CC BY
110
Том XXXVI
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 00 5
№ 3 — 4
УДК 629.76.015.3:532.526 629.764
АНАЛИЗ ТЕМПЕРАТУРЫ ТОРМОЖЕНИЯ В ОБЛАСТИ ОТРЫВНОГО ТЕЧЕНИЯ ПЕРЕД БОКОВЫМИ БЛОКАМИ МНОГОБЛОЧНОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА ОСНОВЕ ДАННЫХ ИЗМЕРЕНИЙ В ПОЛЕТЕ
И. И. ИБРАЕВА, А. С. КУДИНОВ, М. Н. ПОЛЯНСКИЙ
Объектом исследования являются параметры отрывного течения, возникающего перед боковыми блоками первой ступени многоблочной ракеты-носителя при выведении в плотных слоях атмосферы в диапазоне чисел М от 1.4 до 10. Первая и вторая ступень соединяются фермой, находящейся в области отрыва потока и оснащённой датчиками температуры среды, температуры конструкции и калориметрами, измеряющими соответствующие параметры в полете. Рассмотрена трансформация структуры отрывного течения по траектории выведения. На основании показаний датчиков выявлено снижение температуры торможения в области отрыва, связанное с наличием толстого пограничного слоя и явления перехода режима течения в пограничном слое из турбулентного в ламинарный. При М > 6 температура торможения в зоне отрыва стремится к температуре поверхности перед точкой отрыва, составляющей 5% от температуры торможения набегающего потока. Правильное использование температуры торможения, определяющей тепловой поток к конструкции, позволит оптимально подобрать теплозащиту.
Явление отрыва пограничного слоя встречается при выведении ракет-носителей (РН) всех существующих типов. Причиной возникновения отрыва пограничного слоя является положительный градиент давления в направлении течения, который создается при натекании потока на какие-либо препятствия. В конструкции РН такими препятствиями могут быть различные надстройки, обтекатели, гаргроты, аэродинамические рули. Наиболее мощная зона отрыва потока образуется перед боковыми блоками в случае многоблочной компоновки РН. Широкие исследования проблемы отрыва сводились в основном к изучению распределения давления и аэродинамических характеристик обтекания тел с отрывными зонами. Недостаточно освещена в литературе проблема теплообмена в области отрыва потока, и очень мало публикаций по измерению температуры газа в этих областях.
В инженерных методиках расчета теплового потока к элементам конструкции в зоне отрыва потока использовался подход, не учитывающий особенности поведения температуры торможения в этой области. В качестве температуры торможения — основной величины, определяющей величину теплового потока, принималось значение Т0х, являющееся максимально возможным, либо уменьшенное на некоторый коэффициент, но даже качественно, как будет показано ниже, не отражающее реальные значения, полученные при летном эксперименте.
В данной статье значения температуры воздуха в зоне отрыва перед боковыми блоками, измеренные термопарными датчиками температуры среды при выведении РН, представляют интерес, поскольку отражают влияние определенных факторов на течение в реальном полете. К этим факторам следует отнести толстый пограничный слой перед точкой отрыва, который образуется на расстоянии от затупления головного обтекателя до точки отрыва, равном 29 м, а
также переход режима течения в пограничном слое из турбулентного в ламинарный при
достижении высот полета 40—45 км вследствие уменьшения плотности воздуха.
Рис. 1. Схема ракеты и ферменного отсека с местами расположения
датчиков
Датчики были установлены на ферме (переходной ферменный отсек), соединяющей первую и вторую ступени многоблочной РН и попадающей в зону отрыва потока перед боковыми блоками (рис. 1). В статье представлены картины течения перед боковыми блоками на разных этапах полета, анализ показаний датчиков температуры и сравнение этих показаний с лабораторными экспериментальными данными.
1. Картина течения перед боковыми блоками. При достижении сверхзвуковой скорости полета перед затуплением бокового блока появляется отошедший скачок уплотнения. Повышенное давление за скачком приводит к тому, что часть газа перетекает внутрь ферменного отсека, вызывая циркуляционное течение. Поскольку избыточное давление в этой зоне невелико, то еще не создается система скачков уплотнения характерная для отрывного течения перед уступом.
При числах М > 1.4 возникает единая кольцевая зона отрыва и система скачков уплотнения, состоящая из головного скачка уплотнения перед затуплением бокового блока и косого скачка уплотнения, вызванного взаимодействием пограничного слоя набегающего потока с циркуляционным течением в зоне отрыва. Формируется IV или ГУа тип интерференции скачков уплотнения с образованием высоконапорной сверхзвуковой струи [5].
Зона отрывного течения при турбулентном режиме в пограничном слое ограничена «жидким» конусом с полууглом раствора 14°, который не зависит от М. Максимальное давление создается в окрестности центральной точки затупления бокового блока. Оно реализуется на линии тока, прошедшей через косую и прямую ножку образовавшегося Я-образного скачка уплотнения (рис. 2). Таким образом, в окрестности центральной точки затупления бокового
Рис. 2. Схема и теневая фотография течения при турбулентном режиме
блока образуется точка растекания. При этом часть газа проходит над боковым блоком и не попадает в отсек, другая часть газа, образуя высоконапорную струю, попадает на поверхность центрального блока вблизи задней кромки отсека.
При полете ракеты на высотах более 40 км происходит переход режима течения в пограничном слое на поверхности ракеты из турбулентного в ламинарный. Отрыв пограничного слоя, вызванный наличием боковых блоков на первой ступени, происходит намного раньше, и длина зоны отрыва увеличивается. Как показывают эксперименты, отрыв потока может начинаться
в окрестности затупления головной части ракеты.
Система скачков уплотнения и механизм отрыва потока такой же, как и в турбулентном случае. Наблюдается Я-образная система скачков уплотнения, весь газ, поступающий в зону циркуляционного течения, проходит через линию М = 1 между обтекателем бокового блока и отошедшей ударной волной. Различие заключается в том, что отрывная зона в ламинарном случае ограничена «жидким» конусом с полууглом раствора 4° и имеет значительно бэ льшую длину, чем в случае турбулентного пограничного слоя. В зоне возвратного течения при ламинарном режиме в силу особенностей компоновки ракеты возникает ряд небольших вихрей. Таким образом, создается ситуация, когда внутренняя поверхность фермы омывается газом более интенсивно,
а внешняя поверхность стержней и перекрестий фермы находится в донной области. Это подтверждается и показаниями калориметров: при переходе режима течения на ламинарные датчики, обращенные тепловоспринимающей поверхностью внутрь отсека, фиксируют бо льший тепловой поток, чем внешние.
Для определения газодинамических параметров в отрывной зоне было сделано предположение, что весь газ, поступающий в отсек, проходит через звуковую линию (М=1), расположенную между сферическим затуплением бокового блока и отошедшим скачком уплотнения. Исходя из этого предположения, можно рассчитать средний расход и давление торможения на звуковой линии.
2. Анализ температуры газа в переходном отсеке на основе показаний датчиков температуры среды. Большой интерес представляет исследование величины температуры торможения газа, циркулирующего в области отрыва. В статье [8] на основании уравнения баланса энергии через разделяющую линию тока была получена зависимость для энтальпии торможения
в донной области на ламинарном режиме и проведено сравнение с экспериментами в донной области за конусом. В работе [9] приведены эмпирические зависимости для определения температуры торможения на разделяющей линии тока при отрыве потока на осесимметричной выемке
с учетом толщины пограничного слоя перед точкой отрыва.
На рис. 3 представлены температура торможения по траектории полета 1, показания датчиков температуры среды 2 по траектории полета, измеренная в наземных испытаниях температура в области отрыва перед боковыми блоками 4 и предложенная на основании экспериментальных исследований температура торможения в отсеке 5.
Датчик температуры среды, зафиксировавший максимальную температуру (индекс Т45) находился в районе натекания высоконапорной струйки газа из точки растекания, по его показаниям с учетом тепловых потерь была определена температура торможения в области отрыва. Она оказалась незначительно отличающейся от показаний датчика и в дальнейшем принималась как некоторая максимальная температура торможения циркуляционного течения в отсеке и обозначалась Тт .
На основании наземных экспериментов температура торможения в области отрыва принималась равной среднему арифметическому между температурой торможения набегающего потока Т0х и температурой газа в осесимметричной выемке (без боковых блоков) Тг:
То =
Т Оно + Т 2
(1)
По траектории полета на участке А реализуется турбулентный режим обтекания, на участке В происходит переход от турбулентного режима обтекания к ламинарному в следствии уменьшения плотности с увеличением высоты полета. И на участке С сохраняется ламинарный режим.
Из рис. 3 видна разница между температурой торможения набегающего потока и температурой торможения в области отрыва, зафиксированной датчиком. Следует отметить, что к моменту отрыва перед боковыми блоками пограничный слой достаточно толстый, чем, с учетом выше сказанного, объясняется разница между кривыми 1 и 2 на участке А.
На участке В происходит переход режима течения в пограничном слое из турбулентного в ламинарный. Ламинарный пограничный слой отрывается раньше. Температура торможения в области отрыва с ростом толщины пограничного слоя начинает снижаться и асимптотически стремится к температуре стенки перед точкой отрыва, показанной кривой 3.
При ламинарном отрыве в отсек попадают пристеночные линии тока, где газ имеет небольшую скорость и температуру, соответствующую температуре стенки. При числах М>6 температура торможения в зоне отрыва соответствует температуре поверхности перед отсеком и составляет 5% от Т0аа.
В область возвратно-циркуляционного течения попадают линии тока, лежащие ниже разделяющей линии тока РЛТ. На этих линиях тока газ имеет температуру торможения Т0)х, отличающуюся от Т00х; максимально возможной температурой торможения в области смешения
Рис. 4. К
отрыва
будет температура торможения на РЛТ. На рис. 4 показан профиль температуры торможения в области смешения. Пограничный слой 1 отрывается в точке S, при этом появляется система скачков уплотнения 5. Линии тока в пограничном слое, находящиеся выше РЛТ, проходят вверх по потоку (область 3) и не вовлекаются в область возвратного течения. Линии тока, расположенные ниже РЛТ, попадают в циркуляционную область 4.
По температуре торможения в отсеке подобраны корреляционные зависимости Т0^ от числа М и определяющего числа Яе. Эти зависимости имеют вид (2) для турбулентного режима и вид (3) для ламинарного:
Тт Та
0.3
0^ Т0Ю = 0.00285М К Є ) ,
Тох/Т0«, = 0.003339М Яе )0'3
(2)
(3)
1.00 0.90 0 80 0 70
я 0 60
е-?
> 0 50 ■*» 0.30 0 20 0 10 0.00
м
9 14 612
495
44
4 1
3.74 3 12
2.57
1.61
Лыки |рНЫЙ ПС ■раннчш й 1 Турбу зентный ограним ШИ.СПМ! 5»-
7^
/Ґ,
/ М А * 'С
о
Ґ ' V О Дон - Рас*, 1г нал область зі конусом ет по [8] осесимм ет по корреляционньш зависимостям
* -
—О—Рас*
0 10
0.20
0 30
0 40
0.50 0.60
0 70
0.80
0.90
1 09
Рис. 5. Температура торможения в области отрыва
На рис. 5 показано сравнение температуры в области отрыва потока перед боковыми блоками с температурой газа в донной области конуса с углом раствора 10°, экспериментально полученной в работе [8] при М = 11.8 и ламинарном режиме течения. Результаты показаны в виде зависимости Тотр /Т0« от Т№/Т0<х , где Тотр — температура торможения в области отрыва, Т№ —
температура поверхности перед точкой отрыва. На верхней оси отложены числа Маха по траектории. Температура поверхности корпуса ракеты перед переходным отсеком определялась расчетом. При М>4.4 начинается ламинарный режим обтекания ракеты. Из графика для двух траекторий видно удовлетворительное согласование температуры торможения в области отрыва перед боковыми блоками с температурой газа за донным срезом конуса, несмотря на то, что эти данные соответствуют различным числам М и различным типам отрыва потока: один — перед препятствием, другой — за уступом.
Выводы. На основе показаний датчиков, расположенных в области отрыва перед боковыми блоками РН, по траектории полета получено значение температуры торможения в отрывной зоне, имеющей максимум в точке перехода режима течения в пограничном слое из турбулентного в ламинарный. При М>6 температура торможения в зоне отрыва стремится к температуре поверхности перед точкой отрыва, составляющей 5% от температуры торможения набегающего потока.
Полученные данные служат основой разработки метода расчета теплового потока к элементам конструкции, расположенным в областях с отрывной структурой течения на поверхности РН, который позволит выбрать оптимальную теплозащиту.
ЛИТЕРАТУРА
1. Чжен П. Отрывные течения. Т. 1—3. — М.: Мир. — 1972.
2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. — М.: Наука. — 1969.
3. Калугин В. Т. Турбулентные отрывные течения. — М.: Изд. МГТУ им. Н. Э. Баумана. — 2000.
4. Краснов Н. Ф. Аэродинамика отрывных течений. — М.: Высшая школа. — 1988.
5. Боровой В. Я. Течение газа и теплообмен в зонах взаимодействия ударных волн с пограничным слоем. — M.: Машиностроение. — 1983.
6. Hains F. D., Keyes J. W. Shock interference heating in hypersonic flows. — AIAA J. — 1972. Vol. 10, N 11.
7. Эдни Б. Е. Теплообмен на затупленном теле, сталкивающемся со скачком уплотнения // Ракетная техника и космонавтика. — 1968. Т. 6, № 1.
8. Мурзинов И. И. К определению энтальпии в застойных областях течения // МЖГ. — 1970. № 3.
9. Ром Ж., Зегайнер А. Теплоотдача от высокоэнтальпийного ламинарного сверхзвукового потока к двумерному уступу по результатам исследований в ударной трубе // Ракетная техника и космонавтика. — 1964. № 2.
Рукопись поступила 10/II2004 г.
