CC BY
260
УДК 621.452.22
ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНОЙ КОНФИГУРАЦИИ ВОЗДУХОЗАБОРНОГО УСТРОЙСТВА БИКАЛИБЕРНОЙ РАКЕТЫ С РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
В.В. Ветров, А.И. Дикшев, Е.М. Костяной, А.С. Федоров
Исследуются две конфигурации воздухозаборного устройства, синтезированные при внедрении ракетно-прямоточного двигателя в состав ракеты бикалиберной схемы. Для рассматриваемых вариантов воздухозаборников методами вычислительной газовой динамики получены дроссельные характеристики при различных числах Маха. Сравнение проведено по интегральному показателю - дальности полета ракеты бикалиберной схемы сракетно-прямоточным двигателем.
Ключевые слова: воздухозаборное устройство, ракета бикалиберной схемы, ракетно-прямоточный двигатель, дроссельная характеристика, дальность полета.
Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) прочно занимают нишу двигательных установок (ДУ) для ракет и снарядов тактической зоны. Тенденции развития целого ряда ракет тактической зоны (ракет класса «поверхность-поверхность», «поверхность-воздух», «воздух-воздух») и артиллерийских снарядов неразрывно связаны с повышением их баллистической эффективности, проявляющимся в совершенствовании летных характеристик при сохранении габаритно-массовых параметров. Это приводит к постоянному повышению требований, предъявляемым к тяговым характеристикам двигательных установок (ДУ) таких ракет, в качестве которых, практически неизменно, используются ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ).
РДТТ сегодня достигли такого уровня, при котором значительное увеличение энергетического потенциала классических твёрдых ракетных топлив (ТРТ) или повышение качества конструкции ДУ (особенно это касается РДТТ, выполненных из композиционных материалов с высокой удельной прочностью) не представляется возможным. В связи с этим разработчикам приходится идти на увеличение габаритно-массовых характеристик (ГМХ) ДУ для размещения на борту ракеты большего количества ТРТ и повышения тем самым полного импульса двигателя. В качестве примера можно привести две ракеты семейства «Гермес», имеющие аналогичную друг другу по ГМХ полезную нагрузку: «Гермес-А» с дальностью стрельбы до 20 км, калибром стартовой ступени (СС) 170 мм и массой в контейнере 110 кг [1], и «Гермес-К» с дальностью стрельбы до 100 км, калибром СС 210 мм и массой в контейнере 130 кг [2]. Очевидно, что данный путь является экстенсивным и, кроме того, весьма затратным, поскольку для нового изделия требуется проектирование нового носителя.
В настоящее время рассматривается другой путь увеличения дальности полёта - применение прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) и, в частности, его разновидности - интегрального ракетно-прямоточного двигателя на твёрдом топливе (ИРПДТ) [3 - 5].
В данном контексте особое место занимают ракеты бикалиберной схемы (РБС). Для внедрения в их состав ИРПДТ имеется ряд предпосылок, некоторые из которых присущи только данному варианту объемной компоновки ракеты: отделение ДУ на пассивном участке траектории (ПУТ), что с учетом доминирования этого участка по продолжительности и протяженности позволяет исключить необратимые потери энергетического потенциала ракеты из-за дополнительного аэродинамического сопротивления прямоточного тракта; прохождение большей части активного участка траектории (АУТ) через плотные слои атмосферы, содержащие большое количество окислителя в виде атмосферного кислорода; удачная объёмная компоновка - в перепаде калибров между маршевой ступенью (МС) и ДУ можно разместить практически надкалиберное воздухозаборное устройство (ВЗУ); малые углы атаки и перегрузки на АУТ, определяемые конструкцией СС РБС и низкие осевые перегрузки, действующие на ракету в процессе разгона (по сравнению с боеприпасами ствольной артиллерии), что позволяет применить практически любое из существующих прямоточных ТРТ.
В рамках данной статьи сосредоточим свое внимание на РБС класса «поверхность-поверхность», выбрав в качестве прототипа ракету комплекса «Гермес-К» [2]. Для рассматриваемых ракет основным показателем, характеризующим баллистическую эффективность ракеты, является дальность полета при неизменных ГМХ. Специфика компоновки РБС приводит к тому, что при внедрении в их состав ИРПДТ и соблюдении требования по сохранению МС неизменной особая роль отводится ВЗУ. Исследования ВЗУ для РБС носят весьма ограниченный характер и осложняются тем, что характеристики ВЗУ зачастую имеют обратно пропорциональную зависимость. Так, можно отметить 3 основных характеристики ВЗУ: коэффициент восстановления полного давления, коэффициент расхода воздуха и коэффициент дополнительного аэродинамического сопротивления. Рост коэффициента восстановления полного давления может сопровождаться повышением коэффициента дополнительного аэродинамического сопротивления, а повышение коэффициента расхода на нерасчетных режимах может негативно сказаться на коэффициенте восстановления полного давления в области расчетных чисел Маха. В результате при переменных внешних условиях полета, характерных для РБС, крайне сложным является выбор критерия оценки эффективности ВЗУ. Целесообразным представляется использовать в качестве такого критерия дальность полета. Таким образом,
цель проведенного исследования заключалась в определении рациональной конфигурации ВЗУ интегрального ракетно-прямоточного двигателя РБС с точки зрения обеспечения максимально приращения целевой функции - максимальной дальности полета.
Для достижения обозначенной цели решались следующие основные задачи:
- синтезировать ряд вариантов ВЗУ для РБС;
- определить характеристики ВЗУ с использованием методов вычислительной газовой динамики;
- оценить дальность полёта РБС с рассматриваемыми вариантами
ВЗУ;
- провести анализ полученных результатов и выделить наиболее предпочтительную конфигурацию ВЗУ.
Исходя из поставленных задач очевидно, что инструментарий исследования должен позволять получать основные характеристики ВЗУ и моделировать полет РБС с ИРПДТ. Для этого предлагается рационально сочетать известные математические модели различной степени детализации. Общая структура такого инструментария включает в себя два уровня. Первый уровень представляет собой совокупность моделей, описывающих совместное функционирование РБС и ИРПДТ и имеющих ряд допущений, позволяющих рассматривать многовариантные и оптимизационные задачи. Допущения и система уравнений движения, используемые во внешнебал-листическом блоке, являются классическими и общепринятыми [6], а основные особенности связаны с описанием функционирования ИРПДТ. Использован подход, базирующийся на интегральных формулировках законов сохранения энергии, массы и импульса с учетом зависимости теплофи-зических характеристик газообразных продуктов от давления, температуры и коэффициента избытка окислителя [7]. При этом приняты следующие допущения:
- ракетно-прямоточный двигатель (РПД) работает только на сверхзвуковых скоростях полета;
- ВЗУ описывается дроссельной характеристикой и зависимостью коэффициента дополнительного аэродинамического сопротивления от числа Маха;
- процесс работы РПД рассматривается как квазистационарный;
- показатель адиабаты и газовая постоянная для газообразных продуктов в камере дожигания зависят от температуры, давления и коэффициента избытка окислителя;
- неполнота тепловыделения для продуктов разложения ТРТ ИРПДТ учитывается коэффициентом полноты сгорания.
Второй уровень используемых моделей связан с более глубокими исследованиями физических процессов, проводимыми с использованием крайне требовательных к вычислительным ресурсам программных комплексов. Полученные при этом результаты в виде коэффициентов и функциональных зависимостей выступают в качестве исходных данных для моделей первого уровня. В рамках проводимых исследований основными моделями второго уровня являются модели газодинамических процессов. В их основу положены уравнения движения вязкого теплопроводного газа, осредненные по Рейнольдсу и замкнутые одной из моделей турбулентности. В проведенных исследованиях использовались соотношения для полуэмпирической двухпараметрической диссипативной к-е модели турбулентности, а численная реализация математической модели выполнена на основе метода конечных объемов.
Характерной особенностью компоновки ИРПДТ в составе РБС при условии сохранения МС неизменной является развитый турбулентный пограничный слой в области входа в ВЗУ. В связи с этим на начальном этапе исследования рассматривались конфигурации ВЗУ со сливом пограничного слоя и без него. Сравнение проводилось для числа Маха 3, поскольку предварительные вычисления показали, что ожидаемый диапазон скоростей на АУТ составляет от 2,5 до 3,5 М. В качестве схемы ВЗУ выбрана простейшая двухскачковая конфигурация, представленная на рис. 1.
а б
Рис. 1. Конфигурация ВЗУ: а - без слива пограничного слоя; б - со сливом пограничного слоя
На рис. 2 приведены дроссельные характеристики (ДХ) рассматриваемых вариантов ВЗУ, где ф - коэффициент расхода воздуха, а о - коэффициент восстановления полного давления. Следует отметить, что ДХ ВЗУ
без слива имеет развитую горизонтальную ветвь и практически отсутствующую вертикальную, а ДХ ВЗУ со сливом - напротив, имеет формирующуюся вертикальную ветвь, что говорит о большей эффективности ВЗУ в области внешнего сжатия. Согласно полученным результатам, ВЗУ со сливом имеет больший на 30 % максимальный коэффициент восстановления давления при близких максимальных значениях коэффициента расхода. В то же время коэффициент аэродинамического сопротивления такого ВЗУ на 10 % больше, чем в варианте без слива, однако, не взирая на это, вариант со сливом является более предпочтительным, поскольку помимо лучшего коэффициента восстановления полного давления он обеспечивает более стабильную ДХ с горизонтальной и вертикальной ветвями.
ВЗУ со сливом пограничного слоя может быть реализован в различных конфигурациях. В рамках данной статьи рассмотрены двухскачко-вое и четырёхскачковое ВЗУ. Первое позволяет обеспечить больший коэффициент расхода на нерасчётных режимах, а второй - большие значения коэффициента восстановления давления при числах Маха, близких к расчётному. Конфигурация двухскачкового ВЗУ с углом клина 19 ° выбрана на основе предварительных изысканий [3,5]. Конфигурация четырёхскач-кового ВЗУ в области внешнего сжатия получена путем адаптации четы-рехскачкового коробчатого ВЗУ со сливом пограничного слоя, приведенного в [8], к особенностям компоновки РБС. Исследование ДХ обозначенных ВЗУ проводилось для чисел Маха 2 - 4.
Результаты исследования ДХ двух- и четырёхскачкового ВЗУ представлены на рис. 3.
0,45 0,4 0,35 0,3 0,25
О
0,2 0,15 ОД 0,05 О
0,4 0,45 0,5 0,55 0,6 0,65
Ф
Рис. 2. ДХ ВЗУ при М=3
1 1 II ♦ без слива ■ со сливом
1
■ 1 1
■
А ♦
* >
♦
Рис. 3. ДХВЗУ
ДХ обоих вариантов ВЗУ при малых числах Маха имеет классическую форму с вертикальной и горизонтальной ветвями. По мере увеличения числа Маха набегающего потока вертикальная ветвь дроссельной характеристики уменьшается вплоть до полного исчезновения на М=4. Это обусловлено тем, что на больших числах Маха поток недостаточно тормозится в области внешнего сжатия и значительная степень замедления потока приходится на внутренний канал ВЗУ, где формируется структура, близкая по своей природе к псевдоскачку. Исходя из данных, приведённых на рис. 3 можно сделать вывод, что двухскачковое ВЗУ действительно позволяет получить больший коэффициент расхода на нерасчётных числах Маха, однако четырёхскачковое ВЗУ не только обеспечивает большие значения коэффициента восстановления давления при близких к расчётному числах Маха, но и обладает меньшим на 20...40 % коэффициентом аэродинамического сопротивления. Это можно объяснить выбранной конфигурацией двухскачкового ВЗУ, которая позволяет обеспечить близкие к че-тырёхскачковому значения коэффициента восстановления давления.
Таким образом, можно сделать вывод, что четырёхскачковая конфигурация ВЗУ имеет лучшие характеристики на близких к расчётному числах Маха (М = 2,5 .3). В тоже время двухскачковое ВЗУ позволяет получить большие значения коэффициента расхода на нерасчетных числах Маха. С точки зрения коэффициента дополнительного аэродинамического сопротивления четырехскачковое ВЗУ оказывается более предпочтитель-
ным. Это обусловлено тем, что получение в случае двухскачкового ВЗУ значений коэффициента восстановления давления, максимально близких, а на нерасчетных числах Маха даже лучших, чем характеристики четырёх-скачкового ВЗУ, вынуждает использовать достаточно большие углы клина в области внешнего сжатия. Полученная картина не позволяет сделать однозначного вывода о том, какую именно конфигурацию ВЗУ следует считать более подходящей для РБС с ИРПДТ, в связи с чем необходимо оценить достижимые для каждой из конфигураций значения интегрального показателя - максимальной дальности полёта ЛА.
Рис. 4. Летные характеристики наилучших с точки зрения дальности
полета вариантов РБС с ИРПДТ: а - траектории полета на максимальную дальность для разных долей
топлива ИРПДТ в полной массе топлива; б - зависимость относительной скорости полета от относительной дальности полета для разных долей топлива ИРПДТ в полной массе топлива
Исследование траекторий полёта РБС с ИРПДТ, оснащённой двух-и четырёхскачковыми ВЗУ проводилось в следующей постановке. Угол пуска ракеты составлял 58°, ИРПДТ выполнен по тандемной схеме [3 - 5], топливная композиция принята идентичной для всех численных экспериментов. В ходе исследования определялись максимально достижимые для полученных ДХ дальности полёта, при этом варьировались соотношение масс ТРТ интегрированного РДТТ и прямоточного двигателя, площади входного сечения ВЗУ и критического сечения сопла второго контура. Наилучшие из полученных траекторий и соответствующих им профилей скорости представлены на рис. 4. Значения пространственных координат, скорости и времени полета отнесены к соответствующим параметрам прототипа.
Исходя из приведённых результатов численного моделирования можно говорить о том, что четырёхскачковая конфигурация ВЗУ позволяет достигнуть большей на 30 % дальности полёта, чем двухскачковая. Это объясняется тем, что, несмотря на преимущества характеристик двухскач-кового ВЗУ на нерасчётных числах Маха, положительные качества данной схемы не удаётся реализовать по причине большего коэффициента аэродинамического сопротивления, негативно отражающегося на градиенте роста скорости на АУТ при больших массах топлива ИРПДТ и, следовательно, на итоговой дальности полёта РБС. Иными словами, четырехскачковое ВЗУ со сливом пограничного слоя имеет более сбалансированный набор характеристик, который предпочтительнее с точки зрения баллистической эффективности изделия в целом.
Список литературы
1. Сайт разработчика. URL: http://kbptula.ru/ru (дата обращения: 28.08.2014).
2. «Гермес-К» - легкий, многоцелевой, дальнобойный / А.Г. Шипунов [и др.] // Военный парад. № 3(93), 2009. С. 38 - 40.
3. О применении ракетно-прямоточного двигателя для увеличения дальности полета бикалиберных ракет / В.В. Ветров [и др.]// Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. Вып. 4 (79), 2013. ( б 9 - 36.
4. Дикшев А.И. Структурный синтез схем объемной компоновки бикалиберных ракет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. Вып. 4 (79), 2013. С. 37 - 46.
5. Дикшев А.И., Костяной Е.М. Определение рациональных параметров и алгоритма работы бикалиберной ракеты с ракетно-прямоточным двигателем // Труды МАИ. №74, 2014. URL:
http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=49300 (дата обращения: 20.08.2014).
6. Дмитриевский А. А. Внешняя баллистика. М.: Машиностроение, 1972. 584 с.
7. Яновский Л.С. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. М.: ИКЦ «Академкнига», 2006. 344 с.
8. Обносов Б.В., Сорокин В.А., Яновский Л.С. Конструкция и проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012. 280с.
Ветров Вячеслав Васильевич, д-р техн. наук, проф., vetrov@tsu.tula.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Дикшев Алексей Игоревич, инженер, dickshevainhox.ru, Россия, Тула, Открытое акционерное общество «Конструкторское бюро приборостроения» им. академика А. Г. Шипунова»,
Костяной Евгений Михайлович, канд. техн. наук, научный сотрудник, ekostyanoy@gmail. com, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Федоров Алексей Сергеевич, магистрант, merck71_93@mail.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
CHOICE RA TIONAL CONFIGURA TION OF AIR INTAKE FOR BICALIBRE MISSILES
WITH ROCKET RAMJET ENGINE
V. V. Vetrov, A.I. Dikshev, E.M. Kostyanoy, A.S. Fedorov
The article investigates two configurations of the air intake, synthesized in implementing the rocket-ramjet engine into the hicalihre rocket. Throttling performance at various Mach numhers are ohtained for considered variants intakes hy methods of computational fluid dynamics. Comparison performed hy the integral indicator - missile range with rocket-ramjet engine.
Key words: air intake, hicalihre rocket, rocket-ramjet engine, throttle performance, flight range
Vetrov Vyacheslav Vasilevich, doctor of technical sciences, professor, vetrovatsu. tula.ru, Russia, Tula, Tula State University,
Dikshev Aleksey Igorevich, engineer, dicksheva inhox.ru, Russia, Tula, Open Joint Stock Company Instrument Design Bureau named after academician A.G. Shipunov,
Kostyanoy Eugene Mihailovich, candidate of technical science, researcher, ekostyanoyagmail. com, Russia, Tula, Tula State University,
Fedorov Aleksey Sergeevich, master's degree student, merck71_93@mail.ru, Russia, Tula, Tula State University
