ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА
ISSN 1561-9184 (друкована версія), ISSN 2616-6380 (електронна версія)

ГОЛОВНА    ПРО ЖУРНАЛ    РЕДКОЛЕГІЯ    АВТОРАМ    ПОТОЧНИЙ ВИПУСК    АРХІВ    КОНТАКТИ

УДК 533.6.011

Технічна механіка, 2022, 1, 16- 25

АЛГОРИТМ МАРШОВОГО РОЗРАХУНКУ НАДЗВУКОВОГО ОБТІКАННЯ РАКЕТИ З ВІДХИЛЯЄМОЮ НОСОВОЮ ЧАСТИНОЮ

DOI: https://doi.org/10.15407/itm2022.01.016

Галинський В. П.

Галинський В. П.
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України,
Україна

      Запропоновано алгоритм маршового розрахунку надзвукового обтікання ракети з носовою частиною, що відхиляється. Особливість алгоритму, який розглядається, полягає в тому, що маршові напрямки розрахунку надзвукового обтікання носової частини та основної ділянки поверхні ракети не збігаються. Тому спочатку здійснюється розрахунок обтікання носової частини тіла в циліндричній системі координат, при цьому параметри поля потоку запам'ятовуються у поперечних маршових перерізах. Початок і кінець проміжку запам'ятовування параметрів поля течії визначаються з умови перетину головної ударної хвилі з площиною, в якій має бути задано початкове поле потоку для розрахунку обтікання основної ділянки поверхні ракети. Інтерполяція поля потоку здійснюється у два етапи. Спочатку в циліндричній системі координат, що пов'язана з основною ділянкою поверхні тіла, у площині початкових даних визначаються радіальні координати головної ударної хвилі в меридіональних площинах. За радіальними координатами точок на поверхні тіла та на головній ударній хвилі в меридіональних площинах визначаються нові координати вузлів розрахункової сітки в циліндричній системі координат, пов'язаної з основною ділянкою поверхні тіла. За новими координатами вузлів розрахункової сітки, заданими в циліндричній системі координат основної ділянки, визначаються відповідні координати в циліндричній системі координат, що пов’язана с носовою частиною, з використанням формул зв'язку двох циліндричних систем координат. Для обчислення параметрів потоку в точці з отриманими координатами використовується лінійна інтерполяція записаних полів течії з параметрами потоку в циліндричній системі координат, що пов'язана з носовою частиною тіла. Отримане поле течії використовується у якості початкового для продовження маршового розрахунку обтікання основної частини поверхні ракети.
      Наведено результати розрахунків аеродинамічних характеристик при надзвуковому обтіканні ракети з носовою частиною, що відхиляється, для різних кутів її відхилення. Запропонований алгоритм може бути використаний для оперативного розрахунку аеродинамічних характеристик ракет з елементами, що відхиляються. При цьому може використовуватися стандартна програма розрахунку обтікання ракети, в яку додається блок запису та інтерполяції поля потоку в відхиленій циліндричній системі зі зміщеним початком координат, що дозволяє змінювати напрямок маршового розрахунку.
     

аеродинамічні характеристики, алгоритм розрахунку, відхилення наконечника, надзвукове обтікання, ракета, управління польотом

1. Любимов А. Н., Тюменев Н. М., Хут Г. И. Методы исследования течений газа и определения аэродинамических характеристик осесимметричных тел. М.: Наука, 1994. 398 с.

2. Аэродинамика ракет. В 2-х книгах / Под общ. редакцией М. Хемша и Дж. Нилсена. М.: Мир, 1989. Кн. 1 – 433 с. Кн. 2 – 513 с.

3. Moore F. G. Approximate methods for weapon aerodynamics. 1990. 464 p.

4. Кисловский В. А., Звегинцев В. И. Численное моделирование влияния выдува газовой струи на аэродинамические характеристики летательного аппарата осесимметричной конфигурации с хвостовым стабилизатором. Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2018. № 52. С. 39–47. https://doi.org/10.15593/2224-9982/2018.52.04

5. George S. The Effect of Configuration Asymmetries on Projectile Aerodynamics, Stability and Performance. Ph.D. Thesis. Massachusetts Institute of Technology, Claremont, 1998. 138 p.

6. Шийко О. М., Павлюченко А. .М., Скорик А. В., Обухов, О. А., Коплик І. В. Розрахунок аеродинамічних характеристик надзвукових оперених осесиметричних тіл обертання. Авиационно-космическая техника и технология. 2019. №2(154). С. 4–17.

7. DeSpirito J., Vaughn M. E., Washington W. D. Numerical investigation of aerodynamics of canard-controlled missile using planar and grid tail fins, Part I: supersonic flow. ARL-TR-2848; U. S. Army Research Laboratory: Aberdeen Proving Ground, MD. 2002. 80 p. https://doi.org/10.2514/6.2002-4509

8. Тимошенко В. И. Галинский В. П. Численное моделирование сверхзвукового обтекания ракет-носителей, оснащенных тонкими органами управления и стабилизации. Космическая наука и технология. 2017. Т. 23, № 5. С. 33–43. https://doi.org/10.15407/knit2017.05.033

9. Годунов С. К., Забродин А. В., Иванов М. Я. и др.. Численное решение многомерных задач газовой динамики. М.: Наука, 1976. 400 с.

Copyright (©) 2022 Галинський В. П.

Copyright © 2014-2022 Технічна механіка