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

ЧИСЛЕННЫЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ	289

Рис. 3.3.21. Влияние обтекателей зализов на ве личины коэффициентов нормальной и попереч ной сил, действующих в сечениях трубопровода центрального блока РН «Энергия» при М 0,9 по результатам испытаний в аэродинамической

трубе Т 128 ЦАГИ:

а — зависимость коэффициента нормальной силы от углов атаки п и крена п; б — зависи мость коэффициента поперечной силы от углов атаки п и крена п: 1, 2 — без зализов п 150; 330 соответственно; 3, 4 — с зализами п 150;

330 соответственно

ного варианта зализа обтекателя. Установка легкого обтекателя из пенопласта на поверх ности блока в процессе подготовки РН к пус ку позволила избежать значительных дорабо ток конструкции блока.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Виноградов Р.И., Жуковский М.И., Яку бов И.Р. Газогидравлическая аналогия и ее практическое приложение. М.: Машинострое ние, 1978. 152 с.

3.3.4. ЧИСЛЕННЫЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ

В последнее десятилетие в связи с бур ным развитием вычислительной техники в стране и за рубежом получили развитие «точ ные» методы решения задач аэрогазодинами ки, основанные на численных решениях уравнений идеального и вязкого газа. Благо даря этому появились программные комплексы

(ПК), позволяющие решать широкий круг задач аэрогазодинамики и теплообмена, в том числе в условиях конструкторских бюро (КБ). К числу таких комплексов могут быть отнесе ны Aero Shape 3D, FlowVision, RUSat, ANSIS Fluent, ANSIS CFX, EFD, Lab (Engineering Fluid Dynamics) и др.

Использование численных методов реше ния задач аэрогазодинамики и теплообмена и соответствующих ПК в проектных исследова ниях в КБ имеет определенную специфику. Это связано прежде всего с ответственностью, которая лежит на расчетчиках, занимающихся прогнозированием аэродинамических характе ристик РКС для решения задач баллистики,

Рис. 3.3.22. Форма поперечного сечения обтекателя — зализа трубопроводов, установленного на ожи вальной части центрального блока РН «Энергия»

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

290	Глава 3.3. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК

устойчивости и управляемости, нагрузок и прочности, выбора органов управления и т.д. Ошибка, допущенная на ранних стадиях про ектирования, может привести к непоправи мым последствиям на последующих стадиях работ. Поэтому промышленному использова нию в КБ любых ПК предшествует их тести рование на задачах, аналогичных решаемой, по которым имеется экспериментальная или надежная расчетная информация.

Решаемые в КБ вопросы разноплановы: аэродинамика моно и многоблочных РН на участке выведения, пилотируемых крылатых и типа «несущий корпус» кораблей на участке возвращения с орбиты, отработавших блоков и элементов конструкции, задачи течения газа

отсеков РН и воздействия струй ДУ на стартовых сооружений и т.д. Разно форм ЛА и режимов их эксплуатации

1 , Re1) существенно усложняет исполь зование ПК в силу необходимости проведения в ограниченные по времени сроки большого объема тестовых расчетов для выявления об ласти их применения.

В условиях КБ длительность определе ния предварительных аэродинамических ха рактеристик на стадии выбора аэродинамиче ской компоновки ЛА, как правило, не превы шает одного двух месяцев. При этом характе ристики должны быть определены в широком диапазоне изменения параметров набегающе го потока (M1 ~ 0…10, п ~ 0…90 , п ~ 0… …180 ) для двух трех вариантов компоновки (~1000 расчетных случаев). Необходимость получения большого объема информации в ограниченные сроки делает актуальными во просы выбора оптимальных расчетных сеток и областей в целях минимизации времени счета при сохранении достоверности полу чаемой информации и внедрения многопро цессорных версий ПК.

Технология и сценарий использования ПК FlowVision в условиях КБ показаны на схеме рис. 3.3.23.

Практически во всех сценариях исполь зования ПК промышленному расчету предше ствуют тестовые расчеты, которые позволяют правильно выбрать модели течения, наиболее

Рис. 3.3.23. Технология и сценарии использования программного обеспечения:

8AX — суммарные аэродинамические характеристики сx, сy, сz, mx, my, mz; dCi /d — эпюры распре деления по длине тела l аэродинамических коэффициентов

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

ЧИСЛЕННЫЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ	291

адекватно описывающие физические явления, присущие рассматриваемой задаче.

Опыт практического применения ПК в условиях КБ демонстрируется на примере ис пользования в РКК «Энергия» ПК FlowVision за период с 1995 по 2007 гг. для решения сле дующих задач внутренних и внешних течений:

1.Исследование структуры течения воздуха, втекающего в СА «Союз» на участке возвращения, и возможности конденсации паров воды на поверхности струи втекающего воздуха.

2.Выбор оптимальной конфигурации устройств подачи термостатирующего воздуха

иорганизация его течения внутри отсеков РН для обеспечения теплового режима выводимых КА в процессе наземной подготовки.

3.Исследование ветровых аэродинамиче ских характеристик РКН «Зенит 3SL» морского базирования с учетом влияния стартовой плат4 формы (СП) «Одиссей» и в процессе перегрузки РКН со стартово командного судна на СП.

4.Определение суммарных и распреде ленных аэродинамических характеристик РКН «Зенит 3SL» и ее космической головной части

при до и сверхзвуковых скоростях в расши ренном (до 15 ) по сравнению с эксперимен тальным (до 8…9 ) диапазоне изменения углов атаки.

5.Расчет аэродинамических характери стик перспективного многоразового корабля «Клипер» типа «несущий корпус» для участка

возвращения с орбиты Земли (M	…6, ~
~ 0…40 ) и оптимизация его	исследо

вание влияния на аэродинамические характе ристики подвесных устройств — при проведении модельных экспериментальных следований в АДТ.

6.Расчет аэродинамических характеристик многоразового крылатого корабля «Клипер» для сравнительного анализа и выбора принципиаль ной компоновочной схемы — низкоплан, высо коплан, среднеплан со специальной профилиро ванной нижней поверхностью ЛА.

7.Определение силового и теплового воз действий струй ДУ РКН «Зенит 3SL» на СП в процессе старта и выбор конфигурации уст ройств для снижения воздействий и др.

Некоторые результаты исследований

1.В процессе спуска одного из кораблей «Союз» космонавты наблюдали появление струи «дыма» в салоне на участке движения СА после вскрытия в корпусе корабля дыха тельного отверстия, предназначенного для

уменьшения перепада давлений между внут ренней и внешней средой. качестве одной из версий появления «дыма» рассматривался ва риант конденсации паров внутренней ат мосферы СА с температурой ~20 С на поверх ности струи холодного (T − 26 С) атмосфер ного воздуха, втекающего со скоростью ~5,5 м/с через дыхательное отверстие. Совме стные расчетные исследования РКК «Энер гия» и фирмы «Тесис» с использованием FlowVision подтвердили эту гипотезу. Конфи гурация предельной поверхности струи возду ха, на которой возможна конденсация паров воды, показана на рис. 3.3.24. Космонавты, наблюдавшие появление струи «дыма» из под приборного щита СА, подтвердили идентич ность расчетной и наблюдавшейся картины.

2. В процессе эксплуатации РКН «Зе нит 3SL» возникла необходимость в аэродина мических характеристиках на углах атаки от 0 до 15 . Экспериментальные исследования, на базе которых выпускалась документация, проведены в диапазоне углов атаки от 0 до 9 . Для экстрапо ляции экспериментальных данных использовался ПК FlowVision. Предварительно возможность его использования для расчета аэродинамических характеристик при больших , когда становится существенным влияние вязкости, апробирована на примере расчета тела оживало–цилиндр ( ож 1,07, ц 7,0) при М 0,6, числе Рей

Рис. 3.3.24. Предельная поверхность конденса ции паров воды на поверхности струи холодного воздуха, втекающего в СА «Союз»

на участке спуска:

1 — приборный щит; 2 — дыхательное от верстие; 3 — струя «дыма»; 4 — ложемент космонавта

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

292	Глава 3.3. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК

Рис. 3.3.25. Результаты тестового расчета аэро динамических характеристик тела оживало–цилиндр:

линия — расчет, маркеры — эксперимент ЦАГИ

Рис. 3.3.26. Экстраполяция результатов экспе риментальных исследований аэродинамических характеристик космической головной части на расширенный диапазон углов атаки

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

ЧИСЛЕННЫЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ	293

Рис. 3.3.27. Варианты формы возвращаемого аппарата «Клипер»:

а — базовый вариант; б — вариант с гладкой верхней образующей

Рис. 3.3.28. Распределение коэффициента при

1 — базовый вариант; 2 —

нольдса Red 6,65 105 и при М 4,0; Red19,5 105. Результаты тестовых расчетов пред ставлены на рис. 3.3.25. Результаты экстраполя ции экспериментальных данных для космиче ской головной части в составе РКН «Зенит 3SL» представлены на рис. 3.3.26.

ПК FlowVision использован также для сравнительного анализа различных вариантов

возвращаемого аппарата (ВА) корабля «Клипер» (рис. 3.3.27). Предварительные сравнения рас четных и экспериментальных данных для ис ходного варианта компоновки показали их удовлетворительное согласование и возмож ность использования FlowVision для оптимиза ции аэродинамической формы. Так, в процес се оптимизации показано, что с точки зрения аэродинамики верхнюю образующую ВА целе сообразно выполнить в виде гладкой кривой без изломов (рис. 3.3.28).

по верхней образующей возвращаемого аппарата 0,92, a 10°:

с гладкой верхней образующей

Многолетняя практика РКК «Энергия» показала, что ПК FlowVision и другие вышепе речисленные ПК являются эффективным ин струментом решения самых различных задач аэродинамики в условиях КБ при условии их предварительного тестирования с использова нием экспериментальных данных по аналогам.

Глава 3.4

АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО

ИМНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

СПОПЕРЕЧНЫМ ДЕЛЕНИЕМ СТУПЕНЕЙ

Особенности аэродинамики моно и многоблочных РН с поперечным разделением ступеней рассмотрены на примере баллистиче ских ракет, представляющих собой, как прави