CC BY
18УДК.629.78.087:538.58
сравнительный анализ расчетных и экспериментальных исследований гидродинамических воздействий на модель возвращаемого аппарата с неработающей двигательной установкой при посадке на воду
© 2017 г. дядькин А.А., павлов А.О., Симакова т.в.
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
Для разрабатываемого РКК «Энергия» многоразового пилотируемого корабля «Федерация» планируется использование парашютно-реактивной системы посадки, задачей которой является обеспечение близкой к нулю скорости движения возвращаемого аппарата на момент касания посадочной поверхности. В штатных ситуациях посадка аппарата осуществляется на подготовленные грунтовые площадки. В нештатных ситуациях аппарат сможет совершать посадку в том числе и на воду. В этом случае для проектных исследований необходимо знание уровней гидродинамических воздействий на корпус аппарата и динамики его поведения в водной среде. Ввиду большого разнообразия возможных режимов посадки на воду поиск требуемых характеристик традиционным экспериментальным путем, использовавшимся при создании кораблей Apollo и «Союз», не рационален прежде всего из-за большого потребного объема испытаний и их ограниченной информативности. Поэтому целесообразно применение компьютерного моделирования процесса посадки в современных программных комплексах с предварительной их валидацией.
В данной работе представлены результаты тестирования программного комплекса FlowVision разработки ООО «ТЕСИС» с использованием экспериментальных данных, полученных при модельных испытаниях командного модуля корабля Apollo. Представлены данные по изменению давления на поверхности аппарата в процессе погружения и динамике его поведения в водной среде. Продемонстрирована целесообразность использования данного комплекса для исследований процесса посадки возвращаемого аппарата корабля «Федерация».
Ключевые слова: приводнение, возвращаемый аппарат, верификация.
comparative analysis of computational
AND experimental STuDIES OF HYDRODYNAMIC LOADS ON A MODEL OF A DESCENT vehicle with INACTIVE
propulsion system during a splashdown
Dyadkin A.A., pavlov A.O., Simakova T.V.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
The reusable manned spacecraft Federatsiya that is being developed by RSC Energia is supposed to use a landing system based both on parachutes and rocket propulsion, which is expected to achieve an almost zero velocity of the spacecraft at touchdown. In nominal situations, the spacecraft lands on specially prepared unpaved ground. In off-nominal situations the spacecraft may have to land on all kinds of surfaces, including water. In that case, conducting design studies requires the knowledge of hydrodynamic loads on the spacecraft body and its dynamic behavior in water. In view of the existence of a great variety of splashdown modes, searching for the required parameters using the traditional experimental method that goes back to the development of the Apollo and Soyuz spacecraft is impractical, mostly because of the large scope of required tests and their limited
ДЯДЬКИ Н 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
ПАВЛОВ Александр Олегович — инженер РКК «Энергия», e-mail: aleksandr.o.pavlov@phystech.edu PAVLOV Alexander Olegovich — Engineer at RSC Energia, e-mail: aleksandr.o.pavlov@phystech.edu
СИМАКОВА Татьяна Владимировна — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: tatiana.simakova@rsce.ru
SIMAKOVA Tatyana Vladimirovna — Lead software engineer at RSC Energia, e-mail: tatiana.simakova@rsce.ru
informative value. Therefore, it stands to reason to run computer simulations of the splashdown in state-of-the-art software packages, having done their preliminary validation.
This paper discusses the results of testing the FlowVision software package developed by LLC TESIS using experimental data, obtained in tests on the models of Apollo Command Module. It presents data on pressure variations on the spacecraft surface in process of its immersion and its dynamic behavior in water. It demonstrates the advisability of using this package for studying the process of landing of the descent vehicle of the Federatsiya spacecraft.
Key words: splashdown, descent vehicle, verification.
дядькин A.A.
ПАВЛОВ A.O.
СИМАКОВА Т.В.
Введение
Одним из важных вопросов, возникающих при разработке многоразовых пилотируемых кораблей, является вопрос возвращения на Землю и обеспечения мягкой посадки.
Возвращаемый аппарат (ВА), входящий в состав разрабатываемого РКК «Энергия» пилотируемого транспортного корабля нового поколения «Федерация», оснащен парашютно-реактивной системой посадки, включающей в себя посадочную твердотопливную двигательную установку [1], и может совершать посадку как на подготовленные и неподготовленные грунтовые площадки, так и на воду.
В данной работе рассматривается режим посадки ВА на воду с неработающей двигательной установкой в условиях отсутствия морского волнения (в штиль). Аналогичным образом осуществляется штатная
посадка на воду командных модулей кораблей Apollo [2] и Orion [3].
Исследование гидродинамических воздействий на ВА при этом режиме посадки и динамики движения аппарата в процессе приводнения осуществляется с использованием компьютерного моделирования. Для этих целей выбран программный комплекс (ПК) FlowVision [4] разработки ООО «ТЕСИС», который хорошо себя зарекомендовал при промышленном решении задач внешнего обтекания тел различной конфигурации, включая ВА, потоком вязкой жидкости. Программный комплекс адаптирован к решению данной задачи и позволяет проводить исследования аэродинамических характеристик и воздействий в условиях перехода из воздушной среды в водную [5].
С целью принятия решения о целесообразности использования ПК FlowVision
для решения задачи приводнения ВА проведено его тестирование с использованием модельных и натурных данных, полученных в процессе разработки и отработки корабля Apollo [2]. При тестировании проведено сравнение расчетных и экспериментальных значений (уровней) гидродинамических воздействий на аппарат в процессе приводнения, а также параметров движения ВА в водной среде.
модельные эксперименты для корабля Apollo
В 1967 г. в NASA проведены модельные экспериментальные исследования посадки командного модуля (КМ) корабля Apollo («Аполлон») [2]. Для данного аппарата штатным случаем посадки является посадка на воду без использования двигателей мягкой посадки. Допустимые вариации скорости аппарата на момент приводнения составляют для горизонтальной компоненты скорости 0...15 м/с, а для вертикальной порядка 9 м/с.
Аппарат в штатном режиме совершает посадку с ненулевым углом входа а (угол между продольной осью аппарата и местной вертикалью) с целью уменьшения испытываемых экипажем перегрузок.
параметры модели
В экспериментах использована динамически подобная модель КМ масштаба 1:4 (рис. 1, а). Полученные экспериментальные результаты пересчитывались на натурные условия. В отчете [2] приведены данные, соответствующие посадке на воду полномасштабной модели КМ со следующими характеристиками:
масса аппарата, кг 3 900
моменты инерции, кг-м2
диаметр, м высота, м
J = 5 560
xx
J = 5 270
J yy
J = 4 180
J 22
3,85 2,19.
измерительная аппаратура в эксперименте
Для определения гидродинамических воздействий на модели размещены 15 датчиков с диафрагмами площадью 1,3 см2, которые условно объединяются в пять кластеров (панелей) А, В, С, Б, Е (рис. 2, а). Диапазон измерений большинства датчиков равен 3,5 кгс/см2, а рабочая частота — 6 000 Гц.
а)
б)
Рис. 1. Модель командного модуля Apollo в эксперименте (а) и расчете (б)
Под панелью в эксперименте понимается выделенный участок нижней поверхности модуля в виде окружности площадью 0,2 м2 с центром в точке, равноудаленной от трех расположенных на панели датчиков. Вместо показаний каждого из датчиков в отдельности приводятся давления на каждую из панелей [2]. Под давлением на панель (условную) принимается среднее давление по трем датчикам, объединенным в один кластер.
Также в модель КМ встроены акселерометры для определения значений ускорений аппарата при ударе о воду.
Вариационные параметры эксперимента — угол входа а и скорость входа оэксп. Для некоторых пар начальных параметров {а, оэксп| произведено несколько экспериментальных запусков для определения разброса характеристик.
В каждом экспериментальном запуске измерялись максимальные давления на каждую из панелей, а также максимальные
ускорения за время посадки. Также определены среднее давление по всей поверхности КМ и площадь поверхности, погруженной в воду (смачиваемой поверхности), в момент достижения максимального ускорения.
а)
б)
Рис. 2. Расположение датчиков и панелей на нижней части командного модуля Apollo в эксперименте (а) [2] и расчете (б)
метод моделирования
Для проведения требуемых расчетов используется ПК FlowVision, предназначенный для решения различных задач гидрогазодинамики с использованием метода конечных объемов для дискретизации уравнений сплошной среды и метода Volume on Fluid (VOF) для симуляции многофазных течений
[4] и обладающий рядом преимуществ, которые позволяют успешно проводить моделирование посадки на воду возвращаемого аппарата [5].
расчетная область, граничные условия
Для моделирования среды используется расчетная область размерами 30*20*20 м, заполненная наполовину водой, наполовину воздухом.
Боковые границы расчетной области условно разделяются поверхностью водораздела на две части: водную и воздушную. На них, а также на нижней и верхней границах, ставится граничное условие типа «Вход/Выход» [4] с соответствующей каждой части средой.
Моделирование гидростатики осуществляется на водных границах с использованием условия скорости водной среды вида «Полное давление» с плотностью соответствующей среды и высотой, отсчитываемой от поверхности водораздела.
Для расчета используется полномасштабная модель КМ (см. рис. 1, б), которая размещается на высоте 0,5 м над поверхностью водораздела (рис. 3) под определенным углом подвеса. Задаются массовые характеристики, соответствующие полноразмерной модели аппарата, а также подбирается начальная скорость его движения таким образом, чтобы скорость входа в воду примерно соответствовала той, что была в эксперименте.
Рис. 3. Системы координат: ■ — локальная; ■ — глобальная Примечание. Размеры приведены не в масштабе.
На поверхности 3Л-модели КМ размещаются пять имитаторов панелей, представляющих собой диски малой толщины, размещенные на нижней поверхности. Площадь имитатора равна площади условных панелей в эксперименте (рис. 2, б). В процессе расчета определяется среднее давление на каждый из имитаторов.
На модели КМ устанавливается граничное условие «Стенка» [4].
Системы координат
В ПК FlowVision используется два вида систем координат (СК): глобальная СК OfvXfvYfvZfv (принадлежит расчетной области) и локальная СК OXYZ (привязана к нижней точке КМ) (см. рис. 3). Центр масс КМ Apollo смещен относительно оси симметрии в плоскости XZ локальной СК в положительном направлении оси Z и задается координатами (X = 0,931 м, Y = 0 м, Z = 0,142 м) в локальной СК. Угол входа задается вращением вокруг оси Y локальной СК в направлении по часовой стрелке, если смотреть из ее вершины.
расчетная сетка
Для расчетов используется неравномерная сетка с локальными адаптация-ми (сгущениями) в области приводнения аппарата, а также по его поверхности (рис. 4). Размерность сетки меняется на каждом шаге вследствие перестройки адаптаций по поверхности подвижного тела и составляет в среднем пять миллионов ячеек.
Характерный размер ячейки неподвижной сетки в районе посадки аппарата равен 6,25 см, а в области адаптации по поверхности вблизи КМ — 3,125 см.
:шп
HiSliSi
ПШППВ1ПЙПППОШГ1ЯИОЕГЕ11111Т1
ятяя яятяяя я птеяяя и я «имя в
...............•■•■•■■ и"
пшазвшЗНзаохциаЗаишйаа
а ш а о п шп а п о охая п п ос trolero •~явтегаяяявтяшз
рнвв9н!нщяп|ш18
aííiíIS ёё aSElESSESlaaía 3 ЕШШЗЗ 82 3 ё^ёхёёёёёшёёЗ II! ESEÍ525 SHliHSSSS1^!: 2 22:222 Е 2:22 22 2222J22 £2*2222! Ев
ЁЁЗйЁЁЁ:::;; Ё irЁ!: ЗЁ :с!!з tí Ё; :з:5 3 3 ЁЁзйЁ ЁЗЁ5±ЗЁЁз: ■ ■
всптвввшчваяпвггяппггггпаоеешвв впшапаоШаин
2 П íi ¿)2I22 i; S 5« я » 21222 П ;!;;;*; 2S 2П2212 2222 2:22 ¡ £
ScLaiaDaHKHiaaniiíuaaaaiu^ пвНшсвзЕшиа; .El
22JII2 2Е SSSSSSSSSl п £! 2122" п gnjJfg" П21 3d cS 33 áonm3an3^md 3 йак553 о 2oEí33 doi
lili
- ; ;
ЗвЬйЗвшЗЗсШЭпсшг'
зпшпппшяпптзвпш
.....
SS^SSSSSSSKSSSSKIISSSSÍSISSÍ!
Н1!Ш1И1Ш1111
qsi яашиавпяввп f тптинппвппвшпппт.
¡шшйзшшгаавкаащ
::::::::::::::::::::::::::
i;:::::::::::::::;::::::::::::::::;:::::::::::::::
i:::::::::::::::::::::::::::::::::::::::::::::::::
...............................III.....■■■■■■■■■I
iiaiMi«iMiMMiMMitMimMmn>!r:~s^r!:!:::t»NiiMeii(itaiiiiaiiiit(iMiMiiii(iMiM(iii*!
■ ■■(■■•■(•■((■■■■(■■■•■и..........i::::::::::::: :: ; :;........................................
яшяяяяяяяяяяяяяяттшяяшяямяяяяяяяяяя ::яшшитяияшшяяяяштятшяишявяятятятяяттяшштяяя1
■ ........................... ............
■•••■•■•■••■•■••aa
■ ■■■■■■■■■■■■■■■a ■■■■■■■■■ a:::.:..:
яяяяяяяяяяяяяяяят яяяяяяяяяяя : :
::::::::::::::::::::::::::• • ••«•••••••I IIMII......-
■ ававa iiiiiiaiiiiiiiii;;.;;.; . .
ramaiBíiiiüiiP'
(laiiiiiin aaaaaa aaaaaaaaaa
ШШ ШШНУИШШР15"
■ ■■asa imiii::;.
:::::: i::::i:
■ ■■■■■ ■«■■■■«:'•: ll»«ai •latil«::: naiai aiaaMi : h'í
::::::::::::::
■ a *•«•■ a:
a
iiaaatitiiiiiaia ...............
■aaaaa шшшя ■ Вт na.
■ ■■■■imm »IHUBBSHh-
..................a
■ *■*■ ■ ■■*« ■ ■■*■ в::::: t . ...................... :
■•■■■i aaau ■ iaia a aaiauaai: ВШ ь.
ПМПИСИИтИННИ Ег:П:;Т:: L ......................................
iiBiaiiaaaaaiaiiiitaaiBiiaM»
■ ■■■•■■■•....................
ааяяяв
•J' ;;: i! ;!n;l
■ •■OMiuiiiaiiiaiiaiia
£iaanaiiai*aiiaiaaiaia* ""■■•■■■■■■■•■■■■«■■■■■■i
■ liiiiiiiiiiiiiaana
lililí«»!»: P ::::
чмшааааанаааяааа! '«!■■»■■■■a
Рис. 4. Расчетная сетка и увеличенный ее участок в области приводнения командного модуля Apollo
параметры солвера
Расчет движения жидкости в Flow Vision может вестись в двух приближениях: консервативном и неконсервативном.
В консервативном режиме для среды гарантируется выполнение закона сохранения массы. Для корректного учета движения жидкости требуется построение равномерной расчетной сетки, что значительно увеличивает ее размерность.
В неконсервативном режиме закон сохранения массы не выполняется, и расчет может проводиться на неравномерной расчетной сетке. Как побочный эффект, капли жидкости, переходящие из области с большей адаптацией в меньшую, пропадают (рис. 5).
Рис. 5. Поведение свободной поверхности в неконсервативном (слева) и консервативном (справа) приближении
Примечание. В консервативном режиме при переходе
капель водной среды в область с более крупной сеткой
объем большей ячейки заполняется жидкостью целиком.
Ввиду ограниченности расчетных ресурсов и следующей из этого необходимости проводить расчеты с использованием неравномерной расчетной сетки (меньшей размерности) среда в расчетах принимается неконсервативной.
В используемом ПК FlowVision методе моделирования течения двухфазных сред VOF возможно моделирование дроплетов (капли жидкости и пузыри воздуха) [4]. Однако при проведении расчетов по посадке КМ Apollo моделирование дроплетов отключается для ускорения процесса расчета.
Для учета турбулентности использована стандартная к-е модель.
шаг по времени, расчетные ресурсы
Для расчетов используется схема под названием «неявная новая» [4] второго порядка точности с конвективным числом Куранта-Фридрихса-Леви КФЛконв = 2 и поверхностным КФЛ = 1. Максимальный
1 пов
шаг по времени составляет 0,025 с.
Основная часть расчетов проведена на солвере, работающем в режиме «восемь процессоров по четыре ядра» (32 ядра). Среднее время расчета одной итерации на временном промежутке 0...0,5 с (расчетного времени) составляет 100 с на сетке размерностью ~4,9 млн ячеек. При дальнейшем расчете время, затрачиваемое на одну итерацию, увеличивается и достигает значений вплоть до 1 000 с на момент времени 1,5 с (расчетного времени).
расчетные режимы посадки на воду корабля Apollo
Расчет посадки на воду корабля Apollo проведен для ряда режимов, которые повторяют условия некоторых из экспериментальных запусков (таблица). Каждому из расчетных случаев соответствуют три экспериментальных запуска с одними и теми же начальными данными {а, v }.
начальные параметры экспериментальных запусков, выбранных для расчетов
Номер расчета Угол входа а, ° Скорость входа v, м/с
Эксперимент (v ) 4 эксп' Расчет (v ) 4 расч'
1 26 9,45 9,49
2 20 9,63 9,62
3 23 11,00 10,58
Поскольку за время падения с малой высоты угол между осью модуля и нормалью к поверхности меняется незначительно, предполагается, что угол входа аппарата в воду приблизительно равен углу подвеса.
Расчетная скорость входа в воду отличается от экспериментальной, поскольку в начальных данных расчета задается скорость модуля на расстоянии 0,5 м от поверхности водораздела, а скорость входа определяется уже после расчета. В данных исследованиях расхождение экспериментальных и расчетных скоростей входа считается допустимым.
результаты
В результате расчета получена динамика изменения среднего давления (рис. 6) по площади имитаторов, соответствующих каждой из панелей A...E (см. рис. 2, б), а также динамика изменения перегрузок КМ (рис. 7).
а = 26°
Ъ v 9,45 м/с Г 1ШШ ' г
- v ~ 9,49 м/с расч * >
—i
0,02
0,04 0,06 0,08 í, с
Рис. 6. Давление на панели модели командного модуля корабля Apollo в расчете (сплошные линии) и эксперименте (точки): — — панель A; — — панель B; — — панель C; — — панель D; — — панельE
Примечание. а — угол входа; v — скорость в экспери-
Рис. 7. Ускорение командного модуля корабля Apollo в расчете (сплошные линии) и эксперименте (точки): — — нормальное; — — продольное
Примечание. а — угол входа; v3Kcu — скорость в экспери-
менте; v — скорость в расчете.
' расч Г Г
менте; v — скорость в расчете.
' расч Г Г
Подтверждением того, что в расчетах верно моделируется динамика изменения давления и перегрузок, по крайней мере на коротких промежутках времени, может служить сравнение таких характеристик, как среднее по поверхности КМ давление и площадь смачиваемой поверхности аппарата в момент достижения им максимального ускорения в расчете и эксперименте (рис. 8).
Рис. 8. Среднее по поверхности командного модуля давление и плош^дь смачиваемой поверхности в расчете (линии) и эксперименте (точки) в момент достижения максимального ускорения: ■ — среднее по поверхности давление р; ■ — полная перегрузка пъ; ■ — площадь смачиваемой поверхности 5
Примечание. £ — время достижения максимального
1 п ^ тах ^
ускорения.
заключение
1. Используемая в программном комплексе FlowVision математическая модель адекватно описывает физические процессы, реализующиеся при посадке на воду, и обеспечивает удовлетворительное согласование расчетных и экспериментальных данных.
2. В программном комплексе FlowVision возможно одновременное получение как кинематических, так и динамических характеристик аппарата при посадке на воду.
3. Обеспечивается возможность проведения параметрических исследований при изменении начальных параметров движения аппарата.
4. Программный комплекс FlowVision целесообразно использовать для расчетных исследований гидродинамических воздействий на возвращаемый аппарат пилотируемого транспортного корабля нового поколения «Федерация» разработки РКК «Энергия» при посадке в нештатной ситуации на водную поверхность.
Авторы работы признательны специалистам ООО «ТЕСИС» Аксенову A.A., Жарковой В.В. и Щеляеву А.Е. за консультации по использованию FlowVision.
Список литературы
1. Антонова Н.П., Брюханов H.A., Чет-кин С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 21-Э0.
2. Sandy M. Stubbs. Dynamic model investigation of water pressures and accelerations encountered during landings of the Apollo spacecraft//NASA TND-39SQ, 1967. 43p.
3. Burkhalter D., Patel M. Crew module water landing simulation methods development for NASA // Altair Engineering Inc., 2Q11. 21 р.
4. FlowVision. Руководство пользователя. Версия Э.09.05. М.: ООО «ТЕСИС», 2015. 1272 c.
5. Аксенов A.A., Дядькин A.A., Павлов А.О., Симакова Т.В., Скороваров А.Ю., Щеляев А.Е. Расчетные исследования гидродинамических воздействий на возвращаемый аппарат при посадке на водную поверхность // Космическая техника и технологии. 2016. № Э(14). C. 5-14.
Статья поступила в редакцию QS.Q2.2Q17 г.
Reference
1. Antonova N.P., Bryukhanov N.A., Chetkin S.V. Sredstva posadki pilotiruemogo transportnogo korablya novogo pokoleniya [Landing equipment of the new generation manned transportation spacecraft]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 4(7), pp. 21-30.
2. Sandy M. Stubbs. Dynamic model investigation of water pressures and accelerations encountered during landings of the Apollo spacecraft. NASA TND-3980, 1967. 43 p.
3. Burkhalter D, Patel M. Crew module water landing simulation methods development for NASA. Altair Engineering Inc., 2011. 21 p.
4. FlowVision. Rukovodstvo pol'zovatelya. Versiya 3.09.05. [User Manual. Version 3.09.05]. Moscow, «TESIS» ltd. publ, 2015. 1272p.
5. Aksenov A.A., Dyad'kin A.A., Pavlov A.O., Simakova T.V., Skorovarov A.Yu, Shchelyaev A.E. Raschetnye issledovaniya gidrodinamicheskikh vozdeistvii na vozvrashchaemyi apparat pri posadke na vodnuyu poverkhnost' [Computational studies of hydrodynamic impact on re-entry vehicle during splashdown]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 3( 14), pp. 5-14.
