CC BY
48
_________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXX 1999
№1—2
УДК 533.6.071.082:629.782
533.6.071.082.011.8
МЕТОД И РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ МОДЕЛЕЙ ВКС СО СТРУЯМИ В ГИПЕРЗВУКОВОЙ КРИОГЕННО-ВАКУУМНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
ТРУБЕ
В. И. Благосклонов, В. А. Жохов, В. Г. Кехваянц, Б. В. Прусов,
С. С. Сидоров, Н. Н. Шелухин
Изложен принцип действия, описана конструкция вакуумной аэродинамической трубы с криогенной откачкой рабочего газа. Приведены результаты измерения возмущений управляющих моментов по всем осям, вызванных взаимодействием струй реактивной системы управления с внешним потоком, обтекающим модель воздушно-космического самолета. Дано сравнение результатов модельных исследований с опубликованными данными полетов американского ВКС «Спейс Шаттл».
С появлением воздушно-космических летательных аппаратов (ВКС), которые должны совершать длительный управляемый полет в атмосфере со скоростями, близкими к орбитальным, возникли новые проблемы в области аэродинамики. Для их решения в ЦАГИ в течение 1960 — 1980 гг. была создана экспериментальная база, позволяющая вести отработку аэродинамических компоновок гиперзвуковых летательных аппаратов в условиях, близких к полетным [1]. В настоящей статье даны некоторые сведения о принципе действия, устройстве и характеристиках установки, лишь упомянутой, но не описанной в [1], которая обладает рядом важных качеств, расширяющих возможности экспериментальной базы ЦАГИ.
1. Принцип действия. Более 30 лет назад была выдвинута идея [2], которая затем была развита в новую концепцию аэродинамической установки, наилучшим образом приспособленной для исследований гиперзвуковых течений малой плотности [3], [4]. Реализацией этой концепции стало создание вакуумной аэродинамической трубы (АДТ) ВАТ-3 с импульсным криогенным насосом. В криогенных вакуумных АДТ удаление газа из рабочей части производится вакуумной системой, реализующей теплофи-
зический процесс конденсации рабочего тела в твердую фазу на охлажденных до соответствующей температуры поверхностях (криопанелях). Поверхность криопанелей эквивалентна по своему воздействию на натекающий газ затопленному газовому пространству с давлением, равным давлению насыщенного пара при температуре поверхности конденсата Тс. При Тс= 10 К все газы, за исключением Н2 и Не, имеют исчезающе малую упругость паров, поэтому при соответствующем выборе рабочего тела оно расширяется в рабочей части как в открытом вакуумном пространстве.
В течение пуска установки криопанели аккумулируют теплоту конденсации протекающего по рабочей части газа собственной теплоемкостью и теплоемкостью уже образовавшегося конденсата. В режиме аккумуляции теплоты конденсации крионасос способен создавать как потоки с малой интенсивностью (около 0,001 кг/с) в течение продолжительного времени, так и потоки с большой интенсивностью (около 0,2 кг/с) в течение 5 с. Производительность крионасоса в течение короткого интервала времени достигает 100 200 кВт и значительно превосходит производительность в
стационарном режиме работы.
Это создает следующие принципиальные возможности: становятся
доступными большие числа Ми — до 18 + 20; большие степени нерасчет-ности реактивных струй — до 105 при начальных числах Му до 4 -ь 4,5; низкие значения температурного фактора (^ — 7^/То) тел, обтекаемых внешним потоком, — до 0,03. (Здесь и ниже индексы у, оо, м>, 0 относятся соответственно к параметрам на срезе сопла, во внешнем потоке, на поверхности тела и адиабатически заторможенного газа.) Отсутствие пограничного слоя на стенках рабочей части и отражения ударных волн от них позволяет увеличить размер моделей.
2. Конструкция установки. Модели. Криогенно-вакуумная АДТ состоит из следующих основных агрегатов. Рабочая часть цилиндрической формы имеет объем около 1,5 м3 при диаметре 1 м. Она оборудована криогенным насосом, состоящим из охлаждаемых панелей, поглощающих теплоту рабочего газа, и защитных экранов. Одна панель цилиндрической формы повторяет конфигурацию рабочей части, две другие — плоские, установлены в торцах камеры. Панели выполнены из медного листа и охлаждаются газообразным гелием, проходящим цо трубчатому змеевику, припаянному к поверхности панелей. Охлаждение гелия до ~10 К происходит в поршневой холодильной машине, расположенной вблизи рабочей части и имеющей холодопроизводительность около 0,6 кВт. Защитные экраны поглощают тепловой поток от стенок рабочей части к криопанелям. Тепловой поток, переносимый к панелям натекающим в рабочую часть нагретым газом, частично поглощается экраном жалюзийного типа. Все экраны охлаждаются парами кипящего при атмосферном давлении жидкого азота, заранее запасаемого в теплоизолированной емкости. Внутри рабочей части монтируется координатник для помещения модели в поток газа.
Имеются два профилированных неохлаждаемых сопла, рассчитанные на числа М, равные 12 и 18 (аэродинамическое проектирование выполнено под руководством А. П. Быркина, см., например, [5]), а также охлаждаемое коническое сопло, обеспечивающее получение числа М~20. Нагрев газа перед соплами в диапазоне 900+ 1500 К производится омическими нагревателями. Хотя указанный уровень температур соответствует режимам течения с переохлаждением, конденсации газа в соплах и на выходе из них не наблюдается. В качестве рабочего газа используется газообразный азот. Реализуемые изоэнтропические ядра потоков позволяют испытывать модели с размерами 0,1 + 0,2 м.
В дополнение к трудностям гидродинамического моделирования одновременно по нескольким параметрам подобия возникает чисто техническая сложность измерения нагрузок, индуцируемых взаимодействием струй реактивной системы управления (РСУ) с потоком, на фоне значительно превосходящих и многократно возрастающих по мере уменьшения моделируемой высоты полета аэродинамических сил. Этот эффект иллюстрируется уменьшением параметра Ф = qAj / Д» вдоль траектории спуска. (Здесь А — площадь характерной поверхности; д - \pjVj | |;
р, V—плотность и скорость газа.) Так, из приведенных в табл. 1 данных видно, что при спуске аппарата в диапазоне высот от 100 до 50 км отношение скоростных напоров внешнего потока и газа струи двигателя РСУ увеличивается в 250 раз. Соответственно растет погрешность измерения в модельном эксперименте дополнительных сил и моментов, появляющихся на аппарате при выдуве струй РСУ (далее для краткого определения этих величин будет употребляться термин «индуцированные струями силы и моменты» или «индуцированные нагрузки»). Для решения этой проблемы создано весовое устройство, позволяющее исключить влияние аэродинамических нагрузок на результаты измерений [6]. Оно обеспечивает выделение моментов, создаваемых струями модели, и их измерение весами с чувствительностью, соответствующей выделенной нагрузке. Метод основан на уравновешивании исключаемого аэродинамического момента в отсутствие струи. После уравновешивания выдувается струя модели и измеряется индуцированный момент.
Таблица 1
Режимы полета
Н, км мх Яе0 Ф
100 26,7 269,15 0,25119
95 26,7 691,83 9,ЗЗе-02
90 26,7 1548,8 4,27е-02
85 26,7 5754,4 1,91е-02
Н, км м» Яе0 Ф
80 26,5 8317,6 9,77е-03
75 25,0 18620,9 4,90е-03
70 21,7 41686,9 3,47е-03
65 18,2 79432,7 2,57е-03
60 14,3 185353,0 1,76е-03
55 12,0 380189,0 1,35е-03
50 10,0 801678,0 1,07е-03
45 8,1 1819699 8,51е-04
40 6,5 3630778 6,76е-04
35 5,1 5,62е-04
30 3,7 4,83е-04
25 2,5 4,06е-04
Другим систематическим фактором, влияющим на погрешность измерения индуцированных нагрузок, является тяга сопл РСУ. Поэтому была разработана конструкция моделей, обеспечивающая механическую развязку струйной системы с планером, закрепленным на весах, как при локальном, так и при распределенном по планеру и крыльям
3. Методика эксперимента и обработки результатов. Предложена усовершенствованная методика обработки данных эксперимента. Требуется найти разность сил (моментов), действующих на модель в потоке при отсутствии струй РСУ и после их включения [7]:
Щ =Ъ- Fiao ,
где ^ — значение /-го компонента (/ =
= х, у, г) силы (или момента); индекс оо здесь соответствует обтеканию потоком без струй.
Согласно нашей методике (рис. 1), в испытаниях, кроме рабочих пусков (режим III), последовательно реализовывались режимы обтекания модели без струй (режим I) и со струями (режим II). Таким образом производились базовые измерения, относительно которых вычис-
положении сопл РСУ.
Рис. 1. Определение режимов процесса измерений
лялись значения сил и моментов, индуцированных струями в рабочих пусках. Использовались следующие соотношения:
А
А
где t — время, Fj = Fj / po(t), 6 Fi — погрешность измерения силы или момента, Po(t)— полное давление перед соплом внешнего потока, индексы t и г относятся к рабочему (test) и эталонному (reference) пускам. На рис. 1 интервал времени Д t\ = tj -1\ — промежуток времени, соответствующий режиму I. Интеграл /j характеризует различие начальных условий в эталонных и рабочих пусках, интеграл /2
соответствует суммарному импульсу сил, индуцированных струями на режиме III. На рис. 1 интервал времени =и~Ь выбран равным Д/| (далее индекс при At опускается).
(/2 ~1\)ро(0
Значение индуцированной силы (или момента) АР; = ----------------,
где Ро(0 — среднее значение давления ро на отрезке Д?2 на режиме III. Метод позволяет находить возмущения сил Д^- и моментов ДМ/ при произвольном характере изменения Т7,, М„ р0.
В некоторых иностранных источниках (см., например, [7]) принято допущение (используемое и в настоящей работе) о справедливости принципа суперпозиции составляющих силового воздействия струи на тело: /У7,а — нагрузки, индуцированной в результате аэродинамической интерференции струи и потока, и — нагрузки, создаваемой давлением собственно струи. Составляющая Д/*^ определялась при отсутствии внешнего потока, но с истекающими струями (режим II). Составляющая аэродинамической интерференции находилась как разность
Формула (1) применялась также к интерференционной составляющей момента
At
AFt^AFi-AFy .
(О
AMia=AMi-AMy .
(2)
Результаты представлялись в виде безразмерных приращений сил и моментов:
А?і = А^ / Ду, ДМ; = ДМг- /(Дуі)
или аэродинамических коэффициентов тех же величин:
ДЛ Л ДМ/
——, Д/и/=--------—,
где Д^-, ДМ, - приращения силы и момента, приведенные к системе координат, связанной с центром масс модели (рис. 2); q = 0,— скоростной напор; Ат - площадь крыла в плане; і?7 — тяга единичного сопла РСУ; Ь — характерная длина модели.
4. Результаты экспериментов. Ниже изложены некоторые результаты исследований, проведенных в рамках проекта «Буран». В этой части работы принимал участие Д. Г. Вечеслов. Варьировались комбинации работающих сопл (рис. 2 и табл. 2), именуемые ниже термином «компоновки сопл». Начало координат помещено в точку, расположенную на расстоянии 0,65Ь от носка модели и
„ „ _ на 0,0031 ниже строительной
Рис. 2. Система координат и расположение модели г
в потоке горизонтали фюзеляжа. На
' рис. 2 показана принятая в
отечественной литературе система координат, согласно которой ось г направлена вдоль правого крыла. В компоновках сопла РСУ, расположенные по правому борту, обозначались порядковым номером (рис. 2) и буквой «П», а по левому борту — только порядковым номером (табл. 2). Получены результаты для компоновок, управляющих положением ВКС относительно всех трех осей координат в достаточном для статистической обработки и последующей их аппроксимации количестве. Во всех экспериментах выдерживался угол атаки 34°.
Таблица 2
Перечень испытанных компоновок
Компоновки 1 2 3 4 5 6
Номер сопл З+ЗП 10+10П 4П- 4П+5П 4П+5П+6П 1+8П
Результаты экспериментов представлялись как функции критериев подобия [8]
(3)
критерий Рейнольдса;
0,8
ОЛ
2,5 -2 1 1 -15 - ■ 1 ' -/ ц $
- у3
У
" — 1
1 - " /
і і і і і .Ііііі
0,01 0,03 0,05 0,07 0,09 0,11 0,13 0,15 5
Ф, Еиу, Яе7-, Яе0да,
где Еи=р/(рУ2) = 1/(уМ2) — критерий Эйлера; Яе у — отношение удельных теплоемкостей газа.
Управление по тангажу. Оси сопл компоновок 1 и 2, создающих управляющие моменты тангажа М: , ориентированы под углом 30° к вертикальной плоскости симметрии. С уменьшением Ф (снижение ВКС) индуцированные моменты увеличиваются (рис. 3, а) из-за усиления аэродинамической интерференции струй с потоком, с увеличением того же параметра — уменьшаются, достигая в вакууме величин, обусловленных только давлением струй. Последние изображены в правой нижней части рисунка сплошной (компоновка 1) и штриховой (компоновка 2) горизонтальными линиями вместе с доверительными интервалами.
Далее приводятся коэффициенты усиления к м. = 1 +АМ(-/ М)+, где М{+ = —управляющий
момент, N— число двигателей, I,— координата центра среза сопла соответствующей компоновки относительно оси / (по-прежнему / = х, у, г). На рис. 3, б показан коэффициент усиления по тангажу км . Различный характер изменения параметра км2 для компоновок 7 и 2 объясняется несовпадением знаков индуцированного и управляющего моментов для компоновки 2: при М2+ < 0 индуцированный момент ДМг имеет положительный знак из-за совпадения направления силы давления струи на крыло и силы давления в зоне отрыва потока, возникающей на крыле перед струей. Для компоновки 2 при минимальных значениях Ф (Н = 70 км) эффективность РСУ снижается на 30 + 40%.
Управление по курсу. Значительную часть полета в атмосфере ВКС совершает под углом атаки 45 + 30°. Стабилизация и управление самолетом по курсу до высоты 20 км происходят с участием РСУ, так как руль направле-
Рис. 3. Индуцированный момент при включении управления по тангажу:
1 — компоновка У; 2 — компоновка 2; 3 — доверительный интервал; 4 — значения в вакууме с доверительным интервалом
Рис. 4. Индуцированные моменты при включении управления по курсу:
/ — компоновка 3; 2 — компоновка 4, 3 — компоновка 5; 4 — компоновка 3 в вакууме;
5 — доверительный интервал
Рис. 5. Индуцированные моменты при включении управления по крену (компоновка 6):
1 — значения в вакууме; 2 — доверительный интервал
ния на хвостовом оперении неэффективен. На рис. 4 представлены результаты испытаний с компоновками 3, 4 и 5. Односторонний выдув струй индуцирует возмущающие моменты относительно всех трех осей координат. Наименьшим является возмущение основного управляющего момента Му.
Увеличение числа сопл в ряду от одного до двух почти удваивает значения моментов АМх и ДМг, индуцированных в перекрестных каналах управления на больших высотах (Ф >0,1)- При снижении аппарата (уменьшение Ф) влияние удвоения числа работающих двигателей сохраняется по компоненте ДМх и несколько уменьшается по компоненте ДМ,. Дальнейшее подключение сопл практически не сказывается на величинах индуцированных моментов. На рис. 4 показаны также индуцированные моменты по всем компонентам при работе РСУ в вакууме для компоновки 3.
В табл. 3 показаны индуцированные моменты по крену и тангажу при работе одного двигателя управления по курсу (4П), вычисленные в долях от основных управляющих моментов по этим каналам, т. е. в долях от момента крена для компоновки 6 (1 + 8П) и от момента тангажа для компоновки 1 (3 + ЗП). Таким образом демонстрируется реальный масштаб возмущений в перекрестных каналах управления.
Индуцированный момент при включении управления по курсу (для компоновок 4,5) и возмущения в перекрестных каналах (для компоновки 3)
ф кму шх мх+ Ш2 м2+
0,005 1,0202 0,518 0,1611
0,015 1,0188 0,501 0,1548
0,025 1,0175 0,481 0,1481
0,035 1,0163 0,461 0,1412
0,045 1,0149 0,441 0,1341
0,055 1,0137 0,419 0,1271
0,065 1,0124 0,394 0,1194
0,075 1,0111 0,367 0,1116
0,085 1,009 0,341 0,1041
0,095 1,0085 0,315 0,0961
0,105 1,0072 0,291 0,0891
0,115 1,0059 0,268 0,0818
0,125 1,0046 0,248 0,0742
0,135 1,003 0,228 0,0674
0,145 1,0019
0,155 1,0006
Управление по крену. На рис. 5 и в табл. 4 показаны данные, полученные для компоновки 6. Асимметричный выдув также индуцирует возмущения относительно всех осей координат. Возмущение канала управления АМх противоположно по знаку управляющему моменту Мх,, имеет значительную величину и возрастает по мере снижения ВКС. Так, при Ф = 0,01 эффективность управления по каналу крена снижается на 70%. В табл. 4 также показаны индуцированные моменты рыскания и тангажа от включения единичной пары двигателей управления по крену (1 + 8П) в долях от соответствующих управляющих моментов, т. е. ДМу в долях от А/у+, созданного двигателем рыскания 4П,
АМг в долях от М.т, созданного парой 3 + ЗП. Видно, что наиболее сильное перекрестное возмущение наблюдается в канале тангажа.
Индуцированный момент при включении управления по крену (компоновка б) и возмущения в перекрестных каналах
ф кМх АМу Му+ Д м2 мг+
0,005 0,323232 - 0,0752 0,308
0,015 0,344346 - 0,065 0,297407
0,025 0,365461 - 0,055 0,286815
0,035 0,386575 - 0,045 0,276222
0,045 0,40769 - 0,0354 0,26563
0,055 0,428804 - 0,0266 0,255037
0,065 0,449918 -0,0182 0,244444
0,075 0,471033 -0,01 0,233852
0,085 0,492147 - 0,003 0,223259
0,095 0,513261 0,005 0,212667
0,105 0,534376 0,012 0,202074
0,115 0,55549 0,0186 . 0,191481
0,125 0,576605 0,025 0,180889
0,135 0,597719 0,031 0,170296
0,145 0,618833 0,037
0,155 0,639948
На рис. 3—5 обозначены доверительные интервалы, равные 2а - удвоенным средним квадратичным погрешностям. Это значит, что справедливы с вероятностью р неравенства 0] < 0 < 02, где 0 - неизвестное значение искомой величины, 0] = т - ка, 02 = т + ка, т — среднее арифметическое измерений искомой величины, к— произвольное целое число из ряда к= 1, 2, 3 (по выбору исследователя). Известно из теории ошибок, что при к = 2 доверительная вероятность р = 0,95. Анализ соотношения случайной и систематической составляющих погрешности, а также причин возникновения последней показал следующее. Существенного снижения случайной погрешности приведенных на рис. 3—5 данных за счет увеличения числа измерений ожидать не приходится, так как этот резерв исчерпан практически полностью. Основной вклад в систематическую погрешность вносит ошибка определения так называемого «электрического нуля» аэродинамических весов, зависящая от погрешности измерения некоторых линейных размеров модели и погрешности измерения моментов при проведении гра-
дуировок весов. Относительная погрешность определения линейных величин с помощью располагаемых стандартных измерительных средств может быть уменьшена, например, вдвое путем увеличения во столько же раз масштаба изготовления модели. Этот способ реализовать невозможно без радикальной модернизации экспериментальной установки. Погрешность измерения моментов легче поддается воздействию и может быть снижена на порядок величины, если использовать новые измерительно-вычислительные комплексы, появившиеся в последнее время на рынке приборов.
5. Сравнение модельных исследований с результатами измерений при полетах аппарата «Спейс Шаттл». Критерии подобия из списка (3) обладают неодинаковой значимостью. Оценим критерии Еиу, Яву, которые характеризуют собственно струю. Непосредственное влияние параметр Еиу оказывает на тягу управляющего сопла Я, согласно формуле: 7?у = ру(1 + Ейу')Лу. Если определить относительную погрешность тяги как 8/?у г ARj/Rj »(Шу/Лу, то из приведенной формулы следует: бЛу = 5/?у-(1 + Еиу)_16Еиу + 8Лу. Так
как (1 -ь Еиу) = (1 — Еиу) / (1 -Еиу), то, пренебрегая членом порядка Еиу по сравнению с единицей и оставляя слагаемое порядка 8Еиу, можно записать |йЛу|« |бру| + |бЕиу|+ 5Лу|. Основной вклад в погрешность 8/?у вносит слагаемое 8Еиу, так как погрешности измерений давления и линейных размеров, как правило, много меньше. Кроме того, из анализа подобия силового воздействия сильно недорасширенной струи на преграды [9], [10] видно, что критерий Еиу ВХОДИТ в виде множителя в формулу для обобщенной переменной давления р° = (p/pj)EUj, использование которой приводит поля давления на преграде к универсальному виду для рассмотренных в работах [9], [10] предельных случаев ее ориентации относительно оси сопла. Применяя операцию логарифмического дифференцирования, можно показать, что при несовпадении значений критерия Еиу для сравниваемых объектов суммарные силы давления струи на омываемые ею поверхности будут различаться на величину погрешности параметра Еиу. Тогда погрешность характеристик силового воздействия струи, обусловленная отличием критерия Еиу для нашей модели и аппарата «Спейс Шаттл» не должна превышать 20% (параметр Еиу для ВКС определен по данным работы [11]).
Известные результаты экспериментальных и расчетных исследований, связанных со струйными органами управления, в частности с выдувом струй в набегающий сверхзвуковой поток, свидетельствуют о том, что влиянием параметра Яву в этом случае можно пренебречь [12]. Имеются
экспериментальные данные (см., например, [9]) об отсутствии влияния критерия Леу на газодинамику струи в том диапазоне этого параметра, который интересен с точки зрения выполняемого сравнительного анализа. Таким образом, дальнейшее сопоставление эффектов интерференции струй
РСУ и внешнего потока на нашей модели и в реальном полете аппарата «Спейс Шаттл» можно свести к оценке влияния параметров Ф и Яеооо (индекс оо далее опускается).
Авторы располагают лишь опубликованными результатами испытательных полетов ВКС «Спейс Шаттл». Аналогичная программа для ВКС «Буран», как известно, не была осуществлена. Возникает вопрос о допустимости сравнения данных модельных испытаний ВКС «Буран» и летных испытаний ВКС «Спейс Шаттл». Близость формы аппаратов, особенно параметров, определяющих аэродинамические характеристики (площадь крыла в плане, размах, стреловидность передней кромки крыла, длина фюзеляжа и т. д.), была бы основанием для сравнения абсолютных величин коэффициентов аэродинамических сил. Достаточность этого основания подлежала бы обсуждению. Однако в данной работе предметом изучения являются приращения аэродинамических коэффициентов, вызванные одинаковыми в газодинамическом смысле слова причинами, а именно: выду-вом газовых струй. Поэтому такое сравнение вполне правомочно в тех пределах, где справедлив предложенный в [8] метод моделирования.
Данные о работе РСУ ВКС «Спейс Шаттл» взяты из работ [7], [13]— [16]. На рис. 6, а приведен индуцированный момент крена в виде приращения коэффициента момента Дтх при работе двигателей крена 1 + 8П. Заштрихован доверительный интервал для результатов модельных экспе-
0,00Г—■ 1
йтх
риментов в аэродинамических трубах США. К сожалению, в работе [7], откуда заимствованы эти результаты, нет определения доверительного интервала и соответствующей доверительной вероятности. Черными точками на рисунке отмечены данные
Рис. 6. Индуцированные моменты — сравнение с летным экспериментом:
п ОН--------1----------1—-—л--------------1-1
' 0,000010,0001 0,001 0,01 0,1 т 1
I — эксперимент в АДТ США (доверительный интервал); 2 — результаты полетов БТв-], -2. Настоящая работа: а) возмущение момента крена при работе компоновки 6 (управление по крену): 3 — Ке0= 1640; 4 — 2500; 5 — 5000; 6 — 10 700; 7 — доверительный интервал; б) возмущение момента тангажа при работе компоновки 2 (управление по тангажу): 3 — Кео=260—1680; 4 — 2530—2860; 5 — 5110;
Рис. 7. Индуцированный момент крена при работе боковых сопл — сравнение с
летным экспериментом:
1 — эксперимент в АДТ США (доверительный интервал); 2 — результаты полетов 8Т5-1, -2. Настоящая работа: 3 — компоновка 3, Яео = 2760—13 090; 4 — компоновка 4, Яео = 2500—11 730; 5 — компоновка 5, Яео = 2530—10 690; б — доверительный ин-
6 — 11 540; 7 — доверительный интервал
тервап
двух первых полетов ВКС. Остальные символы относятся к данным наших модельных экспериментов. Каждый из них соответствует некоторому значению параметра Яец. На график вынесены те точки, для которых параметр Ф лежит в окрестности его величины на траектории спуска ВКС. Отмечен также доверительный интервал для результатов данной работы по определению из предыдущего параграфа.
На рис. 6, б приведен индуцированный продольный момент Д/я2 при работе двигателей тангажа 10 + 10П. Приняты те же обозначения, что на рис. 6, а. Данные настоящей работы, приведенные на рис. 6, согласуются с летными измерениями при совпадающих значениях параметров Ф, Яе0.
Особого рассмотрения заслуживает индуцированный момент крена, возникающий при включении двигателей рыскания. Значение этого канала управления определяется длительностью его использования — от границы входа в атмосферу до околозвуковых скоростей полета. На рис. 7 индуцированный момент крена показан в виде аэродинамической составляющей приращения момента ДтХа как функции относительного массового расхода т = ту / тю, т = рУА. В таком виде эта характеристика представлена в
работе [14]. Сплошными линиями показан доверительный интервал для данных испытаний в трубах США, черные точки — результаты летных испытаний, остальные символы обозначают результаты наших экспериментов с моделью ВКС «Буран». К сожалению, отсутствие в литературе в необходимом объемё: сведений о параметрах газа на срезе сопла натурного двигателя РСУ «Спейс Шаттл» не позволило авторам настоящей работы установить однозначное соответствие параметров т и Ф, хотя тенденция к сближению результатов наших модельных и летных испытаний проявилась отчетливо.
В американской литературе отмечалось, что расхождение данных летных испытаний ВКС с предполетными оценками влияния двигателей рыскания на другие каналы управления особенно велико на начальном участке траектории спуска в атмосфере. Возникшая проблема формулировалась как неадекватность параметра т, принятого в качестве основного и фактически единственного параметра моделирования работы двигателей рыскания. Причиной неадекватности указано отличие чисел М в потоках, обтекающих струи РСУ на модели и в натурных условиях. Другими факторами, способными внести вклад в отмеченное различие модельных и полетных характеристик, являются эффекты реального газа и несовпадение чисел Ые. Ни один из этих факторов, по словам авторов [14], во внимание не принимался, следовательно, любой из них в состоянии повлиять на конечный результат.
Часть данных наших модельных экспериментов, соответствующая условиям начального участка входа в атмосферу, получена с использованием сопла М = 20, следовательно, проблема несоответствия условий обтекания струй РСУ в наших экспериментах, по крайней мере частично, была снята. Основными параметрами моделирования, как показано выше, являются параметры Reg, Ф, Еиу, а не один параметр Ф или т. Отмеченное выше отличие параметра Еиу в наших экспериментах от соответствующего значения в летном эксперименте США не оказало существенного влияния, так как заметно меньше доверительного интервала наших данных. Более того, совпадение параметра Еиу в модельных экспериментах и натурных испытаниях США не привело к совпадению их результатов. Из отечественной литературы хорошо известна (см., например, список к работе [8]) определяющая роль критерия Reg для подобия гиперзвуковых течений разреженного газа, которая полностью игнорировалась авторами цитируемых американских работ. Наконец, усовершенствованная методика измерений мо-ментных характеристик и обработки данных испытаний обеспечила повышение точности результатов настоящей работы.
В целом разработанный метод исследования эффектов интерференции сверхзвуковых струй с поперечным гиперзвуковым потоком обеспечивает получение более достоверных результатов, чем было прежде.
ЛИТЕРАТУРА
1. Бюшгенс Г. С., Бедржицкий Е. Л. ЦАГИ — центр авиационной науки.— М.: Наука.— 1993, с. 141, 221, 224—226.
2. W а 11 а с е D. Н., R о g е г s К. W. The heat sink as a transient cryopump//Joum. of Environmental Sciences.— 1963. Vol. 6, N 1.
3. Сидоров С. С. О расчете конденсации направленных потоков газа на поверхностях, охлажденных до криогенных температур//Ученые записки ЦАГИ, —1973. Т. IV, №2.
4. Сидоров С. С. Теоретическое исследование характеристик импульсного криогенного насоса//Труды ЦАГИ.—1979. Вып. 2007.
5. Андреев О. Е., Быркин А. П., Верховский В. П., Шустов В. Н. Профилированные сверхзвуковые и гиперзвуковые сопла аэродинамических труб/В сб.: Методы и средства экспериментальных исследований в аэронавтике. Междунар. конф., посвященная 75-летию ЦАГИ. 22—24 ноября 1993. Тезисы докладов.— Жуковский.— 1993.
6. Жохов В. А., Карпов В. А., Прусов Б. В., Сидоров С. С. Метод измерений моментных характеристик струйных моделей/В сб.: Методы исследований аэротермодинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов. Тезисы докладов ежегодной научн. школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». 25 февраля — 1 марта 1992 г. — М.: ЦАГИ,—1992.
7. К a n i р е D. В. Plume/flowfield jet interaction effects on the Space Shuttle orbiter during entry//Joum. of Spacecraft and Rockets. — 1983. Vol. 20, N 4.
8. Ж о x о в В. А., С и д о р о в С. С., Ш е л у х и н Н. Н. Моделирование обтекания летательного аппарата с истекающими струями//Ученые записки ЦАГИ. — 1997. Т. XXVIII, № 2.
9. А н т о х и н В. М., Ж о х о в В. А., X о м у т с к и й А. А. Моделирование силового воздействия сильно недорасширенной струи на перпендикулярную преграду/В сб.: Газодинамика струйных течений/Яруды ЦАГИ. — 1988. Вып. 2411.
10. К о н о н о в Ю. Н., Л е й т е с Е. А. Параметры течения в составных струях//Труды ЦАГИ.— 1975. Вып. 1721.
11. Blevins D. R., Н о h m a n п С. W. Description of the Space Shuttle reaction control system//AIAA Paper. —1975, N 75-1299.
12. Аэродинамика отрывных течений/Под ред. проф. Н. Ф. Краснова. — М.: Высшая школа.— 1988.
13. Scallion W. I., Compton Н. R., Suit W. Т., Powell R. W„ BlackstockT. A., Bates B. L. Space Shuttle third flight (STS-3) entry RCS analysis//AIAA Paper. —1983, N 83-0116.
14. Romere P. 0., Kanipe D. B., Young J. C. Space Shuttle entry aerodynamic comparison of flight 1 with preflight predictions//Joum. of Spacecraft and Rockets. —1983. Vol. 20, N 1.
15. U n d e r w о о d J. М., С о о k е D. R. A preliminary correlation of the orbiter stability and control aerodynamics from the first two Space Shuttle flights (STS-1 and -2) with preflight predictions//A!AA Paper. — 1982, N 82-564.
16. R a u s с h R. J., R о b e r t s В. B. Reaction control system aerodynamic interaction effects on Space Shuttle orbiter//Joum. of Spacecraft and Rockets. — 1975. Vol. 12, N 11.
Рукопись поступила 13/Х 1994 г. Переработанный вариант поступил 26/V1998 г.
