CC BY
97
Искоркин Дмитрий Викторович, канд. техн. наук, доцент, докторант, antares. 75@,mail.ru, Россия, Пенза, Филиал Военной академии материально-технического обеспечения
METHOD OF DESCRIPTION OF GROUND EXPLOSIONS DURING THE DISTANCE SHOOTING RESULTS PROCESSING IN DEFINING DISPERSION CHARACTERISTICS
D. V. Iskorkin
A method of the distance shooting results processing in defining artillery and reactive missiles dispersion characteristics was developed in 3D. Apart from that a case of the ground explosions was also analyzed.
Key words: dispersion of missiles, dispersion ellipsoid, shooting results processing.
Iskorkin Dmitry Viktorovich, candidate of technical science, docent, doctoral candidate, antares. 75@,mail.ru, Russia, Penza, Branch of the Military Academy of logistics
УДК 629.762; 533.696
МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЭЛЕМЕНТОВ ОТДЕЛЯЕМЫХ ЧАСТЕЙ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
С.Ю. Пирогов, А.Ю. Карчин, Д.Г. Белянин, А.В. Апевалов
Рассматриваются подходы к определению аэродинамических характеристик элементов отделяемых частей ракет-носителей, образующихся в результате разрушения последних при движении в атмосфере. Это необходимо для повышения адекватности и точности модели прогнозирования районов падения отделяемых частей. Предложенная методика базируется на использовании точечных оценок аэродинамических коэффициентов в диапазоне различных чисел Маха и возможной ориентации элемента отделяемой части в пространстве. Использование такого подхода позволяет более точно рассчитывать время движения элемента ОЧРН до падения, а также влияние ветра на эллипс рассеивания.
Ключевые слова: отделяемая часть, ракета-носитель, аэродинамические характеристики.
Особенности расположения отечественных космодромов, а также конфигурация трасс запусков космических аппаратов обусловили необходимость создания широкой сети районов падения (РП) отделяемых частей (ОЧ) ракет-носителей (РН). Непрерывное расширение хозяйственной деятельности, ужесточение экологических норм, а также требования по снижению затрат на эксплуатацию районов падения существенно усложняет задачу их эксплуатации. Кроме того, опыт эксплуатации районов падения показывает, что зачастую имеет место значительный рост размеров эллипсов рассеивания ОЧ РН по сравнению с характеристиками РП, представленными в баллистической документации на изделия и, соответственно,
368
выходы точек падения ОЧ РН за пределы выделенных РП для отработавшей второй ступени. И здесь точная и достоверная информация о точках падения ОЧ РН важна как никогда: для быстрой ликвидации экологического ущерба, идентификации фрагментов для разрешения спорных моментов с местной администрацией, а также для сокращения времени работы поисковых групп [1].
Уточнение информации возможно за счет расширения числа учитываемых в моделях возмущающих факторов, а также за счет построения более точных и адекватных моделей, которые учитывают дополнительный перечень физических явлений, сопровождающих движение отделяемой части в атмосфере, например, интенсивный аэродинамический нагрев, нестационарное движение, нестационарное нагружение корпуса ОЧ РН, а также ее разрушение [2, 3]. Исключение фактора разрушения из расчётных математических моделей описания движения РКН приводит к несоответствию расчётных характеристик районов падения реальным условиям пусков (рис. 1).
Рис. 1. Схема разрушения отработавшего ракетного блока
Ранее считалось, что основной причиной, приводящей к разрушению ОЧ РН, является аэродинамический нагрев обечайки корпуса. При этом не учитываются другие существенные факторы, оказывающие значительное влияние на нагружение корпуса ОЧ РН: действие сил, определяющих напряжённо-деформированное состояние корпуса ОЧ. Применение
моделей разрушения, учитывающих только аэродинамический нагрев обечайки корпуса ОЧ, не позволяет произвести расчёт высот, на которых может произойти разрушение корпуса ОЧ, а также прогнозировать массово-геометрические и аэродинамические характеристики фрагментов конструкции ОЧ РН. Тем самым возникает необходимость комплексного подхода, системного обоснования, выявления всего спектра условий разрушения ОЧ, оценки влияния разрушения на характеристики РП ОЧ и учёт его в моделях движения ОЧ РН [1].
Одним из важнейших элементов указанного комплексного подхода является задача определения аэродинамических характеристик как самой ОЧ РН, так и ее элементов, возникающих при разрушении. В данной публикации представлены материалы определения типовых элементов отделяемых частей для блока «А» РН типа «Союз».
Анализ формы типовых элементов ОЧ РН, найденных в районах падения, а также расчетных исследований по определению условий и характера разрушения корпуса ОЧ РН (блок «А») позволил выделить типовые элементы конструкции ОЧ РН блок «А», на которые может делиться ОЧ РКН при падении. Общая схема вариантов деления приведена на рис. 2 и 3.
Масса, кг: Координаты ЦМ, м: Массовые моменты инерции, кг м2 1а- 1850 1а-Х'=1,16 1а - их= 908,31; 1831,24
1а 2а-6290 2а-Х'=12,05 2а -их= 6203,05; 407060,64
Хвостовой отсек: тхо = 500 кг (±5%) ТНА ЖРД РД-108А: тТНА = 237 кг (+15%)
Рис. 2. Массово-геометрические параметры фрагментов конструкции блока «А» в первом варианте деления
В качестве типовых элементов ОЧ блок «А» РН типа «Союз» были выбраны следующие: хвостовой отсек; турбонасосный агрегат двигателя; камера двигателя, агрегатный отсек, бак перекиси водорода, бак жидкого
370
азота, бак окислителя и бак горючего. На рис. 2 и 3 представлены эскизы внешнего вида данных типовых элементов. Видно, что типовые элементы ОЧ РКН имеют разнообразную форму, причем форма элементов может меняться, так как на агрегатах двигательной установки могут сохраняться после разрушения элементы трубопроводов, штуцеры и т.п. Все эти факторы существенно затрудняют определение аэродинамических характеристик данных элементов.
Рис. 3. Массово-геометрические параметры фрагментов конструкции блока «А» во втором варианте деления
Анализ траектории полета показывает, что в случае разрушения ОЧ РН (блок «А») на высотах 40 - 55 км движение основных элементов ОЧ РН происходит на сверхзвуковых скоростях в диапазоне высот от 60 до 15 км и на дозвуковых скоростях в диапазоне высот от 15 км до поверхности Земли, при этом на дозвуковых скоростях элементы ОЧ РН движутся в 2 -4 раза дольше, чем на сверхзвуковых скоростях [1]. Следовательно, влияние ветра на участке движения с дозвуковой скоростью может оказаться в несколько раз больше. Это обуславливает необходимость определения аэродинамических характеристик элементов ОЧ РН как на сверхзвуковых, так и на дозвуковых скоростях.
Следует отметить, что ориентация в пространстве при движении эле-ментов ОЧ РН не является определенной и на нее могут влиять различные факторы, такие как начальная скорость закрутки относительно произвольных осей при разрушении, наличие элементов гидро- и пневмо-арматуры, элементов креплений и т.д. Поэтому для определения аэродина-
мических характеристик ОЧ РН использовался подход, когда приближенными методами определялись значения коэффициента лобового сопротивления элементов ОЧ РКН при обдуве его с различных ракурсов на дозвуковых и на сверхзвуковых скоростях полета. Как правило выбирались 3 условных направления («спереди», «сзади» и «сбоку»). По нашему мнению, такой подход вполне приемлем в силу наличия у большинства элементов ОЧ РН осевой симметрии. Это позволяет определить значения максимального, среднего (номинального) и минимального значения коэффициента лобового сопротивления.
Были выполнены расчеты значений аэродинамических коэффициентов лобового сопротивления элементов ОЧ РН блок «А». Расчеты проводились с использованием данных по сопротивлению плохообтекаемых тел, представленных в работах [4, 5]. Далее результаты ранжировались по степени возрастания. Результаты расчетов значений аэродинамических коэффициентов лобового сопротивления элементов ОЧ РН блок «А» представлены в табл. Далее указанные значения коэффициентов лобового сопротивления использовались для построения области значений коэффициентов лобового сопротивления от числа Маха.
Аэродинамические параметры типовых фрагментов _конструкции ОЧ РН типа «Союз»_
Фрагмент Площадь миделя, м2 Наименование Коэффициент лобового сопротивления
М<1 М>1
Хвостовой отсек 3,41 мин. 0,1 0,2
средн. 0,46 0,84
макс. 0,98 1,55
ТНА двигателя 0,352 мин. 1,019 1,832
средн. 1,321 2,269
макс. 1,623 2,705
Камера двигателя 0,407 мин. 0,395 0,72
средн. 1,351 2,283
макс. 2,307 3,846
Агрегатный отсек 3,41 мин. 0,098 0,19
средн. 0,45 0,83
макс. 0,98 1,54
Бак перекиси водорода 2,15 мин. 0,7 1,36
средн. 0,837 1,492
макс. 0,975 1,625
Бак жидкого азота 2,15 мин. 0,356 0,594
средн. 0,628 1,03
макс. 0,9 1,466
Бак окислителя 6,75 мин. 2,098 0,882
средн. 2,877 4,037
макс. 4,315 7,192
Бак горючего 3,41 мин. 1,058 1,82
средн. 3,938 6,592
макс. 6,818 11,364
Расчет осуществлялся на основе типовой зависимости коэффициента лобового сопротивления от числа Маха [6]. При этом значения коэффициентов в трансзвуковом диапазоне скоростей для чисел Маха М=0,6-1,3 определялась исходя из зависимостей коэффициента лобового сопротивления от числа Маха для торца, полусферического, эллиптического затуплений обтекаемого тела или шара. Результаты выполненных расчетов представлены на рис. 4 и 5.
Представленные зависимости использовались в дальнейшем при проведении имитационного моделирования эллипсов рассеивания элементов ОЧ РН блок «А», при этом значение коэффициента лобового сопротивления определялось для заданного типа элемента с учетом равномерного распределения для заданного числа Маха.
Число Маха
Рис. 4. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от Числа Маха элемента ОЧ РН блок А «Бак окислителя»
Рис. 5. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от Числа Маха элемента ОЧ РН блок А «Камера двигателя»
373
Заключение
Задача определения аэродинамических характеристик элементов ОЧ РН в широком диапазоне чисел Маха является актуальной и предназначена для построения более полных и адекватных моделей прогнозирования районов падения.
Рассматриваемая в публикации методика позволяет с приемлемой точностью оценить значения коэффициента лобового сопротивления элементов ОС РН в требуемом диапазоне чисел Маха. Предложенные аэродинамические характеристики использовались при прогнозировании районов падения ОЧ РН и их элементов на примере блока «А» РН типа «Союз».
Список литературы
1. Проблемные вопросы использования трасс запусков космических аппаратов и районов падения отделяющихся частей ракет космического назначения, монография / Н.Ф. Аверкиев, В.Н. Арсеньев, К.Б. Болдырев и др.; под ред д-ра техн. наук М.М. Пенькова, и д-ра техн. наук А.С. Фадеева. СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2015. 426 с.
2. Особенности неуправляемого движения в атмосфере отделяемых частей космических ракет-носителей / А. А. Голиков, В.В. Демешкина, А.П. Леутин, А.С. Филатьев // Доклады Академии наук, 2010. Т. 435, № 4. С. 470-474.
3. Аверкиев Н.Ф., Булекбаев Д. А. Прогнозирование районов падения отделяемых частей ракет-носителей с учетом информации измерительных средств // Известия высших учебных заведений. Приборостроение, 2013. Т. 56, № 12. С. 3-6.
4. Петров К.П. Аэродинамика транспортных космических систем. М.: Эдиториал УРСС, 2000. 368 с.
5. Петров К. П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов -М.: Машиностроение, 1985. 271 с.
6. Юрьев А.С., Грачев И.Г., Низовцев В.М. и др. Аэрогидродинамика летательных аппаратов: учебник. Газовая динамика и аэродинамика летательных аппаратов; под ред. Юрьева А.С. СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2007. Ч. 1. 435 с.
Пирогов Сергей Юрьевич, д-р техн. наук, доцент, нач. кафедры, ка{вёта17 aranihler.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского,
Карчин Александр Юрьевич, ст. преподаватель, kafedra17aramhler.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского,
Белянин Дмитрий Геннадьевич, канд. техн. наук, преподаватель, kafedra17aramhler.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского,
Апевалов Игорь Владимирович, научный сотрудник, kafedra17@rambler. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского
METHODOLOGY OF DETERMINATION OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF LA UNCH VEHICLES SEPARA TE PARTS ELEMENTS
S.Yu. Pirogov, A.Yu. Karchin, D.G. Belyanin, A. V. Apevalov
Approaches to the determination of aerodynamic characteristics of the elements of the detachable parts of carrier rockets formed as a result of the destruction of the latter during motion in the atmosphere are considered. This is necessary to improve the adequacy and accuracy of the forecasting model for the areas offall of the separated parts. The proposed technique is based on the use of point estimates of aerodynamic coefficients in the range of various Mach numbers and the possible orientation of the element of the detachable part in space. The use of this approach makes it possible to more accurately calculate the time of the movement of the element of the RP balloon before the fall, as well as the effect of wind on the dispersion ellipse.
Key words: detachable part, launch vehicle, aerodynamic characteristics
Pirogov Sergey Yorievich, doctor of technical sciences, docent, head of chair, [email protected], Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Karchin Aleksandr Yorievich, senior lecturer, [email protected], Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Belyanin Dmitriy Gennadevich, candidate of technical sciences, lecturer, [email protected], Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy,
Apevalov Igor Vladimirovich, researcher, [email protected], Russia, St. Petersburg, Mozhaysky Military Space Academy
