Газовая и волновая динамика - часть 64

Рис. 3.

260

Рис. 4.

261

того, что она находится вне зоны взаимодействия нити с преградой.

Отметим, что проведение выше рассмотренных экспериментов и обработка

полученных многочисленных результатов является весьма трудоемкой задачей.
Однако, полученный экспериментальный материал может быть полезен при разра-
ботке моделей движения тонкой растяжимой нити до и после ее взаимодействия с
препятствиями.

Литература

[1]

Рахматулин Х. А. Поперечный удар по гибкой нити заданной формы. —
ПММ, 1952, т. 16, вып. 2.

[2]

Ленский Э. В. Удар клином по гибкой нити. — Механика твердого тела, 1968,
№ 2.

[3]

Cabannes H. Motion of a string vibrating against a rigid fixed obstacle. —
Mathematical modelling, 1987, v. 8.

262

Стационарные и нестационарные аэродинамические

характеристики оперенных тел

Мосин А. Ф., Павлова Е. С., Фалунин М. П.

При решении практических задач проектирования образцов авиационной и кос-

мической техники необходимо знание аэродинамических нагрузок, действующих на
тела при различных режимах обтекания. Получение экспериментальных данных о
характере обтекания и результирующих аэродинамических силах и моментах, в осо-
бенности при больших углах атаки, представляет большой научный и практических
интерес [1, 2]. При этом важно получить аэродинамические характеристики, обеспе-
чивающие статическую и динамическую устойчивость летательных аппаратов. Для
этого в ряде экспериментальных и численных исследованиях рассматриваются во-
просы об эффективности использования оперения и различных донных стабилизато-
ров [3, 4, 5].

В работе представлены результаты экспериментального исследования аэродина-

мических характеристик (АДХ) модели цилиндрического тела с конической головной
частью при наличии несущих поверхностей в виде решетчатых стабилизаторов при
до- и сверхзвуковых скоростях обтекания в широком диапазоне изменения углов
атаки (от 0

◦

до 145

◦

). Оценено влияние статических АДХ на величину коэффициен-

та аэродинамического демпфирования колебания тела по углу атаки на траектории
полета.

Исследование выполнено в аэродинамической трубе А-8 НИИ механики МГУ [6],

имеющей сечение рабочей части 0, 6

× 0, 6 м

2

, длину 1,9 м, обеспечивающей получе-

ние сверхзвукового потока воздуха в диапазоне чисел Маха 1,5 – 3,0 и дозвукового
потока в диапазоне чисел Маха 0,2 – 0,8. При этом скоростной напор потока изме-
нялся в пределах 2400 – 8600 кг/м

2

, а числа Рейнольдса в пределах 5

· 10

6

− 5 · 10

7

1/м.

1.

Испытывалась модель, форма и общий вид которой представлен на фотогра-

фиях, рис. 1.

Корпус модели состоял из цилиндра диаметром 40 мм и удлинением 3 с голов-

ной частью в виде усеченного конуса с углом наклона к оси модели 20

◦

и радиусом

затупления 7 мм. К донной части корпуса на расстоянии одного диаметра крепился
стабилизатор с четырьмя крестообразно расположенными решетчатыми крыльями с
размахом 70 мм и углом наклона 22

◦

к сечению корпуса. Стабилизатор соосно соеди-

нялся с корпусом цилиндром диаметра 15 мм. Общая длина модели равнялась 200
мм, а ее центровка, то есть отношение расстояния центра тяжести x

цт

от передней

точки головной части к длине модели равна 0,56.

Модель крепилась в аэродинамической трубе с помощью донной державки в

альфа-механизме четырехкомпонентных аэромеханических рейтерных весов и уста-
навливалась на заданный угол атаки α. В процессе эксперимента теневым мето-
дом фотографировалась картина обтекания модели и одновременно с помощью весов

263