментальными и расчетно-теоретическими методами с привлече-
нием ряда подразделений института.
Ниже рассматривается только часть проблемы создания транспорт-
ных космических систем. Она касается вопросов экспериментальных ме-
тодов исследований аэродинамики транспортной космической системы,
в основном, применительно к участку выведения.
В течение всего времени исследований непосредственно участвовала
в них группа научных сотрудников (В. Г. Артонкин, Е. Е. Буянов, А. В. Ва-
ганов, Б. Л. Жирников, И. Г. Каримуллин, П. Г.Леутин, Т. В. Микеладзе,
К. П. Петров, Е. П. Столяров, А. Н. Шлягун), плодотворная работа ко-
торых могла быть результативной только при участии сотрудников экс-
периментальных подразделений ЦАГИ и сотрудников НПО «Энергия»
и «Молния». Последние выступали не только как заказчики и кураторы
работы, но в ряде случаев и как исполнители.
Следует иметь в виду, что экспериментальное оборудование н,
в частности, аэродинамические трубы и средства измерения создавались
в основном для исследования самолетных схем, имеющих малое сопроти-
вление и большую подъемную силу. Космические системы, как правило,
имеют большое сопротивление и малую подъемную силу. Получение
максимально надежных аэродинамических характеристик транспортных
космических систем могло быть достигнуто в результате разносторон-
них традиционных исследований, а зачастую и оригинальных, вновь
создаваемых методов исследований, подкрепленных, где это возможно,
расчетными методами.
338
Глава 7
В последующем изложении в основном рассматриваются методы
экспериментальных исследований, в то время как самим полученным ре-
зультатам уделяется меньше внимания, так как они частично рассмотрены
в предыдущих главах.
7.1.	Задачи моделирования
На рис. 7.1 приведены зависимости Re = f(M), показывающие из-
менения чисел Re и М при полете ракеты-носителя «Энергия» и орби-
тального корабля «Буран», а также соответствующие значения Re и М,
которые могут быть достигнуты в основных аэродинамических трубах
НАГИ на моделях масштаба 1 : 50.
Для системы «Энергия-Буран» моделирование сжимаемости вполне
осуществляется. Однако моделирование вязкости полностью не достига-
ется. Числа Re для натуры и аэродинамических труб расходятся боль-
ше, чем на порядок. Для полета изолированного орбитального корабля
«Буран» моделирование по числам Re несколько лучше до « 10,
но свыше этого оно также хуже желаемого, а свыше = 17 практи-
чески отсутствуют возможности трубного эксперимента. Единственной
возможностью получения необходимых данных являются численный рас-
чет и летные испытания моделей.
Рис.7.1. Зависимости Re£ = для орбитального корабля «Буран», системы
«Энергия-Буран» и некоторых аэродинамических труб ЦАГИ
Экспериментальные методы исследования
339
Кроме этого, состояние пограничного слоя и его толщина суще-
ственно различаются для натуры и моделей. Если для системы «Энергия-
Буран» можно считать пограничный слой почти полностью турбулент-
ным, то для трубных условий значительная часть поверхности модели
обтекается ламинарным слоем. Была проведена приближенная оцен-
ка толщины турбулентного пограничного слоя для моделей масштаба
1 : 120 и 1 : 50 и натуры по нижней поверхности орбитального корабля
и поверхности центрального бака. Эта оценка показала, что в натурных
условиях смыкание пограничных слоев на поверхности орбитального ко-
рабля и бака происходит в районе задней связи, в то время как для
моделей характерно, что пограничные слои смыкаются в районе перед-
ней связи. Поэтому при исследованиях и анализе результатов испытаний
следует учитывать тот факт, что компоновка системы «Энергия-Буран»
в трудных условиях выглядит более сжатой, нежели в условиях натуры,
где есть возможность сквозного протекания потока в пространстве между
орбитальным кораблем и баками.
Наконец, при создании транспортных космических систем следует
иметь в виду затруднения с выполнением геометрического моделирова-
ния. При создании авиационных систем можно практически целиком
осуществлять геометрическое моделирование. Дело в том, что на совре-
менном самолете почти отсутствуют мелкие выступающие детали, кото-
рые не могут быть смоделированы. На космических системах, напротив,
таких деталей очень много, и они оказывают значительное влияние на аэ-
родинамические характеристики системы в целом и ее отдельных частей.
При малом масштабе модели эти детали не моделируются. В итоге получа-
емые в эксперименте аэродинамические характеристики не соответствуют
исходной форме системы.
Это особенно ярко проявилось при определении величины орби-
тального корабля в системе «Энергия-Буран». Величина СУо в трансзвуко-
вом диапазоне скоростей, где она меняется значительно и немонотонно,
в большей мере определяет прочность конструкции на участке выведе-
ния, поэтому она должна была определяться с наибольшей точностью.
Однако значения СУо, полученные при испытаниях в разных трубах
на моделях разного масштаба, давали при перерасчете на натуру зна-
чения, расходящиеся на 70 -г 80 тонн (см. рис. 7.2). Изучение и анализ
всего полученного экспериментального материала позволили выяснить
причину расхождения. Она заключалась в невозможности моделирова-
ния отдельных деталей конструкции системы. Так например, на модели
«Энергия-Буран» масштаба 1 : 120 многие надстройки на центральном
и боковых баках не удавалось моделировать. Также не моделировалась
толщина стоек связи орбитального корабля с ракетой-носителем; исходя
из условий прочности модели, толщину стоек пришлось искусствен-
но увеличивать. Однако масштаб модели 1 : 50 позволял моделировать
толщину стоек связи. Различие в толщинах стоек на моделях разного
340
Глава 7
масштаба оказалось причиной в расхождении экспериментальных дан-
ных. После того как толщина стоек связи на модели масштаба i : 50 была
увеличена до относительных размеров стоек на модели масштаба 1 : 120,
значения величин СУо совпали (см. схему и дополнительную зависимость
= /(Мю) на Рис- 7.2).
йб 0.7	08 ТТд То £1 М
Рис. 7.2. Зависимости	полученные по испытаниям различных
моделей системы «Энергия-Буран», и зависимости	полученные при
правильном моделировании связей между орбитальным кораблем и центральным
баком системы
Для того чтобы восполнить невозможность геометрического модели-
рования и полного моделирования по числам М и Re, необходимо было
прибегать к различным методам, позволяющим улавливать тенденцию
влияния чисел М и Re и других факторов на аэродинамические характе-
ристики, дополняя их расчетами, где это возможно, и сопоставлениями
с другими результатами аэродинамических исследований.
При исследованиях в основном использовались модели трех масшта-
бов I : 120,1 : 50 и I : 30 (см. схемы на рис. 7.3). При этом имелось в виду,
что модели большого масштаба позволяли достигать ббльшие значения
чисел Re и моделировать бдльшее количество деталей. Однако большие
размеры моделей, соответственно, вызывали бдльшее искажение поля
трубы, особенно на трансзвуковых режимах.
Экспериментальные методы исследования
341
Рис. 7.3. Схема моделей системы «Энергия-Буран» различных масштабов иссле-
дований в трубах ЦАГИ
В табл. 7.1 приведены значения коэффициента «Загрузки» моделями
разного масштаба в различных трубах ЦАГИ.
Ткблмца 7.1
Аэродинамическая труба	Масштаб модели				
	1 :200	1:120	1 : 50	1 : 30	1 : 50; с боковой стой- кой для исследования влияния струй
Т-112 Т-108 Т-109 Т-128	1,08% 0,39%	3,00% 1,08% 0,21% 0,14%	1,23% 0,82%	3,42% 2,29%	2,13»
Учитывая изложенные выше соображения по поводу геометрического
моделирования, а также тот факт, что при «загрузке» более 1 % рабочей
части трубы с фиксированной перфорацией резко увеличивается влияние
ее стенок на измеряемые характеристики, для исследования в трубах Т-
109 и Т-128 была выбрана модель масштаба 1 : 50, а для дополнительных
исследований в трубах Т-108 и Т-109 — модель масштаба 1 : 120. В трубе
Т-128 с регулируемой перфорацией стенок рабочей части в дальнейшем
возможно использование моделей большего масштаба, например, 1 : 30.
342
Глава 7
7.2.	Определение аэродинамических характеристик
Основным методом определения аэродинамических характеристик
был выбран весовой метод. Модели устанавливались на жесткой хво-
стовой державке, к которой подсоединялся центральный бак модели.
Суммарные силы и моменты, действующие на полную модель, измеря-
лись шестикомпонентными трубными весами. Кроме этого, с помощью
внутренних электровесов взвешивались силы и моменты отдельных эле-
ментов системы. В частности, модель орбитального корабля и модели
боковых баков устанавливались при этом на дополнительных держав-
ках, крепящихся к центральному баку. Таким образом, одновременно
определялись аэродинамические нагрузки, действующие на полную мо-
дель и на ее отдельные части и элементы. На рис. 7.4 приведена схема
взвешиваемых элементов модели «Энергия-Буран» в диапазоне углов
атаки от -4° до 12° (различными штриховками обозначены отдельные
взвешиваемые элементы). На рис. 7.5 приведена аналогичная схема взве-
шиваемых частей изолированной модели «Буран».
Рис. 7.4. Схема исследования отдельных частей модели системы «Энергия-Буран»
ХДГ	Т-Юд	Т-1С9	Т-128
М.	0,5-1.7	0?^0	0.6-tf
	1,9*6.д	10,9-25.3	16.6*325
сС		-5-1ба	-1^12'
£ __	0	0	&1?
¥	0-360*	0^360*	0<360е
Такая методика взвешиваний позволяла определять не только сум-
марные аэродинамические характеристики соответствующей модели, но и
аэродинамические характеристики ее элементов в условиях взаимной ин-
терференции. Располагая при этом аэродинамическими характеристика-
ми изолированных элементов, можно было определять коэффициенты
интерференции. В качестве иллюстрации на рис. 7.6 приведены зависи-
мости Cz, Су, тг = /(«о) для различных чисел изолированного
орбитального корабля и орбитального корабля в системе связки. Эти
зависимости показывают изменение аэродинамических характеристик
орбитального корабля и блоков в результате интерференции с носителем.
Экспериментальные методы исследования
343
/1ДТ	Т-109	Т-Юд
Мео	0.6+23	0.5+1.7
Redff*	10,5+27	2.О6-7А
ОС	-2в+12°	
£>	-2°+9°	О
Рис. 7.5. Схема исследования отдельных частей модели орбитального корабля
«Буран»
Схема взвешивания элементов компоновки на углах атаки от 50°
до 90° применительно к стартовым условиям при = 0,15 приведена
в главе 1. На рисунках той же главы приведены зависимости, по кото-
рым можно судить о величинах и характере изменения аэродинамических
нагрузок, действующих на элементы системы «Энергия-Буран» в зави-
симости от ориентации к набегающему потоку при больших стартовых
углах атаки.
Кроме традиционных весовых измерений, по ходу исследований
системы «Энергия-Буран» приходилось прибегать к нетрадиционным
способам измерения аэродинамических характеристик. Так, например,
необходимость определения аэродинамических нагрузок на орбитальный
корабль в системе с носителем с наибольшей полнотой требовала выявить
возможные причины увеличения аэродинамической нагрузки на участке
выведения. В частности, одной из таких причин могло быть динами-
ческое увеличение подъемной силы при порыве ветра. В ЦАГИ под
руководством И. В. Колина была сконструирована специальная установка
(см. схему на рис. 7.7), на которой в аэродинамической трубе Т-108 бы-
ли проведены соответствующие исследования. Зависимости, полученные
344
Глава 7
Atzra/ttt* itoeu/neJfr Ла
Рис. 7.6. Влияние присутствия носителя на аэродинамические характеристики
орбитального корабля
в результате этих исследований, показали, что при внезапном увеличе-
нии угла атаки в результате порыва ветра происходит соответствующее
увеличение подъемной силы, но без динамической составляющей (см. за-
висимости а и СУ(Ок) = /(t, сек) на рис. 7.7).
В ряде случаев приходилось прибегать к невесовым методам опре-
деления аэродинамических характеристик. В частности, перед запуском
человека на околоземную орбиту С. П. Королев в одном из вариан-
тов предполагал поднять человека в космос в специальном аппарате
с вертикальным возвращением на Землю. Для торможения в атмосфере
пришлось бы открывать специальные щитки. Однако аэродинамический
нагрев мог привести к их перекосу и возникновению вращения аппа-
рата вокруг продольной оси, недопустимого для здоровья космонавта.
Поэтому возникла необходимость определения влияния угла переко-
са щитков на скорость вращения аппарата. Для решения этой задачи
была спроектирована специальная установка (см. схему на рис. 7.8),
позволявшая проводить исследования в аэродинамических трубах. Мо-
дель аппарата со щитками устанавливалась на хвостовой державке. Два
радиальноупорных подшипника позволяли модели свободно вращаться
вокруг продольной оси. Обороты модели в потоке измерялись с помощью
специального датчика. Проведенные исследования показали, что число
оборотов (п, об/сек) и относительная окружная скорость вращения ш
зависят как от числа М<х> набегающего потока, так и от угла атаки а
(см. рис. 7.8).
Экспериментальные методы исслед ования
345
Щ Т-1 Од
/МММ;
Re^t6510^4,11 Ю9.
at уст. ш0+д;
AOtmax. ш9;
ь&-0,006^
Рис. 7.7. Схема специальной экспериментальной установки и результаты иссле-
дования возможного порыва ветра (а0) на изменение величины См системы
♦Энергия-Буран»
Рис. 7.8. Схема специальной экспериментальной установки и результаты иссле-
дований переноса тормозных щитков на скорость вращения вокруг продольной
оси
Рис. 7.9. Схема специальной экспериментальной установки, метод и результаты определения балансировочного угла атаки
в гиперзвуковых трубах кратковременного действия
Глава 7
Экспериментальные методы исследования	347
При создании возвращаемого аппарата «Союз» необходимо было
с максимальной точностью определить значение балансировочного угла,
так как он определял величину аэродинамического качества, а стало
быть, параметры траектории полета в атмосфере. Традиционные весовые
способы измерения балансировочного угла не дают надежной точности.
Поэтому дополнительно для более надежного определения балансиро-
вочного угла атаки использовался метод свободных колебаний. Свободно
вращающаяся в плоскости углов атаки модель выводилась на определен-
ный угол и под действием потока в затухающих колебаниях (при наличии
статической устойчивости) перемещалась к балансировочному углу атаки.
Однако в гиперзвуковых трубах кратковременного действия этот метод
не мог использоваться. Применительно к условиям кратковременности
эксперимента была разработана специальная установка и методика опре-
деления балансировочного угла атаки. Шарнирно подвешенная модель
перед пуском трубы с помощью нити выводилась на определенный угол
атаки. При пуске трубы нить пережигалась и освобожденная модель стре-
милась к балансировочному углу. В кратковременном интервале работы
трубы осуществляется только небольшой участок такого движения. В раз-
работанном методе фиксация положения модели (при движении ее под
действием набегающего потока) производилась скоростной кинокамерой.
На основе расшифровки кинокадров строилась зависимость a = f(t, сек)
для различных начальных углов установки модели перед пуском трубы
(см. рис. 7.9). По этому графику с зависимостей а = f(tf сек) снимались
значения производной da/dt для заданных значений t, сек, которые
строились в функции а. Пересечение этих зависимостей давали значения
балансировочного угла атаки. Полученные таким образом значения «бал
различных чисел Мж приведены на рис. 7.9 в виде зависимостей a&m =
/(Moo) ДЛЯ аппарата «Союз». Для сравнения на этой же зависимости
обозначены соответствующие значения «бал, полученные в других трубах
с помощью весовых измерений и измерений при свободных колебаниях.
7.3.	Исследования характера обтекании
и распределения давления по контуру модели
Внешние формы транспортной космической системы «Энергия-
Буран» имеют сложные очертания. Это в определенной степени отража-
ется на аэродинамических характеристиках. Имеют место существенные
изменения величин аэродинамических коэффициентов при их нелиней-
ном протекании по углам атаки и числам М». Поэтому в целях понимания
тех или иных особенностей изменения аэродинамических характеристик
необходимо было тщательно осмыслить процесс обтекания. Для этого
были поставлены опыты по визуализации потока.
348
Глава 7
Переход ламинарного обтекания в турбулентный определялся с по-
мощью каолинового покрытия. Полученные снимки давали возможность
увидеть, какое состояние пограничного слоя имеет место при обтекании
тех или иных участков или деталей компоновки. Метод Теплера позволял
увидеть расположение скачков уплотнения по контуру модели и опреде-
лить возможные места их взаимодействия с пограничным слоем и места
резкого изменения давления.
Картина предельных линий тока на поверхности модели получалась
с помощью фотосъемки спектров обтекания с использованием масляной
пленки и флюоресцирующей пленки, нанесенных на поверхность модели.
Последний способ позволял получать спектры обтекания одновременно
с весовыми измерениями в динамике изменения углов атаки и чисел
потока.
Наконец, для определения характера обтекания ветром системы
«Энергия-Буран» на стартовом столе были проведены исследования в ги-
дротрубе, которые иллюстрировали интерференцию башен обслуживания
с системой «Энергия-Буран».
Предварительные измерения местных скоростей и давлений на по-
верхности модели указывали на очень сложный характер его распределе-
ния и наличие местных сверхзвуковых зон при дозвуковом набегающем
потоке. В качестве иллюстрации на рис. 7.10 показано распределение да-
вления и местных значений числа М9 на нижней поверхности крыла ор-
битального корабля (на расстоянии от продольной оси z = 0,27) при а = 0
и числах Ма» набегающего потока 0,9 и 1,0. Графики указывают на рез-
кое изменение давления, которое, по-видимому, связано с образованием
Нижняя поверхность крыла
Z-0,27; ОС» О
—о— h/U-6,9
— - М«-<,0
Рис. 7.10. Распределение давления и местных чисел Маха по хорде нижней
поверхности крыла орбитального самолета
Экспериментальные методы исследования
349
Рис. 7.11. Распределение давления по различным продольным сечениям цен*
трального корпуса носителя и его боковым блокам при различных числах Маха
350
Глава 7
между носителем и крылом орбитального корабля местных сверхзвуковых
зон, заканчивающихся прямыми скачками уплотнения. На это обстоя-
тельство указывали и соответствующие фотографии спектров обтекания,
полученные методом Теллера. Аналогичные резкие изменения распреде-
ления давления по центральному и боковым бакам (нижнему и верхнему)
демонстрируют зависимости, приведенные на рис. 7.11. Кроме того, на-
блюдаются существенные изменении давления и при изменении угла
поворота (0) системы относительно продольной оси.
В целях более надежного определения аэродинамических нагрузок
и обеспечения прочности конструкции носителя и орбитального корабля
были поставлены более детальные измерения распределения давления
по поверхности модели «Энергия-Буран». В ОКБ «Энергия» была скон-
струирована и изготовлена модель масштаба I : 50, оснащенная мало-
габаритными пневмокоммутаторами конструкции ЦАГИ, измеряющими
давление в 1 200 точках. В этом уникальном эксперименте обработка
результатов измерений производилась практически в темпе эксперимен-
та. Полученные результаты исследований давления позволили не только
следить за распределением аэродинамической нагрузки по поверхности
элементов конструкции, но и с помощью интегрирования проверять аэ-
родинамические характеристики, полученные при весовых измерениях.
7.4.	Исследование влияния струй двигателей
При создании ракеты-носителя Н-1 возникла задача максимально
надежного определения донного давления. Следует иметь в виду, что
у ракеты Н-1 большая площадь дна, поэтому донное сопротивление
этой ракеты составляло значительную величину и приводило к замет-
ному уменьшению полезной нагрузки, выводимой на орбиту. Влияние
струй работающих двигателей, расположенных по периметру дна, мог-
ло приводить к существенному изменению донного давления, особенно
на начальном участке полета ракеты. Уровень пульсации донного да-
вления при наличии мощных струй ракетных двигателей мог достигать
величины 150 -г 160 децибел, что могло оказывать влияние на проч-
ность основных конструктивных узлов, вызывал их тряску и тем самым
снижал надежность конструкции. Важность этих проблем потребовала
проведения экспериментальных исследований в условиях, максимально
приближенных к натурным, — в горячих струях порохового двигателя.
Особенность двигателя (разработан ОКБ «Энергия») заключалась в том,
что позволяла изменять давление в его камере от 60 до 180кгс/см2.
Сопла модельных двигателей с «шелом = 3,4 и 3,8 имели диаметр
4ср — 9,5 мм. Двигатель развивал тягу 5 000 кге с продолжительностью
работы т ~ 1,5 -г 3 сек.
Экспериментальные методы исследования
351
Установка позволяла подробно исследовать распределение давления
по дну и уровень его пульсации на геометрически подобной модели
(рис. 7.12) ракеты-носителя Н-1 в широком диапазоне чисел набе-
гающего потока (Моо = 0,5 4- 3,6) и степени нерасчетности истекающих
струй (Ра/Роо = 04-8).
Bud А
МаГО.б+З.б,
pa/р» -0+8;
<£кр -9,5нм;
I--------------- poi -60+180 иге/см1;
0	0.5	(0	псрсх НМф-2;
Т^ЗООО кге
1,5+3 сек.
Рис. 7.12. Схема модели ракеты-носителя Н-1 с пороховым двигателем для
исследования в аэродинамической трубе Т-109. Зависимость изменения давления
в камере порогового двигателя во время его работы
Подученный опыт этих и ряда предшествующих исследований пока-
зал сложность создания и использования (зашлаковка сопел, задымление
воздуха, циркулирующего в аэродинамической трубе, нагрев элементов
модели и поддерживающих устройств и т. п.) пороховых двигателей для
модельных исследований в аэродинамических трубах. Поэтому для даль-
нейших исследований влияния струй двигателей была выбрана методика
исследования с помощью использования холодного воздуха высокого
давления. Такой выбор оправдывался тем, что геометрические параме-
тры струй двигателей, даже холодных, оказывают на аэродинамические
характеристики при моделировании существенно большее влияние, чем
влияние температуры струи. Тем более, что влияние температуры струй
в определенной степени может быть подправлено путем изменения фор-
мы истекающей струи за счет выбора геометрических параметров сопла.
Для проведения исследований моделей была создана малая передвиж-
ная установка на базе промышленного огнетушителя. Для существенно
больших моделей (типа модели 1 : 120 «Энергия-Буран») была создана
большая передвижная установка. Обе передвижные установки могли обес-
352
Глава 7
Рис. 7.13. Схема специальной модели системы «Энергия-Буран» с имитацией
работы двигателей с помощью холодного воздуха высокого давления в трубе Т-109
печивать эксперимент по влиянию струй двигателей практически во всех
аэродинамических трубах ЦАГИ. Кроме того, в трубах Т-109 и Т-116 были
созданы стационарные установки большой мощности. В табл. 7.2 приве-
дены основные параметры этих установок, предназначенных для исследо-
вания влияния струй двигателей на аэродинамику летательных аппаратов.
Для исследования влияния струй двигателей ракеты-носителя «Энер-
гия» совместно с орбитальным кораблем «Буран» была спроектирована
специальная модель (в ОКБ «Энергия») и установка (в ЦАГИ) для
большой трансзвуковой трубы Т-109. Конструкция модели (см. схе-
му на рис. 7.13) позволяла взвешивать силы и моменты, действующие
23 Зак. 121
Таблица 7.2
Аэродинамическая труба	Параметры труб и струйных установок						
	Мх	Размер рабочей части [м]	Диапазон чисел Re [на 1 м]	Вид струйной установки	Объем емкости высокого давления [м3]	Максимальное давление воздуха в емкости [атм]	Максимальный расход воздуха [кгс/сек)
Т-108	0,5 4-1,7	1 х 1	(10-Г 18)-10\	большая	0,560	до 200	<2
			>	и малая			
Т-114	0,6 4- 4,0	0,6 х 0,6	(114-39)-106J	передвижная	0,160	до 200	< 1
Т-109	0,6 4-3,6	2,25 х 2,25	(104-25)-106	стационар.	4004-600	до 320	1004-150
Т-121	4; 9	0,2 х 0,2	(5; 50) • 104	стационар.	160	до 200	<5,5
Т-116	2 4- 10	1 х 1	(1,7 4-30)-10*	стационар.	120	до 200	<35
Экспериментальные методы исследования
354
Глава 7
на орбитальный корабль, и измерять давления и его пульсации в донных
частях орбитального корабля и баков и в точках их боковых поверхностей
при истечении струй сжатого воздуха из сопел всех баков.
Модель связки «Энергия-Буран» устанавливалась на боковой дер*
жавке, подходящей к центральному баку со стороны, противоположной
расположению орбитального корабля. Сжатый воздух передавался через
державку не по одному, а по нескольким каналам, чтобы обеспечить наи-
меньшую толщину державки. Эти два обстоятельства позволяли надеять-
ся, что влияние боковой державки в области расположения орбитального
корабля будет минимальным.
Как видно из зависимостей Ра/Р<х> = /(Afoo)> приведенных на
рис. 7.14, в условиях эксперимента достигалось моделирование степе-
ни нерасчетности. Зависимость ДСУо = указывает на большое
приращение подъемной силы орбитального корабля под действием струй
двигателей.
Рис. 7.14. Некоторые результаты исследований, полученные в трубе Т-109 при
помощи модели с двигателями, работающими на холодном воздухе высокого
давления
со
Рис. 7.15. Схема специальной установки для исследования процесса разделения частей системы «Энергия-Буран»
в условиях полунатурного моделирования в трубе Т-109
Экспериментальные методы исследования

356
Глава 7
7.5.	Исследование сил и моментов, действующих
на элементы системы при их разделении
Процесс разделения элементов системы «Энергия-Буран» может
происходить как в штатных, так и в аварийных ситуациях. Наиболее
ответственным маневром является отделение орбитального корабля, так
как это связано с обеспечением безопасности жизни экипажа.
Для максимального приближения к условиям натурного разделе-
ния может быть использована система так называемого полунатурного
моделирования. Смысл его заключается в том, что в ходе эксперимента
текущие значения сил и моментов вводятся в расчет траектории движения
с тем, чтобы обеспечить следующий шаг перемещения модели с учетом
измерения величин сил и моментов.
Для определения сил и моментов, действующих на орбитальный
корабль в момент отделения, были проведены исследования на специаль-
ной установке (см. схему на рис. 7.15), разработанной в НПО «Молния».
На рис. 7.16 показано изменение подъемной силы и продольного момен-
та при позиционном отделении орбитального корабля. Таким образом,
с помощью эксперимента не только измерялись аэродинамические силы
и моменты, но и имелась возможность моделировать движение орбиталь-
ного корабля при разделении под действием этих сил и моментов.
Рис. 7.16. Изменение аэродинамических характеристик орбитального корабля
в зависимости от его перемещения относительно ракеты-носителя
Литература
1.	Артонкин В. Г.9 Петров К. П. Влияние несимметричного уменьшения
площади миделя тела вращения на его аэродинамические характери-
стики // Ученые записки ЦАГИ. Том IV. №4. 1973. 4 с., 2 иллюстр.
М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1973.
2.	Артонкин В. Е9 Петров К. П9 Леутин П. Е9 Столяров Е. П. Аэродина-
мические характеристики острых и притупленных конусов при дозву-
ковых и сверхзвуковых скоростях // Труды ЦАГИ. Выпуск 1413. 93 с.,
108 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1972.
3.	Артонкин В. Е9 Петров К. П. Влияние округления кормовой части
конуса на его аэродинамические характеристики // Ученые записки
ЦАГИ. Том II. №4. 3 с., 2 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ,
1971.
4.	Артонкин В. Г., Петров К. П. Исследование аэродинамических харак-
теристик сегментально-конических тел // Труды ЦАГИ, Выпуск 1361.
2S с., 21 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1971.
5.	Белов И. Ф., Чистолинов В. Г. Аэродинамические способы обеспечения
балансировки гиперзвукового летательного аппарата // Авиакосми-
ческая техника и технология. № 1. 4 с., 9 иллюстр. М.: Издание
Инженерной Академии, 1997.
6.	Буянов Е. Е9 Каримуллин И. Е Экспериментальные исследования
основных аэродинамических характеристик параллельно соединенных
цилиндрических тел // Труды ЦАГИ. Выпуск 1779. 23 с., 24 иллюстр.
М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1976.
7.	Буянов Е. Е. Исследование распределения давления по поверхности тел
вращения сегментально-конической формы при дозвуковых и сверх-
звуковых скоростях // Труды ЦАГИ. Выпуск 1508, 61 с., 19 иллюстр.
М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1979.
8.	Буянов Е. Е. Исследование обтекания тел вращения сегментально-
конической формы при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях //
Труды ЦАГИ. Выпуск 1406. 23 с., 29 иллюстр. М.: Издательский отдел
ЦАГИ, 1972.
358
Литература
9.	Голицын А. А., Петров К. П., Шлягун А. Н. Исследование влияния
струй при имитации запуска двигателя на аэродинамику ступеней
ракеты в процессе их разделения // Труды ЦАГИ. Некоторые вопросы
аэродинамики баллистических ракет. (Сборник работ под редакцией
К. П. Петрова.) 6 с., 8 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1972.
10.	Жирников Б. Л., Петров К. П. Исследование взаимодействия со встро-
енным потоком струй, вытекающих из донной поверхности тела
вращения // Современные проблемы аэромеханики. 9 с., 7 иллюстр.
М.: Машиностроение, 1987.
11.	Казаков М. И. Выбор формы бескрылого спускаемого аппарата с по-
вышенным аэродинамическим качеством // Космонавтика и ракето-
строение. №3. М.: Издание ЦНИИМаш, 1995. 4 с.
12.	Каримуллин И. Г., Петров К. П. Исследования аэродинамических ха-
рактеристик ракет при дозвуковых скоростях в широком диапазоне
чисел Re и углов атаки // Труды ЦАГИ. 20 с., 34 иллюстр. М.:
Издательский отдел ЦАГИ, 1979.
13.	Каримуллин И. Г. Исследование аэродинамических характеристик мо-
делей ракет при малых скоростях в большом диапазоне углов атаки
и чисел Re//Труды ЦАГИ. Некоторые вопросы аэродинамики балли-
стических ракет. (Сборник работ под редакцией К. П. Петрова.) 11 с.,
16 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1978.
14.	Каримуллин И. Г. Влияние надстроек на характер обтекания тел вра-
щения большого удлинения // Труды ЦАГИ. Выпуск 1497. 23 с.,
42 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1973.
15.	Каримуллин И. Г. Экспериментальные исследования характера по-
перечного обтекания цилиндра с надстройкой дозвуковым потоком
при больших закритических числах Рейнольдса // Труды ЦАГИ. Вы-
пуск 1521. 16 с., 21 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1973.
16.	Каримуллин И. Г. Исследование поперечного обтекания параллельно
расположенных круговых цилиндров и цилиндра с надстройками
при больших числах Рейнольдса // Труды ЦАГИ. Выпуск 1325. 20 с.,
22 иллюстр. М.; Издательский отдел ЦАГИ, 1971.
17.	Куканов Ф.А., Мельникова М.Ф., Нестеров Ю. Н. Распределение да-
вления по донному экрану в четырехсопельной компоновке хвостовой
части летательного аппарата // Труды ЦАГИ. Воздействие реактив-
ных струй на элементы летательного аппарата (сборник статей). 12 с.,
18 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1968.
Литература
359
18.	Курьянов А. И., Столяров Г. Я. О неединственности структуры об-
текания цилиндра малого удлинения с сегментальным затуплением
на околозвуковых скоростях // Труды ЦАГИ. Выпуск 1976. 32 с.,
12 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1979.
19.	Курьянов А. И.9 Столяров Г. И. Некоторые особенности аэродинами-
ческих характеристик сегментально-цилиндрического тела вращения
при неустановившемся движении на околозвуковых скоростях. Труды
ЦАГИ. Выпуск 1976. 7 с., 7 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ,
1979.
20.	Микеладзе Т. В. Исследования шарнирных моментов поворотных сопл
ракетных двигателей // Труды ЦАГИ (сборник работ под редакцией
Петрова К. П.). 14 с., 22 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ,
1972.
21.	Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Под редакцией
Ю. П. Семенова. 446 с., 97 иллюстр. М.: Машиностроение, 1995.
22.	Набережнова Г. В.9 Нестеров Ю. Н. Неустойчивое взаимодействие
сверхзвуковой струи с цилиндрической полостью // Ученые записки
ЦАГИ. T.XIV. №5.7 с., 5 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ,
1983.
23.	Нестеров Ю. Н. Экспериментальное исследование взаимодействия
сверхзвуковой струи с плоской преградой в присутствии экрана. Труды
ЦАГИ. Выпуск 1979 г. 14 с., 22 иллюстр. М.: Издательский отдел
ЦАГИ, 1979.
24.	Нестеров Ю. Н. Экспериментальное исследование процесса разделе-
ния ступеней ракет на больших высотах // Труды ЦАГИ. Воздействие
реактивных струй на элементы летательного аппарата (сборник ста-
тей). 22 с., 52 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1968.
25.	Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные си-
стемы) / Под редакцией В. П. Минина. 360 с., 157 иллюстр. М.:
Машиностроение, 1985.
26.	Петров К. П. Аэродинамика тел простейших форм. 480 с., 257 ил-
люстр. М.: Факториал, 1998.
27.	Петров К. П. Проблемы аэродинамики аппаратов капсульного типа,
рассчитанных на вход в атмосферу планеты // Ученые записки ЦАГИ.
Т.XXVIII. №2. 10 с., 9 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1997.
28.	Петров К. П. Экспериментальные методы исследования аэродинами-
ки транспортных космических систем при их создании и отработке //
360
Литература
Сборник докладов на школе-семинаре «Методы исследования гипер-
звуковых летательных аппаратов». 31 с., 19 иллюстр. М.: Издательский
отдел ЦАГИ, 1994.
29.	Петров К. П. Аэродинамические характеристики транспортных кос-
мических систем с вертикальным стартом и посадкой, имеющих
корпус малого удлинения // Ученые записки ЦАГИ. Т. XXVI. № 2.
13 с., 8 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1995.
30.	Петров К. П. Аэродинамические характеристики тел, образованных
коническими и цилиндрическими поверхностями. Аэродинамические
характеристики тел каплевидной формы //Труды ЦАГИ. Выпуск 2569.
51 с., 51 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1994.
31.	Петров К. П. Экспериментальные исследования аэродинамических
характеристик плоских тел при нормальном натекании потока на ло-
бовую поверхность // Труды ЦАГИ. Выпуск 2515. 20 с., 30 иллюстр.
М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1993.
32.	Петров К. П. Экспериментальная аэродинамика сферических тел.
Труды ЦАГИ. Выпуск 2515. 26 с., 32 иллюстр. М.: Издательский отдел
ЦАГИ, 1993.
33.	Петров К. П. Особенности аэродинамических характеристик надка-
либерных головных частей тел вращения // Ученые записки ЦАГИ.
Т.XXIII. № 1. 5 с., 2 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1992.
34.	Петров К. П. Некоторые задачи аэродинамики при совершенство-
вании компоновок воздушно-космических транспортных систем //
Сборник докладов на школе-семинаре «Аэродинамика воздушно-кос-
мических систем». 15 с., 12 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ,
1992.
35.	Петров К. П. Об аэродинамических характеристиках решетчатых кры-
льев // Ученые записки ЦАГИ. Т.XXI. №6. 9 с., 6 иллюстр. М.:
Издательский отдел ЦАГИ, 1990.
36.	Решетчатые крылья / Под ред. С. М. Белоцерковского. М.: Машино-
строение, 1985. 319 с.
37.	Петров К. П Аэродинамика элементов летательных аппаратов. 271 с.,
231 иллюстр. М.: Машиностроение, 1985.
38.	Петров К. П.9 Каримуллин Я. Г. Экспериментальное исследование вли-
яния потока воздуха между блоками ракеты на ее аэродинамические
характеристики // Труды ЦАГИ. Некоторые вопросы аэродинамики
Литература
361
баллистических ракет. (Сборник работ под редакцией К. П. Петрова.)
9 с., 9 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1978.
39.	Петров К. П.9 Шлягун А. Н. Исследование аэродинамических характе-
ристик ступеней ракеты при их разделении и взаимодействие струй
маршевого двигателя уходящей ступени и струй тормозных двигателей
сбрасываемой ступени со сверхзвуковым потоком // Труды ЦАГИ.
Некоторые вопросы аэродинамики баллистических ракет. (Сборник
работ под редакцией К. П. Петрова.) 13 с., 16 иллюстр. М.: Издатель-
ский отдел ЦАГИ, 1978.
40.	Петров К. П. Аэродинамика ракет. 136 с., 97 иллюстр. М.: Машино-
строение, 1977 г.
41.	Петров К. П9 Каримуллин И. Г.9 Жирников Б.Л.9 Мышляев Б. С. Иссле-
дования эффективности различных видов оперения баллистических
ракет // Труды ЦАГИ. (Сборник работ под редакцией К. П. Петрова.)
20 с., 29 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1972.
42.	Петров К П.9 Шлягун А. Н. Исследование влияния «горячих» струй
четырехсоплового маршевого двигателя на аэродинамические харак-
теристики ракеты при сверхзвуковых скоростях // Труды ЦАГИ.
Некоторые вопросы аэродинамики баллистических ракет. (Сборник
работ под редакцией К. П. Петрова.) 4 с., 4 иллюстр. М.: Издательский
отдел ЦАГИ, 1972.
43.	Петров К, П.9 Шлягун А. Н. Исследование некоторых вопросов аэ-
родинамики разделения ступеней ракет при взаимодействии струй
двигателей со ступенями и внешним сверхзвуковым потоком // Тру-
ды ЦАГИ. Некоторые вопросы аэродинамики баллистических ракет.
(Сборник работ под редакцией К. П. Петрова.) 12 с., 19 иллюстр. М.:
Издательский отдел ЦАГИ, 1972.
44.	Петров К. П9 Шлягун А. Н. Физическая картина взаимодействия блока
струй с разделяющимися ступенями ракеты и внешним сверхзвуковым
потоком и связь изменений спектра потока с изменениями нагрузок
на ступени // Труды ЦАГИ. Некоторые вопросы аэродинамики бал-
листических ракет. (Сборник работ под редакцией К. П. Петрова.)
10 с., 12 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1972.
45.	Петров К. П.9 Шлягун А. И. Экспериментальные установки и методика
исследования влияния струй на аэродинамику ракет // Труды ЦАГИ.
30 с., 43 иллюстр. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1971.
46.	Петров К П.9 Каримуллин И. Г Экспериментальные исследования
основных аэродинамических характеристик многоблочных баллисти-
362
Литература
ческих ракет // Труды ЦАГИ. 68 с., 105 иллюстр. М.: Издательский
отдел ЦАГИ, 1966.
47.	Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королева.
129 с. М.: РКК Энергия, 1994.
48.	Симну Э., Сканлан Р. Воздействие ветра на здания и сооружения.
358 с., 208 иллюстр. М.: Стройиздат, 1984.
49.	Стартует «Энергия». 57 с. М.: Машиностроение, 1990.
50.	Шлягун А. Н. Исследование взаимодействия сверхзвуковой недорас-
ширенной струи с затупленными телами вращения в сверхзвуковом
потоке // Труды ЦАГИ. Выпуск 1598. 40 с., 40 иллюстр. М.: Изда-
тельский отдел ЦАГИ, 1974.
51.	Blackiston Н. S. Tip Effects on Fluctuating Air Loads on a Circular
Cylinder//J. Aircraft. 1965. Vol.2. № 1. P.49-55.
52.	Carriere P, Sirieix M. Effects aerodynamique de 1’eclatement d’un jet
de fusee // La Recherche Aeronautique. 1962. №89. P. 3-10.
53.	Chyu W. and Hanly R. D. Power and Cross — Spectra and Space — Time
Correlation of Surface Fluctuating Pressures at Mach Numbers between 1,6
and 2,5 // AIAA Paper. № 68-77. New York, 1968. P. 11.
54.	Craven A. H. Base Pressure at Subsonic Speeds in the Presence of a Super-
sonic Jet // College of Aeron. Rep. № 129. Cranfield, 1960. P. 26.
55.	Moulden T. H. et al. A Row Field Wodel for and some Studies on the Drag
of, an Engine Exhaust Sistem at Transonic Fligth Speeds // AIAA Paper.
1974. №74-1175. P. 9.
56.	Proll A. Wircung des notiilichen Windes auf einen groBeren Kreiszylinder //
VDI. Zeitschrift. April, 1942. Bd.86. № 13/14. S. 220-222.
57.	Reid J., Mundell A. R. C., Crane J. F. The Subsonic Base Drag of Cylindrical
Twin-Jet and Single-Jet Afterbodies // AGARD. 1975. CP-50. P.(13-l)-
(13-13).
58.	Reid J. and Hastings R. C. The Effect of a Central Jet on the Base Pressure
of a Cylindrical After-Body in a Supersonic Stream // ARC R&M. № 3224.
London, 1961. P.4I.
59.	Robertson J. E. Unsteady Pressure Phenomena for Basic Missile Shapes
at Transonic Speeds //AIAA Papers. №63-3. New York, 1964. P. 14.
Литература
363
60.	Rom J., Victor M., Reichenberg M. and Salomon M. Wind Tunnel Mea-
surements of the Pressure of an Axially Symmetric Model in Subsonic,
Transonic and Supersonic Speeds at High Reynolds Numbers // Israel
Institute of Technology. T. A. E. Report. № 134. Israel, Haifa, 1972. P. 29.
61.	Roshko A. Experiments on the Flower Past a Circular Cylinder at Very High
Reynolds Number// J. Fluid Meeh. 1961. Vol. 10. №3. P.345-356.
62.	Szechenyi E. Simulation de Nombers de Reynolds Eleves Sur un Cylindre
en Soufflerie // Le Recherche Aerospatiale. № 3. Annee 1974 (Mai - Juin).
P. 155-164.
63.	Thompson J. F. Aerodinamic Characteristics for Cone—Cylinder-
Frustum—Cylinder Configurations at Mach-Numbers from 0,7 to 1,96.
Vol. 1: Linear Load Distributions // NASA CR-737. Washington, 1967.
P. 124.
Оглавление
Основные обозначения ......................................... 3
Предисловие................................................... 6
Введение...................................................... 8
Пиша 1. Режим старта.......................................... 12
1.0. Ветровые нагрузки в условиях старта ................. 12
1.1.	Влияние вязкости воздуха (числа Re)
на характер поперечного обтекания
цилиндрических элементов компоновки.................. 14
1.2.	Влияние особенностей внешних форм и ориентации
к потоку на аэродинамические характеристики компоновки 19
1.3.	Влияние нестационарности обтекания
на аэродинамические характеристики цилиндрических
элементов компоновки................................. 26
1.4.	Аэродинамические характеристики
транспортной космической системы на режимах старта ... 29
1.4.1. Аэродинамические характеристики транспортной
космической системы с полезным грузом,
расположенным внутри носовой части центрального
корпуса ракеты-носителя.................................. 29
1.4.2.	Аэродинамические характеристики транспортной
космической системы с полезным грузом,
расположенным на боковой стороне ракеты-носителя 41
1.5.	Влияние стартовых сооружений на аэродинамические
характеристики транспортной космической системы.......... 45
Пвава 2. Режим выведения на орбиту........................... 49
2.0.	Особенности аэродинамических характеристик
транспортных космических систем, вызванные условиями
выведения на орбиту...................................... 49
2.1.	Влияние внешних форм транспортных космических
систем на их основные аэродинамические характеристики . 50
2.1.1.	Последовательное соединение ступеней.......... 51
2.1.1.1.	Аэродинамические характеристики тел вращения,
состоящих из последовательно соединенных
конических и цилиндрических участков........... 58
2.1.1.2.	Приближенные методы расчета сил и моментов
при последовательном соединении ступеней....... 74
Оглавление	365
2.1.2.	Параллельное соединение ступеней............. 77
2.1.2.1.	Трехблочная схема.................... 78
2.1.2.2.	Четырехблочная схема................. 87
2.1.2.3.	Многоблочные схемы.................. 106
2.1.2.4.	Силы и моменты,
действующие на отдельные блоки............... 120
2.2.	Совершенствование аэродинамических компоновок
транспортных космических систем.........................125
2.2.1.	Особенности аэродинамических характеристик
центрального корпуса с надкалиберным
увеличением диаметра носовой части..................126
2.2.2.	Аэродинамические компоновки транспортных
космических систем с вертикальным стартом
и посадкой..........................................132
2.2.3.	Приближенный метод оценки основных
аэродинамических характеристик многоблочных
систем..............................................142
Diasa 3.	Местные аэродинамические	нагрузки................  148
3.0.	Предварительные замечания .........................148
3.1.	Нагрузки, связанные с формой контура обтекаемой
поверхности.............................................149
3.2.	Приближенный метод оценки максимальных нагрузок
в местах излома контура поверхности.....................162
3.3.	Нагрузки, вызванные интерференцией между отдельными
частями компоновки......................................164
3.4.	Нагрузки, вызванные наличием выступов и впадин
на обтекаемой поверхности...............................174
3.5.	Нагрузки, вызванные наличием струй двигателей.......200
3.6.	Нестационарность местных аэродинамических нагрузок ... 203
3.7.	Донное давление....................................210
Пвава 4. Органы стабилизации и управления...................217
4.0.	Предварительные замечания .........................217
4.1.	Органы стабилизации и управления крыльевого типа....218
4.2.	Решетчатые органы стабилизации и управления........226
4.3.	Струйные органы управления ........................235
Diasa 5. Режим разделения ступеней..........................247
5.0. Предварительные замечания .........................247
5.1.	Разделение ступеней при наличии внешнего потока.....249
5.1.1.	Особенности течения в пространстве между
разделяющимися ступенями при наличии струй
двигателей и внешнего потока........................249
5.1.2.	Силовое воздействие струй двигателя и внешнего
потока на отбрасываемую ступень.....................257
366
Оглавление
5.1.3.	Аэродинамические характеристики ступеней
в процессе разделения при наличии
внешнего потока ....................................271
5.2.	Разделение ступеней при отсутствии внешнего потока .... 298
5.3.	Аэродинамические характеристики
отбрасываемых частей в автономном полете................311
Пшва 6. Проблемы аэродинамики аппаратов, рассчитанных
на вход в атмосферу планеты.................................318
6.0. Предварительные замечания .........................318
6.1. Аппараты капсульного типа..........................319
6.2. Аппарат типа «несущий корпус»......................329
Пиша 7. Экспериментальные методы исследования аэродинамики
транспортных космических систем при их создании
и отработке.................................................336
7.0.	Предварительные замечания..........................336
7.1.	Задачи моделирования...............................338
7.2.	Определение аэродинамических	характеристик.........342
7.3.	Исследования характера обтекании и распределения
давления по контуру модели .............................347
7.4.	Исследование влияния струй двигателей..............350
7.5.	Исследование сил и моментов, действующих на элементы
системы при их разделении...............................356
Литература..................................................357
Петров Константин Павлович
Аэродинамика транспортных космических систем
Группа подготовки издания:
Директор — Доминго Марин Рикой
Заместители директора — Наталья Финогенова, Ирина Макеева
Компьютерный дизайн — Виктор Романов
Верстка — Наталия Бекетова
Редакционно-корректурные работы — Елена Кудряшова
Обработка графики — Елена Ефремова
Обработка текста — Евгений Макаров, Виктор Тарасов,
Михаил Кириллов, Ксения Пулькина
Техническая поддержка — Наталья Аринчева
Издательство «Эдиториал УРСС». 113208, г. Москва, ул. Чертановская, д. 2/11. к.п.
Лицензия ЛР №064418 от 24.01.96 г. Гигиенический сертификат на выпуск книжной
продукции № 77.ФЦ.8.953.П.270.3.99 от 30.03.99 г. Подписано к печати 14.03.2000 г.
Формат 60х90*/|д. Тираж 1000 экз. Печ. л. 19. Зак. 121.
Отпечатано с готовых диапозитивов в ГУП «Облиздат». 248640, Калуга, пл. Старый торг. 5.
Уважаемые читатели!
Уважаемые авторы!
Издательство УРСС специализируется на
выпуске учебной и научной литературы, в том
числе монографий, журналов, трудов ученых
Российской Академии Наук, научно-исследова-
тельских институтов и учебных заведений.
Основываясь на широком и плодотворном
сотрудничестве с Российским фондом фундамен-
тальных исследований и Российским гуманитарным научным фондом, мы
предлагаем авторам свои услуги на выгодных экономических условиях.
При этом мы берем на себя всю работу по подготовке издания — от набора,
редактирования и верстки до тиражирования и распространения.

Среди недавно вышедших книг мы предлагаем Вам следующие.
Петрол К.П. О достижениях аэродинамики летательных аппаратов.
Боярчук А.К., Гай Я.Г., Головач Г.П., Ляшко Я.И. Справочное пособие
по высшей математике (Антидемидович). Т.1-5.
Боровков А.А. Теория вероятности.
Боровков А. А. Эргодичность и устойчивость случайных процессов.
Пытьев Ю.П. Возможность. Элементы теории и применения.
Дубровин Б.А., Новиков С.П., Фоменко А. Т. Современная геометрия.
Методы и приложения. Т. 1,2.
Георгиевский Д. В. Устойчивость процессов деформирования
вязкопластических тел.
Победря Б.Е, Георгиевский Д. В. Лекции по теории упругости.
Карапетян А.В. Устойчивость стационарных движений.
Рубаков В. А. Классические калибровочные поля.
Малинецкий Г.Г. Потапов А.Б. Современные проблемы
нелинейной динамики.
Петрашень М.И., Трифонов Е.Д. Применение теории групп
в квантовой механике.
Эльсгольц Л.Э. Дифференциальные уравнения и вариационное исчисление.
Арнольд В. И. Математические методы классической механики.
Самарский А.А. и др. Задачи и упражнения по численным методам.
Эбелинг В. и др. Физика процессов эволюции.
Пригожин И., Стенгере И. Время, хаос, квант.
Пригожин И., Стенгере И. Порядок из хаоса.
Наши книги можно приобрести в магазинах:
•Библио-Глобус» (м. Лубянка, ул. Мясницкая. 6. Тел. 928-87-44)
•Московский дом книги» (ул. Новый Арбат. 8. Тел. 290-45-07)
•Дом технической книги» (Ленинский пр., 40. Тел. 137-06-33)
•С.-Пб. дом книги» (Невский пр.. 28)
а также в книжных киосках МГУ (Воробьевы горы)
По всем вопросам Вы можете обратиться к нам:
тел./факс 135-44-23, тел. 135-42-46
или электронной почтой urss@urss.ru
Полный каталог изданий представлен
в Internet: http://urss.ru	.А: л*
у




АЭРОДИНАМИКА
транспортных
космических
систем
Рассматриваются основные проблемы
аэродинамики транспортных космических
систем — ракет-носителей с вертикальным
стартом и аппаратов, предназначенных
для возвращения с околоземной орбиты
грузов и экипажей космических станций
Анализируются особенности обтекания
и формирования суммарных и местных
аэродинамических нагрузок характерных
для различных компоновок транспортных
космических систем в условиях
эксплуатационных режимов полета.
Приводится обширный экспериментальный
материал, позволяющий определять
величины аэродинамических сил и моментов
при решении текущих и перспективных задач
и проблем при проектировании
транспортных космических систем.
9 785836 000950 >
Эдиториал VPCC
научная и учебная литература
Тел./факс: 7(095)135-44-23
Тел./факс: 7(095)135-42-46
E-mail: urss@urss.ru
Каталог изданий в Internet: http://urss.ru