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

ОТДЕЛЯЕМЫЕ СТУПЕНИ И ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ. ЗОНЫ ПАДЕНИЯ 333

Рейнольдса. Установлено наличие в спектрах пульсаций узкополосных составляющих на частоте приблизительно 900 Гц, содержащих в зависимости от режима течения до 40 % пуль сационной энергии.

6. На изолированном КК формируется зона повышенного теплообмена на передней торцевой поверхности СБ. В присутствии створок зона повышенного теплового потока занимает кормовую часть КК, включая СБ.

Для верификации данных по силовому и тепловому воздействиям, принятых для расче та нагружения конструкции, на трех кораблях «Прогресс» проведены измерения давления и его пульсаций, температуры и тепловых пото ков. Для идентификации условий полета изме рены фактические значения скоростного на пора набегающего потока.

Сравнение измерений давления в полете с расчетными и модельными эксперименталь ными данными показало их хорошее согласо вание. Результаты натурных показателей пуль саций давления также подтвердили прогнози ровавшиеся значения.

Таким образом, предлагаемый комплекс исследований обеспечивает надежное прогно зирование силовых и тепловых воздействий на КК при повышенных скоростных напорах. При этом следует особо отметить, что успешное ре шение задачи может быть проведено только при условии совместного проведения расчет ных и экспериментальных исследований.

Вопрос исследования несущей способно сти элементов конструкции КК в аэродинами ческой с использованием аналогового моделирования рассмотрен в разделе 3.3.3.

3.4.12. АЭРОДИНАМИКА ОТДЕЛЯЕМЫХ СТУПЕНЕЙ И ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ. ЗОНЫ ПАДЕНИЯ (ОТЧУЖДЕНИЯ)

Пуски всех современных баллистических ракет и РКН сопровождаются сбросом отде ляемых элементов, которые подразделяются на две группы.

Во первых, разгонные ступени и топлив ные баки, а также их фрагменты, отделяемые по мере выработки топлива.

Во вторых, всевозможные обтекатели и панели, предохраняющие различные агрегаты от воздействия высокоскоростного потока и одновременно уменьшающие аэродинамиче ское сопротивление, сброс которых осущест вляется после прохождения плотных слоев

атмосферы и, соответственно, уменьшения скоростного напора. Наиболее крупными от деляемыми элементами этой группы, как правило, являются створки головных обтека телей ракет.

Отделяемые в полете элементы конструк ции совершают неуправляемые движения. Па дение крупногабаритных отделяемых элемен тов массой в сотни килограмм и более, обла дающих в момент удара о поверхность Земли большой кинетической энергией, может пред ставлять значительную опасность для людей и инженерных сооружений в районах их паде ния, для предупреждения которой при пусках

РН по	полета предусматривают отчуж
дение	под районы падения отделяемых
элементов

Для определения места положения и раз меров этих районов необходимо уметь рассчи тывать траекторию полета отделяемых элемен тов и оценивать факторы, влияющие на рас сеивание точек падения, что требует знания аэродинамических характеристик в широком диапазоне углов атаки и скольжения как при сверхзвуковых, так и при дозвуковых скоро стях полета.

К основным факторам, определяющим рассеивание точек падения, относятся:

–отклонение координат и скорости цен тра масс РН в момент отделения, от принятых

врасчете;

–ветровое воздействие на атмосферном участке полета;

–отклонение плотности атмосферы от расчетных значений;

–погрешности определения аэродинами ческих характеристик, используемых при рас чете;

–неполное обнуление боковой и подъем ной силы, которые из за вращения относитель но вектора скорости полета могут быть произ вольно направленными в плоскости, перпенди кулярной к скорости полета.

Дополнительным фактором рассеивания

вслучае жидкостной разгонной ступени слу жит неопределенность положения ее центра масс при неполной выработке топлива.

Аэродинамические характеристики отде ляемых элементов определяются как экспери ментально, так и с помощью расчетов, числен ных или основанных на эмпирических мето диках. Экспериментальное определение аэро динамических характеристик отделяемых эле ментов затруднительно из за слишком боль

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

334	Глава 3.4. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МОНО И МНОГОБЛОЧНЫХ РН

шого количества необходимых экспериментов при всех возможных направлениях обдува в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 10, а также влияния подвесных устройств моделей при ис пытаниях в АДТ, поэтому экспериментальные данные, как правило, используют для уточне ния характеристик, полученных с помощью численных и эмпирических методов.

Задача определения аэродинамических характеристик отделяемых элементов несколь ко облегчается тем обстоятельством, что фор мы элементов, относящихся к первой группе, как правило, представляют собой тела враще ния различного удлинения с отдельными вы ступающими надстройками. Нередко эти фор мы близки к цилиндрическим. Элементы, от носящиеся ко второй группе, как правило, представляют собой цилиндрические или ко нические поверхности или их комбинации.

На рис. 3.4.40 приведены осредненные экспериментальные зависимости от угла атакипри фиксированных числах М коэффициен тов продольной cx и нормальной силы cy и ко эффициента положения центра давления

Cd для круговых цилиндров различного уд линения (l / d 4...10) с плоским торцом [1]. Продольная сила отнесена к площади по перечного сечения цилиндра (S d2/ 4), а нормальная сила — к площади продольно го сечения (S ld).

Возможно существенное отличие фор мы конкретной разгонной ступени от иде альной цилиндрической. В частности, пе редняя торцевая поверхность бывает как выпуклой, так и вогнутой, из донной части иногда выступают сопла двигателей, на бо ковой поверхности могут быть расположе ны всевозможные надстройки, включая и плоскости стабилизаторов. Поэтому при использовании зависимостей, приведенных на рис. 3.4.40, следует иметь в виду, что ко эффициент продольной силы при 0 у конкретных разгонных ступеней (с высту пающей передней частью) может оказаться существенно меньше (на 40…60 %), чем у цилиндра с плоским торцом. Коэффициент нормальной силы при 90 , в зависимо сти от формы ускорителя и числа М полета, принимает значения как меньше (до 10…15 %), так и больше (до 20 %) соответ ствующего значения для цилиндра.

В случае разгонных ступеней с высту пающей передней частью для определения коэффициента лобовой продольной силы

при 0 применяется хорошо зарекомендо вавший себя метод касательных конусов.

Суть данного метода заключается в сле дующем. Выступающая часть разбивается на конические элементы, после чего на каждом таком элементе коэффициент давления сp при нимается постоянным и равным осредненному коэффициенту давления на поверхности кону са с соответствующим углом полураствора. Вклад каждого такого конического элемента в коэффициент лобовой продольной силы опре деляется произведением местного коэффици ента давления и площади проекции на плос кость, нормальную продольной тела. Ос редненные значения коэффициентов давления на поверхности конусов с различными углами полураствора в зависимости от М приведены на рис. 3.4.47. Для определения коэффициента донной продольной силы в этом случае можно использовать осредненную эксперименталь ную зависимость коэффициента донного дав ления сpd за телом вращения большого удлине ния (рис. 3.4.48).

Рис. 3.4.47. Зависимости осредненных коэффициен тов давления сp на поверхности конусов от числа Маха при различных углах полураствора конуса

Рис. 3.4.48. Зависимость коэффициента донного давления сpd за телом вращения от числа Маха

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

ОТДЕЛЯЕМЫЕ СТУПЕНИ И ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ. ЗОНЫ ПАДЕНИЯ 335

В случае наличия на боковой поверхно сти разгонных ступеней надстроек значитель ных размеров, в сопоставлении с размерами ступени, следует учитывать путем суммирова ния их вклад в нормальную силу при 90 .

На рис. 3.4.41 приведены осредненные экспериментальные зависимости коэффици ентов сy и сd для выпуклых и вогнутых цилинд

рических оболочек различного	удлинения
(l / h 10,...0,4). Нормальная сила	отнесена к

площади проекции оболочек (S lh). Предпо лагается, что оболочки тонкие, и продольную силу ввиду ее малости из рассмотрения можно исключить. Положение центра давления от считывается от передней кромки оболочки в долях ее длины.

На рис. 3.4.42 приведены эксперименталь ные зависимости коэффициентов сx, сy и сd для полукруговой конической оболочки с носовым притуплением. Продольная и нормальная силы

отнесены к площади	оболочки на
плоскость, проходящую	ее боковые кром
ки. Положение центра	отсчитывается

от носка оболочки в долях ее длины. Существенное влияние на движение от

деляемых элементов могут оказывать также демпфирующие характеристики cxWz , cyWz и mzWz , определяемые, как правило, расчетным путем.

На практике используются разные ком бинации цилиндрических и конических по верхностей, а также других более сложных форм. Сложность характера обтекания и свое образие аэродинамических характеристик за ставляют в каждом конкретном случае прово дить специальные исследования аэродинами ческих характеристик.

Проведенные исследования показывают, что размеры зон падения определяются, в ос новном, движением отделяемых элементов на сверхзвуковых участках полета. При этом дви жение разгонных ступеней после отделения и движение отделяемых элементов второй груп пы имеет некоторые отличия.

Как правило, на сверхзвуковых участках полета, погасив начальные возмущения, обу словленные средствами отделения, отделяе мые разгонные ступени стабилизируются око ло некоторого балансировочного угла атаки, совершая колебания вокруг него. Практически все разгонные ступени на сверхзвуковых ско ростях имеют устойчивую балансировку вбли зи угла атаки 180 и коэффициент лобово го сопротивления cxa , близкий к минимально му значению.

Поскольку разгонные ступени по форме близки к телам вращения, то коэффициенты подъемной силы cya и боковой силы cza вбли зи угла атаки 180 малы, а за счет враще ния вокруг вектора скорости их влияние на размеры районов падения может еще более уменьшиться. Поэтому районы падения раз гонных ступеней существенно меньше рай онов падения отделяемых элементов второй группы.

Наиболее проблемными из отделяемых элементов второй группы являются створки головных обтекателей РН. Балансировочные углы атаки существующих створок головных обтекателей изменяются по числам Маха в широком диапазоне. При этом устойчивая балансировка створок наблюдается лишь на отдельных участках полета, на остальных участках реализуется достаточно хаотичное движение створок как в направлении полета, так и в поперечном направлении, что связа но с большими значениями боковой силы cza и неопределенностью направления ее дейст вия. Высокие значения баллистических ко эффициентов Α (cxa S) / m, где m — масса створки, а также возможность самобаланси ровки створок на углах атаки с максималь ным качеством K cya / cxa на отдельных уча стках полета, обусловливают значительные размеры районов падения створок головных обтекателей.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: Ма шиностроение, 1977. 136 с.

Глава 3.5

АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Особенности аэрогазодинамики много блочных РН с параллельным расположением ступеней рассматриваются на примере РКС «Энергия»–«Буран» многоразового исполь зования и ее модификаций. Это наиболее общий случай компоновки многоблочной ракеты с параллельным расположением ра кетных блоков и навесного полезного груза. При этом навесной полезный груз выполнен в двух вариантах — в виде многоразового крылатого ОК «Буран» и ГТК одноразового использования для выведения крупногаба

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

336	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Рис. 3.5.1. Аэродинамическая компоновка РН «Энергия» с ОК «Буран»

Рис. 3.5.2. Аэродинамическая компоновка РН «Энергия» с различными навесными полезными грузами

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

ОТДЕЛЯЕМЫЕ СТУПЕНИ И ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ. ЗОНЫ ПАДЕНИЯ 337

ритных грузов большой массы (до 100 т) (рис. 3.5.1, 3.5.2).

При анализе аэродинамических харак теристик многоблочных РН используются ССК. Начала систем координат OXYZ ракеты и O1X1Y1Z1 боковых блоков и навесных по4 лезных грузов (ПГ) находятся в вершинах со ответствующих блоков (рис. 3.5.3). Ориента ция РН относительно вектора скорости на бегающего потока определяется с помощью пространственного угла атаки п и аэроди намического угла крена п центрального

блока. Коэффициенты моментов рассчиты ваются относительно начала соответствую щей системы координат. Характерные длины L для расчета моментов тангажа и рыскания соответствуют длинам блоков и ПГ. При оп ределении коэффициентов моментов крена за характерную длину для всех вариантов компоновки РКС и ее блоков принят размах крыла ОК. Характерная площадь S при рас чете коэффициентов сил и моментов всех модификаций рассматриваемой РКС и от дельных блоков принята равной площади в

Рис. 3.5.3. координат:

СГФ — строительная горизонталь фюзеляжа; V — скорость изделия; V1 — скорость потока

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

338	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

плане базовой трапеции крыла ОК Sкр. Схе ма отсчета меридианальных углов , и ,1, ис пользуемых при построении эпюр давления, показана на рис. 3.5.3. В случае использова ния характерных длин и площадей, отличаю щихся от указанных, их значения приводят ся по тексту или на графиках.

3.5.1. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ. ВЛИЯНИЕ ИН ТЕРФЕРЕНЦИИ НА АЭРОДИНАМИЧЕ СКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Аэродинамические характеристики мно гоблочных РКС пакетных схем (см. п. 3.1.3) в значительной мере определяются интерфе ренцией между параллельно расположенны ми блоками.

В качестве примера на рис. 3.5.4 показана схема течения около одной из предваритель ных компоновок РКС «Энергия»–«Буран»,

полученная визуализацией предельных линий тока на поверхности методом масляной плен ки и пространственной картины течения око

ло	помощью прибора Теплера. В по
ле	наблюдаются скачки уплотнения и
зоны	пограничного слоя, обусловлен

ные как геометрией блоков, так и интерферен цией между ними. В зонах интерференции па раллельно расположенных блоков параметры течения, местные число Маха (Мs), скорост ной напор qs и углы атаки s, существенно от личаются от соответствующих параметров в невозмущенном набегающем потоке.

Особенно значительно влияние интерфе ренции в районе носовых частей блоков и ОК, а также в каналах между ними. Так, местные углы скоса потока на поверхности центрально го корпуса (блок Ц) в районе носовых частей боковых блоков (блоки А) и ОК достигают практически 90 , а уменьшение скоростного напора в каналах вблизи донного среза модели

Рис. 3.5.4. Схема течения на поверхности блоков РН «Энергия» и изменение местного угла атаки as вдоль образующих g 35 и g 60 центрального блока

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

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ	339

Рис. 3.5.5. Распределение ср по длине образующей (g 0 ) центрального блока РН «Энергия» при М 1,3; aп 0 :

— исходная конфигурация РН с четырьмя боковыми блоками и макетом полезного груза;

— исходная конфигурация РН с четырьмя боковыми блоками и грузовым транспортным контейнером; — конфигурация РН с двумя боковыми блоками и ГТК; — исходная кон

фигурация РН с четырьмя боковыми блоками и ОК «Буран»

составляет 40…70 % от скоростного напора в набегающем потоке.

Наличие проточных каналов большой протяженности между блоками и изменение формы поперечных сечений каналов по их длине приводят к появлению в поле течения зон местных дозвуковых при сверхзвуковой скорости набегающего потока и сверхзвуковых при дозвуковой скорости набегающего потока скоростей и к возникновению скачков уплот нения в каналах.

Поэтому аэродинамические характери стики таких РКС определяются не столько формой блоков, сколько интерференцией ме жду ними. В результате интерференции давле ние вдоль образующих корпуса не монотонно с характерными пиками давления и разрежения вблизи носовых частей и изло мов образующих корпусов блоков А, ОК и ГТК, а также в районе межблочных силовых связей (рис. 3.5.5).

Давление в поперечных сечениях блоков и навесных ПГ имеет неравномерный харак тер распределения даже при нулевых углах атаки. В зонах интерференции величины ко эффициентов индуцированных сил значи тельно превышают собственные характери стики соответствующих изолированных тел. Так, на эпюрах распределения коэффициен тов нормальных и поперечных сил по длине блока Ц РН «Энергия» с ОК и ГТК наблюда ются местные минимумы и максимумы на грузок, величины которых соизмеримы или превышают значения собственных нагрузок на оживальной части блока Ц (рис. 3.5.6). Интерференционные составляющие аэроди намических нагрузок возникают на цилинд рическом участке корпуса, для которого в изолированном состоянии характерны малые, близкие к нулевым в диапазоне 0…8 , значения dсy /dl и dсz /dl. Характер распреде ления коэффициентов нормальных и попе

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

340	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

.5.6. Влияние интерференции и формы полезного груза на распределение коэффициентов нормальной и поперечной сил по длине центрального блока РН «Энергия» при М 1,3 и aп 8 ;

jп 180 и 90 соответственно

речных сил по длине центрального блока в	Интерференция обуславливает также по
зонах интерференции повторяет характер из	явление значительных составляющих аэроди
менения нагрузок по длинам ГТК и боковых	намических сил и моментов блоков РН, ОК,
блоков, индуцирующих эти нагрузки.	ГТК и навесных ПГ при нулевых углах 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

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ	341

Рис. 3.5.7. Влияние интерференции, угла установ ки ОК и величины зазора h между ОК «Буран» и центральным блоком РН «Энергия» на коэффи циент нормальной силы ОК при М 1,2:

— изолированный ОК, — ок 0 , —

ок 3 , — ок 3 , — ок 5 , h 1,5 м;— ок 0 , h 0,3 м

что существенно затрудняет эксперименталь ное определение аэродинамических характери стик, это хорошо известно из практики экспе риментальных исследований самолетных кон фигураций. Составляющие коэффициентов сил и моментов су10, mz10 при нулевом угле ата ки наиболее чувствительны к малым измене ниям формы, параметров потока и условий испытаний, что увеличивает погрешности оп ределения аэродинамических характеристик. Значения коэффициентов сил и моментов при нулевых углах атаки соизмеримы с составляю щими, которые индуцированы углом атаки. При этом величины этих коэффициентов зна чительно могут отличаться от соответствую щих характеристик тел в невозмущенном по токе (рис. 3.5.7).

Наряду с этим интерференция между блоками РКС обуславливает существенное из менение аэродинамических характеристик ОК, навесных ПГ, отдельных элементов и бло ков РН по сравнению с характеристиками со ответствующих изолированных конфигураций в невозмущенном потоке и может приводить

как к увеличению, так и к уменьшению коэф фициентов сил и моментов. Так, в результате интерференции значения коэффициента нор мальной силы ОК уменьшаются, а производ ные коэффициентов поперечной силы и мо мента крена увеличиваются по сравнению с соответствующими характеристиками в авто номном полете (рис. 3.5.8). Коэффициент ло бовой продольной силы ОК в исследованном диапазоне чисел Маха, как правило, больше, чем в автономном полете.

Интерференция может оказывать как положительное (уменьшение производной коэффициента нормальной силы по углу ата ки для ОК и ГТК), так и отрицательное (уве личение производных коэффициентов попе речной силы и момента крена по углу атаки для ОК, появление составляющих сy10, mz10) влияние на аэродинамику многоблочных РКС. Поэтому выбор относительного поло жения блоков РКС и навесных полезных гру зов позволяет максимально использовать по ложительные эффекты интерференции и ис ключить или свести к минимуму отрицатель ное (нежелательное) влияние.

За счет незначительных изменений от носительного положения блоков РН и ПГ можно добиться зачастую существенных из менений аэродинамических характеристик как системы в целом, так и отдельных ее эле ментов (рис. 3.5.7). На рис. 3.5.7 показано из менение коэффициента нормальной силы су10 ОК «Буран» при изменении угла ок установ ки ОК на РН и величины зазора h между ОК и центральным блоком ( ок — угол между продольными осями ОК и центрального бло ка, положителен при отклонении носика ОК от блока).

Для таких компоновок характерно также наличие критических режимов, которых происходит резкое, почти скачкообразное из менение статического давления на поверхности блоков и аэродинамических коэффициентов сил и моментов отдельных элементов конст рукции системы при малых изменениях числа Маха и угла атаки (явление получило назва ние — бафтинг). Причем явления типа бафтин га наблюдаются как на блоках РН и навесных ПГ, что достаточно типично для корпусов с из ломами образующей, так и на элементах ОК. При этом скачкообразные изменения аэроди намических характеристик элементов РКС реа лизуются при различных значениях числа Маха и угла 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

342	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Рис. 3.5.8. Влияние интерференции на аэродинамические характеристики ОК «Буран»

всоставе РН «Энергия» в боковом канале:

— модель ОК в составе модели РКС, М1:120, Т 109 ЦАГИ; — изолированная модель ОК,

Т 114 ЦАГИ; — m п двух консолей модели ОК в составе модели РКС, М1:30, Т 109 ЦАГИ

x1

Рис. 3.5.9. Влияние перестройки течения на распределение коэффициента давления по передней час ти обтекателя посадочного устройства бокового блока РН «Энергия» с ОК «Буран» при a 0 :

— М1 0,755; М1 + Мкр; — М1 0,755; М1 6 Мкр

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

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ	343

Так, перестройка течения за выпук лым углом излома образующей передних обтекателей посадочных устройств блоков А происходит при М − 0,76 (рис. 3.5.9), а на вертикальном оперении ОК — при М0,82…0,90 (рис. 3.5.10), резкое изменение сy1 и mz1 ОК — при М 0,95; 1,07; 1,30 (рис. 3.5.11) и т.д. В зависимостях аэроди

х коэффициентов от числа Маха атаки, полученных при увеличении уменьшении указанных переменных, на

гистерезис.

В результате неодновременной по числу Маха перестройки течения на раз личных элементах РКС некоторые аэроди намические характеристики системы и ее элементов имеют пилообразный характер изменения по числам Маха. Амплитуды изменения аэродинамических коэффици ентов достигают максимальных значений в

Рис. 3.5.10. Влияние перестройки течения на коэффициент сz вертикального оперения ОК «Буран» S Sво; модель М1:50; Т 128 ЦАГИ:

, — прямой ход с увеличением числа Маха, М1 ; — обратный ход с уменьше нием числа Маха, М1_

Рис. 3.5.11. Зависимость сy10

и mz10 ОК «Буран» в составе РН «Энергия» от числа Маха

при aп 0 и ReL ~ 1,77 107 (аэродинамическая труба

Т 109 ЦАГИ):

| — диапазон значений с ,

		y10
		I этап испытаний

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

344	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

трансзвуковом диапазоне скоростей (М0,7…1,7), для которого характерны макси мальные значения скоростного напора на тра ектории выведения РН.

В отличие	моноблочных конфигура
ций струи маршевы	ДУ оказывают значитель

ное влияние на аэродинамические характери стики многоблочны конфигураций в транс звуковом диапазоне скоростей. В результате эжектирующего действия струй и распростра нения этого влияния по межблочным каналам вверх по потоку на большие расстояния изме няется давление не только на донных экранах, но и на боковой поверхности блоков и навес ных полезных грузов. Подробно данный во прос рассмотрен в разд. 3.5.3.

3.5.2. ВОПРОСЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ

ВАЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ

Всвязи с невозможностью моделирова ния в АДТ условий полета РКС по полной со вокупности основных критериев подобия, а также в связи с особенностями аэродинамики многоблочной РКС требуется тщательный анализ всего комплекса вопросов моделирова ния течений в АДТ.

К числу вопросов, подлежавших деталь ному рассмотрению, относятся:

– соблюдение геометрического подобия моделей и изделия;

– влияние вязкости (числа Рейнольдса);

– влияние сжимаемости (числа Маха);

– моделирование влияния струй марше вых ДУ;

– влияние границ потока в АДТ. Острота вопроса определяется следующи

ми моментами:

1. Невозможностью обеспечения полного геометрического подобия моделей и РКС. При создании моделей не представляется возмож ным:

– смоделировать диаметры стержней меж блочных силовых связей из за повышенных по сравнению с натурными условиями скоростных напоров в АДТ и требованием четырехкратного запаса прочности силовых элементов моделей при испытаниях в трубах, а также консольного крепления боковых блоков и навесных ПГ на весовых моделях с тензометрией;

– выдержать зазоры между центральным

ибоковыми блоками на весовых моделях ма лых масштабов из за опасности взаимного ка

сания блоков вследствие упругой деформации внутримодельных тензовесов под действием аэродинамических нагрузок;

– моделирование выступающих элемен тов конструкции малых размеров.

2.Влиянием поддерживающих устройств (державок) моделей на аэродинамические ха рактеристики.

3.Ограниченными возможностями ис пользования моделей фрагментов РКС для экспериментального исследования аэродина мического нагружения выступающих элемен тов конструкции, расположенных в зонах ин терференции, из за пространственного харак тера течения.

4.Невозможностью воспроизведения в существующих АДТ натурных значений чи сел Rе, соответствующих траектории выведе ния РКС. Отличия модельных и натурных

значений чисел RеL достигают одного двух порядков в зависимости от режимов полета (рис. 3.5.12).

5.Необходимостью проведения экспери

ментальных исследований в АДТ с малым ша гом по числу Маха ( М 0,005…0,01) в транс

звуковом диапазоне скоростей (М1 ~ 0,6… …1,5) в связи с пилообразным изменением аэродинамических характеристик по Маха и существованием критических мов течения.

6.Необходимостью пересчета на

ные условия результатов лабораторных иссле дований влияния струй ДУ в связи с имитаци ей струй маршевых ДУ РН истечением холод ного воздуха высокого давления вместо газо вой смеси, образующейся при сгорании ком понентов топлива в камерах сгорания двигате лей с целью снизить затраты на проведение экспериментальных исследований примерно в пять десять раз.

7. Малой изученностью в диапазоне трансзвуковых скоростей влияния границ по тока в АДТ (загрузки рабочих частей труб) на течение около конфигураций рассматриваемо го типа.

Все сказанное требует проведения серии специальных исследований для решения во просов экстраполяции модельных результатов на натурные условия.

Наряду с рассмотренными выше пробле мами при определении аэродинамических ха рактеристик необходим также анализ влияния статических деформаций конструкции блоков РН и навесных ПГ в полете.

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

ВОПРОСЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ В АДТ 345

Рис. 3.5.12. Изменение числа Re по числам Маха для РН «Энергия»

Проблемы обеспечения геометрического подобия моделей и РКС

Важным моментом в экспериментальных исследованиях аэродинамики РКС представ ляется выбор масштабов базовых моделей, предназначенных для определения аэродина мических характеристик исполнительных ва риантов компоновки. При выборе масштабов моделей учитывается ряд факторов. Однако основным является требование максимально полного геометрического подобия моделей и изделия, а также подобия по числу Рейнольдса при условии выполнения требований техниче ских условий по предельно допустимой загруз ке рабочих частей моделями исследуемых кон фигураций (не более ~1 %).

Наиболее серьезную проблему при моде лировании представляет соблюдение геомет рического подобия силовых связей навесных ПГ и боковых блоков с центральным.

Требование четырехкратного запаса прочности силовых элементов конструкции моделей при испытаниях в АДТ, повышенные, по сравнению с траекторными, значения ростного напора, а также влияние масштабно го фактора обуславливают значительное личение диаметров стержней силовых связей по сравнению с натурными. Увеличение их поперечных размеров неизбежно приводит к изменению проходных сечений каналов между блоками и расходу газа через них. В результате изменяются давления в каналах и аэродинами ческие характеристики блоков и навесных гру зов. Ввиду больших абсолютных размеров по верхностей, образующих каналы, это влияние весьма значительно, особенно в диапазоне дозвуковых–трансзвуковых скоростей.

В связи с этим при создании базовых моде лей ставится задача минимального искажения формы проекций силовых связей на плоскости, нормальные продольной оси изделия, и получе

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

346	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

Рис. 3.5.13. Влияние геометрии силовых связей на коэффициент су10 нормальной силы ОК «Буран» при нулевом угле атаки в составе РН «Энергия» (Sс св 0,0143 — для изделия):

а — исходные зависимости; б — изменение связи; S Sмид модели ; Sс св Sс св
Sраб астиАТ	Sкр

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

ВОПРОСЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МНОГОБЛОЧНЫХ РАКЕТ В АДТ 347

ния относительных площадей загромождения межблочных каналов силовыми связями, близких к натурным относительным площадям загромож дения каналов, при непременном сохранении продольных координат силовых связей. На рис. 3.5.13 показана форма силовых кронштей нов, имитирующих нижний узел связей (НУС) ОК с центральным блоком на моделях масштабов М1:120, М1:50 и М1:30, и приведены величины относительных площадей проекций НУС Sс св на плоскость, нормальную продольной оси моделей.

Отличия в геометрии силовых связей мо делей разного масштаба обуславливают значи тельные расхождения в коэффициентах нор мальной силы ОК. В пересчете на размерность изделия и условия полета различия в нормаль ных силах ОК в диапазоне чисел Маха, соответ ствующих максимальным скоростным напорам (М 0,8…1,7), достигают ~700… 950 кН, что не допустимо с точки зрения прочности конструк ции. Нагрузки, действующие на ОК и силовые шпангоуты центрального блока на этом участке полета, являются максимальными из всех рас сматриваемых случаев нагружения.

С ростом загромождения канала наблюда ется практически линейное увеличение коэффи циента нормальной силы в функции параметра Sс св во всем исследованном диапазоне чисел Маха (рис. 3.5.14). При этом сохраняется струк тура течения в районе узла связей. Зависимости коэффициента нормальной силы ОК от числа Маха при нулевом угле атаки, приведенные на рис. 3.5.13, демонстрируют влияние отличий в геометрии НУС моделей разного масштаба, а также сходимость результатов в случае приведе ния поперечных размеров силовых связей моде лей к размерам модели масштаба М1:50 с помо щью зависимостей, приведенных на рис. 3.5.14.

Зависимости сy1 (Sс св), выявленные при сравнении значений сy1 моделей разного мас штаба, подтверждены результатами прямых ис следований, в ходе которых изменения Sс св осу ществлялись на одной модели масштаба М1:50. В этом случае исключалось влияние факторов, связанных с отличиями подвесных устройств и геометрии моделей разного масштаба.

Влияние различий в геометрии ВУС и НУС на коэффициент лобовой продольной силы РКС с различными ПГ необходимо оце нивать, используя результаты измерений мест ных параметров течения qs и Мs вблизи сило вых связей на моделях.

Учет местных параметров течения позво ляет уменьшить в два три раза расчетные вели

Рис. 3.5.14. Зависимости коэффициента нор мальной силы ОК «Буран» от площади загромо ждения канала силовыми связями:

— M1 0,6; — M1 0,8; — M1 0,9;

— M1 0,95; — M1 1,0; — M1 1,1;

Sкр; Sс св 0,0202 (M1:120); 0,0151Sс св

0,0119 (М1:30); 0,0143 (изделие)

чины коэффициента продольной силы силовых связей РН, определяемые с использованием скоростного напора невозмущенного потока. Тем самым обеспечивается хорошее согласова ние расчетных величин суммарного коэффици ента сх РКС с результатами летных испытаний.

Критические режимы течения

Для исследования влияния числа Маха (сжимаемости) целесообразно проведение ис следований, предусматривающих испытания малым шагом по числу Маха ( М ~ 0,005) непрерывным изменением М1 при фиксирован ных значениях углов атаки и крена, при нали чии АДТ с регулируемыми соплами. Результаты таких исследований дополняются данными, по лучаемыми по стандартной для АДТ методике испытаний при фиксированном значении числа Маха и переменных значениях угла атаки.

Такие исследования позволяют выявить:

–значения углов атаки и чисел Маха, при которых проявляются особенности в аэро динамических характеристиках (критические режимы);

–кр, Мкр;

–ярко выраженные минимумы и макси

мумы в зависимостях коэффициентов сил и моментов от числа Маха (рис. 3.5.11);

– величины изменения коэффициентов сил и давления при критических режимах и значения критических чисел Маха, для которых характерна перестройка течения (рис. 3.5.9, 3.5.10);

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

348	Глава 3.5. АЭРОГАЗОДИНАМИКА МНОГОБЛОЧНЫХ РН

– гистерезис в зависимостях аэродинамиче ских коэффициентов при увеличении и умень шении скорости потока и угла атаки (рис. 3.5.10).

Режимы, при которых выявляются экстре мальные значения аэродинамических коэффи циентов и перестройки течения, принимаются в качестве расчетных случаев при анализе нагру жения конструкции блоков РН и навесных ПГ.

Влияние вязкости. Пересчет результатов модельных испытаний на условия полета

Всвязи с большими отличиями натурных

итрубных чисел Рейнольдса (рис. 3.5.12) для стартовых и маршевых режимов полета первой ступени РКС проводятся исследования влияния вязкости в трубах переменной плотности типа Т 106, Т 109, Т 108 ЦАГИ и У 3М ЦНИИМаш.

Влияние вязкости исследуется путем варь ирования чисел Рейнольдса в диапазоне ReL

от 7,4 106 до 18 106 для стартового (М1 5 0,2,
[ 90 ) и в диапазоне Re	от 1,1 7	5 107
L

для маршевого (М 0,4…6,0) участков полета для выявления зависимостей аэродинамиче

ских коэффициентов от числа . Од нако в силу ограниченных возможностей суще ствующих АДТ при этом все равно не достига ются натурные значения числа Re для участка полета первой ступени, поэтому наряду с их ва риацией сопоставляются результаты экспери ментальных исследований на геометрически подобных моделях разного масштаба.

Проведенные исследования аэродинами ческих характеристик РКС «Энергия»–«Буран» для стартового участка полета (М1 + 0,2) в усло виях поперечного обтекания ( [ 90 ) выявили существенное влияние вязкости (рис. 3.5.15). Однако уже при значениях RеL, больших 1,4 107, наступает автомодельность (постоянство) в за

Рис. 3.5.15. Влияние числа Re на коэффициент сопротивления РН «Энергия» с ОК «Буран» на стартовом участке полета:

M	− 0,15;	п	90 ; S S	плана	; Re	D		V1D	, D —
1							,
			диаметр блока Ц