Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

АНАЛОГОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ	283

Базовые зависимости получены по ре зультатам испытаний весовых и дренажных моделей тел простых форм (конус, конус– цилиндр, конус–цилиндр–усеченный ко нус–цилиндр и т.д.). Метод учитывает основ ные физические особенности обтекания кор пусов, такие как перестройка течения за вы пуклым углом излома образующей тических числах Маха и углах атаки бафтинга), отрывы пограничного слоя вогнутыми углами излома образующей и сры вы потока на боковой поверхности с образо ванием вихрей на подветренной стороне (влияние вязкости), образование скачков уплотнения в трансзвуковом диапазоне ско ростей.

Верификация метода расчета осуществля лась путем сравнения расчетных результатов с экспериментальными данными. Общее число вариантов конфигураций, для которых прове дены тестовые расчеты, превышало 200. Для тестирования выбирались конфигурации, не использовавшиеся в получении базовых зави симостей i (x). Исследования проведены для моделей с прямолинейными и криволинейны ми образующими элементов корпусов. Неко торые результаты исследований приведены на рис. 3.3.13.

В процессе тестирования выявлено, что расчетные зависимости правильно отра жают влияние геометрических параметров,

угла атаки, чисел Маха и Рейнольдса на суммарные и распределенные характеристи ки исследованных конфигураций в заявлен ном диапазоне изменения параметров набе гающего потока. Это позволяет использо вать метод при выборе оптимальных форм в процессе проектных исследований. По грешности определения аэродинамических характеристик cy и mz, как правило, не пре вышают 20 %.

Метод успешно использован при выборе форм блоков РН «Энергия», «Энергия М», «Зенит 3SL» и «Зенит 3SL Б», космических головных частей «Протона».

Время расчета варианта компоновки на одном режиме М не превышает одной ми нуты на персональном компьютере типа Pentium по сравнению с 30 ч непрерывного счета с использованием программных ком плексов FlowVision или AeroShape 3D, исполь зующих численные методы решений.

3.3.3. АНАЛОГОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ

Существуют важные практические слу чаи, когда невозможно проведение в АДТ экспериментальных исследований с соблюде нием всех критериев подобия и режимов ис пытаний. Такого рода проблемы возникают также в тех случаях, когда наряду с геометри ческим подобием необходимо воспроизведе

Рис. 3.3.13. Распределение коэффициента cy по длине блока полезного груза при M 0,6 и a 6

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

	284	Глава 3.3. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК
			Во многих случаях, например на кораб
			лях «Союз», панели ЭВТИ на спускаемом ап4
			парате (СА) не могут быть жестко связаны
			друг с другом, так как они сбрасываются перед
			входом корабля в плотные слои атмосферы.
			Панели соединены между собой внахлест с оп
	Рис. 3.3.14. Устройство пакета ЭВТИ спускае		ределенным перекрытием. Схема расположе
			ния панелей ЭВТИ на СА «Союз» представле
		мого аппарата «Союз»:
			на на рис. 3.3.15.
	1 —	облицовочный материал «НИИКАМ
			На участке выведения в процессе сброса
	КПМА» (наружный слой пакета); 2 — ЭВ
			створок головного обтекателя при повышен
	ТИ ИФ (пленка ПМ 1ЭУ ОА) — 1 слой (места
			ных скоростных напорах (q1 (100…150) Па,
	ми 3 слоя); 3 — ЭВТИ 2Б (пленка ПЭТ, К,
			М1 6 6) панели ЭВТИ подвергаются воздей
	ДА) — 20 слоев; 4 — пленка ПМ 1ЭУ ДА —
			ствию набегающего потока. В этих условиях
		1 слой (внутренний слой пакета)
			их стыки должны сохранять свою работоспо
			собность и не допускать самопроизвольного
	ние	свойств конструкции, подвергающейся	отделения панелей. В связи с этим требуется
	аэродинамическому воздействию.		верификация допустимости воздействия на
		В частности, к таким конструкциям от	бегающего потока на ЭВТИ СА «Союз» и оп
	носятся панели экранно4вакуумной теплоизоля4		ределение предельной величины скоростного
	ции (ЭВТИ), закрывающие поверхности КК и		напора.
	КА для обеспечения их нормального теплово		Важно	как величины перепадов
	го режима на орбитальных участках полета.		давлений, действующих на панели ЭВТИ в
		Панели ЭВТИ представляют собой эла	процессе	створок головного обте
	стичную конструкцию, состоящую из слоев		кателя при разных величинах скоростного
	перфорированной пленки, покрытых снаружи		напора набегающего потока, так и предельно
	специальной тканью повышенной прочности		допустимые перепады давлений, при кото
	(рис. 3.3.14).		рых не происходит необратимых трансфор
			маций стыков. На основании этой ин
			формации может быть принято решение
			о предельно допустимых скоростных на
			порах в момент сброса головных обтека
			телей.
			Вопрос аэродинамического воздейст
			вия на корабли и аппараты в процессе рас
			крытия створок головного обтекателя из
			ложен в п. 3.4.11.
			Расчетным путем решить задачу, тре
			бующую описания характеристик конст
			рукции самих панелей ЭВТИ, не пред
			ставляется возможным. Эксперименталь
			ные исследования на моделях в АДТ с со
			блюдением режимов течения (М, , Re)
			также невозможны по той же причине.
			Поэтому	испытания	ходимо прово
			дить на полноразмерны		макетах СА со
			штатным исполнением конструкции па
			нелей ЭВТИ.
			Однако размеры макетов (диаметр
			42,2 м, длина 46 м) не позволяют этого
	Рис. 3.3.15. Схема расположения панелей ЭВТИ		делать в	существующих	сверхзвуковых
		на СА «Союз»:	АДТ из за ограниченных размеров их
	Е — верхний пояс дренажных точек; К — нижний		рабочих частей. Самая большая сверх
		пояс дренажных точек	звуковая	аэродинамическая труба Рос

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

АНАЛОГОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ	285

Рис. 3.3.16. Схема течения у поверхности СА

при отделении

головного обтекателя

сии Т 109 ЦАГИ имеет сечение рабочей части 2,2 2,2 м.

В этих случаях единственным выходом являются аналоговые испытания с полным воспроизведением геометрии и конструкции объекта, но при параметрах потока, отличаю щихся от фактических в полете. При этом не обходимо соблюдение условий локального по добия течений, т.е. структура течения и эпюры распределения давления в исследуемых зонах аппарата должны быть максимально близки к

реализуемым в полете при его фактических параметрах.

Численные исследования трехмерной структуры течения при раскрытии створок го ловных обтекателей с КА «Прогресс» и «Со юз» в сверхзвуковом потоке (М1 4 8,0), а так же верификационные испытания на моделях в АДТ позволили установить закономерности течения в зоне расположения СА и характери стики воздействия — распределение давления. Основной результат этих исследований — бо ковая поверхность СА обтекается преимуще ственно в поперечном направлении (местные углы атаки близки к 90 . На рис. 3.3.16 изо бражена схема течения у поверхности СА при отделении створок головного обтекателя, ли нии тока на поверхности СА направлены по нормали к продольным образующим корпуса. Эпюры распределения коэффициента давле ния в поперечных сечениях представлены на рис. 3.3.17.

Сравнительный анализ структуры тече ния между створками головного обтекателя в зоне СА при сверхзвуковом набегающем потоке (с полетными значениями углов ата ки) и при поперечном ( 90 ) обтекании изолированного корабля «Союз» дозвуко вым несжимаемым потоком показал их сходство. Было также установлено, что ве личины безразмерных перепадов давлений

Рис. 3.3.17. Распределение коэффициента давления в поперечном сечении СА «Союз», эксперимент в УТ 1м, М 8, a 10 :

1, 2, 3 — углы раскрытия створок 30, 20, 10 соответственно; 4 — изолированный КА

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

286	Глава 3.3. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК

Рис. 3.3.18. Схема установки макета корабля «Союз» в аэродинамической трубе Т 101 ЦАГИ

ср между характерными зонами панелей ЭВТИ близки между собой. На основании этого принято решение о проведении испы таний по исследованию нагружения панелей ЭВТИ СА в процессе сброса створок голов ного обтекателя на сверхзвуковом режиме течения в дозвуковой АДТ Т 101 ЦАГИ на полноразмерном макете изолированного ко рабля «Союз» при поперечном обтекании с последующим подтверждением результатов в натурных условиях. На рис. 3.3.18 изображе на схема установки макета корабля «Союз» в АДТ Т 101 ЦАГИ.

Программа испытаний в дозвуковом по токе формировалась с учетом данных по структуре течения и распределению давления в сверхзвуковом потоке, полученных путем чис ленного моделирования. Испытания проведе ны в широком диапазоне скоростных напоров набегающего потока.

В результате экспериментальных иссле выявлены критичные к воздействию аэродинамического потока зоны конструк ции и получены количественные дан ные по перепадам давления, при которых реализуется необратимая трансформация стыков панелей ЭВТИ. На рис. 3.3.19 изо бражены деформации панелей ЭВТИ при предельных величинах скоростного напора,90 — зона стыка панелей № 2 и 3,

270 — № 5 и 6.

По результатам параметрических ис следований (вариации скоростного напора, угла аэродинамического крена, искусствен ного исключения из процесса отдельных элементов конструкции путем дополнитель ной герметизации стыков и т.д.) установлен механизм реакции конструкции ЭВТИ на аэродинамическое воздействие. Выявлено, что одни стыки между панелями ЭВТИ рас крываются под действием перепадов давле ний между внутренней и внешней поверх ностями панелей, другие — в результате прямого воздействия потока на стык. Пере счет полученных в аналоговых испытаниях критических перепадов давлений и скорост ных напоров на условия полета проведен с использованием соответствующих данных по распределению давления, полученных на жесткой масштабной модели на сверхзвуко вом режиме обтекания в присутствии ство рок ГО.

По результатам аналогового эксперимен та определено предельно допустимое значение скоростного напора при сбросе створок голов ного обтекателя 4120 Па. Последующие пуски подтвердили работоспособность конструкции ЭВТИ в этих условиях.

К аналоговым относятся также испыта ния в гидроканалах на «мелкой» воде с ис пользованием газогидравлической аналогии

(ГГА) Φ1Γ. Эти испытания просты, наглядны

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

АНАЛОГОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ	287

Рис. 3.3.19. Деформации панелей ЭВТИ при предельных величинах скоростного напора:

штатное состояние элементов ЭВТИ, распределение давления по верхнему поясу Е дренажных то чек ЭВТИ спускаемого аппарата (рис. 3.3.15), АДТ Т 101 ЦАГИ, V 18 м/с

и не требуют больших затрат времени и средств. Наряду с визуальной информацией в ходе испытаний можно получить количест венные оценки для сравнительного различных вариантов исследуемой рации.

Аналоговые испытания целесообразны на начальных стадиях работ. Их результаты по зволяют понять физические особенности обте кания исследуемого тела и корректно поста вить дорогостоящие экспериментальные ис следования в АДТ, сократив количество иссле дуемых вариантов.

Метод ГГА может успешно использовать ся для исследования течения около элементов конструкции ракет, обтекание которых близко к поперечному, т.е. в случаях, когда углы ата ки — скоса потока s около таких элементов близки к 90 . В таких условиях находятся, как правило, трубопроводы и другие надстройки, расположенные на центральном блоке много

блочных ракет в зоне интерференции около носовых частей блоков и навесных полезных грузов. Более подробно этот вопрос рассмот рен в п. 3.5.4.

Для уменьшения аэродинамических на грузок на трубопроводы, расположенные в этих зонах, и узлы крепления их к бло ку могут быть использованы специальные зализы обтекатели из пенопласта, устанав ливаемые на корпусе вблизи трубопрово дов. Такое решение было предложено для уменьшения аэродинамических воздействий на трубопроводы центрального блока РН «Энергия».

При предварительном выборе размеров и формы зализов обтекателей целесообразно проведение методических испытаний в гидро канале.

Форма поперечных сечений исследован ных обтекателей и диапазонов варьируемых параметров, отдельные результаты исследова

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

288	Глава 3.3. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК

Рис. 3.3.20. Влияние обтекателей зализов на распределение коэффициента давления в поперечных сечениях трубопровода в поперечном потоке по результатам испытаний в гидролотке:

h — расстояние между трубопроводом и поверхностью корпуса; В — высота обтекателя зализа; Ι — угол наклона боковой поверхности обтекателя зализа; а — Мh 0,2; б — Мh 0,9

ний структуры течения, а также эпюр распре	вующих на трубопровод, для последующих
деления давления и коэффициентов аэроди	испытаний в АДТ выбран вариант, представ
намических сил в сечениях трубопровода с	ленный на рис. 3.3.22. и реализованный в
обтекателями и без них представлены на	конструкции центрального блока РН «Энер
рис. 3.3.20, 3.3.21.	гия». Последующие испытания в АДТ на
В результате проведенного исследования	крупномасштабной модели и пуски РН
и сравнительного анализа коэффициентов	«Энергия» с ОК «Буран» и макетом полезно
нормальной сy и поперечной сz сил, дейст	го груза подтвердили эффективность выбран