CC BY
9
УДК 623.467.36
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-12-179-186
ОЦЕНИВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СНИЖЕНИЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК
НА ПУСКОВОЕ УСТРОЙСТВО ПРИ ПРОФИЛИРОВАНИИ ЕГО ГАЗОХОДОВ
В.В. Козлов, А.В. Лагун, И.М. Соловьев
В статье рассмотрена актуальная задача, связанная с выбором оптимальных геометрических параметров газохода пускового устройства, для снижения пусковых нагрузок возникающих при пуске ракеты космического назначения. Задача решается с использованием возможностей программы моделирующей процесс распространения струи двигательной установки в газоходе пускового устройства. Кратко описаны возможности разработанного с участием авторов программного комплекса. Сделан акцент на исследование возможностей снижения силовых и тепловых нагрузок возникающих при пуске ракет применением для отвода газовой струи двигательной установки профилируемых газоходов или газоотводящих каналов сложной конфигурации. Наглядно продемонстрирована необходимость учета результатов моделирования процесса распространения газовой струи в газоходе пускового устройства для обоснования параметров газохода, применяемого в пусковых установках на универсальных стартовых комплексах.
Ключевые слова: газоход, струя двигательной установки, пусковое устройство, пуск ракеты космического назначения, моделирование процесса, нагрузки.
Как отмечено в руководящих документах в области космической деятельности Российской Федерации, одной из основных задач организаций, занимающихся эксплуатацией космических средств является развертывание в стратегической космической зоне орбитальных группировок космических аппаратов, обеспечивающих жизнедеятельность и безопасность государства, и поддержание их требуемого состава.
Для выполнения этой задачи необходимы космические аппараты различного назначения, обладающие большим спектром массово-габаритных характеристик и выводимые на орбиты с различными параметрами. Для их запуска используются ракеты-носители разных классов по грузоподъемности. Они входят в состав как штатных эксплуатируемых сейчас ракетно-космических комплексов, так и перспективных проектируемых и разрабатываемых.
В действующей Федеральной космической программе России на 2016-2025 годы сформулированы направления развития средств выведения космических аппаратов. Эксплуатирующим космические средства организациям поставлена конкретная задача обеспечения независимого доступа в космос с территории страны в спектре решаемых задач. Параллельно должна быть проведена оптимизация номенклатуры средств. обеспечивающих запуск космических аппаратов.
Такая работа неразрывно связана с проведением мероприятий, обеспечивающих модернизацию и инфраструктуры ракетно-космических комплексов входящих в состав космодромов России. Перечень таких мероприятий определен в Федеральной программе «Развитие космодромов на период 2017-2025 годов в обеспечение космической деятельности Российской Федерации». Требуется создание многофункциональной наземной космической инфраструктуры для обеспечения пусков всех типов российских существующих и перспективных средств выведения космических аппаратов обеспечивающих выполнение задач как социально-экономического развития страны, так и научных исследований, а также обеспечения обороны и безопасности государства, реализации различных проектов.
Стартовые комплексы (СК) и его технологическое оборудование, являются одной из основных частей наземной космической инфраструктуры существующих космических ракетных комплексов участвующей в технологическом процессе подготовки пуска ракет космического назначения (РКН). Технические возможности СК уникальны. Технологическое оборудование, входящее в его состав, осуществляет подготовку и пуск, как конкретной ракеты космического назначения, так и целого семейства ракет космического назначения различного класса (например, ракет космического назначения семейства «Союз» или семейства «Ангара»). Причем используемое для пуска ракет технологическое оборудование и стартовое сооружение, в котором оно размещено, должны выдерживать различного уровня нагрузки от двигательных установок при старте этих ракет и надежно обеспечивать выполнение технологического процесса подготовки и пуска РКН с заданной интенсивностью. С этой целью необходима научно-исследовательская работа, связанная с анализом пусковых нагрузок на основе моделирования газодинамических возникающих при пуске РКН.
Анализ газодинамических нагрузок, действующих на пусковые установки. Для осуществления моделирования пусковых нагрузок, возникающих при пуске РКН необходимо понимание сути происходящих процессов. сопровождающих пуск ракеты.
После доставки РКН на СК она размещается на его пусковом оборудовании. Практически все время подготовки к пуску на СК РКН установлена на опорах пускового устройства (ПУ) входящего в состав пускового оборудования СК. Процесс подготовки РКН к пуску достаточно длителен и реализуется в условиях воздействия различных факторов, включая природные (порывы ветра, осадки, отрицательные температуры и т.д.). При этом РКН непосредственно воздействует на элементы ПУ определенными
видами нагрузок, которые могут быть расчетными или нерасчетными, причем расчетные нагрузки могут быть рабочими, предельными и аварийными [3,4]. К рабочим нагрузкам относят нагрузки, возникающие в период проведения рабочего цикла при нормальных условиях работы оборудования.
В процессе производства пуска РКН на саму ракету и на элементы пускового устройства уже действуют газодинамические и тепловые нагрузки от воздействия газового потока струи продуктов сгорания двигательной установки (ДУ) РКН которые относятся к рабочим нагрузкам. Воздействие этих нагрузок не должно приводить нарушению функционирования взлетающей РКН и технологического оборудования СК, а именно пусковой установки и расположенных в непосредственной близости от ПУ агрегатов технологического оборудования СК. Особенность такого воздействия обусловлена большой мощностью газовых струй продуктов сгорания высокоэнтальпийного топлива ДУ РКН.
Выбор облика стартовых сооружений и размещенных на нем пусковых устройств, должен проходить с учетом действия газодинамических, тепловых акустических нагрузок и эжекционных процессов, возникающих при старте РКН [3].
Причем при решении задачи проектирования пусковых установок учитывается возможность отвода газовых струй ДУ от днища РКН и элементов ПУ, что обеспечит выполнение задачи безаварийного пуска РКН. Успешную защиту стартующей РКН возникающих газодинамических и тепловых нагрузок можно осуществить при правильном выборе и применении нужной газодинамической схемы ее старта.
В котлованной газодинамической схеме старта задача отвода газовой струи ДУ решается с помощью использования специально спрофилированных газоотводных каналов (газоходов), которые гасят силовые нагрузки и тепловую энергию струй ДУ РКН, уменьшая возникающие нагрузки. Взаимодействие газовой струи ДУ РКН с элементами ПУ приводит к возникновению сложных газодинамических процессов, отличающихся по механизмам их протекания.
При анализе пусковых нагрузок возникающих от работы ДУ РКН из сложного газодинамического процесса выделяют как ударно-волновые (нестационарные) процессы, происходящие при запуске ДУ, так и квазистационарные процессы течения в газоходах при движении ракеты на начальном участке траектории. Кроме того учитывается протекание тепловых и акустических процессов [3,4,6].
Первоначально при включении ДУ РКН возникают с нестационарные процессы распространения ударных волн, образующихся при воспламенении компонентов ракетных топлив (КРТ) и выходе их продуктов сгорания через сопла ДУ (рис. 1). Ударно-волновые нагрузки зависят от характеристик двигателей и параметров газохода пусковой установки.
Процесс выхода ДУ на режим нормальной тяги сопровождается образованием мощного сверхзвукового потока из камер сгорания ДУ. Достигнутая нормальная тяга ДУ позволит поднять РКН с опор ПУ. Все время выхода на ДУ РКН на нормальную тягу в газоходе ПУ происходит стационарное волновое распространение струи продуктов сгорания КРТ. Нерасчетный режим распространения газовой струи ДУ у поверхности земли и процесс объединения струй отдельных камер ДУ в единый сверхзвуковой поток продуктов сгорания имеет сложную волновую структуру. В периферийных слоях струи продуктов сгорания образуется пограничный слой, в котором происходит смешение горячей струи ДУ с холодным окружающим воздухом, что приводит к эжекции холодного окружающего воздуха в газоход.
Сверхзвуковое течение струи продуктов сгорания, а также турбулентное смешение их с окружающим воздухом приводит как к нагружению элементов конструкции ПУ избыточным давлением, так и возникновению сильного акустическое излучения, величина которого может достичь величины 170^180 дБ. Возникающие акустические нагрузки совместно с вибрационными явлениями течения продуктов сгорания оказывает неблагоприятное воздействие на элементы конструкции РКН и детали их электронной аппаратуры, а также наземных систем. Итогом таких процессов могут стать резонансные явления, изменяющие предел выносливости конструкционных материалов элементов космической техники.
В результате натекания сверхзвуковой струи продуктов сгорания на конструкцию ПУ образовываются скачки уплотнения из ударных волн. За ними прослеживается повышение давления и температуры газа [1,2]. Причем величина давления достигает в отдельных случаях более 1 МПа. Конструкция стартового сооружения и находящегося в нем ПУ подвергается не только динамическому нагружению, но и тепловому воздействию от струи ДУ РКН.
При пуске РКН различного класса величина значения температуры потока газов продуктов сгорания превышает величину значения температуры плавления конструкционных сталей, из которых создаются элементы конструкции РКН. Причем в этом случае нагрев поверхности металлооблицовки газохода ПУ, предназначенного для отвода струи продуктов сгорания, происходит с большой скоростью (800^3500 К/с). На остальных конструктивных элементах ПУ и бетонного стартового сооружения от деструктивного теплового воздействия возникают явления, связанные с тепловым ударом, плавлением, абляцией и уносом металла облицовки или бетона стартового сооружения СК.
Одновременное негативное воздействие на металлоконструкцию ПУ температуры газовой струи сопровождаемое ее высоким давлением дает результат в виде образования зон пластических и ползучих деформаций. В итоге металлоконструкция ПУ теряет прочность из-за изменения микроструктуры металла, а в самой конструкции ПУ накапливаются повреждения.
Старт ракеты сопровождается истечением газовой струи продуктов сгорания ДУ. Параметры такой газовой струи изменяются в пространстве и по времени по сложным зависимостям. Это связано с
неоднородным химическим составом продуктов сгорания и возникновением химических реакций при взаимодействии КРТ. Тепловые процессы, вызванные газодинамическим нагревом элементов конструкции ПУ и днища РКН, являются процессами нестационарной теплопроводности.
Стадия включения Выход ДУ на режим
ДУ РКН нормальной тяги.
Рис. 1 Схема возникающих пусковых нагрузок при пуске РКН
В данном случае размер температурного поля конструкций подверженных тепловому нагруже-нию зависит от следующих факторов:
- параметров внешнего потока и от форм ПУ;
- теплофизических характеристик элементов конструкции газохода ПУ;
- теплофизических характеристик конструктивных элементов стартового сооружения.
Значения величины теплового потока, воздействующего на элементы ПУ может колебаться от
1 МВт/м2 до 4 МВт/м2.
За интенсивный нагревом конструкции ПУ непрерывно следует процесс ее активного остывания, что влечет за собой резкое изменение знака температурных напряжений.
В результате цикличности таких процессов при пуске РКН в конструкционных металлах возникают трещины.
Используя специальные приборы для мониторинга технического состояния элементов конструкции пусковых установок с применением различного вида контроля экспериментальным образом установлено, что основной причиной возникновения трещин в металлооблицовке газохода ПУ является перепад температуры зависящий от температуры окружающей среды в момент осуществления пуска РКН, причем возникновение дефектов связанно с процессом остывания металлоконструкции в период с 12 до 72 часов после производства пуска РКН.
Для своевременных принятий решений, предупреждающих нарушение функционального состояния ПУ в целом необходим анализ газодинамических процессов возникающих при пуске РКН. Данный анализ, прежде всего, связан с исследованием параметров этих процессов, для чего проводятся их газодинамические расчеты.
При проведении газодинамических расчетов определяются величины значений следующих параметров:
- давлений, температур тепловых потоков;
- касательных напряжений, возникающих на поверхностях конструкций ПУ при воздействии струи продуктов сгорания.
Полное представление о параметрах этих процессов позволит принять правильные решения при проектировании конструкции элементов ПУ. Так например, правильный выбор параметров газохода ПУ при пуске РКН позволит осуществить отвод струи ДУ как от самой РКН так и размещенного на СК технологического оборудования принимающего участие в пуске даже при пуске ракет различного класса с одного того же ПУ.
На универсальных стартовых комплексах, способных осуществлять пуск ракет-носителей различного класса без проведения конструктивных изменений структуры ПУ, величины пусковых нагрузок возникающих при пуске ракет имеют достаточно большой диапазон из-за количества маршевых двигателей участвующих в подъеме ракеты с опор ПУ.
Так, например, пакетная схема соединения ступеней для ракет-носителей тяжелого класса подразумевает участие в процессе пуска от пяти и более двигателей. В этом случае воздействие на конструктивные элементы ПУ и стартового сооружения как может привести к превышению расчетных газодинамических нагрузок.
Проведение расчета газодинамических параметров процессов возникающих при движении струи в газоходе ПУ возможно только при принятии некоторых допущений, а полученные результаты имеют определенную погрешность. Получение реальной картины того как распределяется давление и температура от струи ДУ в газоходе ПУ должно быть неразрывно связано с натурным экспериментом, что сопровождается большими экономическими, финансовыми затратами и требует много времени для выполнения этой задачи. Реальным и менее ресурсно-затратным вариантом решения задачи исследования процессов происходящих при пуске РКН, а также получения значений газодинамических параметров пуска является математическое моделирование процесса пуска РКН. В этом случае само математическое моделирование играет важную роль в исследованиях в качестве инструмента исследования.
Для решения задачи математического моделирования необходимо обладать набором исходных данных характеризующие газодинамические схемы современных пусковых устройств
К таким исходным данным можно отнести параметры характеризующие процесс истечения струй из ДУ РН, которые включают в себя следующие величины:
- число Маха в выходных сечениях сопел - от 2,5 до 4,5;
- степень нерасчетности истечения струи - от 0,6 до 0,8;
- показатель адиабаты газовой струи - от 1,12 до 1,26.
В тоже время для создания реального представления о конструкции газохода ПУ необходимо учитывать следующие параметры:
- расстояние от среза сопла ДУ до газоотражателя - в пределах начального участка струи;
- угол встречи струи с газоходом ПУ - от 30° до 33°.
Опыт эксплуатации ПУ обеспечивающих пуск ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого класса ( РН типа «Протон» и «Энергия») подсказывает о возможности использования для отвода мощной струи ДУ в этих случаях профилируемых газоходов или газодинамических каналов сложной конфигурации.
Моделирование газодинамических нагрузок возникающих при пуске ракет космического назначения. Авторским коллективом создан программный комплекс, позволяющий путем численного моделирования процесса распространения струи ДУ в газоходе ПУ выполнять следующие функции [5]:
- задание параметров струи продуктов сгорания двигательной установки в виде термодинамических свойств газа и газодинамических параметров струи на входе в газоход;
- дискретное профилирование газохода путем задания глубин от нулевой отметки и углов поворота стенок газоотводящего тракта;
- имитацию распространения газовой струи от работы двигательной установки ракеты космического назначения по газоходу пусковой установки;
- вывод на экран полей распределения температуры и давления газовой струи по всей длине газохода пусковой установки;
- вывод на экран графиков зависимостей амплитуд распределения температуры и давления газовой струи от работающей двигательной установки ракеты по всей длине газохода пусковой установки.
Смоделированный таким образом процесс позволяет исследовать изменения газодинамических нагрузок на элементы газохода при пуске РКН, учитывая при этом изменения параметров профилированного многоклинового газохода вариант, которого изображен на рис. 2.
Смоделированный процесс выполнен в двухмерной постановке задачи. Это позволяет говорить о недостаточной точности расчетов. В тоже время такая постановка задачи и ее решение дает возможность своевременно обновлять картину распространения ударных волн в газоходе и получать информацию об их составе. Кроме того, данная модель имеет возможность дать представление о величине давления и температуры в разных как внутри газохода так и на поверхности контакта струи с газоходом (рис. 2).
Поле давления
о ю ао зо 40 зо бо то т т чп ,х
Поле температуры
О 10 20 30 10 50
»,0X640
70 30 30 100 Л
з.юе-ш
10 20 30 45 50 !0703093 1С0 Ш 120 1Я 140 1Е0 160 170 180 190 2Х Шаг 1201 бремя 1.573ЕТО 10<кш0£.05
10 Й 30 40 » Ш Я Шаг -1201 8кма-1_573Е-02
Рис. 2. Схема полей температуры и давления при истечении струи ДУ в многоклиновый газоход
50 100 110 120 130 140 1» 160 1?0 40 1И ¡00 100!:-ЭЛЛЕ .03
Такая смоделированная картина позволяет сделать выводы о характере изменений давления и температуры с течением времени и по длине газохода и при этом увидеть взаимосвязь между изменениями этих параметров и геометрическими характеристиками газоходов с учетом параметров ДУ.
На рис. 2 изображены результаты с учетом следующей многоклиновости газохода глубиной 10
м:
- до уровня «минус 6 м» угол наклона грани газохода 80°;
- до уровня «минус 8 м» угол наклона газохода 30°;
- до уровня «минус 9 м» угол наклона газохода 20°;
- до уровня «минус 10 м» угол наклона газохода 10°
При таких исходных данных для конфигурации газохода, исходя из анализа полей давления и температуры, наглядно видно возникновение скачков уплотнения газового потока при распространении струи ДУ в зоне соответствующей изменению углов наклона первой и второй граней газохода на уровне «минус 6 м».
С помощью данной программы также можно получить графические зависимости изменений давления и температуры на определенном уровне газохода во время моделирования движения струи в газоходе.
На рис. 3 представлена такая графическая зависимость, отражающая изменения давления и температуры в газоходе на уровне газоход а«минус 6 м» при моделировании движения струи ДУ по газоходу.
Графики функций
Давле ни? ган Температура гам
Рис. 3. Графическая зависимость давления и температуры газовой струи от времени процесса
в определенном сечении газохода
Возможности данной программы позволяют без проведения натурного эксперимента найти правильное решение по снижению значений тепловых и силовых нагрузок на элементы ПУ варьируя параметрами многоклинового газохода, иначе говоря, занимаясь его профилированием. Например, используя данный программный комплекс, можно провести оценивание влияния угла наклона или длины отдельных участков газохода на величину давления и температуры, действующих на конструкцию в конкретной точке конструкции ПУ.
Авторами проведен анализ влияния угла наклона клина газохода, на величину давления и температуры на элементах конструкции ПУ от газовой струи ДУ на определенном уровне газохода.
Картина, изображенная на рис. 4 дает представление об изменениях давления (Р) и температуры (Т) газа струи продуктов сгорания ДУ в случае изменения угла наклона первого участка газохода для точек на поверхности его конструкции, соответствующих отметкам «60» (Р_60) и (Т_60), «40» (Р_40) и (Т_40), «20» (Р_20) и (Т_20), вертикальных осей расчетного поля, изображенных на рис. 2.
Изменения давления и температуры изучались при различных углах газохода ранее представленного на рис.2. Это позволило сделать вывод, что в профилированном газоходе при угле наклона первой грани газохода равном 75° давление и температура в точке на уровне «минус 6 м» выше, чем при больших или меньших углах наклона грани газохода при анализе в диапазоне 60°^80°.
Процесс профилирования газохода кроме изменения угла наклона грани газохода включает в себя еще и возможность варьирования длиной гранью газохода, так как этот параметр также влияет на изменение величины газодинамических нагрузок.
Для проверки данного утверждения, авторами смоделирован процесс распространения струи ДУ в газоходе при выполнении следующих условий:
- уменьшение длины первой грани до уровня «минус 5 м»;
- увеличение длины второй грани газохода для выполнения условия сохранения общих геометрических параметров газохода.
Параметры же остальных двух граней, углы наклона которых 20° и 10°, остались неизменными.
ь ' р_«3
■ ■
Р_20
СО
с!
я ■
■ 1 1 >
г 1 \ л ► • \ л
л а ^ 1
Т 60
; д
Т_40
ан
Т_20
■ - ■ ■ 1
. 1 ■
* 1 > ^ 1 » • « \ д | • 1 | Д. | >
Угол наклона, град
Угол наклона, град
Рис. 4. Изменение давления и температуры на определенном уровне газохода в зависимости
от угла наклона первого участка газохода
Результаты моделирования с такими исходными данными (рис.5) позволили проанализировать изменение давления в следующих уровнях конструкции газохода:
- «минус 4 м» (Р_60);
- «минус 5 м» (Р_50);
- «минус 8 м» (Р_20).
Из картины распределения поля давления видно место, где возникает косой скачок уплотнения от потока газов струи ДУ, где и наблюдается максимальные значения температуры и давления. В данном случае возникновение косого скачка уплотнения происходит на уровне «минус 5 м».
I ■ * 1 > 1
1
I 1 ^ 1 к 1
¿Г? \
Угол наклона.град
Рис. 5. Графическая зависимость изменения поля давления в зависимости от угла наклона первого
участка газохода на уровнях Р_60, Р_50, Р_20
Результаты исследования профилированного газохода показали, что в зависимости от угла наклона первого клина газохода (рис. 6) давление в точке возникновения косого скачка для газохода с меньшей длиной первого клина имеет значения, близкие к максимальным, в большем диапазоне изменения угла наклона клина газохода давление струи продуктов сгорания больше. Так, например, за счет изменения угла наклона первого клина на уровне «минус 8 м», расчетное давление на конструкцию может быть снижено на 30 %.
Е-40 6 СЕЛ
X Р И 2 а ААА
С Р 20 ф □□
^ Р1С2
■5 А А. "
¡1 40 6! 70 Я 50 8! « «О « 70 7! 80 13
Угол наклона, град Угол наклона, град
Рис. 6. Сравнение давлений и температуры в различных сечениях газохода в зависимости
от угла первого наклона первого клина
В процессе эксплуатации ПУ оперативно изменять параметры газохода в кратчайшие сроки практически невозможно. Поэтому при проектировании универсальных СК необходимо изначально учитывать особенности организации пуска РКН различного класса с одного ПУ применяя для отвода газо-
вой струи профилируемые газоходы сложной конфигурации. Как вариантом снижения пусковых нагрузок может рассматриваться при организации пуска применение специальных подвижных газоотражаю-щих экранов для отвода газовой струи. В этом случае необходимо разработать газоотражатель с подвижными элементами (гранями), систему механизмов, обеспечивающих перемещение и фиксацию этих элементов. Причем такая система механизмов фиксации должна обеспечивать противодействие силовому нагружению газохода и передачу пусковых нагрузок на стартовое сооружение.
Заключение. В ходе проектирования и в процессе эксплуатации ПУ особе внимание уделяют компенсации нагрузок связанных с воздействием от работы ДУ РКН. Основные проблемы с техническим состоянием ПУ возникают от теплового и силового воздействия на элементы входящие в состав ПУ. Для решения задач успешного пуска РКН необходимо обеспечить отвод газовой струи ДУ как от днища РКН таки от элементов ПУ, а также не допустить превышения величин нагрузок на технологическое оборудование СК и его коммуникации и сооружения в процессе пуска РКН. Это можно достичь с помощью использования профилированных газоходов и газоотводящих каналов сложной конфигурации.
Выполненные авторами расчеты продемонстрировали возможность, определения геометрических параметров газохода (углов наклона клина, размеров клина), которые позволят уменьшить пусковые нагрузки на элементы ПУ и стартового сооружения при пуске РКН. При необходимости создания универсальных ПУ для малогабаритных ракет в зависимости от характеристик ДУ РН для снижения величины пусковых нагрузок может быть исследован вопрос проектирования конструкции ПУ с модифицируемым газоотражателем.
Список источников
1. Бирюков Г.П., Бут А.Б., Хотулев В.А., Фадеев А.С. Газодинамика стартовых комплексов. М.: Рестарт, 2012. 364 с.
2. Лагун А.В., Козлов В.В., Сыров А.Д. Исследование путей управления уровнем газодинамических нагрузок при пуске ракеты космического назначения // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2021. Вып. 2. С. 470-482.
3. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969. 834 с.
4. Авдуевский В.С., Ашратов Э.А., Иванов А.В., Пирумов У.Г. Газодинамика сверхзвуковых неизобарических струй. М.: Машиностроение, 1989. 320 с.
5. Свидетельство о государственной регистрации программ для ЭВМ № 2018661153. Российская Федерация. Исследование газодинамических нагрузок при пуске ракеты космического назначения с учетом геометрии газохода / А.В. Лагун [и др.]; заявл. 03.08.2018; регистр. 03.09.2018 // РОСПАТЕНТ.
6. Технологическое оборудование РКК. Часть 1. Стартовое оборудование РКК. Учебник / В.В. Козлов [и др.]; под ред. Б.К. Гранкина. СПб: ВКА имени А.Ф.Можайского, 2010. 404 с.
Козлов Владимир Владимирович, д-р техн. наук, профессор, [email protected], Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Лагун Андрей Валерьевич, канд. техн. наук, доцент, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Соловьев Илья Михайлович, курсант, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского
EVAL UATION OF THE POSSIBILITY OF REDUCING GAS DYNAMIC LOADS ON THE STARTING DEVICE
WHEN PROFILING ITS FL UES
V.V. Kozlov, A.V. Lagun, I.M. Soloviev
The article considers an urgent problem related to the choice of optimal geometric parameters of the gas flue of the launcher to reduce the starting loads arising during the launch of a space rocket. The problem is solved using the capabilities of the program simulating the process of propagation of the jet propulsion system in the flue of the launcher. The possibilities of the software package developed with the participation of the authors are briefly described. The emphasis is placed on the study of the possibilities of reducing the power and thermal loads arising during the launch of rockets by using profiled flues or gas exhaust channels of complex configuration to divert the gas jet of the propulsion system. The necessity of taking into account the results of modeling the process of gas jet propagation in the flue of the launcher to justify the parameters of the flue used in launchers on universal launch complexes is clearly demonstrated.
Key words: flue gas, jet propulsion system, launcher, space rocket launch, process modeling, loads.
Kozlov Vladimir Vladimirovich, doctor of technical sciences, professor, [email protected], Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,
Lagun Andrey Valeryevich, candidate of technical sciences, docent, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,
Soloviev Ilya Mikhailovich, postgraduate, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky
УДК 62.5
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-12-186-189
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВЫДУВАЕМЫХ СТРУЙ АРГОНА С НАБЕГАЮЩИМ ВЫСОКОСКОРОСТНЫМ ПОТОКОМ
А.В. Шевченко, А.А. Сназин, В.И. Шевченко
Проведены экспериментальные исследования взаимодействия выдуваемых струй аргона из тела с набегающим высокоскоростным потоком. Определены газодинамические параметры набегающего потока вблизи конической поверхности при различной интенсивности выдуваемой газовой струи, из носовой и боковой части. Представлены фотографии фаз ударно-волнового взаимодействия набегающего потока с выдуваемой струей. Исследования проведены с помощью импульсной аэродинамической трубы ИТ-1М.
Ключевые слова: высокоскоростной поток, выдув газа, скачок уплотнения, аэродинамическая
труба.
1. Введение. Перспективным направлением совершенствования аэродинамических характеристик различных тел в широком диапазоне скоростей, особенно при существенных ограничениях на форму элементов конструкции, является управление обтеканием и движением - целенаправленным воздействием на воздушный поток в соответствии с требуемым изменением аэродинамических характеристик и других параметров обтекания. По характеру воздействия на поток одним из наиболее эффективных способов является газодинамический, который реализуется в струйных органах управления (особенностью применения которых обусловлено наличием рабочего тела - газовых струй, вдуваемого из модели в высокоскоростной поток) [1,2].
Взаимодействие выдуваемых струй с набегающим потоком приводит к образованию перед ними скачка уплотнения, не приводящего к росту лобового сопротивления, и позволяет создавать управляющие моменты при движении, а также изменять статическую устойчивость модели [3]. Проведение натурных экспериментов играет большую роль в научных исследованиях, так как они являются эффективным средством верификации применяемых математических моделей и результатов расчетов. В статье приведены результаты экспериментальных исследований взаимодействия выдуваемых струй аргона с набегающим высокоскоростным потоком с использованием импульсной аэродинамической трубы ИТ-1М. Особенностью данной трубы является получение высокоскоростного потока за счет детонации газа в разрядной камере с последующим его расширением в сопле перед рабочей частью с исследуемой моделью.
2. Результаты экспериментальных исследований. В статье представлены экспериментальные исследования по определению газодинамических параметров высокоскоростного потока (M„=17) вблизи тела при различных параметрах (давлении (pj), температуре (Tj), числе Маха (Mj)) и положении (ф=00 и 800) выдуваемой газовой струи аргона из модели в набегающий поток.
В качестве объекта исследования (модели) выбрана затупленная коническая поверхность c удлинением l/d=2, полууглом при вершине конической части 9 = 12о. По образующей модели на расстоянии от носка модели l/x =0, 0.3 расположены отверстия, из которых истекает струя газа. Диаметр отверстий 2*10-3 м (рис. 1).
На аэродинамической трубе ИТ-1М (рис. 2 и 3) проведена серия экспериментов при Мм=17 и pM=200 Па. Особенностью аэродинамической трубы является возможность получать экспериментальные данные квазистационарных процессов на временном интервале до 40 мс. Рабочий газ - азот (особой чистоты, 1-й сорт). Исследуемая модель тела произведена из ABS пластика с использованием аддитивных технологий 3D-печати, рабочий газ, выдуваемый во встречный поток - аргон.
Для регистрации процесса обтекания в оптическом диапазоне применяется шлирен-теневой прибор ИАБ-451 со светодиодным осветителем (длина волны 535 нм) и цифровая фотокамера SONY RX100M4 (скорость записи процесса - 1000 кадров/с, разрешение кадра - 1244*420 пикселей). Шлирен-теневая картина обтекания модели тела без выдува аргона представлена на рис. 4.
Фрагменты ударно-волнового взаимодействия, возникающего при обтекании модели с выдуваемым газом из носовой части в квазистационарном режиме представлены на рис. 5. Значения параметров набегающего потока следующие: pM = 200 Па, Мм = 17, Tj =293 К, Mj = 1. Давление аргона pj варьировалось в пределах от 101,3* 102 до 506,6*103 Па. Снимки выполнены для всех случаев в момент времени т= 32 мс. Под действием струи газа отход головной ударной волны увеличивается по сравнению с невозмущенным обтеканием. Обтекание носовой части модели подобно течению, возникающему на телах с передней срывной зоной [4].
