102

П.9. Варианты расчетного задания по курсу "Техническая газодинамика"

Вариант 1. Крыловой профиль в гиперзвуковом потоке

Исходные данные для расчета:

Число Маха полета, M1 = 6; Угол атаки крыла α = 70; Угол раствора профиля β = 30 ;

Угол поворота профиля на первом его изломе γ = 10; Длина хорды крыла, L = 1 м.

Определить:

1.Волновую картину течения вокруг крыла (где образуются ударные волны и сектора разрежения);

2.Параметры газа в областях I, II, III, IV.

3.Определить силу лобового сопротивления Fx, действующую на крыло размахом l=20L, за счет возникновения ударных волн (это так называемое "волновое сопротивление крыла"). Сравнить ее с силой сопротивления, которая определяется по формуле F = CD(ρW2/2)Smidel, CD ~

0.44(формула применима для плохо обтекаемых тел при M1 < 1 ).

4.Определить подъемную силу крыла Fy (т.е. силу, действующую в направлении, перпендикулярном направлению движения).

5.Определить аэродинамическое качество крыла k= Fy/Fx.

103

Алгоритм решения:

1.Параметры газа в областях I и IV определяются по методике, описанной в п. 2.7. По формуле (2.7.11) определяется угол α, который образует с косым скачком вектор скорости набегающего потока. Далее по (2.7.9 – 10) определяется плотность и давление за косым скачком, скорость потока – по (2.7.1 – 3).

2.Параметры газа в областях II, III определяются по методике, описанной в п. 3.7. По формулам (3.7.16 – 18) определяется начало и конец сектора разрежения, далее по (3.7.13 – 15) определяется скорость и давление газового потока на выходе из сектора разрежения, плотность газа определяется по адиабате.

104

Вариант 2. Ракета А-4

Технические данные ракеты А-4.

Длина – 14 м; Диаметр корпуса – 1.65 м;

Диаметр по стабилизаторам – 3.55 м; Давление в двигателе – 15.45 атм; Температура в камере сгорания – около 2700 С; Топливо – этиловый спирт; Окислитель – жидкий кислород;

Диаметр критического сечения сопла – 400 мм; Диаметр выходного сечения сопла – 739 мм.

Исходные данные для расчета:

Число Маха, M1 = 9; Высота полета H = 20 км;

Угол полураствора носовой части: α = 200 .

Определить:

1.Волновую картину течения вокруг ракеты (где образуются ударные волны и сектора разрежения);

2.Параметры воздуха в областях 1, 2 (считать, что в области 3 давление равно атмосферному);

3.Определить силу сопротивления, действующую на ракету, за счет возникновения ударных волн (это так называемое "волновое

сопротивление"). Сравнить ее с силой сопротивления, которая

определяется по формуле F = CD (ρW2/2)Smidel, CD~ 0.44 формула применима для плохо обтекаемых тел при M1 < 1 ).

4. Определить поперечное усилие, возникающее на газовом руле при его отклонении на 100 к набегающему потоку. Считать, что руль расположен в выходном сечении сопла, имеет вид пластины 300 на 300 мм

105

(эффективная площадь 0.09 м2) толщиной 5 мм, передняя и задняя кромка пластины заточены на 200 градусов.

Алгоритм решения:

1.Параметры газа в области 1 определяются по методике, описанной в п. 2.7. По формуле (2.7.11) определяется угол α, который образует с косым скачком вектор скорости набегающего потока. Далее по (2.7.9 – 10) определяется плотность и давление за косым скачком, скорость потока – по (2.7.1 – 3).

2.Параметры газа в области 2 определяются по методике, описанной в п. 3.7. По формулам (3.7.16 – 18) определяется начало и конец сектора разрежения, далее по (3.7.13 – 15) определяется скорость и давление газового потока на выходе из сектора разрежения, плотность газа определяется по адиабате.

3.Параметры газа на выходе из сопла определяются по методике, описанной в п. 4.1. Усилие на газовом руле рассчитывается как усилие на тонкой плоской пластине в сверхзвуковом потоке, как описано в п. 3.6, формула (3.6.5).