CC BY
89
_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ_________________
Том XXVI 199 5 №1-2
УДК 629. 764+629. 76. 015. 3
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ СТАРТОМ И ПОСАДКОЙ, ИМЕЮЩИХ КОРПУС МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ
К. П. Петров
Применительно к созданию транспортных космических систем с вертикальным стартом и посадкой приведены результаты экспериментальных исследований при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях основных аэродинамических характеристик моделей ракет с корпусом малого удлинения одноблочной и многоблочной схем.
Увеличение веса полезного груза, выводимого на земную орбиту, приводит к неуклонному росту стартового веса и габаритов ракет-носителей космических аппаратов. В то же время увеличение размеров ракеты и в особенности ее длины связано с уменьшением статической и динамической прочности конструкции. Решение проблемы увеличения веса полезного груза может идти двумя путями: использованием многоблочных («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) носовой части ракеты, в которой располагается полезный 1руз и блок управления;
— увеличение возможности спасения носителя для повторного использования 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 возрастать донное сопротивление ракеты. Не менее важной проблемой в этом случае является также пульсация донного давления. Однако можно надеяться, что применение, например, кольцевого сопла и центрального тела позволит успешно решить эти проблемы.
Идея создания ракеты-носителя с корпусом малого удлинения и вертикальным стартом и посадкой давно известна и не теряет интереса с течением времени [1, 2].
Принципиальный облик такой ракеты изображен на рис. 1. В 1971 г. автором совместно с И. Г. Кари-муллиным были проведены систематические исследования аэродинамических характеристик таких предполагаемых ракет (опубликовано в 1972 г. ограниченным тиражом). Эти исследования были поставлены с целью выяснения основных явлений и закономерностей, которые могут быть характерны для ракет с корпусом малого удлинения. Ниже приводятся только основные результаты этих
исследовании. рис Схема возможной компоновки транс-
Были рассмотрены ракеты как портной космической системы с вертикаль-одноблочной, так И многоблочной ным стартом и посадкой
компоновки. Схемы исследованных вариантов показаны на рис. 2. Экспериментальные исследования проводились в аэродинамических трубах в диапазоне чисел М = 0,6 -4-10. Числа Рейнольдса, подсчитанные по скоростному напору и максимальному диаметру центрального корпуса, изменялись в пределах 0,7 • 10б + 2,0 • 106. При определении безразмерных аэродинамических коэффициентов соответствующие силы были отнесены к скоростному напору невозмущенного потока и площади миделя каждой модели. В случае многоблочной компоновки площадь миделя определялась как сумма площадей центрального корпуса и боковых 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 сопротивление, приводящее давление на дне модели к статическому давлению невозмущенного потока.
Удлинение и форма корпуса являются теми геометрическими параметрами, которые в большой мере определяют аэродинамику ракеты. Поэтому первоначально следует отметить влияние этих параметров на аэродинамические характеристики.
Я0,053/1
Я 0,053Л
Рис. 2. Схема исследованных одноблочных и многоблочных компоновок ракет с корпусом
малого удлинения
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 Ь 4 17 2 Ь 6
7 с 6 18 2 с 8
8 1 Ь 6 19 3 — —
9 1 с 8 20 4 — —
10 1 Ь 8 21 5 — —
11 2 - 22 6 - —
В случае цилиндрической формы уменьшение сопротивления, наблюдаемое при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях, в основном связано с уменьшением сопротивления трения при уменьшении удлинения корпуса. В области малых углов атаки характер изменения производной Су по числам Мм мало зависит от удлинения. Только при больших сверхзвуковых числах существенное уменьшение удлинения цилиндрического корпуса приводит к уменьшению Су. Основная
часть распределенной аэродинамической нагрузки по длине цилиндрического корпуса действует в передней его части и в особенности в месте сочленения носовой части с цилиндрической. На кормовой части корпуса давление близко к статическому. Для обычных удлинений (>* » 10) зависимости су - /(а) (а также т1 = /(а)) имеют нелинейный
характер с возрастанием с“ 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 практически не участвуют в создании нормальной силы всего корпуса. По мере увеличения угла атаки на кормовой части корпуса начинают проявляться возрастающие силы, обязанные возникновению пространственного обтекания с продольными вихревыми жгутами. Естественно, что при уменьшении удлинения протяженность этих вихревых систем, создающих нелинейную часть с“, сокращается и зависимости Су = /(а) приобретают линейный характер. Сказанное в равной степени относится и к характеру изменения тг - /(а). Особенности распределения аэродинамической нагрузки по длине корпуса существенно влияют на положение центра давления. При больших удлинениях центр давления располагается в передней части корпуса и сравнительно мало перемещается по числам Мм. При уменьшении удлинения центр давления перемещается к середине корпуса и существенно изменяется по числам Мда. Последнее обстоятельство 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 может 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 величину сх, так и на ее зависимость от чисел Ми. Поскольку аэродинамическая нагрузка распределяется по коническому корпусу более равномерно, чем по цилиндрическому, то и влияние удлинения на величины с“ и /я“ и характер их изменения по числам Мм оказываются существенно меньшими. При этом опять следует обратить внимание на более существенное изменение положения центра давления по числам Мм для корпуса с малым удлинением. Отметим,
что зависимости су и т1 = /(а) при фиксированных числах Мм для
конических форм корпуса 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 предыдущих случаях, так как аэродинамические характеристики в этом случае зависят от большего числа геометрических параметров. Однако, как показали соответствующие исследования, выводы, сделанные о влиянии удлинения на цилиндрическом и коническом корпусах, качественно оказываются справедливыми и для многоблочных корпусов. Представляет определенный интерес тот факт, что многоблочный
ракеты одноблочной схемы
корпус малого удлинения может иметь при трансзвуковых скоростях существенно меньшее сопротивление, если вся компоновка будет удовлетворять трансзвуковому правилу площадей. Поскольку этот диапазон скоростей полета соответствует плотным слоям атмосферы, выполнение отмеченного условия может иметь определенное практическое значение.
Ниже приводятся некоторые результаты экспериментальных исследований, иллюстрирующие влияние отдельных геометрических параметров на основные аэродинамические характеристики ракеты-носителя с корпусом малого удлинения.
В целях получения данных для возможного проектирования были исследованы аэродинамические характеристики корпусов малого удлинения (X = 3,5), состоящих из носового конуса (01 = 25°), цилиндрического участка различного удлинения (А.ц = 2,5; 1,5; 1,0; 0,5; и 0) и кормового конуса с одинаковым диаметром, но с различными углами конусности (см. рис. 2).
Как видно из графиков на рис. 3, коэффициенты продольной силы для различных вариантов моделей существенно различаются как по величине, так и по характеру изменения по числам М*,. 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 использования внутреннего объема целесообразна компоновка ракеты биконической 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 = 25°) минимальному сопротивлению на единицу объема соответствует угол основной части 02 =6°.
Величина и характер изменения производной с“ по числам Ми также существенно зависят от формы корпуса. Так, например, наличие кормовой юбки существенно уменьшает значение с“, что, правда, является следствием увеличения площади миделя, по которой вычисляется значение су.
Изменение геометрических параметров корпуса значительно меньше влияет на величину /я“, чем на производную с“. В соответствии с изменением с“ и т“ в зависимости от числа Мю потока
изменяется и величина , характеризующая положение центра давления в долях длины модели (относительно ее носка). Как видно из рис. 3, положение центра давления существенно зависит от числа Мю и геометрических параметров модели. Кормовая юбка смещает положение центра давления назад; кроме того, в случае корпуса биконической формы (без цилиндрического участка) наблюдается более плавное и в меньших пределах изменение положения центра давления по числам Мж.
В проектах транспортных космических систем могут рассматриваться компоновки с боковыми блоками. В связи с этим были проведены исследования влияния числа блоков и их формы на основные аэродинамические характеристики ракет с корпусом малого удлинения, имеющим цилиндрическую и коническую форму (см. рис. 2).
Установка боковых блоков (например, на цилиндрическом корпусе, рис. 4) значительно изменяет аэродинамические характеристики ракеты. При этом заметное влияние, в частности, на величину сопротивления оказывает форма носовых частей блоков (рис. 5). Наименьшее влияние на сопротивление оказывают блоки с конической формой носа. В случае расположения носовых частей блоков конической формы в области перехода головной части ракеты в цилиндрическую, т. е. в области пониженного давления, сопротивление модели с блоками оказывается меньше сопротивления изолированного корпуса. Увеличение числа блоков от четырех до восьми не оказывает существенного влияния ни на величину, ни на характер изменения сХо в функции
числа М„.
Рис. 4. Зависимости сх0; су и = /(м.) для моделей ракеты мношблочной схемы
«<£ЕЗ--ф- . -<£=§
ковых блоков на изменение зависимостей сХ(); с“ и тСУ = /(М.)
Сферическая форма носовых частей блоков существенно увеличивает коэффициент продольной силы (см. рис. 5). Исследованиями также было установлено, что увеличение числа блоков малой длины (Я-б =1,5) от четырех до восьми не оказывает существенного влияния на сХ(). Однако увеличение их длины (со сферической формой носа)
еще больше увеличивает коэффициент продольной силы. В этом случае увеличение числа блоков вызывает увеличение с^, особенно интенсивное при больших числах Ми. Это явление, по-видимому, связано с тем обстоятельством, что приближение сферических носовых частей блоков к головной части корпуса вызывает увеличение интерференции зон возмущения центрального корпуса и головных частей блоков.
Характер изменения коэффициента продольной силы модели в зависимости от числа Мм при переходе к сверхзвуковым скоростям и число Мм, при котором величина сХо достигает своего максимального значения, также существенно зависят от формы носовой части блока. Если для модели с блоками, имеющими коническую форму носовых частей, величина сХо достигает максимального значения при
Мда * 1,25 ч-1,7, то при сферической форме носовых частей блоков это происходит при М.,, «2,5. Увеличение длины блоков (со сферическими носовыми частями) сопровождается смещением максимального значения сХо в сторону еще больших чисел М00(М00 >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, установленным на центральном корпусе. Наибольшее приращение с“ дают четыре боковых блока, расположенные плюсобратно. С увеличением числа блоков в исследованных пределах приращение с® от их установки, как правило, уменьшается, 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 величины с“, которая присуща четырем блокам.
При сферической форме носовых частей блоков приращение с“ модели вследствие их установки несколько меньше. При этом и изменение числа блоков от четырех до восьми влияет на величину с® в меньшей мере, чем при конических головных частях блоков. Кроме того, величина приращения с“ от установки блоков сильно зависит от
числа Мте потока. Наибольшее приращение с“ наблюдается на дозвуковых и околозвуковых скоростях. С увеличением числа Мж потока величина приращения с“ падает.
Поскольку установка блоков увеличивает несущую поверхность в основном кормовой части ракеты, увеличение нормальной силы сопровождается увеличением степени статической устойчивости и соответствующим 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 характеристики многоблочных ракет малого удлинения также было исследовано на модели с коническим центральным корпусом (рис. 6). В основном все выводы, сделанные выше о влиянии числа и формы блоков, оказываются качественно справедливыми и для многоблочных компоновок с коническим 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 с® по числам Мм и значительно
меньшее влияние оказывает на положение центра давления.
Изменение коэффициента донного сопротивления в зависимости от числа Мте для различных компоновок моделей ракет с корпусом ма-
°<£=Э--ф- •
Рис. 6. Влияние количества боковых блоков на изменение зависимостей сХ(); с® и = /(мм)
лого удлинения приведено на рис. 7. Следует иметь в виду, что в реальных условиях ракеты с корпусом малого удлинения величина донного сопротивления будет определяться компоновкой соплового аппарата двигателей. Так, например, при периферийном расположении сопл 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.
сх |И Цилиндрический корпус
Рис. 7. Влияние формы центрального корпуса модели ракеты и наличия боковых блоков на изменение зависимости
% = /(м.)
Расположение сопл двигателей по дну ракеты имеет решающее значение и при вертикальной посадке донной части навстречу потоку. Влияние расположения сопл на коэффициент продольной силы в этом случае можно проиллюстрировать результатами исследования взаимодействия сверхзвуковых струй, истекающих из лобовой поверхности кругового конуса с углом при вершине 0 = 120° навстречу сверхзвуковому потоку с числом Мте =4,0 [3]. Если сопла расположены в центральной части донной поверхности (в случае вертикальной посадки она становится лобовой поверхностью), то границы истекающих струй уже при умеренных параметрах вдува могут сливаться и характер течения становится аналогичным случаю единичной центральной струи. В этом случае, как видно из рис. 8, при наличии струй, вытекающих из четырех сопл, центры которых расположены на 40% радиуса дна, происходит уменьшение коэффициента продольной силы в функции коэффициента тяги ст=Т(где Т — тяга струи, д — скоростной напор набегающего потока, 5 — площадь миделя).
При достаточном удалении сопл 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 соплах, центры которых расположены на расстоянии 112% радиуса дна от центра тела, в широком диапазоне значений коэффициента тяги происходит не уменьшение, а возрастание коэффициента продольной силы. При большом количестве сопл, расположенных по периферии и
Рис. 8. Влияние расположения сопл двигателей в донной части ракеты на изменение зависимости
сх = /(^т)
в особенности при кольцевом сопле, следует ожидать еще большего увеличения сопротивления и, следовательно, сокращения скорости при вертикальной посадке донной частью навстречу потоку.
ЛИТЕРАТУРА
1. Проект одноступенчатого носителя ТО фирмы Макдоннелл-Дуглас // Авиационная и ракетная техника, 1991, № 1682.
2. Andrews D., Davis Е. and Bangsund Е. Rocket-powered single-stage-to-oibit vehicles for safe economical access to low earth oibit // IAF-91-204.
3. Жирников Б. Л., Петров К. П. Исследование взаимодействия со встречным потоком струй, вытекающих из лобовой поверхности тела фа-щения // В сб.: Прикладные вопросы аэродинамики летательных аппаратов,—
Киев: Наукова Думка.— 1984.
Рукопись поступила 7/II1994 г.
