CC BY
14ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ ТОНКОСТЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ
УДК 533.696.4
особенности аэродинамики тонкостенных конструкций
© 2016 г. Дядькин А.А.1, Крылов А.Н.1, луценко А.Ю.2, михайлова м.К.3, Назарова Д.К.1, 2
1 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
2Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (МГТУ им. Баумана) 2-я Бауманская ул., 5, г. Москва, Российская Федерация, 105005, e-mail: mail@bmstu.ru 3Инжиниринговая компания ТЕСИС (ИК ТЕСИС)
Ул. Юннатов, 18, г. Москва, Российская Федерация, 127083, e-mail: info@tesis.com.ru
В данной работе представлены результаты численных исследований обтекания модели типовой створки головного обтекателя цилиндро-конической формы в диапазоне пространственных углов атаки 0...3600 при различных скоростях набегающего потока с использованием апробированных программных комплексов AeroShape-3D и FlowVision. Получены структуры течений вблизи поверхности тела, вычислены аэродинамические характеристики створок, проведено сравнение расчетных значений с данными экспериментальных исследований, проведенных ЦНИИмаш. Установлен сложный характер обтекания тонкостенных конфигураций с многочисленными зонами отрыва потока и скачками уплотнения в поле течения. Результаты, полученные в различных пакетах программ, отличаются незначительно и с приемлемой точностью совпадают с имеющимися экспериментальными данными. Таким образом, подтверждена возможность успешного использования математического моделирования для прогнозирования аэродинамических характеристик тонкостенных элементов конструкции для определения зон их падения. Задача надежного определения и уменьшения размеров зон отчуждения для отделяемых элементов конструкции ракет-носителей является актуальной в связи с интенсивным освоением территорий, используемых в качестве районов падения. Успешное решение этой задачи в значительной мере зависит от возможности исследования аэродинамических характеристик отделяемых элементов конструкции при пространственном обтекании в полетном диапазоне скоростей.
Ключевые слова: створка головного обтекателя, математическое моделирование, аэродинамические характеристики.
AERODYNAMICS SpECIFICS OF THIN-wALLED STRuCTuRES
Dyadkin A.A.1, Krylov A.N.1, lutsenko A.Yu.2, Mikhaylova м.К.3, Nazarova D.K.u
1S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
2Bauman Moscow State Technical University (Bauman MSTU) 5 2nd Bauman str., Moscow, 105005, Russian Federation, e-mail:mail@bmstu.ru
3Engineering Company TESIS (TESIS) 18 Yunnatov str., Moscow, 127083, Russian Federation, e-mail: info@tesis.com.ru
This paper presents results of numerical investigation of a model flow of a typical cylinder- and conical-shaped nose fairing half in a range of special incidence angles of 0.360° at various free stream velocities using well proven software solutions AeroShape-3D and FlowVision. Structures of flows near the body skin are obtained, aerodynamic characteristics of the halves are calculated, calculated values were compared to data of the experimental studies conducted at TsNIImash. An extremely
complicated nature of flow of thin-walled configurations with numerous zones of flow separation phenomenon and compression shock waves in the flow field has been determined. The results obtained in different software packages are slightly different and with acceptable accuracy coincide with experimental data available. Thus, a possibility of successful use of mathematical modeling to predict aerodynamic characteristics of thin-walled structural elements to determine their impact areas was confirmed. The task of reliable determination and reduction of sizes of restricted zones for separable structural elements of the launch vehicles is very urgent due to intensive development of territories used today as impact areas. A successful solution of this problem to a large extent depends on the possibility of studying the aerodynamic characteristics of the separated structural elements at a three-dimensional motion within the flight speed range.
Key words: nose fairing half, mathematical modeling, aerodynamic characteristics.
дядькин а.а. крылов а.н. луценко а.ю. михайлова м.к. Назарова д.к.
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
КРЫЛОВ Андрей Николаевич — кандидат физико-математических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: andrey.n.krylov@rsce.ru
KRYLOV Andrey Nikolaevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: andrey.n.krylov@rsce.ru
ЛУЦЕНКО Александр Юрьевич — кандидат технических наук, доцент кафедры «Динамика и управление полетом ракет и космических аппаратов» МГТУ им. Баумана, e-mail: aulutsenko@mail.ru LUTSENKO Alexander Yur'evich. — Candidate of Science (Engineering), Associate professor at Bauman MSTU «Dynamics and light control of rockets and spacecrafts» department, e-mail: aulutsenko@mail.ru
МИХАЙЛОВА Марина Константиновна — ведущий инженер ИК ТЕСИС, e-mail: marina@flowvision.ru MIKHAYLOVA Marina Konstantinovna — Lead engineer at TESIS, e-mail: marina@flowvision.ru
НАЗАРОВА Динара Камилевна — аспирант МГТУ им. Баумана, инженер РКК «Энергия», e-mail: dinara.nazarova@rsce.ru
NAZAROVA Dinara Kamilevna — Postgraduate at Bauman MSTU, Engineer at RSC Energia, e-mail: dinara.nazarova@rsce.ru
введение
С целью повышения энергетических характеристик средств выведения отдельные элементы конструкции ракет-носителей (РН) сбрасываются на участке траектории выведения при достижении определенных скоростных напоров. К таким элементам конструкции относятся разгонные блоки, отработавшие ступени ракет, обтекатели разгонных блоков и створки головных обтекателей (ГО).
Для определения районов падения (отчуждения) отделившихся элементов конструкции необходимо знание их аэродинамических характеристик в широком диапазоне изменения чисел Маха (0...10,0), пространственных углов атаки ап (0.360°) и углов аэродинамического крена фп (0.180°). Наибольшую сложность как в расчетном, так и в экспериментальном плане представляет исследование аэродинамических характеристик тонкостенных конструкций — створок разгонных блоков и ГО.
По статистике пусков ракет разного класса траектории падения створок обусловливают максимальные размеры районов отчуждения, что связано с возможностью их самобалансировки на определенных углах атаки на отдельных участках траектории спуска и полетом со значительным аэродинамическим качеством. Поиск путей и способов уменьшения площадей падения таких конструкций — весьма актуальная задача, для решения которой необходимо доскональное знание их аэродинамических характеристик при круговом обдуве по углам крена и атаки. Многообразие форм отделяемых тонкостенных конструкций еще больше усложняет решение этой проблемы.
Трудность определения аэродинамических характеристик створок экспериментальным путем связана со сложностью их крепления в рабочих частях аэродинамических труб и невозможностью использования внутримо-дельных тензовесов для измерения аэродинамических сил и моментов. Державки для закрепления моделей и обтекатели державок значительно изменяют форму исследуемой модели и существенно влияют на аэродинамические характеристики. Оценка влияния поддерживающих устройств на аэродинамические характеристики представляет самостоятельную достаточно сложную и трудоемкую задачу. Поэтому экспериментальные исследования для каждого варианта створки представляют собой уникальный случай, рассматриваемый, как правило, для ограниченного диапазона параметров набегающего потока М , а , m .С целью минимизации влияния
п' ' п ^ ^
поддерживающих устройств при росте угла атаки приходится изготавливать набор моделей одной и той же конфигурации с разными формами державок и местами их крепления к модели, что существенно увеличивает объем и стоимость исследований. И, тем не менее, аэродинамические характеристики определяются с большими погрешностями и неопределенностями. В силу сказанного, в печатной литературе информация по аэродинамике створок весьма ограничена [1, 2], практически отсутствуют данные по особенностям обтекания таких конфигураций.
В промышленной практике до последнего времени для оценки предельных значений коэффициентов аэродинамического сопротивления (С ) . , (С ) створок в необходи-
v ха' min v ха' max ^ ^
мом диапазоне чисел Маха используются модифицированные соотношения Ньютона для сверхзвуковых скоростей [3]. С их помощью оцениваются предельные координаты точек падения створок, и формируется эллипс зоны рассеивания. Такой подход
в целом дает достаточно надежное прогнозирование размеров районов падения, но зачастую заметно завышает их площади и в отдельных немногочисленных случаях не исключает выход (падение) створок за границы регламентированного района.
В последнее время с появлением высокопроизводительных многопроцессорных средств вычисления и апробированных коммерческих программных комплексов [4-6], в основе которых лежит численное решение уравнений Навье-Стокса, стало возможным детальное исследование особенностей аэродинамики тонкостенных конструкций различной конфигурации при произвольных сочетаниях М , а , ф .
п тп
В данной публикации представлены результаты численных исследований обтекания створки наиболее распространенной цилиндро-конической формы, ее аэродинамические характеристики и сравнение расчетных значений с данными экспериментальных исследований, проведенных ЦНИИмаш.
постановка задачи
Рассмотрено квазистационарное обтекание модели, показанной на рис. 1. Данная модель представляет собой тонкую оболочку, состоящую из цилиндрической и конической частей с внутренним силовым набором, по своим геометрическим параметрам она подобна типовой конструкции створки ГО. Угол полураствора конической части 20°.
Рис. 1. Внешний вид модели створки
Численные исследования проведены в диапазоне чисел Маха = 0,4...4,65, Рейнольдса ReL ~(0,4...1,75)-106 и углов атаки ап = 0.360° при различных углах аэродинамического крена Фп. Матрица расчетных случаев представлена в таблице.
Расчеты проведены с использованием двух программных комплексов — Flow Vision [5] и АеrоShape-3D [4], апробированных при исследованиях аэродинамики тел различной конфигурации в широком диапазоне чисел
Маха и углов атаки [7-10]. Расчетная область представляла собой параллелепипед, размеры которого изменялись в зависимости от Mœ: в продольном направлении по оси Х длина варьировалась от 11 до 1,6 характерных размеров, в поперечном — по осям Y и Z — от 7 до 1 (в качестве характерного размера выбрана длина модели L = 114,4 мм). На рис. 2 показаны фрагменты сечений расчетных областей в плоскости симметрии модели, видны участки с адаптацией сетки. В зависимости от режимов течения количество расчетных ядер изменялось в диапазоне 2.12. Время расчета одного варианта на процессоре типа Intel® Xeon® CPUE5645 GHz составляло 2.12 ч.
Таблица
матрица расчетных случаев
№ п/п М^ ап,° Аап,° Я>п° Re£-106
1 4,65 0 ... 360 10 0, 30, 60, 90 4,50
2 3,95 0 ... 360 10 0 6,40
3 2,00 0 ... 360 10 0 3,70
4 1,58 0 ... 360 30 0 3,15
5 1,20 0 ... 360 10 0 3,00
6 1,10 0 ... 360 30 0 2,85
7 1,00 0 ... 360 30 0 2,83
8 0,80 0 ... 360 30 0 2,50
9 0,60 0 ... 360 30 0 2,10
10 0,40 0 ... 360 30 0 1,52
а)
б)
Рис. 2. Фрагменты сечений расчетных областей в плоскости симметрии модели: а — для случая М^ = 4,65; б — для случая М^ = 0,6
В расчетах поддерживающие устройства модели не воспроизводились, так как предполагалось, что их влияние учтено при обработке и анализе экспериментальных данных.
При расчете коэффициентов продольной
С, нормальной С и поперечной С сил и мох * у 2
ментов тангажа т, рыскания т и крена т
т 1 У х
за характерную площадь принималась площадь поперечного сечения створки модели 5 = 905 мм2, за характерный линейный размер выбрана длина модели створки Ь. Были введены относительные координаты х = х/Ь и У = У/2г , где г — радиус цилиндрической части створки. Коэффициенты моментов определены в связанной системе координат ОХУХ, показанной на рис. 1, относительно центра тяжести створки с относительными координатами хТ = -0,622 и у = -0,268.
Результаты исследований
Результаты численных исследований представлены в следующем виде:
• в виде графиков сравнения расчетных значений коэффициентов Сх, Су, т2 и аэродинамического качества К (где К = С /С , С —
\ ^ уа/ ха у а
коэффициент подъемной силы; Сха — коэффициент лобового сопротивления в скоростной системе координат) с экспериментальными данными при фиксированных числах Маха и переменных ап (рис. 3-5);
• в виде полей распределения градиента плотности и векторных полей скоростей в плоскости симметрии створки (рис. 6);
• в виде полей распределения градиента плотности и векторных полей скоростей в поперечных сечениях створки х = -0,7; -0,44; -0,26 (слева направо) для трех значений ап (рис. 7, а-в);
• в виде распределения коэффициента давления Ср (где Ср = (Р - Р — статическое давление на поверхности; — статическое давление и скоростной напор в набегающем потоке) по внешней и внутренней поверхностям створки (рис. 8);
• в виде эпюр распределения коэффициента давления по длине корпуса для наветренной и подветренной образующих створки в плоскости ее симметрии (рис. 9).
Исследуемые аэродинамические характеристики створки цилиндро-конической формы при заданном положении центра масс имеют
'бал1
90°
и
два балансировочных угла атаки а абал2 ~ 255°. Наличие балансировочных углов атаки и большие значения аэродинамического качества (рис. 3, в, г; 4, в, г; 5, в, г) могут на отдельных участках траектории полета обусловливать устойчивое движение створки
на абал и вылет ее за район отчуждения в любом направлении. На балансировочном угле абал1 створка статически устойчива как в плоскости тангажа (рис. 3, в; 4, в; 5, в), так и по крену (рис. 10, тх < 0), в силу чего она может достаточно продолжительное время лететь с аэродинамическим качеством. При угле абал2 створка статически неустойчива по крену.
а)
2 0 -2 -4 -6 -8
т2 0,4 0,2 0 -0,2 -0,4 -0,6 -0,8
< ч
Л
4 5 9 о 1: ч ^о % :5 2' г0 31
и
У V
б)
гк
/ ^ V /
\\ л /А \ /
4 9' 1 1 15 А !0 21 5 \ Е° 31
V У V /
(
V
в)
г)
Рис. 3. Зависимости аэродинамических характеристик створки от угла атаки ап при М^ = 0,8: а — коэффициент продольной силы С; б — коэффициент нормальной силы С; в — коэффициент момента тангажа т; г — аэродинамическое качество К Примечание. ▲ — расчет с использованием ПК АетоБЫре-ЗВ; — — эксперимент в аэродинамической трубе У-4М ЦНИИ-маш; ♦ — расчет с использованием ПК ИотУююп.
С
Л
1,0 0,5
о
-0,5 -1,0 -1,5 -2,0
С
V
4 2 0 -2 -4 -6 -8 -10
/*
Г ч
V
4 5 9 0 1; v ю 2; !5 2' '0 31
v *. .
К
1,5 1,0 0,5 0
-0,5 -1,0 -1,5 -2,0
-2,5
а)
£
/
?
4 1 9 0 1- 15 ^ ю 2; :5 2' '0 31
/
/
♦ А-*-, • Н к
б)
в)
1 ч
/ \
л к; \
! \ 1 \
4 5 9 4 1; 15 11 50 % !5 Ъ ч 31 5 ап>
ч } \
n г
\
и
г)
Рис. 4. Зависимости аэродинамических характеристик створки от угла атаки ап при М^ = 1,1. См. подрисуночную подпись и примечание к рис. 3.
Jf ь
/ \
\ X
4 5 9 0 1 v ;о % 5 2: г0 31 i
1 /
\
\: JJ
а)
ч
/ \
/
4 5 9 о 1; 55 % Ю 21 5 2' го 3:
Л
б)
1
Г/ / f fiW'
/ 1 /
4 5 9 \ i: ¡5/И о р 5 И; 0 Ж 5 /а -У 'V
f\ К J L /
с xf
\
\1
в)
г)
Рис. 5. Зависимости аэродинамических характеристик створки от угла атаки ап при М^ = 4,65. См. подрисуночную подпись и примечание к рис. 3.
а)
б)
в)
г)
Рис. 6. Типовые картины обтекания модели створки в плоскости симметрии при М^ = 4,65: а — ап = 0°; б — ап = 60°; в — а =190°; г — а = 320° ~
м м м
О 2 4 5,5 0 2 " 4 5,5 0 2 " 4 5,5
в)
Рис. 7. Картины обтекания модели створки потоком с М^ = 4,65 в поперечных сечениях: а — ап = 60°, б — ап = 190°, в — ап = 320°
Рис. 8. Распределение коэффициента давления при М^ = 4,65: а — по внутренней поверхности створки при ап = 200°; б — по внешней поверхности створки при ап = 60°
Примечание. На изображениях шкалы цветового диапазона выбраны с учетом наглядности представления информации и отражают примерные значения параметров. Для оценки точных значений следует пользоваться графиками и таблицами параметров.
а)
б)
Рис. 9. Эпюры изменения коэффициента давления при М = 4,65: а — а = 190°; б — а = 320°
га ' п ' п
Примечание. — — по наветренной образующей; ■ ■ ■ — по подветренной образующей.
пг
0,2 0,1 0 -0,1 -0,2 -0,3 -0,4
/
/
0 3 0 5 0 6 0 7 0 <р/
\
\
Рис. 10. Зависимости коэффициента момента крена тх створки от угла крена фп при = 4,65: ♦ — для угла атаки абал1; ♦ — для угла атаки абал2
Для рассматриваемой створки с ее положением центра масс характерны небольшие значения аэродинамического качества как при аб1, так и при абал2. В случае изменения положения центра масс створки по оси X или У (первый вариант — хТ = -0,7; уТ = -0,268, второй вариант — хТ = -0,622; уТ = -0,12) происходит перебалансировка створки, и балансировочные углы атаки принимают следующие значения (рис. 11):
для первого варианта (при хТ = -0,7
и Ут = -0,268) а,
бал1
125°
а
бал2
330°
для второго варианта (при хТ = -0,622
и ут = -0,12) а
бал1
90°, а
бал2
260°.
Рис. 11. Зависимости коэффициента момента тангажа тг створки от угла атаки а при различнъж положениях центра
масс: ▲ — хт = -0,622, ▲ — хт = -0,622; ут
; Ут = -0,12
-0,268; ▲
-0,7,
; Ут
-0,268;
При изменении центровки створки ее аэродинамическое качество может существенно увеличиться по абсолютной величине (см. рис. 5, г), что повышает вероятность расширения районов падения. Следует отметить, что исходный вариант центровки створки близок к оптимальному с точки зрения размеров района падения. Проведенный анализ показывает, что за счет регулирования положения центра масс (с помощью балансировочных грузов) можно значительно изменить аэродинамические характеристики створки и динамику ее движения.
Анализ результатов
Сравнение расчетных и экспериментальных значений коэффициентов С, С, т выявило
^ ^ ^ X у 2
следующее:
• программные комплексы Аето8Ьарв-3В и ¥1ошУ1з1оп дают практически одинаковые результаты во всем исследованном диапазоне чисел Маха и углов атаки ап и относительно хорошую сходимость (согласование) с экспериментальными данными в диапазоне дозвуковых, трансзвуковых и малых сверхзвуковых скоростей (Мте ~ 0,4.1,75);
• значительные расхождения расчетных и экспериментальных характеристик выявлены при больших сверхзвуковых скоростях (Мте > 4,0) и обтекании створки со стороны вогнутой поверхности в двух диапазонах углов атаки ап ~180...240° и ап ~310...340° (см. рис. 5), что скорее всего связано с негативным влиянием поддерживающих устройств-державок; обнаруженные расхождения значительно превышают традиционные погрешности определения характеристик в аэродинамических трубах [9]; в расчетах поддерживающие устройства не воспроизводились;
т
• структуры течения, представленные на рис. 6, в, г и 7, б, в, показывают, насколько сложное течение реализуется у поверхности створки при сверхзвуковом обтекании со стороны вогнутой поверхности (ап ~ 180...360°): помимо головного скачка уплотнения, возникающего перед наветренной поверхностью, наблюдаются срыв потока с продольных кромок и интенсивное вытекание газа из вогнутого объема навстречу набегающему потоку с образованием двух вихревых жгутов, внутри вогнутой поверхности образуются локальные зоны отрыва и скачки уплотнения сложной формы. С подветренной стороны наблюдается образование многочисленных вихрей, сносимых вниз по потоку;
• вихревые жгуты, формирующиеся у продольных кромок створки, индуцируют интенсивное течение навстречу набегающему невозмущенному потоку (см. рис. 7, б, в), местные скорости течения в поперечном сечении превышают сверхзвуковые значения; в результате торможения возвратного сверхзвукового течения во внутреннем объеме створки возникает «висячий» прямой скачок уплотнения определенной протяженности и сложной формы в силу неравномерности поля скоростей набегающего потока;
• характерное, почти скачкообразное изменение коэффициентов Сх, С, mz, полученное при использовании обоих методов расчета, в диапазонах углов атаки ап ~180...240° и ап ~310...340° при больших сверхзвуковых скоростях (Мм > 4,0) связано с возникновением на этих углах скачков уплотнения тройной конфигурации (см. рис. 6, в, г), в результате чего на внутренней конической поверхности створки давление существенно возрастает, достигая значений коэффициента давления Ср ~ 4,0, что значительно превышает коэффициент давления на торцевой поверхности при поперечном обтекании и тех же значениях числа Маха набегающего потока; эта гипотеза подтверждается также перепадом давлений между наветренной и подветренной образующими створки (см. рис. 9);
• при обтекании створки со стороны выпуклой поверхности (ап < 180°) наблюдается головной скачок уплотнения и образование внутри вогнутой поверхности двух взаимодействующих несимметричных вихрей, индуцирующих втекание газа набегающего потока внутрь вогнутой поверхности (см. рис. 7, а); эти вихри сносятся вниз по потоку, образуя за створкой вихревую пелену.
Проведенные исследования показали, что расчетные методы дают более обоснованные значения аэродинамических характеристик
створки в силу отсутствия плохо учитываемых влияний поддерживающих устройств в экспериментах. Расчетные исследования значительно более информативны и позволяют получить пространственные аэродинамические характеристики при произвольных сочетаниях ап, фп для более корректного прогнозирования траекторий движения створки и оценки мест и размеров зон отчуждения.
Разброс точек приземления одновременно отделяемых створок ГО в значительной мере, помимо их аэродинамических характеристик, определяется отличиями условий отделения. Как правило, ГО РН разделяются на 2-3 створки, каждая из которых по-своему ориентирована относительно плоскости угла атаки, т. е. отделяемые створки имеют разные углы крена фп. Массово-центровочные характеристики, а зачастую и форма створок также различаются. Усилия толкателей механизмов разделения и длительность их срабатывания имеют свои погрешности, что инициирует различные начальные скорости движения створок V0i и углы тангажа 00i. Двигаясь с различными начальными кинематическими параметрами, конструкции разлетаются на большие расстояния, проходя через области атмосферы с отличающимися ветровыми воздействиями. Расчетные методы позволяют учесть при расчете траекторий движения створок разбросы начальных данных и реализовать статистический подход к определению размеров зоны отчуждения, минимизировать ее площадь с учетом допустимой вероятности выхода створок за границы регламентированного района. При этом необходимо учитывать различие параметров отделения створок ГО от пуска к пуску РН.
Для реализации статистического подхода целесообразно решение сопряженных (совмещенных) задач по одновременному определению аэродинамических характеристик створок на каждом шаге интегрирования уравнений движения их центра масс и вращения относительно центра масс. Такая процедура может быть успешно реализована с использованием программного комплекса Flow Vision, который позволяет осуществлять решение на подвижных сетках, аналогично расчету отделения крышки люка парашютного контейнера возвращаемого аппарата пилотируемого транспортного корабля [11]. При этом требуются вычислительные ресурсы суперкомпьютеров типа «Ломоносов».
В связи с постоянным требованием уменьшения районов падения отделяемых элементов конструкции РН, особенно в заселенных районах страны, данная проблема становится
все более актуальной. Математическое моделирование при сравнительно небольших финансовых и временных затратах дает возможность исследовать и предложить следующие технические решения:
• использование на створках небольших тормозных парашютов (аналогичных самолетным) для придания конструкциям вполне определенных хорошо прогнозируемых аэродинамических характеристик;
• обеспечение фиксированного положения центра масс створок за счет небольших балансировочных грузов, исключающих самобалансировку на произвольных углах атаки, или обеспечивающих их беспорядочное вращение на траектории спуска и осреднение аэродинамического сопротивления Сха;
• вскрытие и фиксация в определенном положении люков, которые всегда имеются на ГО для предстартового обслуживания, с целью искажения формы и обеспечения беспорядочного вращения в процессе движения, как и в предыдущем случае;
• разрезание створок с помощью пиро-шнуров на статически неустойчивые фрагменты с приблизительно одинаковыми коэффициентами сопротивления и другие способы.
Заключение
Проведенный цикл исследований показал, что использование современных коммерческих программных комплексов позволяет на принципиально новом уровне:
• решить задачи определения аэродинамических характеристик, выбора места и оптимальных размеров районов падения отделяемых в полете элементов конструкции РН (включая тонкостенные оболочки);
• предложить способы и устройства минимизации районов падения отделяемых элементов.
Полученные результаты дополняют имеющиеся экспериментальные данные и позволяют более подробно изучить сложные процессы обтекания тонкой створки головного обтекателя ракеты в большом диапазоне изменяющихся параметров.
Авторы признательны Козлову С.С. (ЦНИИмаш) и Алабовой Н.П. (РКК «Энергия») за помощь в подготовке и оформлении публикации.
Список литературы
1. Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. 136 с.
2. Петров К.П. Аэродинамика тел простейших форм. М.: Факториал, 1998. 432 с.
3. Никитин Н.Д. Разработка метода расчета и исследования аэродинамических характеристик створок головных обтекателей ракет-носителей / Диссертация на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук. НПО «Энергия». Москва. 1998. 161 с.
4. Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlya-ev A.N., Odintsov E.V, Sergienko A.A., Sobach-kin A.A. Computation modeling of thecombustion problems with the use of «AeroShape-3D» numerical technique // ISTS 94-d-27, 1994.
5. Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision, версия 2.5.4. Руководство пользователя. М.: ООО «ТЕСИС», 2005. 285 с.
6. ANSYS FLUENT 12.1 Theory guide, Solver Theory. ANSYS Inc., 2010.
7. Beloshitsky A.V, Grigoriev Yu.1., Dyadkin A.A., Kuraev V.P., Timchenko V.A. Aerodynamic effect on spacecrafts during head firing jettison in dense atmosphere layers // Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15-18 October 2001. Capua. Italy. ESA SP487. March 2002.
8. Beloshitsky A.V., Gerasimov Yu.I, Dyadkin A.A., Manova I.A., Krylov A.N., Rybak S.P. The flight measurements of aerodynamics influencies to «Progress-M» spacecraft at the jettisoning of «Soyuz» launcher head fairings // Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15-18 October 2001. Capua. Italy. ESA SP487. March 2002.
9. Андреев В.Н, Боровков А.И., Войнов И.Б, Дроздов С.М., Дядькин А.А., Казаков М.И., Казаков М.Н., Михайлов М.В. Особенности аэрогазодинамики отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 10-20.
10. 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.
11. Аксенов А.А., Дядькин А.А., Москалев И.В., Петров Н.К., Симакова Т.В. Компьютерное моделирование течения и относительного движения возвращаемого аппарата и крышки люка парашютного контейнера в процессе их разделения на участке спуска // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 39-50.
Статья поступила в редакцию 22.12.2015 г.
Reference
1. Petrov K.P. Aerodinamika raket [Aerodynamics of missiles]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1977. 136 p.
2. Petrov K.P. Aerodinamika tel prosteishikh form [Aerodynamics of bodies of the simplest shapes]. Moscow, Faktorialpubl., 1998. 432p.
3. Nikitin N.D. Razrabotka metoda rascheta i issledovaniya aerodinamicheskikh kharakteristik stvorok golovnykh obtekatelei raket-nositelei [Development of the method to calculate and study aerodynamic characteristics of the launch vehicle payload fairing doors / Thesis for a candidate's degree of physical and mathematical sciences]. Dissertatsiya na soiskanie uchenoi stepeni kandidata fiziko-matematicheskikh nauk. NPO «Energiya». Moscow, 1998. 161 p.
4. Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlyaev A.N., Odintsov E.V. Sergienko A.A., Sobachkin A.A. Computation modeling of the combustion problems with the use of «AeroShape-3D» numerical technique. ISTS 94-d-27, 1994.
5. Sistema modelirovaniya dvizheniya zhidkosti i gaza FlowVision, versiya 2.5.4. Rukovodstvo pol'zovatelya [Fluid and gas motion simulation system FlowVision, version 2.5.4. User manual]. Moscow, OOO «TESIS» publ, 2005.285p.
6. ANSYS FLUENT 12.1 Theory guide, Solver Theory. ANSYS Inc., 2010.
7. Beloshitsky A.V, Grigoriev Yu.I., Dyadkin A.A., Kuraev V.P., Timchenko V.A. Aerodynamic effect on spacecrafts during head firing jettison in dense atmosphere layers. Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15-18 October 2001. Sarua, Italy, ESA SP487, March 2002.
8. Beloshitsky A.V., Gerasimov Yu.I., Dyadkin A.A., Manova I.A., Krylov A.N., Rybak S.P. The flight measurements of aerodynamics influencies to «Rrogress-M» spacecraft at the jettisoning of «Soyuz» launcher head fairings. Proc. 4th Europ Symp. Aerothermodynamics for Space Applications, 15-18 October 2001. Sarua. Italy, ESA SP487, March 2002.
9. Andreev V.N., Borovkov A.I., Voinov I.B., Drozdov S.M., Dyad'kin A.A., Kazakov M.I., Kazakov M.N., Mikhailov M.V. Osobennosti aerogazodinamiki otdelyaemogo golovnogo bloka sistemy avariinogo spaseniya s rabotayushchimi dvigatel'nymi ustanovkami [Aerogasdynamics behavior of the escape system separable nose assembly with operating propulsion system]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, №4(7), pp. 10-20.
10. 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 v protsesse proektirovaniya [Role of computer simulation and physical experiment in investigations of space rocket system aerogasdynamics throughout the designing]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, №3(6), pp. 14-21.
11. Aksenov A.A., Dyad'kin A.A., Moskalev I.V., Petrov N.K., Simakova T.V. Komp'yuternoe modelirovanie techeniya i otnositel'nogo dvizheniya vozvrashchaemogo apparata i kryshki lyuka parashyutnogo konteinera v protsesse ikh razdeleniya na uchastke spuska [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]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, №2(9), pp. 39-50.
