Научная статья на тему 'Экспериментальные исследования теплового нагружения элемента головного обтекателя ракеты на атмосферном участке траектории его спуска'

Экспериментальные исследования теплового нагружения элемента головного обтекателя ракеты на атмосферном участке траектории его спуска Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

CC BY
331
73
i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.
Ключевые слова
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА / КОЭФФИЦИЕНТ ТЕПЛООТДАЧИ / ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Иордан Ю.В., Давыдович Д.Ю., Жариков К.И., Дронь М.М.

На примере створок головного обтекателя определены параметры теплового нагружения при движении на атмосферном участке траектории спуска. Использованы методы оценки теплового нагружения на основе аналитического метода. Проведено физическое моделирование в экспериментальной аэродинамической установке на элементе конструкции головного обтекателя, изготовленного из углепластика. Экспериментальные исследования приведены в диапазоне скоростей ниже 10 м/с 70 м/с, что соответствует интервалу высот траектории спуска створок головного обтекателя ниже 10 км. Получены значения коэффициента теплоотдачи при математическом моделировании и при экспериментальном исследовании. Проведён анализ полученных результатов.

i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.

Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Иордан Ю.В., Давыдович Д.Ю., Жариков К.И., Дронь М.М.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.
i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.

Текст научной работы на тему «Экспериментальные исследования теплового нагружения элемента головного обтекателя ракеты на атмосферном участке траектории его спуска»

УДК 533.69:536.24

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО НАГРУЖЕНИЯ ЭЛЕМЕНТА ГОЛОВНОГО ОБТЕКАТЕЛЯ РАКЕТЫ НА АТМОСФЕРНОМ УЧАСТКЕ ТРАЕКТОРИИ ЕГО СПУСКА

Ю. В. Иордан, Д. Ю. Давыдович, К. И. Жариков, М. М. Дронь

Омский государственный технический университет, г. Омск, Россия

DOI: 10.25206/2310-9793-2017-5-2-37-42

Аннотация - На примере створок головного обтекателя определены параметры теплового нагруже-ния при движении на атмосферном участке траектории спуска. Использованы методы оценки теплового нагружения на основе аналитического метода. Проведено физическое моделирование в экспериментальной аэродинамической установке на элементе конструкции головного обтекателя, изготовленного из углепластика. Экспериментальные исследования приведены в диапазоне скоростей ниже 10 м/с - 70 м/с, что соответствует интервалу высот траектории спуска створок головного обтекателя ниже 10 км. Получены значения коэффициента теплоотдачи при математическом моделировании и при экспериментальном исследовании. Проведён анализ полученных результатов.

Ключевые слова: аэродинамическая труба, коэффициент теплоотдачи, головной обтекатель.

I. Введение

При запуске ракет-носителей на активном участке траектории полета от них отделяются отработавшие элементы конструкции (ЭК), такие как ускорители ступеней, головные обтекатели, межступенные отсеки.

Падение отделяющихся частей на поверхность Земли служит источником экономических, экологических и социальных проблем, возникающих при реализации ракетно-космической деятельности. Скорости входа отделяющихся частей в атмосферу существенно различны: от 1 - 2 км/с до 6 - 7 км/с, что приводит к различным воздействиям на окружающую среду: от падения практически целых ЭК, например, створок головных обтекателей до практически полного сгорания ЭК (ускорители вторых и третьих ступеней) в плотных слоях атмосферы.

В настоящее время проблеме разрушения ЭК, возвращающихся из космоса в атмосферу Земли со скоростями 7 км/с, посвящено значительное количество работ, например, [1-2]. Разработанные математические модели предусматривают оценку параметров движения центра масс и вокруг центра масс, теплового нагружения от аэродинамического воздействия и оценки прочности ЭК. Специфика рассматриваемого класса ЭК типа головных обтекателей, заключается в том, что их скорости входа в атмосферу, как правило, не превышают 1.0 км/с и, вследствие их аэродинамических характеристик, скорость движения в плотных слоях атмосферы существенно снижается, достигая величин в несколько десятков м/с, соответственно, аэродинамический нагрев существенно ниже, и ЭК практически без разрушения достигают поверхности Земли, что приводит к необходимости выделения значительных площадей территорий для их районов падения.

II. Постановка задачи

В качестве возможных технологических, схемных и проектно-конструкторских решений по минимизации образования космического мусора на примере ЭК рассматриваемого класса (створки головного обтекателя, межступенные отсеки) предлагается их сжигание на атмосферном участке траектории спуска после отделения от ракеты-носителя путем установки в конструкцию дополнительных источников теплоты, например, пиротехнических составов (ПС), выделяющих необходимое количество теплоты [1-2].

Для оценки необходимого количества теплоты, обеспечивающего сжигание ЭК или его разрушение на мелкие частицы на атмосферном участке траектории спуска, на первом этапе исследований необходимо определить тепловые потоки, обусловленные аэродинамическим нагревом, в том числе и уносом, а также теплотой, поступающей от сжигания ПС.

В статье представлены аналитические и экспериментальные исследования теплового состояния ЭК, изготовленных из полимерных композитных материалов, типа углепластики на основе трёх методических подходов по оценке теплового нагружения: а) на основе сосредоточенной модели (движение материальной точки), б) экспериментальные исследования в аэродинамической трубе. Экспериментальные исследования приведены в диапазоне скоростей до 70 м/с, что соответствует интервалу высот траектории спуска створок головного обтекателя ниже 10 км.

III. Теория

В контексте данной задачи изменение величины теплоты, поступающей за счет аэродинамического воздействия в процессе спуска ЭК, описывается следующим выражением:

С . mdT = dQhr - dQl

dt , (j)

где: с, m, T - теплоемкость, масса и температура ЭК;

QaL = S• q - количество тепла, поступающее к ЭК за счёт аэродинамического нагрева;

q = 0.635 -IQ3

2 -р

\Ро> •d J

ч0.5

•V2862 - плотность набегающего теплового потока;

Qair = Б - да - количество тепла, уносимое набегающим аэродинамическим потоком;

да = а- {йТ — ) - плотность теплового оттока;

Тш - температура набегающего потока (окружающей среды);

а = N4 - X/ й - коэффициент теплоотдачи;

X - коэффициент теплопроводности набегающего потока;

N4 - число Нуссельта [3-6];

й = 4 - Б / П - эквивалентный диаметр ЭК;

П - периметр поверхности ЭК.

Целью экспериментов является определение изменения температуры поверхности ЭК и на их основе расчёт коэффициентов теплоотдачи при аэродинамическом нагружении в экспериментальной аэродинамической установке (ЭАУ).

В состав экспериментального стенда входят: система подготовки воздуха; ЭАУ, измерительный комплекс, запорная и регулирующая аппаратура.

В соответствии с условиями аэродинамического нагружения ЭК на атмосферном участке траектории спуска экспериментальный стенд и входящая в его состав ЭАУ должны реализовать следующие условия:

- скорость потока воздуха в интервале 1 м/с - 460 м/с (1,4 Мах);

- турбулентность потока воздуха Ео = 0,05 - 0,3;

- температура потока воздуха в диапазоне 260 К - 295 К;

- степень сжатия потока е = 0,6 - 0,625;

- влажность потока воздуха не должна превышать 30%;

- углы обдува ЭК 0° - 90°;

- размер камеры для установки ЭК 174 х 50 мм;

- характеристики ЭК: габаритный размеры не должны превышать 40 х 40 х 15 мм;

Измеряемые параметры и точность измерения:

- температура замеряется минимум в трех точка (1 - температура потока вдали от образца; 2 - температура ЭК со стороны набегающего потока; 3 - температура на тыльной стороне ЭК).

На рис. 1 представлен фрагмент ЭАУ. ЭАУ имеет прямоточный тип с закрытой рабочей частью круглого поперечного сечения диаметром 174 мм и длиной 280 мм. Аэродинамический поток к рабочей части обладает средней степенью турбулентности (Ео = 0,1) ввиду отсутствия детурболизирующих сеток для обеспечения более реальных условий при проведении эксперимента.

Степень сжатия потока регулируется путем замены сопел для обеспечения широкого диапазона скоростей потока на входе в рабочую часть при одинаковом начальном давлении.

Установка состоит из рабочей части (поз. 6), выполненной в виде сварной цилиндрической конструкции из стали Сталь 30ХГСА, установленной на постаменте. К стенке рабочей части приварена основная диффузорная часть. С помощью двух винтов (поз. 12) внутри рабочей части установлен штатив (поз. 7) для крепления ЭК (поз. 8) с помощью винтовых прижимов. Сверху на корпусе установлены 4 штуцера (поз. 15) с диаметром 6 мм для установки термопар и замера температуры исследуемого элемента. Для оценки скорости набегающего потока перед ЭК предусмотрена возможность установки в штуцер (поз. 2) датчика скорости. Дополнительно в горизонтальном сечении расположены два штуцера симметрично друг относительно друга. Первый служит для замера давления в рабочей части, второй - для подвода питания от источника питания к нагревательному элементу (поз. 1) в виде пластины с керамическими трубками.

Ответная часть выполнена в виде крышки с конфузором (поз. 9), которая соединяется при помощи болтовых соединений (поз. 10) с рабочей частью. Герметичность обеспечивает уплотнение (поз. 11).

Рабочая часть соединяется с подводящей магистралью и газовым ресивером с помощью трубопроводов для выпрямления потока. После выпрямления потока газ для обдува ЭК проходит через установленный вихревой расходомер «Эмис Вихрь 200».

Между трубопроводом (поз. 3) и рабочей частью устанавливается сменный критический насадок (поз. 4), выполненный из полимерных материалов.

На рис. 2 представлены фотографии рабочей части установки и сопловых насадков с критическим сечением 8 и 20 мм.

Thermocouples for measuring Bement temperature

Рис. 1. Схема рабочей части ЭАУ: 1 - нагревательный элемент; 2 - штуцер для замера скорости; 3 - выпрямитель потока; 4 - сменный критический насадок; 5 - уплотнение; 6 - корпус рабочей части; 7 - штатив; 8 - ЭК; 9 - ответная часть; 10 - крепеж ответной части; 11 - уплотнение ответной части; 12 - крепеж штатива; 13 - штуцер; 14 - колодка питания нагревательного элемента; 15 - штуцера для замера температур

а) б)

Рис. 2. Элементы ЭАУ: а) ЭАУ с системой регистрации измерений; б) сопловые насадки

Методика проведения экспериментов предусматривает следующую последовательность:

- предварительная продувка ресиверов воздухом, вывод возможной влаги из баллонов;

- закачка ресиверов газом до давления до 1,5 МПа;

- установка ЭК на штативе и подсоединение нагревательного элемента (пластина с керамическими стержнями);

- проверка работоспособности, установка, настройка термопар и датчиков скорости;

- проверка фиксации данных по расходу, давлению, скорости и температуре на измерительно -вычислительном комплексе;

- установка крышки и затяжка соединения;

- подключение источника питания к нагревательному элементу;

- проведение непосредственно самих экспериментов

- сохранение и обработка полученных данных после окончания экспериментов, отключение питание от стенда, снятие исследуемого образца, продувка системы и спуск остаточного давления из ресиверов.

В ходе исследования была проведена серия экспериментов, где происходил предварительный нагрев ЭК до установившейся температуры с последующим вводом набегающего потока.

Во всех случаях ЭК в виде квадратной пластины из углепластика с длиной сторон 29 мм на 33 мм, толщиной образца 2 мм и массой 2 гр. устанавливалась вертикально под углом атаки равным 90° на расстоянии 180 мм от критического сечения (рис. 3). С помощью прихватов ЭК крепится к нагревателю по максимальной площади контакта.

Рис. 3. Схема аэродинамического нагружения

Образцы ЭК предварительно нагревались до температуры 423 К на внешней поверхности (600 К со стороны нагревателя) при скорости потока V= 0 м/с. После выхода на установленную температуру на образцы подавался набегающий поток при различных скоростях V: 10 м/с, 30 м/с, 50 м/с, 70 м/с. Снятие измерений температуры производилось в трех точках: в месте натекания потока на ЭК, непосредственно с поверхности нагревателя (т.к. происходит контактный теплообмен можно считать, что температура на тыловой стороне образца равна температуре нагревателя) и в зоне отсутствия ЭК. Эксперимент завершался после установления постоянной температуры на ЭК при натекании потока.

Обработка полученных результатов проводилась с использованием ряда зависимостей, описанных в [7]:

- показания температур пересчитываются в значения избыточной температуры ЛТ, К как разность температур;

- определяются значения 1п(ЛТ) c точностью до третьего знака после запятой;

- строится график 1п(ЛТ)=/(т) в масштабе;

- через точки графика проводится усредняющая линия и по ее наклону определяется темп охлаждения:

m =

ln(ATi) - ln(AT2)

(2)

Т2

- индексы 1 и 2 относятся к любым двум точкам, находящимся на усредняющей прямой. Суммарный коэффициент теплоотдачи определяется из уравнения:

М

ау =— С гш,

^ р 1

(3)

где М^=2,01 кг/м - постоянная образца (с учетом допущения что масса и площадь образца не меняется во время проведения эксперимента); ^ =1470, Дж/(кг-К) - удельная теплоемкость углепластика; т, с-1 - темп охлаждения, определенный по графику.

С учетом постоянства коэффициентов, входящих в (3):

а2 = 49,245 • т . (4)

Среднее значение радиационного коэффициента теплоотдачи определяются по среднему значению температуры за время эксперимента. В качестве температуры окружающей среды принимаем температуру помещения, в итоге имеем:

Т V (Т >

100

4

100

ак = С -^-^, (5)

й Т — Т/

где С=4,762 Вт/(м2К) - коэффициент излучения поверхности пластины (принятая степень черноты для материала 0,84); Т], К - температура среды вдали от пластины; ТК - среднее значение температуры во время проведения опыта;

В конечном итоге коэффициент теплоотдачи можно вычислить:

а = а —ая . (6)

Общая погрешность при определении не превышает ±10%.

IV. Результаты экспериментов При обработке результатов проведенных теоретических и экспериментальных исследований по определению коэффициента теплоотдачи были получены данные, представленные в табл. 1, где приведены значения коэффициента теплоотдачи ат при математическом моделировании и при экспериментальном исследовании аэк.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

ТАБЛИЦА 1

РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

Скорость натекания потока V, [м/с] Начальная температура на поверхностях образца, Т3/Т2 [К]/[К] Время опыта, [с] Темп охлаждения т, [с-1] а, [Вт/м2 •К] ал , [Вт/м2 •К] аэк , [Вт/м2 •К] а , теор ' п. 3 [Вт/м2 •К]

10 600/423 65 0,0277 85,097 10,968 74,129 70,362

30 600/423 65 0,0297 91,241 11,210 80,031 82,361

50 600/423 65 0,0341 104,758 11,613 93,145 98,166

70 600/423 65 0,0383 117,661 11,955 105,706 101,645

В результате серии экспериментов выявлено резкое снижение температуры ЭК в процессе обдува, в зависимости от скорости набегающего потока (рис. 4). Также на рис. 4 представлен график изменения температуры от времени набегания потока, с точки зрения теории, в соответствии с ранее представленной зависимостью (1).

а) б)

Рис. 4. Графики изменения температуры от времени обдува при начальной температуре Т = 423 & а) экспериментальный б) теоретический

V. Обсуждение результатов

Различие коэффициентов теплоотдачи, определённых на основе численного и экспериментального моделирования составляет менее 10 %, что считается приемлемым для теплотехнических оценок.

Представленная сосредоточенная модель обдува различных поверхностей была рассчитана при таких же начальных условиях, что и в случае эксперимента.

Начальные и граничные условия:

- габаритные размеры модели ЭК - 30 х 30 мм;

- масса модели ЭК - 0,002 кг;

- теплоемкость материала модели ЭК - 1470 Дж/кгК;

- набегающий поток - воздух с параметрами: температура 295 К, давление 101325 Па, плотность 1,22 кг/м3; скорости набегающего потока - от 10 м/с до 70 м/с; перпендикулярен плоскости модели ЭК.

Различие в характере изменения значений температур ЭК, представленных на рис. 4, обусловлены принятыми допущениями при разработке сосредоточенной модели:

1) не учтено влияние теплоотдачи от поверхности модели ЭК в виде излучения и теплопроводности;

2) величина плотности теплового потока, входящая в уравнение (1), получена для скоростей М>1. Для величин скоростей М <<1 необходимо вводить дополнительный поправочный коэффициент. Это связано с тем, что процессы теплообмена с набегающим дозвуковым потоком недостаточно изучены.

На последующих этапах исследования эти допущения будут устранены.

VI. Выводы и заключение

1. Проведена постановка теоретических и экспериментальных исследований процессов теплового нагруже-ния ЭК головного обтекателя ракет на атмосферном участке траектории их спуска.

2. Проведены оценки теплового нагружения при аэродинамических притоках и уносах теплоты от ЭК с использованием сосредоточенной и распределённой математических моделей.

3. Разработаны экспериментальный стенд и экспериментальная аэродинамическая установка для исследования теплового режима ЭК от дополнительного источника теплоты и аэродинамического притока и уноса теплоты при скоростях набегающего потока, соответствующего реальным значениям. Получены экспериментальные результаты, близкие к теоретическим, полученным на основе математического моделирования.

Источник финансирования. Благодарности

Авторы выражают благодарность в помощи с подготовкой материалов д.т.н., профессору Трушлякову В.И.

Список литературы

1. Shoemaker M. A., Jozef C. van der Ha, Abe S., Fujita K. Trajectory Estimation of the Hayabusa Spacecraft during Atmospheric Disintegration // Journal of Spacecraft and Rockets. 2013. Vol. 50, no. 2. P. 326-336.

2. Fritsche B., Klinkrad H., Kashkovsky A., Grinberg E. Spacecraft disintegration during uncontrolled atmospheric Re-entry // Acta Astronautica. 2000. Vol. 47, no. 2. P. 513-522.

3. Sparrow Ephraim M., Abraham John P., Tong Jimmy C. K. Archival correlations for average heat transfer coefficients for non-circular and circular cylinders and for spheres in cross-flow // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2004. Vol. 47. Is. 24. P. 5285-5296, http://dx.doi.org/10.1016/jijheatmasstransfer.2004.06.024.

4. Churchill S. W., Bernstein M. A correlating equation for forced convection from gases and liquids to a circular cylinder in crossflow // ASME J. Heat Transfer. 1977. Vol. 99. Р. 300-306.

5. Hadad Y., Jafarpur K. Laminar Forced Convection Heat Transfer From Isothermal Bodies With Unity Aspect Ratio in Coaxial Air Flow // Heat Transfer Engineering. 2012. Vol. 33:3. Р. 245-254. DOI: 10.1080/01457632.2011.562757.

6. Eber G. R. Recent Investigation of Temperature Recovery and Heat Transmission on Cones and Cylinders in Axial Flow in the N.O.L. Aeroballistics Wind Tunnel // Journal of the Aeronautical Sciences. 1952. Vol. 19, no. 1 P. 1-6. http://dx.doi.org/10.2514/8.2139.

7. Звегинцев В. И., Газодинамические установки кратковременного действия. Ч. 1. Установки для научных исследований. Новосибирск: Параллель, 2014. 551 с.

i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.