CC BY
34УДК 629.78.015.016.7:519.8
компьютерное моделирование течения и относительного движения возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнера в процессе их разделения на участке спуска
© 2015 г. Аксенов A.A.1, дядькин A.A.2, москалев и.в.1, петров н.К.2, Симакова т.в.2
1 Инжиниринговая компания «ТЕСИС» («ТЕСИС») Ул. Юннатов, 18, г. Москва, Российская Федерация, 127083, e-mail: info@tesis.com.ru
2 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
Рассмотрено совместное решение задачи определения аэродинамических характеристик и относительного движения возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнера при их разделении, выполненное инжиниринговой компанией «ТЕСИС» и РКК «Энергия» с использованием компьютерного (математического) моделирования на базе программного комплекса FlowVision. Задача решалась применительно к возвращаемому аппарату перспективного транспортного корабля, разрабатываемому РКК «Энергия». Исследовано влияние на процесс разделения начальных значений кинематических параметров возвращаемого аппарата (скорость и высота полета, углы атаки и крена, угловые скорости), усилий толкателей крышки, фала вытяжного парашюта и других факторов. Выявлены критические значения параметров, при которых возможны соударения возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнера. Даны рекомендации по выбору оптимальных размеров и структуры расчетной сетки, а также шага интегрирования по времени для получения удовлетворительной сходимости при решении задач подобного рода. Для отдельных исследованных режимов представлены зависимости изменения по времени коэффициентов аэродинамических сил и моментов возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнера, изменения относительных координат центра масс крышки люка в процессе разделения и ее кинограммы движения, позволяющие проследить влияние на траекторию движения начальных значений варьируемых параметров. Установлено, что неустойчивость течения около возвращаемого аппарата, характерная для этих режимов обтекания (М^~0,6...0,8; а = 10...30°), и возникающая при этом асимметрия течения, а также начальная угловая скорость вращения аппарата вокруг продольной оси обусловливают появление поперечной силы, моментов крена и рыскания и, как следствие, пространственное движение крышки люка парашютного контейнера с выходом траектории ее движения из плоскости угла атаки возвращаемого аппарата.
Ключевые слова: разделение, возвращаемый аппарат, аэродинамические характеристики, динамика движения, траектории.
computer simulation of the flow and the relative motion of the reentry vehicle and the parachute compartment hatch cover in the course of their separation during descent
Aksenov A.A.1, Dyadkin A.A.2, Moskalev I.V1, petrov N.K.2, Simakova T.V. 2
1 Engineering Company TESIS (TESIS) 18 Yunnatov street, Moscow, 127083, Russian Federation, e-mail: info@tesis.com.ru
2 S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
The paper addresses the simultaneous solution of the problems of determining aerodynamic properties and relative motion of the re-entry vehicle and the parachute container hatch door during their separation, performed by TESIS and RSC Energia using computer (math) simulations based on the FlowVision software package. The problem was solved in connection with the reentry vehicle of the advanced transportation vehicle that is under development by the RSC Energia. Studied was the effect on the separation process of the initial values of kinematic parameters of the reentry vehicle (flight velocity and altitude, angle of attack and roll, angular rates), forces of the cover pushers, drogue parachute lanyard and other factors. Critical parameter values were identified at which collisions are possible between the reentry vehicle and the parachute container hatch cover. Recommendations are provided for sizing and selecting the best structure of the computational grid, as well as the time integration step required for obtaining a satisfactory convergence when solving this kind of problems. Provided for some of the regimes that have been studied are time profiles for coefficients of aerodynamic forces and moments of the reentry vehicle and the parachute container hatch cover, relative coordinates of the center of mass of the hatch cover in the course of separation and its motion record, allowing to trace back the effects of the initial values of the variable parameters on the motion trajectory. It was established that instability of motion in the vicinity of the reentry vehicle, characteristic of these regimes of flow (M^ ~ 0.6...0.8; a = 10...30°), and the asymmetry of flow that is produced in the process, as well as the initial angular rate of the spacecraft about its long axis produce a lateral force, roll and yaw moments and, as a result, spatial motion of the parachute container hatch cover with the motion trajectory leaving the plane of the angle of attack of the reentry vehicle.
Key words: separation, re-entry vehicle, aerodynamic characteristics, motion dynamics, trajectories
АКСЕНОВ A.A.
ДЯДЬКИН A.A.
МОСКАЛЕВ И.В.
ПЕТРОВ Н.К.
СИМАКОВА Т.В.
АКСЕНОв Андрей Александрович — кандидат физико-математических наук, технический директор «ТЕСИС», e-mail: andrey@tesis.com.ru
AKSENOV Andrey Alexandrovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Chief Technical Officer at TESIS, e-mail: andrey@tesis.com.ru
ДЯДьКИН Анатолий Александрович — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru
DYADKIN Anatoly Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru
МОСКАЛЕВ Игорь Владимирович — кандидат технических наук, инженер «ТЕСИС», e-mail: miv@flowvision.ru
MOSKALEV Igor Vladimirovich — Candidate of Science (Engineering), Engineer at TESIS, e-mail: miv@flowvision.ru
ПЕТРОВ Николай Константинович (16.09.1945 г. - 16.02.2015 г.) — доктор технических наук PETROV Nikolay Konstantinovich (16.09.1945 г. - 16.02.2015 г.) — Doctor of Science (Engineering)
СИМАКОВА Татьяна Владимировна — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: tatiana.simakova@rsce.ru
SIMAKOVA Tatiana Vladimirovna — Software engineer at RSC Energia, e-mail: tatiana.simakova@rsce.ru
введение
Исследования аэродинамических характеристик и динамики движения разделяющихся объектов являются чрезвычайно трудоемкими, требуют больших затрат машинного времени при математическом (компьютерном) моделировании процессов разделения, финансовых и временных затрат при подготовке и проведении модельных экспериментальных исследований в аэродинамических трубах.
К числу таких исследований относятся: исследования отделения от ракет-носителей на участке выведения отработавших ракетных блоков, створок головных обтекателей, навесных полезных грузов в аварийных ситуациях, головных блоков аварийного спасения пилотируемых кораблей, крышек люков парашютных контейнеров (КЛПК) возвращаемых аппаратов (ВА) на участке спуска и др. Задачи разделения решаются, как правило, в широком диапазоне изменения углов атаки, высот и скоростей полета (чисел Маха) от малых дозвуковых до гиперзвуковых.
в статье рассматривается решение частной задачи отделения КЛПК от В А перспективного транспортного корабля (ПТК) на участке возвращения, проектируемого РКК «Энергия». Задача решалась в диапазоне чисел Маха 0,6...0,8 и высот полета 6,0...8,0 км.
Для разрабатываемого корабля выбрана парашютно-реактивная система торможения и посадки ВА. На заданных высотах осуществляется отстрел КЛПК от В А с помощью толкателей. Крышка люка связана фалом с куполом вытяжного парашюта. Под действием аэродинамических сил и импульса толкателей происходит ввод вытяжного парашюта, а затем и основного многокупольного.
Важным моментом в реализации ввода парашютов является обеспечение безударного отделения КЛПК от ВА в условиях внешних воздействий.
постановка задачи
Традиционно задачи разделения решаются в два этапа. На первом этапе определяются в параметрической форме аэродинамические характеристики разделяющихся объектов при их различном относительном положении в потребных диапазонах изменения чисел Маха (Мм), углов атаки (ап) и крена (фп), высот полета [1]. Как правило, объем информации составляет сотни гигабайт. На втором этапе с использованием банков аэродинамических характеристик исследуются процессы разделения с вариацией начальных данных. По такой схеме проводились исследования отделения КЛПК спускаемого аппарата «Союз», отделения орбитального корабля «Буран» от ракеты-носителя «Энергия» в аварийных ситуациях.
До сих пор аэродинамические характеристики разделяющихся объектов определяются, в основном, экспериментально на моделях в аэродинамических трубах. Для реализации различных относительных положений моделей разделяющихся объектов в процессе одного запуска трубы используются автоматизированные стенды с дистанционным управлением. Даже в этом случае требуются чрезвычайно большие временные и финансовые затраты на подготовку и проведение эксперимента.
При раздельном определении аэродинамических характеристик и расчете динамики движения не удается смоделировать и учесть влияние на процесс разделения целого ряда факторов.
Появление современных программных комплексов (ПК) расчета течения вязкой сжимаемой жидкости и мощных вычислительных средств (суперкомпьютеров) позволяет реализовать совместное решение задач аэродинамики и динамики движения разделяющихся объектов с учетом интерференции между ними. Использование такого подхода позволяет оперативно исследовать влияние на процесс разделения изменения начальных данных по кинематическим параметрам движущихся объектов (скоростей —
чисел Маха, угловых скоростей, углов атаки и крена), а также факторов, трудно воспроизводимых в модельных, а зачастую и в натурных испытаниях. Кроме того, отпадает необходимость раздельного определения статических и демпфирующих моментов, так как в расчетах непосредственно определяются составляющие моментов, обусловленные угловыми скоростями вращения разделяющихся объектов.
Возможность исследования влияния на процессы разделения изменения начальных данных и действующих возмущений, а также их сочетаний, позволяет проводить статистический анализ и оценивать вероятности тех или иных событий, в частности, соударений.
метод решения. программное обеспечение
Для совместного решения задач определения аэродинамических характеристик и исследования динамики относительного движения разделяющихся объектов необходимо наличие ПК, обеспечивающего:
• адекватность расчетных аэродинамических характеристик экспериментальным (фактическим) в широком диапазоне изменения чисел Маха, углов атаки и высот полета;
• автоматическую генерацию расчетных сеток и их перестроение в процессе изменения относительного положения разделяющихся объектов с учетом интерференции между ними;
• высокое быстродействие с целью получения результатов при минимальных затратах машинного времени.
Проведенный анализ показал, что наиболее приемлемым для решения таких задач является ПК FlowVision [2]. Он удовлетворяет перечисленным выше требованиям, обеспечивает автоматическую генерацию сеток, алгоритмы параллельного счета позволяют использовать для расчетов суперкомпьютеры типа «Ломоносов» и минимизировать время счета. Проведенные многочисленные тестовые расчеты аэродинамических характеристик тел самой различной конфигурации подтвердили адекватность получаемых аэродинамических характеристик экспериментальным данным [3, 4].
В ПК FlowVision моделируется течение вязкой сжимаемой жидкости с использованием уравнений Навье-Стокса и различных моделей турбулентности, включая ¿-в, &-ю и др.
исходные данные для анализа. варьируемые параметры
Исследования выполнены для ВА и КЛПК, форма которых представлена на рис. 1.
Рис. 1. Поле скоростей потока (м/с) вблизи крышки люка парашютного контейнера
Расчеты аэродинамических характеристик проведены с использованием связанных систем координат ОXYZ и О1X1Y1Z1 для ВА и КЛПК, соответственно. Ориентация аппарата относительно набегающего потока задается с использованием системы координат О^^К^, связанной с пространственным углом атаки ап. При аэродинамическом угле крена фп = 0 поток воздействует на ВА со стороны КЛПК (рис. 2, полуплоскость I).
В расчетах коэффициентов аэродинамических сил — продольной С, нормальной С , поперечной С, и моментов т% (момент крена), ту (момент рыскания), тг (момент тангажа) ВА и КЛПК использована характерная площадь 5, равная площади миделя аппарата, и характерная длина Ь, равная длине корпуса аппарата. Коэффициенты моментов определены относительно центров масс ВА и КЛПК, соответственно.Траектории движения центра масс КЛПК приводятся в системе координат ОXYZ ВА. В соответствии с ГОСТ 20058-2011 сила X считается положительной, если направлена против положительного направления оси ОХ связанной системы координат.
Расчетные случаи и варьируемые в исследованиях параметры приведены в табл. 1, где — число Маха набегающего потока; ап — пространственный угол атаки с учетом возмущений Дап, °; аб — балансировочный угол атаки ВА на момент начала разделения, °; Фп — аэродинамический угол крена, °; Н — высота полета ВА, м; &х, ® , а2 — угловые скорости вращения относительно осей связанных систем координат, °/с; У01 — начальная скорость движения КЛПК при разделении, создаваемая толкателями, м/с; С — аэродинамическая сила, действующая на фал (определяется в процессе расчета), кгс.
Дополнительно исследовано влияние на процесс разделения начального давления в парашютном контейнере.
I
Рис. 2. Геометрия возвращаемого аппарата и положение крышки люка парашютного контейнера
Таблица 1
расчетные случаи
№ М^ ап, ° Фп, ° Н, м ^ °/с Скорость V КЛПК от толкателей, м/с Усилия С строП, кгс Избыточное давление в Парашютном контейнере, кгс/см2
1 2 3 0,6 аб = 13° Аап = +30° АаП = -30° 0 6 000 0 5 С1 0,55
4 5 6 0,6 аб = 13° Аап = +30° АаП = -30° 0 6 000 60 5 С1 0,55
7 8 9 0,6 аб = 13° Аап = +30° АаП = -30° 60 6 000 0 5 С1 0,55
10 11 12 0,6 аб = 13° Аап = +30° АаП = -30° 60 6 000 60 5 С1 0,55
13 14 15 0,6 аб = 13° Аап = +30° АаП = -30° 0 6 000 0 15 С2 0,55
16 17 18 0,8 аб = 16° Аап = +30° АаП = -30° 0 6 000 0 5 С1 0,67
19 20 21 0,8 аб = 16° АаП = +30° АаП = -30° 0 6 000 60 5 С1 0,67
22 23 24 0,8 аб = 16° АаП = +30° АаП = -30° 60 6 000 0 5 С1 0,67
25 26 27 0,8 аб = 16° АаП = +30° АаП = -30° 60 6 000 60 5 С1 0,67
28 29 30 0,8 аб = 16° АаП = +30° АаП = -30° 0 6 000 0 15 С2 0,67
Примечание. <ву = <вг = 0; КЛПК — крышка люка парашютного контейнера.
расчетная область. расчетные сетки
Используемая в исследованиях расчетная область представлена на рис. 3 и 8. Она представляет собой куб со стороной, равной 80 м, что составляет ~18Лм, где Ом — диаметр миделя ВА. Центр глобальной системы координат расположен в центре куба.
Рис. 3. Расчетная область и положение возвращаемого аппарата в ней: 1 — глобальная система координат; 2 — крышка люка парашютного контейнера в момент времени ^
Каждое подвижное тело имеет собственную систему координат (см. рис. 2), в которой задаются массово-инерционные характеристики рассматриваемых объектов и положения центров масс.
Проведению расчетов предшествовали исследования по выбору оптимальной расчетной сетки, шага интегрирования по времени. Выбранная для серийных расчетов сетка показана на рис. 4 и состоит из начальной равномерной по всем направлениям сетки с характерным размером ячейки 0,25 м (0,057Лм) и количеством ячеек 890 000, сетки адаптации первого уровня в объеме окружающей сферы диаметром 16 м (3,6Лм), сетки адаптации третьего уровня вокруг ВА и сетки адаптации третьего уровня в 16 слоев у поверхности КЛПК.
Суммарная базовая расчетная сетка насчитывала 2 750 000 ячеек.
При анализе сходимости по сетке рассмотрены:
• влияние на аэродинамические характеристики неоднородности течения в зазоре между ВА и КЛПК путем дополнительной адаптации сетки в этой зоне с увеличением числа ячеек до 2 790 000;
• влияние дополнительной адаптации и увеличения числа слоев до 32 вблизи КЛПК с доведением общего числа ячеек до 5 700 000.
Рис. 4. Расчетная сетка базового варианта: 1 — начальная сетка; 2 — адаптация до 1-го уровня в объеме окружающей сферы; 3 — адаптация 3-го уровня вокруг возвращаемого аппарата; 4 — адаптация 3-го уровня в 16 слоев по поверхности крышки люка парашютного контейнера
Исследования показали, что дополнительная адаптация расчетной сетки по сравнению с базовой дает изменения аэродинамических сил и моментов, действующих на КЛПК, в пределах 1,5...2,5%, что несущественно при решении данной задачи, но значительно увеличивает затраты машинного времени.
Аналогичные исследования выполнены по выбору оптимального шага интегрирования по времени с целью сокращения длительности расчетов при сохранении приемлемой погрешности определения аэродинамических характеристик и параметров траектории движения КЛПК. Изменение шага интегрирования, определяемого (характеризуемого) числом Куранта-Фридриха-Леви (КФЛ), в диапазоне 1. 50 дает ошибку в определении сил и моментов КЛПК в пределах 3.5%. Влияние шага интегрирования по времени на траекторию движения КЛПК для расчетного случая 1 (см. табл. 1) показано на рис. 5-7. По результатам проведенного анализа рекомендовано на начальном участке движения КЛПК использовать малый шаг интегрирования (КЛФ от 1 до 10), а на последующем участке — увеличенный шаг (КФЛ от 10 до 25).
При исследовании аэродинамических характеристик и относительного движения возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнер используются граничные условия, показанные в табл. 2 и на рис. 8.
Рис. 5. Положение крышки люка парашютного контейнера в пространстве в момент времени t = 2,5 с при шаге: ■ — 5 КФЛ; ■ — 10 КФЛ; ■ — 25 КФЛ;
Примечание. КФЛ — число Куранта-Фридриха-Леви.
,У
X z
Начальное положение
Рис. 6. Положение крышки люка парашютного контейнера в пространстве в момент времени t = 2,75 с при шаге: ■ — 5 КФЛ; ■ — 10 КФЛ; ■ — 25 КФЛ
Примечание. КФЛ — число Куранта-Фридриха-Леви.
Начальное положение
К] г
Рис. 7. Положение крышки люка парашютного контейнера в пространстве в момент времени t = 3 с при шаге: ■ — 5 КФЛ; ■ — 10 КФЛ; ■ — 25 КФЛ
Примечание. КФЛ — число Куранта-Фридриха-Леви.
Таблица 2
граничные условия
Переменные Тип граничного условия во FlowVision
Граничное условие 1 — «Неотражающее» (на границах расчетной области)
Скорость Скорость на бесконечности (Риман), V = -193 м/с
Турб. энергия Пульсации равны 0
Турб. диссиПация Масштаб турбулентности равен 0
Граничное условие 2 — «Стенка» (возвращаемый аппарат)
Скорость Логарифмический закон
Турб. энергия Значение в ячейке рядом со стенкой
Турб. диссиПация Значение в ячейке рядом со стенкой
Граничное условие 3 — «Стенка» (крышка люка парашютного контейнера)
Скорость Логарифмический закон
Турб. энергия Значение в ячейке рядом со стенкой
Турб. диссиПация Значение в ячейке рядом со стенкой
Рис. 8.1раничные условия: ГУ1 — «Неотражающие» (на границах расчетной области, скорость на бесконечности Vx = -193 м/с; ГУ2 — «Стенка» (по поверхности возвращаемого аппарата); ГУ3 — «Стенка» (по поверхности крышки люка парашютного контейнера)
В расчетных случаях 4-6, 10-12, 19-21 и 25-27 При <х = 60 °/с ВА равномерно вращается вокруг Продольной оси ОХ. Это Приводит к тому, что крышка Приобретает линейную скорость, наПравленную по касательной к образующей корПуса. Так как корПус имеет
коническую форму, линейные скорости КЛПК (У{, У2, V ) на участках, находящихся на разных расстояниях от оси вращения ВА (г1, г2, гцм) и от центра масс КЛПК (й1, ¿2), различны. В результате в момент разрыва связей с корпусом ВА крышка приобретает начальную угловую скорость вращения вокруг своего центра масс. (рис. 9).
Рис. 9. Скорости крышки люка парашютного контейнера (КЛПК), вызванные вращением возвращаемого аппарата (ВА): 1 — ось симметрии ВА, совпадающая с осью ОХ связанной системы координат ВА; 2 — ось вращения ВА, проходящая через центр масс ВА; ЦМ — центр масс
Расчеты течения около ВА без вращения и с вращением показали, что заданная угловая скорость практически не влияет на его структуру и параметры. Поэтому влияние вращения можно свести к дополнительной поступательной и вращательной скоростям центра масс КЛПК в момент начала процесса разделения.
Различные подходы к заданию начального движения КЛПК (в виде начальной скорости или в виде усилий толкателей) показали, что наиболее близким к реальному является задание равнодействующей силы толкателей, приложенной к центру масс крышки. Влияние начальной скорости отстрела реализовано вариацией усилий толкателей в диапазоне 7 560...68 000 кгс, соответствующем диапазону скоростей КЛПК 5,0.15 м/с.
Влияние фала на процесс разделения оценивалось приближенно в виде аэродинамической силы, приложенной к точке крепления фала, совпадающей с центром масс КЛПК. Значение аэродинамической силы, действующей на фал, зависит от расстояния между КЛПК и В А и оценивается по следующей формуле:
Рф = Cxsin2аqS, где Сх = 2 — коэффициент сопротивления цилиндра бесконечной длины в поперечном потоке; а — угол атаки фала (угол между вектором местной скорости и фалом), °; q — скоростной напор набегающего потока, кгс/м2; S = ¿¡(Ь) -площадь фала в плане, м2; й — эквивалентный диаметр фала, м; ¡(Ь) — длина фала, зависящая от времени, м.
Анализ результатов расчетов
Расчеты проведены на компьютере типа «Ломоносов». Среднее время расчета одного варианта составило 72 ч.
Результаты расчетов представлены в виде зависимостей от времени аэродинамических коэффициентов С , С , С, т, т, т ВА и КЛПК,
^ ^ ^ X у 2 X у 2 '
скорости и координат центра масс КЛПК относительно ВА, а также кинограмм относительного движения разделяющихся объектов. Отдельные результаты расчетов демонстрируются на рис. 10-20 на примере расчетных случаев 16, 17, 18.
Сх.
0,05
-0,05
-0,10
-0,15
А „ / \
1 о i \ t vi
X л У 0 А и fi'
г* \/ V V
V/ V
Рис. 10. Коэффициент аэродинамической продольной силы крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
Рис. 11. Коэффициент аэродинамической нормальной силы крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
Рис. 12. Коэффициент аэродинамической поперечной силы крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
171
X
0,005 0
-0,005 -0,010 -0,015 -0,020
0
0 ¿Уо \зУ)
Рис. 13. Коэффициент аэродинамического момента крена крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
Рис. 14. Коэффициент аэродинамического момента рыскания крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
Рис. 15. Коэффициент аэродинамического момента тангажа крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
о о
дз
дз
о.
н =
<и
я
с« н с«
я
Ч О. О
о
и
о о
дз
с« &
н =
<и
я
с« н с«
я
Ч О. О
о
и
10 0 -10 -20 -30 -40 -50 -60
10 0 -10 -20 -30 -40 -50
5 0 6 0 7 0, 8 £,
\
\ \
\
а)
0, 1 0 2 0 5 0 6 0, 7 0, -» 5 Ь, с
б)
в)
Рис. 16. Координаты центра масс крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8: ■ — Х; ■ — У; ■ — Z; а — а = 16°;
б — ап = 46°
: -14°
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 £,с
Рис. 17. Скорость движения центра масс крышки люка парашютного контейнера при М^ = 0,8 при углах атаки возвращаемого аппарата а : ■ — 16°; ■ — 46°; ■--14°
в — а
£ = 0,05с
£ = о,Ю7с
О
£ = 0,412с
Рис. 18. Положения крышки люка парашютного контейнера в процессе отделения в различные моменты времени t при М = 0,8; а = 16°
£ = 0,17с
£=0,241 с
£ = 0,3 с
£=0,348 с
£ = 0,456 с
Рис. 19. Положения крышки люка парашютного контейнера в процессе отделения в различные моменты времени t при М = 0,8; а = 46°
Рис. 20. Положения крышки люка парашютного контейнера в процессе отделения в различные моменты времени t при М^ = 0,8; а = -14°
Анализ результатов выявил следующее:
• определяющее влияние на процесс разделения оказывает начальный угол атаки ВА, равный ап = аб + Да;
• изменение по времени аэродинамических характеристик КЛПК имеет знакопеременный периодический характер в силу вращения крышки;
• неустойчивость и асимметрия течения около вА, получаемые в расчетах на рассматриваемых режимах течения = 0,6 и 0,8; ап ^ 0) обусловливают появление поперечной силы, моментов рыскания и крена, действующих на КЛПК, в результате чего крышка начинает совершать пространственное движение с выходом из плоскости угла атаки.
• с ростом времени и расстояния между ВА и КЛПК нарастают колебания (биения) значений коэффициентов, обусловленные турбулентностью и неустойчивостью течения в следе за ВА (см. рис. 10-15, Ь > 0,5 с);
• интерференция между разделяющимися В А и КЛПК (см. рис. 1) оказывает слабое влияние на суммарные аэродинамические характеристики ВА;
• скорость относительного движения КЛПК около ВА может достигать 40.50 м/с и нарастает с увеличением числа Маха прежде всего из-за увеличения скоростного напора с 1 220 кгс/см2 при = 0,6 до 1 620 кгс/см2 при = 0,8;
• демпфирующие моменты (т^1, т™у1, т™21), действующие на КЛПК, уменьшают амплитуды изменения аэродинамических характеристик по времени движения;
• время нахождения КЛПК в непосредственной близости от ВА не превышает 0,3-0,4 с для всех рассматриваемых случаев;
• увеличение усилий толкателей с 7 560 до 68 000 кгс при заданных начальных условиях оказывает слабое влияние на процесс разделения и не исключает соударения КЛПК и ВА как при а = 43°; ф = 0; М = 0,6, так и при ап = 46°; ф = 0; = 0*8;
• избыточное, по сравнению с атмосферным, давление в парашютном контейнере существенно увеличивает начальную скорость движения КЛПК после срабатывания пиротол-кателей, улучшая условия отделения (расчеты проведены в предположении герметичности конструкции контейнера и при давлении в контейнере, равном 1,0 кгс/см2);
• фал вытяжного парашюта меняет траекторию движения КЛПК, и его влияние целесообразно учитывать при анализе процесса разделения;
• начальный угол аэродинамического крена фп и угловая скорость вращения аппарата
вокруг продольной оси оказывают незначительное влияние, улучшая в ряде случаев условия отделения КЛПК;
• выявлены соударения КЛПК и ВА при больших углах атаки (ап > 43°), когда КЛПК находится на наветренной стороне ВА.
Проведенные исследования показывают, что для обеспечения безударного разделения КЛПК и ВА целесообразно:
1. Ограничить диапазон углов атаки ап ВА на момент начала разделения за счет уменьшения составляющей Да, обусловленной различного рода внешними возмущениями, до 10-15°, что позволит обеспечить безударное разделение во всех рассмотренных случаях при минимальных усилиях толкателей 7 560 кгс (для герметичного контейнера).
2. Рассмотреть вариант отделения КЛПК с разворотом относительно задней (по полету ВА) кромки крышки за счет неодинаковых по периметру крышки усилий толкателей.
3. Рассмотреть возможность разворота ВА вокруг продольной оси на угол Дфп с целью отстрела крышки в боковом, по отношению к плоскости движения ВА, направлении.
4. Рассмотреть влияние на процесс отделения КЛПК начального давления в контейнере в случае его разгерметизации.
Быводы
Совместное решение задачи определения аэродинамических характеристик и динамики движения разделяющихся объектов позволяет существенно повысить информативность исследований, понимание физических процессов, выявить влияние многочисленных внешних
факторов на процесс разделения и предложить способы уменьшения воздействия факторов, негативно влияющих на процесс отделения КЛПК и ввод парашютной системы.
Целесообразно использовать рассмотренный подход для получения статистической информации и оценки вероятностей возникновения соударений при варьировании начальных данных и их сочетаний в широком диапазоне.
Авторы признательны К. Кузнецову за участие в проведении расчетов.
Список литературы
1. Канатбаева Д.М., Третьяков А.В. Исследование безопасности старта БЛА из отсека вооружения пилотируемого комплекса и формирование требований к катапультному устройству // Тезисы докладов XX научно-технической конференции молодых ученых и специалистов 10-14 ноября 2014 г. РКК «Энергия». С. 25-27.
2. Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision, версия 2.05.04. Руководство пользователя. М.: ООО «ТЕСИС», 2005. 1230 с.
3. Алабова Н.П., Брюханов Н.А., Дядькин А.А., Крылов А.Н., Симакова Т.В. Роль компьютерного моделирования и физического эксперимента в исследованиях аэрогазодинамики ракетно-космических систем в процессе проектирования // Космическая техника и технологии. 2014. № 3(6). С. 14-21.
4. Дядькин А.А. Аэрогазодинамика ракетно-космического комплекса «Морской старт»// Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 14-31.
Статья поступила в редакцию 11.12.2014 г.
References
1. Kanatbaeva D.M., Tret'yakov A.V. Issledovanie bezopasnosti starta BLA iz otseka vooruzheniya pilotiruemogo kompleksa i formirovanie trebovanii k katapul'tnomu ustroistvu [A study on the safe launch of a drone from the weapons bay of a manned system and generating requirements for the ejection device]. Tezisy dokladov XX nauchno-tekhnicheskoi konferentsii molodykh uchenykh i spetsialistov 10-14 November 2014, RKK «Energiya», pp. 25-27.
2. Sistema modelirovaniya dvizheniya zhidkosti i gaza FlowVision, versiya 2.05.04. Rukovodstvo pol'zovatelya [Liquid and gas motion simulation system FlowVision, version 2.05.04. User manual]. Moscow, OOO «TESIS» publ., 2005. 1230p.
3. Alabova N.P., Bryukhanov N.A., Dyad'kin A.A., Krylov A.N., Simakova T.V. Rol' komp'yuternogo modelirovaniya i fizicheskogo eksperimenta v issledovaniyakh aerogazodinamiki raketno-kosmicheskikh sistem vprotsesseproektirovaniya [Role of computer simulation and physical experiment in investigations of space rocket system aerogasdynamics throughout the designing]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 3(6), pp. 14-21.
4. Dyad'kin A.A. Aerogazodinamika raketno-kosmicheskogo kompleksa «Morskoi start» [Aerogasdynamics of Sea Launch rocket and space complex]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 2(5), pp. 14-31.
