Условия обеспечения безопасного старта ракет космического назначения Текст научной статьи по специальности «Физика»

2. Бельков ВН., Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В., Дашнаков В,Л. Физическое моделирование воздействия струй ракетных двигателей на элементы ракетного комплекса. // Тез. докл. Все-рос. научи, конф. "Старт-2004®. - М. : Изд-во МГТУ, 2004. -С. 56.

3. Бельков В Н.. Келекеев Р.В. Совершенствование газоотра-жательных устройств зенитных пусковых установок// Материалы III Международного технологического конгресса «Военная техника, вооружение и технология двойного применения». -Омск. 2005. - С. 30-32.

4. Бельков В.Н., Келекеев Р.В., Ланшаков В .Л. Использование энергии сверхзвуковой сгрун в стартовых комплексах.// Совре-

менные наукоемкие технологии. - М. : «Академия естествознания», 2005. - N«2. - С. 68-69.

ХОДОРЕВА Елена Викторовна, аспирантка кафедры «Транспорт и хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация».

Статья поступила о редакцию 08.09.08 г. © Е. В. Ходорсва

УДК 629.78.015 н. В. ЛАНШАКОВ А

Омский государственный технический университет

УСЛОВИЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОГО СТАРТА РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

В работе представлены конструктивные разработки для модернизации существующих и проектирования перспективных стартовых сооружений для ракет космического назначения. Представленная математическая модель доказывает условие их безопасного старта.

Для старта ракет космического назначения (РКН) используются различные конструктивные варианты стартовых сооружений (СС): нолузаглубленные. с открытым газоходом, односкатным или многоскатным газоотражателем [ 11.11есмотря на особенности происходящих процессов, различные СС должны обеспечивать надежный старт РКН. Например. СС, представленное на рис. 1, для старта РКН «Протон» позволило решить проблему полного отвода газов от корпуса РКН с ДУ тягой 900 тс при глубине СС всего 8 м, что было достигнуто за счёт целенаправленного отвода каждой струи шестискатным газовым отражателем с направлением их в два прохода.

Ракеты-носители сверхтяжелого (уникального) класса, представителями которого являлись РКН Н-1 и РКК «Энергия - Буран», в настоящее время не эксплуатируются, но в дальнейшем планируется использовать выполненные наработки. Снижение уровня газодинамического воздействия струй ДУ РКН и их акустического излучения обеспечивается отводом струй по трём газоходам лоткового типа и применением водяной системы защиты, которая обеспечивает подачу водяных струй в задонное пространство при запуске ДУ (рис. 2).

Несмотря на многообразие типоразмеров СС и РКН, особенностей пуска ракет, течения, сопутствующие различным стартам, имеют сходный характер, обусловленный единой физической сущностью происходящих явлений. На рис. 3 представлена характерная газодинамическая схема модернизируемых или проектируемых СС для РКН. При ее анализе может быть установлена роль аэрогазодинамических процессов в общем объеме инженерных задач, решение которых обеспечивает надежный старт ракет.

Рис. I. Схема СС для РКН «Протон»

В работе [2] отмечается, что при распространении прямого течения но газоходу 4, образующегося при воздействии струй на газоотражатель 2, за счетэжек-ции истекающими струями окружающей среды в СС возникает кольцевой обратный поток, направленный к РКН. В связи с проектированием перспективных СС или модернизацией имеющихся СС для старта более мощных ракет, такое течение может оказывать существенное тепловое и силовое воздействие на РКН, которое может усиливаться в условиях наземного ветра.

Для обеспечения безопасного старта РКН предложена конструктивная разработка, представленная на рис. 4. Экспериментально установлено, что величина максимальной скорости прямого течения составляет 800 м/с. Кроме того, определено (3), что поперечная скорость на границе двумерного течения составляет 5 %, то есть 40 м/с. Следова тельно, для получения скорости воздушного потока на выходе из дополиитель-

1

Рис. 2. СС для РКК «Энергия-Буран»

них каналов У(|> 120 м/с, из уравнения неразрывности соотношение площадей входного и выходного отверстии имеет вид: З/Б, > 3, где Б2 — площадь входного отверстия на наружной поверхности комплекса; Б,— площадь дополнительного капала выходного отверстия перекрытия.

При воздействии струй двигателей ракеты 1 на многоскатное газоотражательное устройство 6 происходит распространение прямого течения но газоходам ло ткового типа 5, образование кольцевого обратного потока, направленного к ракете 1, и возникновение воздушного потока в дополнительных каналах 4 перекрытия 3 за счетэжекции прямого течения воздуха. Соотношение площадей входного отверстия на наружной поверхности комплекса и площадь Б, выходного отверстия перекрытия, должно быть выбрано таким образом, чтобы скорость воздушного потока Уп на выходе из дополнительных каналов 4 составляла не менее 120 м/с. Это условие позволяет получить результирующее течение, значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты или полное отсутствие воздействия кольцевого обратного погока на корпус РКП.

Рис. 3. Типовая схема СС с многоскатным газоотражателем: 1 - РКН; 2 - газоотражатель; 3 - газоход; 4 - перекрытие

Другая конструктивная разработка связана с модернизацией перекрытия (рис. 5). При том учитывается, что величина максимальной скорости в слое смешения струи для реальных РКН составляет 2500 м/с. Поперечная скорость на границе круглой струи составляет 2 %, то есть 50 м/с [3]. Для получения скорости воздушного потока на выходе в стар товый канал V (> 150 м/с, из уравнения неразрывности, соотношение площадей входного и выходного отверстий имеет вид: S,,/ S, > 3, где Sd=0.25А (сР - d2p) — площадь входного отверстия стар тового канала; S0= 0.25Л (D'-dJp) — площадь выходного отверстия стар тового канала.

По сравнению с предыдущим СС отличительным аэрогазодинамическим процессом является возникновение воздушного потока в стартовом канале 2 за счетэжекции истекающими струями воздуха. Соотношение площадей S,, входного отверстия d па наружной поверхности комплекса и S„ выходного отверстия D стартового канала 2, выполненного расширяющимся в перекрытии 3, должно быть выбрано более 3, чтобы скорость воздушного потока Vn на входе в стар товый канал 2 составляла не менее 150 м/с, это условие позволяет получить результирующее течение вокруг ракеты над комплексом, направленное в канал, тем самым обеспечить безопасный с тарт РКП.

Представленные выше соотношения справедливы для оценочных расчетов и являются универсальными для различных ракетно-космических комплексов (РКК). Для конкретных РКК необходимо учесть характеристики двигательной установки РКП и СС и

7/77775^77777;

Рис. 4. СС с многоскатным газоотражателем: 1 - РКН; 2 - стартовый канал; 3 - перекрытие; 4 - дополнительный канал; 5 - газоход; 0 - газоотражатель

/У/V/V/

///////

///////(

утттУ

Рис. 5. СС с многоскатным газоотражателем: 1 - РКП; 2 - стартовый канал; 3 - перекрытие; 4 - газоход; 5 - газоотражатель

Рис. 6. Схема для расчета потенциального течения вне струи

рассмотреть процессы истечения струй, их позлей-стпия на газоотражатель и образования отраженного и потенциального течений в СС. Рассматривая внешнюю границу струи как нестационарную поверхность можно отметить, что она разграничивает турбулентное, завихренное течение внутри слоя смешения струи от нетурбулентного, потенциального течения вне струи 11 ].

Установлено, что для ло- и сверхзвуковых струй прирост массы, приходящийся на единицу их длины, является постоянным и не зависит от продольной координаты. Эта присоединенная масса струи С характеризует ее эжектирующую способность. Постоянство параметра С определяет перпендикулярное направление внешней скорости эжектируемого потока V,. Явления на границе важны для формирования струи и течения вне ее. С одной стороны, они определяют поперечные размеры струи, с другой — эжек-цию и внешнее потенциальное течение.

Для разработки математической модели целесообразно рассмотреть осесимметричное осредненное движение в цилиндрической системе координа т с учетом условий на границе струи. К их числу относятся:

1) Равенство нулю:

- продольной составляющей скорости движения газа: и = 0;

- компонент касательных напряжений: тхг = тхг = г„ = градиентов статического давления и плотности: — = 0; — = 0.

дт дт

2) Постоянства:

- эжектирующей способности: С = г р-\Л

- статического давления и плотности: Р = Рп, = Рк; Р = РФ;

- энтальпии и концентрации: Нф , На основании указанных допущений уравнения газодинамики, приведенные к соотношениям векторных полей: расходного, импульсного, энтальпий ного, диффузионного примут следующий вид:

дт 2V'»+* 5r ' 9a~2'vn>;

5U С

дт

2<рф1да'

С2

+ Vrcp

-Т

Pdr +

'гр 'ip.

>e?=

дт

c 3H_gqt>c d\ji дт дт дт дт

Следовательно, скорость продвижения фронта турбулентности в определяется градиентом нормального вязкого напряжения и обратно пропорциональна корню квадратному из величины плотности внешней сред ы. Тепловые и диффузионные процессы не завершаются на фронте свободной турбулентности, поэтому соответствующие границы расширяются по сравнению с динамической на 10— 15%.

Представленная методика позволяет определить положение внешней границы струи и параметры на ней. Эти характеристики являются определяющими для исследования потенциального течения вне струи. Следуя работам (4, 6|, выбираются полярные коор-динаты г и в. Для оценки параметров вне струи принимается допущение о расположении координат: ось г соответствует горизон тальному участку СС (рис. 4) или оси струи (рис. 5), а ее начало расположено в начале этого участка или на кромке сопла. Исходя из расчетной схемы, представленной на рис. 6, уравнения неразрывности и безвихренности имеют вид:

Компоненты скорости индуцированного течения определяю тся в виде:

и1=йШ;ив=Ш.

Используя данную подстановку в дифференциальные уравнения и проинтегрировав их, получим следующие уравнения:

Ue = smy(cose-cosp) sin© (cosac -cosp)

U.=

sinaf

(cosac-cosp)

УДГ).

где У,(г) = —. У,(г) —скорость эжектируемой среды гр

на внешней границе струи.

Поскольку величина Уэ(г) убывает по мере удаления от начала координат, то составляющие скорости

индуцированного течения достаточно малы. Поле давления определяется по интегралу Бернулли:

тоньше, что позволяет при тех же затратах топлива вывести на орбиту полезный груз большего веса.

Р=Р„-р

и; + и

а

то есгь

р - Рн -Р • cosp(cosß-2COS0) 2

н к sin 0-(cosac - cos©)

Данная методика уточняет представленные выше соотношения для дополнительных каналов и стартового канала. Результаты расчетов ми различных РКК показывают, что предложенные рекомендации являются завышенными на 10- 15%.

Представленные СС обладают рядом существенных преимуществ по сравнению с известными. Одним из них является снижение затрат на строительство и эксплуатацию сооружений вследствие их меньших габаритов. Кроме того, возможна относительно недорогая их модернизация, т.е. использование имеющихся сооружений для старта ракет большей мощности. В связи с тем, что в предлагаемых СС обеспечивается о твод горячих газов обратного кольцевог о потока от корпуса РКН, её старт является более надежным, а нижняя часть его корпуса может быть выполнена

Библиографическим список

1. Афанасьев Е В. и др. Структурно-элементное моделирование газодинамических процессов при старте ракет J Афанасьев Е.В.. Балобан В.И., Бобышев C.B.. Добросердов И.А. - СПб. : Балт. гос. техн. ун-т.. 2004. - 416 с.

2. Бирюков Г.П. и др. Основы проектирования ракетно-космических комплексов (методологическое обеспечение облика комплекса) / Бирюков Г.П., Гран кии Б.К., Козлов 13.В.. Соловьев В.Н. - СПб. : Алфавит. 2002. - 398 с.

3. Теории турбулентных струп / Абрамович Г.К., Гиршович Т. А, Крашенинников C.IO. и др. ; под ред. Г.Н. Абрамовича. 2-е изд., перераб. и доп. - М. : Наука. 1984. - 720 с.

4. Вулис A.A., Кашкарон В.П. Теория струй вязкой жидкости. - М. : Наука. 1965. - 431 с.

5. Гиневский A.C. Теория турбулентных струн н следов. Интегральные методы расчета. - М. : Машиностроение. 19С9. - 400 с.

ЛАНШАКОВА Наталия Владимировна, аспирантка кафедры «Транспорт и хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация».

Статья поступила в редакцию 08.09.08 г. © Н. В. Даншакова

УДК «1-«« ю. М. ГЕРЖБЕРГ

Ю. В. ЛОГУНОВА В. В. ТОКАРЕВ В. В. ШАЛАЙ Л. О. ШТРИПЛИНГ

ОАО «ВНИИГАЗ»—«СеверНИПИГАЗ»

ОАО «Транссибнефть»

Омский государственный технический университет

РАЗРАБОТКА УСТАНОВКИ ДЛЯ ОБЕЗВРЕЖИВАНИЯ УГЛЕВОДОРОДО-СОДЕРЖАЩИХ ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ОТХОДОВ МЕТОДОМ РЕАГЕНТНОГО КАПСУЛИРОВАНИЯ_

Предложена конструкция и приведены результаты экспериментальных исследований по определению эффективности работы установки по обезвреживанию углеводородо-содержащих производственных отходов методом реагентного капсулирования. Даны рекомендации по эксплуатации.

Для обезвреживания иефтезагрязнеиных почво-грунтов, осадков нефтехранилищ, продуктов очистки нефтепроводов используются различные технологии, каждая из которых имеет свои достоинства и недостатки.

Одной из перспективных интенсивных технологий обезвреживания иефтезагрязнеиных материалов различной консистенции, особенно д ля территорий Крайнего Севера, является их перевод в мелкодисперсные твердые, биологически инертные капсули-