CC BY
26УДК 629.76.036.5-112.067.8:004.33:533.6
ОСОБЕННОСТИ АЭРОГАЗОДИНАМИКИ ОТДЕЛЯЕМОГО ГОЛОВНОГО БЛОКА СИСТЕМЫ АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ С РАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЬНЫМИ УСТАНОВКАМИ
© 2014 г. Андреев В.Н.3, Боровков А.И.2, Войнов И.Б.2, Дроздов С.М.4, Дядькин А.А.1, Казаков М.И.1, Казаков М.Н.3, Михайлов М.В.1
1 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
2 Санкт-Петербургский государственный политехнический университет (СПбГПУ)
Ул. Политехническая, 29, г. Санкт-Петербург, Российская Федерация, 195251, e-mail: office@spbstu.ru
3 Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИмаш)
Ул. Пионерская, 4, г. Королев, Московская область, Российская Федерация, 141070, e-mail: corp@tsniimash.ru
4 Центральный аэрогидродинамичежий институт имени проф. Н.Е. Жуковского (ЦАГИ) Ул. Жуковского, 1, г. Жуковский, Московская область, Российская Федерация, 140180, e-mail: info@tsagi.ru
В статье, используя расчетные и экспериментальные данные, анализируются особенности обтекания отделяемого головного блока (ОГБ) с работающими двигательными установками системы аварийного спасения пилотируемого транспортного корабля. Показано значительное влияние струй работающих двигательных установок на аэродинамические характеристики. Выявлены характерные режимы обтекания. Продемонстрирована возможность использования существующих программных комплексов для компьютерного моделирования обтекания ОГБ, в том числе с работающими двигательными установками, и прогнозирования аэродинамических характеристик на различных режимах полета.
В статье приведены данные по сравнению результатов расчетных и экспериментальных исследований аэродинамических характеристик ОГБ с неработающими двигательными установками, демонстрирующие обоснованность выбора программных комплексов AeroShape-3D и ANSYS CFX для решения рассматриваемой задачи. Представлены диаграммы распределения коэффициента давления на поверхности корпуса и распределения плотности и скоростей течения около ОГБ с работающими и неработающими двигательными установками на различных режимах течения. Показано сравнение струйных составляющих аэродинамических коэффициентов ОГБ, полученных расчетом, с экспериментальными данными в полетном диапазоне изменения чисел Маха от 0,6 до 6,0.
Ключевые слова: двигательная установка, отделяемый головной блок, система аварийного спасения.
AEROGASDYNAMICS BEHAVIOR OF THE ESCAPE SYSTEM SEPARABLE NOSE ASSEMBLY WITH OPERATING PROPULSION SYSTEM
Andreev V.N.3, Borovkov A.I.2, Voynov I.B.2, Drozdov S.M.4, Dyadkin A.A.1, Kazakov M.I.1, Kazakov M.N.3, Mikhaylov М.У.1
1 S.P. Korolev Rocket and Space Public Сorporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
2 Saint-Petersburg State Polytechnic University (SPbSPU)
29 Polytekhnicheskaya, Saint-Petersburg, 195251, Russian Federation, e-mail: office@spbstu.ru
3Central Engineering Research Institute (TsNIImash) 4 Pionerskaya Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: corp@tsniimash.ru
4 Central Aerohydrodynamic Institute named after Professor N.E. Zhukovsky (CAI) 1 Zhukovskaya Street, Zhukovskiy, Moscow region, 140180, Russian Federation, e-mail: info@tsagi.ru
The paper uses computational and experimental data to analyze the behavior of the flow around the separated nose assembly with operating thrusters of the escape system of a manned transportation spacecraft. It demonstrates a significant effect of the jets on aerodynamic characteristics. Distinctive flow regimes have been identified. The feasibility of using the existing software systems for computer simulation of the flow around the separable nose assembly, including the case with operating propulsion system, and for predicting aerodynamic properties in different flight modes.
The paper provides data on the comparison of results of computational and experimental studies of aerodynamic properties of the separable nose assembly with inactive propulsion system, which demonstrate the validity of selecting software packages AeroShape-3D and ANSYS CFX for this task. The paper provides profiles of the pressure factor distribution of the surface of the hull and density and flow rate distributions near the nose assembly with both operating and inactive propulsion system in different flow modes. It provides a comparison of jet components of the nose assembly aerodynamic factors obtained through computation with experimental data within the in-flight variation range of Mach numbers from 0,6 to 6,0.
Key words: propulsion system, separable nose assembly, escape rocket stage.
АНДРЕЕВ В.Н.
БОРОВКОВ А.И.
ВОЙНОВ И.Б.
ДРОЗДОВ С.М.
ДЯДЬКИН А.А.
КАЗАКОВ М.И.
КАЗАКОВ М.Н.
МИХАЙЛОВ М.В.
АНДРЕЕВ Виктор Николаевич — исполняющий обязанности начальника сектора ЦНИИМаш, e-mail: eremin_V@mail.ru
ANDREEV Victor Nikolaevich — Acting Head of Sector at TsNIImash, e-mail: eremin_V@mail.ru
БОРОВКОВ Алексей Иванович — кандидат технических наук, профессор, проректор по перспективным проектам СПбГПУ, e-mail: borovkov@compmechlab.com
BOROVKOV Alexey Ivanovich — Candidate of Science (Engineering), Professor, Pro-rector for аdvanced рш)^^ at SPbSPU, e-mail: borovkov@compmechlab.com
ВОЙНОВ Игорь Борисович — начальник отдела СПбГПУ, e-mail: voinov@compmechlab.com VOYNOV Igor Borisovich — Head of Department at SPbSPU, e-mail: voinov@compmechlab.com
ДРОЗДОВ Сергей Михайлович — доктор физико-математических наук, начальник отдела ЦАГИ, e-mail: smdrozdov@yandex.ru
DROZDOV Sergey Mikhaylovich — Doctor of Science (Phisical and Mathematical), Head of Department at CAI, e-mail: smdrozdov@yandex.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
КАЗАКОВ Михаил Иванович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru KAZAKOV Mikhail Ivanovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
КАЗАКОВ Михаил Николаевич — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦНИИмаш, e-mail: kazakov_mikhail@mail.ru
KAZAKOV Mikhail Nikolaevich — Candidate of Science (Engineering), Lead Research Scientist at TsNIImash, e-mail: kazakov_mikhail@mail.ru
МИХАЙЛОВ Максим Викторович — инженер РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru MIKHAYLOV Maxim Viktorovich — Engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
Введение
Для отделения возвращаемого аппарата (ВА) с экипажем пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения от аварийной ракеты-носителя (РН) используется реактивный блок аварийного спасения (РБАС), который в связке с ВА образует отделяемый головной блок (ОГБ) (рис. 1). При возникновении аварии РБАС срабатывает и уводит ВА на безопасное расстояние, после чего основной ракетный двигатель (ОРД) выключается, и с помощью специального двигателя в носовой части РБАС осуществляется разворот ОГБ по углу атаки на 160° с целью формирования оптимальных условий отделения ВА от РБАС и ввода парашютной системы для мягкой посадки ВА.
ОГБ
Рис. 1. Компоновочная схема отделяемого головного блока
Примечание. ОГБ — отделяемый головной блок; ОРД — основной ракетный двигатель; РБАС — реактивный блок аварийного спасения; ПхО — переходный отсек; ВА — возвращаемый аппарат.
В данной работе анализируются результаты компьютерного моделирования обтекания ОГБ с целью определения его аэродинамических характеристик (АХ) для решения вопросов баллистики, динамики движения и нагружения конструкции. Рассматриваются режимы обтекания ОГБ с работающим РБАС в диапазоне углов атаки 0...30° и с
выключенным РБАС в диапазоне углов атаки 0.180°. Влияние на аэродинамические характеристики струй двигателя разворота ОГБ по углу атаки не учитывается, так как оно незначительно. Поскольку авария может произойти на любом атмосферном участке траектории выведения корабля, задача решается в диапазоне скоростей, соответствующих числам Маха 0,3.6,0. На этих режимах, как правило, реализуются максимальные скоростные напоры и предельные значения аэродинамических сил и моментов. Результаты расчетных исследований сравниваются с экспериментальными данными, полученными в аэродинамических трубах (АДТ) ЦАГИ и ЦНИИмаш.
Методы и технология исследований
В соответствии с принятой в РКК «Энергия» технологией определения АХ проектируемых изделий с использованием компьютерного моделирования [1] проведено тестирование двух программных комплексов (ПК) — AeroShape-3D [2] и FlowVision [3], и показана возможность их использования для решения данной задачи. В качестве основного выбран ПК AeroShape-3D, с помощью которого исследовано обтекание ОГБ с работающим и выключенным РБАС. Программный комплекс FlowVision использован для дублирующих расчетов характеристик ОГБ с выключенным РБАС. Параллельно в СПбГПУ проведены расчеты обтекания ОГБ для отдельных режимов с использованием ПК ANSYS CFX [4] на сетках с существенно увеличенным числом расчетных ячеек (порядка 24-106 ячеек) по сравнению с 2106 ячеек
в расчетах РКК «Энергия». Расчеты проведены для натурных значений числа Рейнольдса.
Верификация (валидация) расчетных значений АХ выполнена с использованием модельных экспериментальных данных, полученных на последующих этапах работ. Экспериментальные данные для ОГБ с выключенным РБАС получены на весовой модели масштаба М1:70 в АДТ ЦНИИмаш и на дре-нажно-весовой модели масштаба М1:20 в АДТ ЦАГИ. Экспериментальные данные по влиянию струй РБАС получены при углах атаки 0 и 10° на струйной весовой модели масштаба М1:35 в АДТ ЦНИИмаш. Струи двигательных установок (ДУ) имитировались в опытах истечением холодного воздуха высокого давления. В силу конструктивных особенностей модели замерялись силы и моменты, действующие не на всю модель ОГБ, а на ее фрагмент, включающий ВА и переходный отсек (ПхО) между РБАС и ВА. Конструкция модели и внутримо-дельных полых тензовесов позволила исключить тягу сопел из измеряемых составляющих сил и моментов, что повысило точность измерений исследуемых характеристик.
При испытаниях в ЦАГИ наряду с определением интегральных аэродинамических характеристик — Сх (коэффициент продольной силы), С (коэффициент нормальной силы), тг (коэффициент момента тангажа) — измерялось давление в контрольных точках на поверхности модели (24 точки).
При анализе результатов использована связанная система координат (ГОСТ 20058-80) с началом в вершине лобового теплозащитного экрана (ЛТЭ) ВА и следующие характерные площадь и длина: S = Sмиделя; Ь = ЬОГБ.
Коэффициент момента тангажа определен относительно условного центра масс, расположенного в носике РБАС.
Анализ результатов исследований. Форма представления результатов
Результаты компьютерного моделирования представлены в виде векторных диаграмм и распределения плотности в поле течения около ОГБ (рис. 2, 5), зависимостей аэродинамических коэффициентов Сх, С, тг от угла атаки а при фиксированных значениях числа Маха (рис. 3, 4), а также в форме эпюр распределения коэффициента давления Ср по длине корпуса ОГБ Ср(Ь) и в его поперечных сечениях Ср(у) на рис. 6, 7. Длина Ь отсчитывается от вершины РБАС в направлении донной части корпуса, а меридиональный угол у — от наветренной (у = 0) образующей. На рисунках, наряду с расчетными, показаны экспериментальные данные. Экспериментальные данные на рис. 3, 4 представлены для диапазона углов атаки 0.55°. При больших значениях угла атаки экспериментальные исследования не проводились.
Влияние струй ДУ на АХ оценивалось в виде разности коэффициентов Сх, Су, тг ОГБ с работающим и неработающим РБАС: АС С С г- ,-.;
х хСС хБС7
АС С С г- ,-.;
у уСС уЬС7
Ат = т гг - т к„,
2 2СС 2БС
где СхСС — коэффициент с учетом влияния струй; СхБС — коэффициент без учета влияния струй.
Расчетные и экспериментальные значения составляющих АСх, АСу, Ат2 сравниваются для фрагмента ОГБ, который взвешивался в струйных испытаниях (ПхО + ВА).
а) б) в)
г) д) е)
Рис. 2. Распределение плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около отделяемого головного блока (ОГБ) в плоскости угла атаки ОГБ (у = 0°) при ап = 20°: а — с работающим ОРД (М^ = 1,3; па = 3,4); б — с неработающим ОРД (М^ = 1,3); в — с работающим ОРД (М^ = 4,0; па = 94,2); г — с неработающим ОРД (М^ = 4,0); д — с работающим ОРД (М^ = 6,0; па = 750,2); е — с неработающим ОРД (М^ = 6,0) Примечание. ОРД — основной ракетный двигатель.
Сравнение расчетных и экспериментальных данных для ОГБ с неработающим ОРД
Анализ структуры течения около ОГБ показывает, что в поле течения возникают зоны отрыва в следе за соплами неработающих ДУ, около конического переходника в зоне сопряжения РБАС с ПхО и на боковой поверхности ВА, а также скачки уплотнения в диапазоне транссверхзвуковых скоростей. Обширная отрывная зона формируется в донной области ОГБ (см. рис. 2). Структура течения, полученная расчетом, аналогична структуре течения на теневых снимках, полученных в ходе экспериментов в аэродинамических трубах ЦНИИмаш.
Расчетные и экспериментальные значения интегральных аэродинамических коэффициентов хорошо согласуются между собой при сверхзвуковых скоростях (Мте > 1,0) во всем исследованном диапазоне углов атаки. Пример сравнения приведен на рис. 4. В то же время при дозвуковых скоростях хорошее согласование расчетных и экспериментальных данных наблюдается лишь до углов атаки а < 30° (рис. 3).
С
0,2 0 -0,2
-0,6
-1,0
4«! ¡4
\
9 0' 4 о1 6 о1 'р о1 ] 1 9h и 0 а
а)
б)
в)
Рис. 3. Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований аэродинамических характеристик
отделяемого головного блока при Л/ = 0,6: -о- — расчет с использованием АвтоЗЬарв-ЗВ; □ — расчет с использованием ШотУшоп; • — расчет СПбГПУ с использованием АЫ5У5 СГХ;
-а- — эксперимент ЦАГИ; эксперимент ЦНИИмаш
С
X
0,6
0,2 0 -0,2
-0,6
-1,0
-1,4
-1,8
'9 о' о' '6 V '8 о' \< № й о1 iri а
а)
г 0
-0,2
-0,6
-1,0 -1,4
20 40 60
б) 80
100 120 140 160 а,
у 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 Fl-
- /
- / (
- / /
- ч
-
-
в)
Рис. 4. Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований аэродинамических характеристик
отделяемого головного блока при Л/ = 2,0: -о- — расчет с использованием АегоБкаре-ЗО; -4- — эксперимент ЦНИИмаш; -*-, -•-, — эксперимент ЦАГИ
Возможной причиной расхождений данных при больших углах атаки является возникновение развитого отрыва пограничного слоя на боковой поверхности ВА вдоль его образующих (у ~130 и 230°) с формированием вихревых жгутов на подветренной стороне корпуса (рис. 5).
Предполагаемыми факторами повышенных расхождений являются также:
• значительные отличия в значениях характерных чисел Рейнольдса Явь в полете (~14,5-107) и при испытаниях в АДТ (~8,1-106) на этих режимах (Явь — число Рейнольдса, посчитанное по длине корпуса ОГБ);
• неполная адекватность математической модели исследуемому физическому процессу на этих режимах (в части влияния вязкости);
• неоптимальный выбор размеров расчетной области и размерности расчетной сетки;
• влияние донной державки на течение при испытаниях в АДТ.
а)
б)
Рис. 5. Распределение плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около отделяемого головного блока (ОГБ) с неработающим основным ракетным двигателем при М^ = 0,6; ап = 50°: а — в плоскости симметрии ОГБ; б — в поперечном сечении с координатой 0,855Ь от носка ОГБ
Расчетные исследования с вариацией чисел Явь показали, что при одинаковых значениях чисел Рейнольдса в расчетах и в опыте сходимость данных по коэффициенту давления Ср на поверхности ОГБ значительно улучшается (рис. 6), но значения коэффициентов Сх, Су, тг практически не меняются (табл. 1).
Таблица 1
Влияние числа Рейнольдса Явь и расчетной сетки на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока при = 0,6
АХ Расчеты Эксперимент
Исходная сетка Модифицированная сетка Ев1 = 8,1-106
8,1106 14,5106 145106 145-106
Сх С1 У тг 0,0952 0,974 -0,678 0,0857 0,981 -0,687 0,0723 0,971 -0,684 0,236 1,000 -0,709 0,128 1,174 -0,796
С
0,8
0,4
-0,4
-0,8
С 10 11
р
>
8
9 1 0 1 1 1 2 1 3 Ь, мч
а)
12
14 1,м
б)
С
-0,2
-0,4
-0,6
-0,8
10
11
12
13
Ь, м
✓ У
'У • V /у/ V/
/ • У/ 'я
\ \ 4 4 Т / ъ'
•
в)
Рис. 6. Изменение коэффициента давления Ср на поверхности возвращаемого аппарата при М^ = 0,6; ап = 50° (расчет с использованием Аего8каре-ЗТ))-а- — расчет для Ие1 = 145-106; -о- — расчет для Ие1 = 14,5-Ю6; — расчет для Ие1 = 8,1-105; • — эксперимент ЦАГИ, Ке1 = 8,1-10", а = 51,2°; -4- —расчет для Ев = 145-106 с модифицированной расчетной сеткой
б)
Рис. 7. Изменение коэффициента давления в зависимости от меридионального угла в поперечных сечениях при М^ = 0,6;
а„ = 50°: а — в сечении 0,685,; б — в сечении 0,96,;-----расчет
для Ев, = 145106;---расчет для Ев, = 14,5-106;--расчет
для Ев, = 8,1■ 106; • — эксперимент ЦАГИ, Ев = 8,1-Ю6, а = 51,2°
Более существенное влияние на интегральные АХ, особенно на значения коэффициента продольной силы, оказывает модификация расчетной сетки, которая сопровождается изменением структуры течения в донной области (рис. 8). Значения Су и меняются при этом в меньшей мере, хотя сходимость данных также улучшается. Для завершения анализа требуется проведение дополнительных расчетов АХ для модели с державкой и без нее. Судя по полученным результатам, причиной повышенных расхождений является совокупное действие перечисленных факторов.
а)
б)
Рис. 8. Варианты расчетной сетки при исследовании течения около отделяемого головного блока при М^ = 0,6 и ап = 50°:
а — исходная расчетная сетка (~1,6-106); б — модифицированная сетка (~2,5-106)
В целом компьютерное моделирование с учетом заданной для проектных исследований полосы разброса АХ обеспечивает надежное прогнозирование характеристик ОГБ с неработающими ДУ во всем исследованном диапазоне чисел Маха 0,3...6,0 при углах атаки а < 30° и в диапазоне 0.180° при > 1,0.
Сравнение расчетных и экспериментальных данных по влиянию струй ОРД. Пересчет экспериментальных данных на условия полета
Экспериментальные исследования проводились на модели с имитацией струй ОРД истечением холодного воздуха высокого давления. Сравнение геометрических и газодинамических параметров сопел изделия и модели (в размерности изделия) представлено в табл. 2.
Таблица 2
Сравнение геометрических и газодинамических параметров сопел изделия и модели
Параметры ОРД
Изделие Модель
Диаметр среза сопла ¿а, мм 546 546
Диаметр критического сечения сопла d , мм кр' 156 238
Угол раствора сопла 9а, ° 38°33' 38°33'
Угол отклонения оси сопла от оси РБАС ф , ° та' 25 25
Отношение удельных теплоемкостей на срезе сопла жа = Ср /Со 1,19 1,4
Число Маха на срезе сопла Ма 3,45 3,23
Давление на срезе сопла Р, кгс/см2 0,92 юат
Температура газа на срезе сопла Та, К 1 400 93
Расчетные исследования проводились при номинальных значениях нерасчетности струй па (па = Ра /Рте, где Ра — давление на срезе сопла, — атмосферное давление в точке типовой траектории выведения ПТК). В опытах необходимые значения па достигались за счет изменения давления Р0 в форкамере модели в диапазоне 1,0...~120 кгс/см2.
Пересчет экспериментальных значений аэродинамических коэффициентов на натурные условия осуществлялся ЦНИИмаш с использованием критерия приближенного моделирования, согласно которому при одинаковых значениях числа Маха набегающего потока и углов атаки должно выполняться следующее условие:
= [(Р /Р^ЖМа2/^М^)(5аА)]изд.
Сравнение расчетных и экспериментальных значений (с учетом их пересчета) составляющих аэродинамических коэффицентов АСх, АС , Дтг ОГБ, обусловленных влиянием струй орд, приведено на рис. 9 в виде зависимостей коэффициентов от числа Маха при углах атаки 0 и 10°. Наблюдается хорошее согласование данных.
Особенности обтекания ОГБ с работающим ОРД. Режимы течения
Расчетные исследования выявили три следующих основных режима течения.
1. При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях < 1,3) и малых нерас-четностях (па ~ 1.5) струи ОРД ведут себя как изолированные на достаточно большом удалении от среза сопел (см. рис. 2, а). Они взаимодействуют с набегающим потоком, а вблизи конического переходника и конической поверхности корпуса ВА начинают взаимодействовать между собой, обусловливая изменение давления на поверхности ПхО и ВА. На конической поверхности ВА наблюдаются ярко выраженные локальные зоны повышенного давления в плоскостях взаимодействия струй между собой и зоны пониженного давления на наветренной стороне (рис. 10, а, б). Положение зон и значения коэффициентов давления в них меняются в зависимости от числа Маха, угла атаки и нерасчетности струй. Коэффициенты давления в зонах влияния струй достигают значений Ср = 0,8.1,5. Одновременно за счет эжектирующего воздействия струй на течение у боковой поверхности ВА заметно увеличивается разрежение в донной области на поверхности ЛТЭ (рис. 11), что сопровождается возрастанием Сх по сравнению с вариантом неработающего ОРД. В результате понижения давления за счет влияния струй на наветренной стороне конической поверхности снижается несущая способность хвостовой части ОГБ (АСу < 0) и уменьшается статическая устойчивость ОГБ (Атг > 0) (рис. 9).
2. При увеличении числа Маха (1,3 С С 4,0) и высоты полета Н картина течения меняется, в основном, за счет роста нерасчетности струй ОРД (па достигает ~90) и соотношения скоростных напоров qa/qaa в струях и набегающем потоке. Повышение нерасчетности обусловливает значительное увеличение поперечного размера струй и взаимодействие между ними в непосредственной близости от среза сопел ОРД (см. рис. 2, в).
а)
в)
г)
Рис. 9. Влияние струй основного ракетного двигателя на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока: а — угол атаки ап = 0°; б - г — угол атаки ап = 10° Примечание. • — эксперимент ЦНИИмаш; -о- — расчет АетоЗЪаре-ЪВ.
В результате при сверхзвуковых скоростях струи ДУ экранируют большую часть поверхности ВА от воздействия набегающего потока, что сопровождается уменьшением Ср на конической части боковой поверхности аппарата (рис. 10, в, г). При этом значительно уменьшается эжектирующее влияние струй на величину
донного давления (рис. 11). Одновременно в средней и хвостовой частях корпуса ВА появляются локальные зоны повышенного давления (Ср ~ 0,8.1,0), обусловленные взаимодействием струй между собой и их воздействием на поверхность ВА.
В результате экранирующего влияния струй коэффициент продольной силы Сх ОГБ уменьшается (ЛСх < 0), продолжает снижаться по мере роста чисел Маха несущая способность конической части ВА, в результате чего отрицательные значения составляющей коэффициента нормальной силы ЛСу возрастают, а значительное увеличение положительной составляющей момента тангажа Лш2 может приводить к потере статической устойчивости ОГБ с учетом одновременного смещения его центра масс в сторону донной части в результате выработки топлива ОРД (рис. 9).
а)
в)
д)
3. С дальнейшим ростом нерасчетности струй на больших сверхзвуковъа скоростях > 4,0; па ~ 100...1 000) течение в струях ОРД и в протоках между ними существенно видоизменяется — протоки сужаются, что, с одной стороны, сопровождается усилением экранирующего эффекта конической части ВА (см. рис. 2, е, д), в результате чего Ср уменьшается, а с другой стороны, начинается прямое воздействие струй на конический переходник РБАС и прилегающую к нему поверхность ВА. В зонах прямого воздействия струй значения коэффициента Ср достигают непривычно больших значений порядка 8,0 (рис. 10, д, е). Это связано с тем, что скоростной напор набегающего потока используемый при расчете коэффициентов Ср на этих скоростях и высотах полета ОГБ (Н ~ 30.50 км), на два порядка меньше скоростного напора д струй ДУ, воздействующих на поверхность (д! ~ 250.1 000 кгс/м2, д ~ 60 000 кгс/м2).
б)
г)
е)
Рис. 10. Влияние струй ОРД на распределение коэффициента давления по поверхности ОГБ: а — М^ = 1,3; ап = 20°, с неработающим ОРД; б — М^ = 1,3; ап = 20°, с работающим ОРД, па = 3,4; в — М^ = 4,0; ап = 20°, с неработающим ОРД; г — М^ = 4,0; ап = 20°, с работающим ОРД, па = 94,2; д — М^ = 6,0; ап=20°, с неработающим ОРД; е — М^ = 6,0; ап = 20°, с работающим ОРД, па = 750,2 Примечание. ОРД — основной ракетный двигатель; ОГБ — отделяемый головной блок.
С
РАО н
о
-0,2 -0,4 -0,6 -0,8
9 М
а)
б)
Рис. 11. Влияние струй основного ракетного двигателя (ОРД) на величину коэффициента донного давления Срдон отделяемого головного блока: а — С от числа М при а = 0°; б — С от числа М при а = 20°
рдон га * п ' рдон го ^ п
Примечание.--расчет с неработающим ОРД;--расчет с работающим ОРД; ◊ — эксперимент ЦНИИмаш, неработающий ОРД;
• — эксперимент ЦАГИ, неработающий ОРД
Поэтому сравнительно небольшие значения давления, обусловленные воздействием струй, дают большие значения Ср.
Прямое воздействие струй на ПхО и прилегающую поверхность ВА сопровождается интенсивным увеличением по мере роста чисел Маха коэффициента продольной силы ОГБ (ЛСх возрастает) и замедлением снижения ЛСу и увеличения Лш2 (см. рис. 9). С ростом угла атаки характер влияния струй ОРД по числам Маха не меняется. Однако при увеличении а в диапазоне 0.30° абсолютные значения ЛСх уменьшаются, а ЛСу и Лш2 увеличиваются.
При ненулевых углах атаки фактическая нерасчетность струи сопла, расположенного на наветренной стороне ОГБ, уменьшается, а для сопла на подветренной стороне — увеличивается в результате изменения местного статического давления в поле течения вблизи среза сопел на наветренной и подветренной сторонах при неработающем ОРД. В силу этого поперечные размеры струй на наветренной и подветренной сторонах различаются, и это отличие увеличивается по мере роста угла атаки (см. рис. 2, а-д).
Расчетные данные, приведенные в табл. 3, демонстрируют изменение местного статического давления Р5 на срезе сопел неработающего ОРД (Р51 — для наветренного сопла, Р2 — для подветренного сопла), фактической нерасчетности струй (соответственно па1 и па2) и параметров набегающего потока в зависимости от числа Маха М! и угла атаки. С ростом угла атаки различия в не-расчетностях наветренной и подветренной струй увеличиваются, а следовательно, и тяги Е1 наветренного и Е2 подветренного сопел будут отличаться на величину ЛЕ высотных поправок тяги:
ЛЕ = ЛЕ2 - ЛЕ1 = (Ра - Р^а - (Ра - ^
где Рз1 = +Рз2 = С^д- +
Составляющая ЛЕ обусловливает дополнительный газодинамический момент ЛшхЕ, действующий в направлении уменьшения возмущения, т. е. угла атаки. Величина этого стабилизирующего момента достигает максимума в диапазоне чисел Маха ~1,0.2,0 и составляет 3.6% от газодинамической составляющей момента Лш2, обусловленной перераспределением давления по поверхности ОГБ при истечении струй ОРД.
Таблица 3
Влияние нерасчетности струй на газодинамическую составляющую т
м! а, ° д!, Па СрЯ Ср32 па1 па2 ЛШ2Е 5 , % к
0,6 10 17 007,13 -0,20751 —0,38116 1,41 1,48 3,2310Е-04 2,48
0,6 20 17 007,13 -0,34790 —0,35640 1,47 1,47 1,5812Е-05 0,08
0,6 30 17 007,13 -0,42006 -0,28500 1,50 1,44 -2,5130Е-04 0,89
1,0 10 28 350,60 -0,12697 -0,23318 2,44 2,66 1,9762Е-04 2,22
1,0 20 28 350,60 -0,20811 -0,20525 2,61 2,60 -5,3264Е-06 0,06
1,0 30 28 350,60 -0,27608 -0,15599 2,76 2,50 -2,2345Е-04 4,16
1,7 10 30 985,18 -0,21294 -0,18210 10,34 9,32 -5,7392Е-05 4,12
1,7 20 30 985,18 -0,28761 -0,14861 14,06 8,41 -2,5864Е-04 6,19
1,7 30 30 985,18 -0,37051 -0,03518 23,45 6,34 -6,2395Е-04 6,29
4,0 10 10 715,00 -0,04948 -0,00918 211,19 105,02 -7,4994Е-05 0,30
4,0 20 10 715,00 -0,05564 0,01525 249,80 80,50 -1,3191Е-04 0,30
4,0 30 10 715,00 -0,05829 0,07825 271,11 50,24 -2,5407Е-04 0,63
6,0 10 3 028,64 -0,01960 0,03973 1 481,22 374,98 -1,1040Е-04 0,27
6,0 20 3 028,64 -0,02043 0,03978 1 544,88 374,74 -1,1204Е-04 0,17
6,0 30 3 028,64 -0,02088 0,09151 1 582,27 227,02 -2,0913Е-04 0,28
Выводы
На основе компьютерного моделирования исследовано влияние струй ОРД РБАС на аэродинамические характеристики ОГБ. Выявлены характерные режимы и особенности течения в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки. Результаты расчетных исследований подтверждены данными экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦНИИмаш и ЦАГИ.
В зависимости от значений числа Маха и нерасчетности струй двигателей реализуются три характерных режима течения:
• в диапазоне чисел Маха 0,6.1,3 и малых нерасчетностях па < 5 определяющим фактором является эжектирующее влияние струй;
• в диапазоне чисел Маха 1,3.4,0 и умеренных нерасчетностях па < 90 определяющим является экранирующее влияние струй;
• в диапазоне гиперзвуковых скоростей (Мм > 4,0) и больших нерасчетностях па > 100 струи оказывают прямое воздействие на ВА.
Список литературы
1. 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. 14-22.
2. AeroShape-3D. User's manual (Руководство пользователя). 2007.
3. Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision, версия 2.0504. Руководство пользователя // М.: ООО «ТЕ-СИС», 2005. 1230 с.
4. ANSYS Theory Reference. SAS IP, Inc. (Теоретический справочник). 2006. Статья поступила в редакцию 18.06.2014 г.
References
1. 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 aerogasdynamics studies of rocket and space systems during design process]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 3(6), pp. 14-22.
2. AeroShape-3D. User's manual (Rukovodstvo pol zovatelya). 2007.
3. Sistema modelirovaniya dvizheniya zhidkosti i gaza FlowVision, versiya 2.0504. Rukovodstvo polzovatelya [Fluid motion simulation system FlowVision, version 2.0504. User's Manual]. Moscow, OOO «TESIS» publ., 2005. 1230p.
4. ANSYS Theory Reference. SAS IP, Inc. (Teoreticheskii spravochnik). 2006.
