CC BY
17
УДК 629.78
АЛ. Лукъянчих, AJ. Lukycmchik, e-mail: [email protected] Омский государственный технический университет, г. Омск. Россия Omsk State Technical University, Omsk, Russia
ОЦЕНКА ПАРА-МЕТРОВ ТЕПЛОВОГО НАГРУЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ ОТДЕЛЯЮЩЕЙСЯ ЧАСТИ СТУПЕНИ РКН ПРИ ДВИЖЕНИИ НА АТМОСФЕРНОМ УЧАСТКЕ ТРАЕКТОРИИ СПУСКА II ФОРМИРОВАНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К АКТИВНОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЕ СПУСКА.
ESTIMATION OF PARAMETERS OF THERMAL LOADING OF THE STRUKTURE OF SEPARATING PART OF SLV IN MOTION ON ATMOSPHERIC STAGE OF DESCENT TRAJECTORY AND FORMATION THE REQUIREMENTS TO ACTIVE ONBOARD SYSTEM OF DESCENT
В работе исследованы вопросы теплового нагружения конструкции отделяющейся части (04) ступени ракеты космического назначения (РКН) с целью уточнения параметров системы активной аортовой системы спуска (АБСС). Получены результаты теплового нагруження цдя траекторий с различными углами атаки на примере 04 первой ступени РКН «Союз-2.1.в». которые позволяют скорректировать величины дополнительных запасов топлива для получения теплоносителей, а также сформировать требования к циклограмме работы АБСС.
Ill this article studied the thermal loading issues of construction of the separating part (SP) of the launch vehicle (LV) to clarify7 the parameters of the active onboard system of descent (AOSD) Results of thermal loading for trajectory with different angles of attack were obtained oil the example SP of the first stage LV "Союз-2.1 .в", which allow to adjust the amount of additional fuel reserves for coolants and form the requirements for the operating cycle of AOSD.
Ключевые слова: ракета космического назначения, отделяющаяся часть, траектория, тепловое погружение
Keywords: launch vehicle, separating ра>% trajectoiy, thermal loading
Введение
Одной из актуальных проблем при реализации ракетно-космической деятельности является снижение техногенного воздействия пусков РКН на окружающую среду, которое наиболее существенно проявляется в районах падения ОЧ ступеней и на орбитах выведения. Одним из технологических вариантов снижения техногенного воздействия предлагается использование АБСС' ступеней РКН.
Для каждой ОЧ ступени РКН состав АБСС может быль различным н определяется ш-пом решаемых задач, например, для ОЧ второй ступени - это спуск с высот от 200 до 1000 км. а дтя ОЧ первой ступени - это может бьпь. например, только обеспечение стабилизированного полёта по баллистической траектории спуска или дополнительно ешё п смешение точки падения.
Использование АБСС предполагает газификацию невырабатываемых остатков жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) на основе подачи горячих газов в топливные баки, что предполагает наличие системы газификации, включающей в свой состав запасы топлива, газогенераторы, соответствующую арматуру н магистрали подачи топлива, горячих газов дтя каждого бака и т.д.. что. соответственно, приводит к увеличению массы ступени [1].
Ниже рассматривается возможность снижения запасов топлива хтя получения теплоносителя за счет учета поступления тепла от аэродинамического нагрева корпуса РКН при движении на атмосферном участке траектории спуска [2].
Постановка задачи исследования
Для решения поставленной задаче необходимо последовательное решение следующих задач:
1. Разработка математической модели движения ОЧ ступени РКН после отделения при различных прилагаемых импульсах АБСС. углах атаки дтя оценки смещения точек падения ОЧ н оценки дополнительного теплового нагружения ОЧ.
2. Проверка достоверности разработанной схемы расчёта программного движения ОЧ по траектории спуска.
3. Оценка тепловых потоков.
Разработка математической модели движения <34 на траектории спуска
Принятые допущения:
- движение ОЧ ступени после отделения рассматривается в виде материальной точки в стартовой системе координат и в плоскости стрельбы [3]:
- центральное поле тяготения Земли;
- параметры атмосферы определяются в соответствии с [4]:
- тепловая модель нагружения принято в соответствии с [2].
Была рассмотрена идеальная задача: все остатки КРТ мгновенно газифицируются, и ОЧ приобретает дополнительный импульс скорости. Ориентация этого импульса скорости будет определять дальность ПУТ ОЧ.
Система уравнений для оценки параметров движения принята в виде [3]:
тх = -X cosff+y $in$-Gsiní7.
с a a i ^
myr = —Ха sin в + Ya cos в - G cos г].
где: Ха, 7а - лобовое сопротивление и подъемная силы: )/ - угол между осью O0Yc н радиус-вектором положения ЛА: в - угол наклона вектора скорости.
Начальные условия:
х(0) = х0, Vx(0) = V0cos(60) + óVcosfa). у (О) = у0, Vy(0) = У0-Ш)(в0) + ÓVsinfrJ, где V0 = Ук . Эо = 0Е: - скорость II утоп наклона траектории в конце АУТ. относительно точки ciapia (начала координат);
¿"V- мгновенный импульс скорости;
Ui - угол приложения импульса скорости.
Условие окончания интегрирования: х2 + у1 = R]. (2)
Для проведения достоверности получаемых результатов рассмотрен алгоритм оценки на основе закона сохранения энергии [3]:
<1Е — dEk + dEp — const (3)
где dEt = FóA = Ag+Ar - кинетическая энергия, Ag - работа силы тяжести. Ar - работа аэро-дннамической силы. dEp = - ЗАт Ас; потенциальная энергия, 5А™ - работа потенциальных сил, в нашем случае потенциальная сила только одна - сипа тяжести, следовательно работа силы тяжести - Ag.
Расчет обтекания ОЧ в каждой точке траектории по разным моделям представляет собой сложную задачу, целесообразно применение приближенного подхода с использованием модели пограничного слоя (ПС). В [2] получена формула теплового потока на лобовую поверхность:
qi = 2яГAgo- (4)
где А = 0.4 - const, для режима ПС; qo = 0,578-10~'iri ~(р/ро}2 'V'1' - тепловой поток в передней критической точке: г - радиус ступени РКН: р. ро - плотность воздуха на высоте полега и на уровне земли; V - скорость полета,
При анализе теплового натр ужения ОЧ при её движении по траектории спуска возможны два предельных сценария развития тентовых процессов в баках [2]:
- теплообмен между оболочкой и внутренним содержимым затруднен:
- теплообмен достаточно интенсивен и тепловой поток приводит испарению остатков компонентов топлива.
Рассмотрен второй вариант, в этом случае первое начало термодинамики к баку с учетом испарения жидкоети приводит к следующему уравнению средней температуры системы (топливный бак - жидкость - газ КРТ - газ наддува гелий} для каждого бака:
[слМ(М) + c(X,is )M(Xlis) + cv Ше)М(Не) + ст(Х^ )M(Xs!l: Щ =
= q--Q(X)
dM(X__)
dV_
(5)
dт dt
где см. с(Хцг). ст(Не), с¥(Хдю). М(М). М(Хц^). М(Не). М(Х?аз) - значения удельной теплоемкости (для газа - при постоянном объеме) и массы для топливных баков, жидкой фазы топлива, гелия, газовой фазы топлива: р - объем газовой фазы и давление газа в баке: (У(Х) -удельная теплота химических превращений вещеетва.
На первом этапе исследований проведены расчёты траекторных параметров движения ОЧ и суммарных тепловых нагруженнй на примере первой ступени РКН «Сшга-2.1в» (рис. 1 - 4).
. 1С
fJJO-
iJjl"1-
. ii
____
...
ff = 'А?, ■■ 12 3
■ .■ ■: к
' ю .■ ..■ , jod боа ™ ■ .
Рис.1. Изменение дальности ПУТ при шншшш начальных условий
Л
' \ \ \
\
\
\ \ \
■■ Jii 100 ISO 200
Г, г
Рис.2. Изменение скорости ОЧ прн учете импульса скорости
106
: ;
Рис.3. Изменение числа Маха
Рис.4. Изменение теплового потока
На (рис. 1-4) показаны изменения дальности точки паления ОЧ. скорости полёта ОЧ. числа Маха и суммарного теплового нагруження от аэродинамического потока при различных углах приложения импульса скорости с!У = 250 м/с (1 - приложение импульса скорости под углом г>1 = 60°. обеспечивающим максимальную дальность полета ОЧ на ПУТ. время полета Т1=245 с: 2 - номинальная траектория полета ОЧ на ПУТ (без приложения дополнительного импульса скорости), время попета Т = 206 с: 3 - приложение импульса скорости под углом \>> = 244°. обеспечивающим минимальную дальность полета ОЧ на ПУТ. время попета Т> = 170 с).
Из приведённых предварительных результатов следует, что существенное приращение теплового потока начинается практически во второй половине пассивного участка траектории спуска, что позволяет на этом участке траектории существенно снизить или прекратить подачу теплоносителей в топливные баки.
На последующих этапах исследования будет рассмотрена процессы поступления тепла для каждого бака (керосина, кислорода) первой ступени РКН «Союз-2.1 .в» для уточнения циклограммы подачи теплоносителей каждый бак для газификации невырабатываемых остатков топлива.
Научный руководитель д.т.п., проф. Трушляков
Библиографический список
1. Трушляков. В. II.. Разработка дополнительных бортовых систем космических средств выведения / В, II. Трушляков. В, Ю. Куденпов. Д. Б, Лемперт // Полёг. - 2010. -№3,-С. 3-10.
2. Аэродинамический нагрев топливных баков космического разгонного блока при спуске в атмосфере I А. А. Глазунов. В. Д. Гольдпн. В. Г. Зверев, С. Н. Устинов // Вестник Томского государственного университета. — 2011. - № 4( 1 б). — С. 19-95.
3. Аппазов. Р. Ф. Баллистика управляемых ракет дальнего действия ! Р. Ф. Аппазов. С. С. Лавров. В. П. Мишин. -М. : Наука. 1966. -308 с.
4. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры, -М. : Изд-во стандартов. 1981, -
181 с.
