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

404	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

7.Белошенко Б.Г., Кудрявцев В.В., Сафро нов А.В., Хотулев В.А., Шилов Л.А. Использова ние в новых экономических условиях опыта экс периментальной отработки газодинамики старта

иее дополнение элементами математического моделирования // Фундаментальные и приклад ные проблемы космонавтики. № 8. 2002.

8.Методы отработки научных и народно хозяйственных ракетно космических комплек сов / под ред. В.Ф. Грибанова, Ю.А. Демьяно ва. М.: Машиностроение, 1995.

9.Бармин И.В., Веселов М.В. Паджев С.М.

Научно технические задачи отработки газодина мики и акустики при старте РН космического назначения // Космонавтика и ракетостроение. Вып. 1(42). 2006.

10.Бут А.Б., Гончар А.Г., Соколова Т.Т., Шилов Л.А. Проблемы газодинамики старта при создании стартовых комплексов // Космо навтика и ракетостроение. Вып. 1(42). 2006.

11. Апетьян Н.С., Белошенко Б.Г., Ко

тов Р.Г., Пелипенко Л.Ф., Стерликов Н.Ф., Хо тулев В.А. Основные научно технические ре зультаты исследования газодинамики старта ракетно космического комплекса «Энергия»– «Буран» // Космонавтика и ракетостроение. Вып. 4(45). 2006.

12.Кудрявцев В.В., Сафронов А.В., Хоту лев В.А. Особенности экспериментальной от работки газоотражателей с близким к критиче скому углом при их вершине с использованием струй холодного воздуха // Космонавтика и ра кетостроение. Вып. 17. 1999.

13.Сырчин А.Ф., Кудрявцев О.Н., Хоту лев В.А. Шахтный акустический эффект // Ме ждунар. конф. «Научно технические проблемы космонавтики и ракетостроения», Москва. 1996.

3.8.4. ОСОБЕННОСТИ ТЕПЛОВЫХ ПРОЦЕССОВ ПРИ СТАРТЕ

Общие положения и сведения. Высокие па раметры скоростей V, плотности 7, давлений Р и температуры газа Т0 − 0,8Ткс, Ткс — темпе ратура в камере сгорания, на поверхностях, подвергающихся воздействию струй, в первую очередь, газоотражателя, обеспечивающего от вод струй от РН, вызывают значительное кон вективное тепловое воздействие. Число Стан тона достигает значения 0,02 (3.8.2), плотность теплового потока к газоотражателю q составляет в среднем 12,5 ·103 кВт/м2, а максимальное зна чение лежит в диапазоне (25,2…84) 103 кВт/м2 (6 ·103…2 ·104 ккал/(м2 с)) [4].

9 к

Суммарное тепловое воздействие :q(9)d9

0

может лежать в диапазоне (12,6…420)·103 кВт/м2 (3·103…1 105 ккал/м2) за время воздействия от 3 до 12 с (в зависимости от тяги ДУ и началь ного веса РН.

Время действия определяется законом подъема ракеты, практически равноускорен ным:

9	2(Lсз cтр Н0 )da	,	(3.8.12)
	(np 1)g
где np —	ракеты; Lсз стр 25…40 —
длина свер	струи, м; H0 — начальная

высота установки среза сопел ДУ ракеты над поверхностью встречи струи с газоотражате лем, м.

Для составной струи
8Lсз cтр (1…1,5)Lсз cтр.	(3.8.13)

Для современных РН различного класса стартовые веса и времена воздействия приве дены в табл. 3.8.1.

3.8.1. Стартовый вес и время воздействия РН

Вес G , тс*	60	60…600	600…1000
p
Время 9, с	2…3	3…10	5…12

* В технической системе единиц.

С увеличением тяги одного двигателя счет размеров его сопла da при суммарной тяге ДУ время теплового

вия возрастает пропорционально da .

Для отечественных носителей np (1,2… …1,8), da (0,54…3,0) м, для ДУ РН «Сатурн V» da 3,55 м.

При старте с отказом одного двигателя пе регрузка понижается, и время теплового воз действия может достигать (1,5…1,7)9ном . В при ближенных оценках можно принять:

Q Qконв Qрад Ν (1,2…1,3)Qконв , (3.8.14)

где Qконв — конвективная составляющая; Qрад — радиационная составляющая.

Однако эта формула имеет ограниченное применение только для натурного СС Р 7 и не учитывает влияния геометрического мас штаба.

Тепловое воздействие q на газоотводные трубы ШПУ, ТПК достигает 8,4 103 кВт/м2

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 ТЕПЛОВЫХ ПРОЦЕССОВ ПРИ СТАРТЕ	405

(2 103 ккал/(м2 с)), суммарное тепловое на гружение — Q (4,2…12,5) 103 кВт/м2 (103… …3 103 ккал/(м2 с)).

Характеристики применяемых теплоза щитных покрытий и их эффективная энталь пия (Нэф) составляют:

ТПС 15 (полиэтилен с MgO и ZnO), тем

пература разрушения Тразр 900 К; Нэф500 ккал/кг*; , 750 кг/м3 (холодное отвер

дение).

ПКМ 6 (органо керамическая компози ция) Траз 600…800 К; Нэф 280…300 ккал/кг*; , 1500 кг/м3 (холодное отвердение Т 6 8 С).

Бетоны, Тразр 1720…2400 К; Нэф − − 500 ккал/кг*; , 1700…2200 кг/см3.

Особенности теплообмена при старте. Ус ловия теплового процесса при старте характе ризуются:

высоким значением чисел Re 1 106…1 108; большим диапазоном изменения темпе ратурного фактора Тw /Т0 0,1…0,3 при высо ких значениях температуры газа в камерах сго рания Т0 ~ 3 800 К, где Тw — температура по

верхности стенки газоотражателя; высоким уровнем пульсаций давления в

струе, набегающей на преграду; высоким уровнем акустического воздей

ствия потока за счет усиления акустического поля в газоходах, в особенности на низких частотах.

При натекании струй на преграду коэф фициент теплоотдачи зависит от градиента скорости растекания потока:

7

2 dV

0,2

7

&

L

)

2/3

K

V

&

*

dX )

,

0,045

Pr

С

р

a

*

&

.

)

&

*

)

%

(

(3.8.15)

где 7Υ, .Υ — плотность и вязкость при опреде ляющей температуре;V — скорость газа на гра нице пограничного слоя толщиной

TΥ 0,5(T0 Tw).

(3.8.16)

Коэффициент Kа введен для учета аку стических пульсаций в зоне действия струи, что дает согласование с данными натурных из мерений.

Полученные на основании обобщения достаточно обширных экспериментов с горя чими струями новые критериальные зависи мости позволяют рекомендовать для использо вания формулы коэффициента теплопередачи турбулентной струи, натекающей на преграду при Н 15dа без дополнительных коэффици ентов [1] в окрестности критической точки (индекс «о»)

(0,057oaoRe 0,2Pr 0,6(T0 /TΥ)0,25, (3.8.17)

о	2(Ро Рн ) / 7о	,	(3.8.18)
Re oaol / o,			(3.8.19)

где о, Ро — параметры в критической точке; ао — характерная скорость потока; l ao / — характерный размер области течения; — гра диент скорости потока в окрестности критиче ской точки,

0

&

V

)

,

(3.8.20)

%

0X (X 0

0,87ао /Х0,5; l 1,15Х0,5.

Зависимость Х0,5 — координаты с паде

нием

давления на

преграде

до

Р Рн

0,5;

Р0 Рн

Р0 Рн

Х

0,5

/D

a

0,38

, где R

— тяга сопла.

Rн /

Fa

н

Зависимость

Р0

Рн

,

полученная из

Rн / Fa

эксперимента, приведена

. 3.8.2.

При слабоградиентном обтекании по

верхностей пусковых труб

плоскостей на

блюдается существенное

замеренных

тепловых

параметров

от

расчетных,

о

cр

0,037 V Re 0,2 Pr 2/3

,

где 7

Р

— плот

*

*

*

*

gRT*

3.8.2. Экспериментальные данные

	Р0 Рн				–	0,500	0,200	0,150	0,100	0,075	0,050	0,030
		Rн / Fa
		Х /Da			10	15	20	25	30	35	40	50

* В технической системе единиц.

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

406	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

ность газа при определяющей температуре Т*; R — газовая постоянная.

Для условий воздействия акустических колебаний с шумовым спектром в диапазоне частот f 30…1000 Гц усиление теплообме на может быть определено по формуле

lg		0,01LP		135,, где	LP		— спектральная
	o		f			f

плотность в полосе 30…1000 Гц. В этой фор муле пороговое значение LP f , при котором

начинается влияние акустических колеба ний, составляет 135 дБ/Гц.

Наибольшее влияние акустических коле баний, возбуждаемых в каналах ШПУ, проис ходит при поперечных автоколебательных процессах с аномально высоким уровнем аку стического давления Lp 185 дБ на низких частотах 120…150 Гц. Струи ДУ в этом случае теряют устойчивость, входят в поперечное колебательное движение, повышение тепло отдачи может достигать десятикратного зна чения. Это повышение описывается критери альной зависимостью через акустическое чис

ло

Рейнольдса Reaк [2],

0,025Reaк0,5 ,

о

3

P 2

а

где

Re

aк

(2…3) 10 ,

Rе

ак

, где

2

f .P

к cp / cV ; — отношение теплоемкостей газа,

. .		T	0,8
	&		)	; Р — амплитуда пульсационно
	o&		)	а
	% To (

го давления; 2 f — круговая частота; Р — ста тическое давление.

Важно учитывать увеличение интенсивно теплового воздействия акустического поля шумовым спектром в пристенных течениях. В отраженных течениях к кормовой части РН при его наличии, зависимость увеличения теп лоотдачи определяется комплексом В — безраз

мерной спектральной

плотностью пульсаций

Р

2

V 0,5

1

Re0,5

давления

[3], В

1гц

&

)

a

, где

1

7

2 %

* (

M ReL0,4

2

V

* — толщина пограничного слоя; Р 2

— спек

1гц

тральная

плотность

квадрата

акустического

давления; ReL — число Re по длине преграды,

125,В0,33 .

о

Тепловое воздействие на днище РН. Тепло вое воздействие на днище РН при отсутствии отраженных течений за счет лучистого нагре ва от струй ДУ и нагретых поверхностей ПУ, как правило, составляет 294…630 кВт/м2 (70… …150 ккал/(м2 с)). Для компоновок с плотным расположением сопел ДУ по днищу оно может достигать 1050 кВт/м2 (250 ккал/(м2 с)).

Конвективное тепловое воздействие зависит от поперечных смещений РН над ПУ и от уровня давления на днище, которое возникает при этом. По результатам обоб щений экспериментальных данных макси мальная плотность конвективного теплово го потока может быть скоррелирована с уровнем избыточного давления согласно данным табл. 3.8.3 [4].

3.8.3.Зависимость максимальной плотности

конвективного теплового потока от избыточного давления*

д, ати	0	0,15	0,28	0,45
Тд к(То)	Токр ср	0,5То	0,68То	0,75То
qдн, ккал/(м2 с)	0	350	600	950

Приближенная зависимость имеет вид q2,2 103 Р, где Р — избыточное давление.

При нештатных ситуациях с отключени ем одной из ДУ плотности конвективного теп лового потока на днище РН от обратных токов при повышенных траекторных смещениях мо гут достигать до 6300 кВт/м2 (1500 ккал/(м2 с)) при давлениях Р до 50 кПа (0,5 ати).

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.Сафронов А.В. Экспериментальное ис следование силового и теплового воздействия на преграду при лобовом натекании на нее тур булентного струйного потока продуктов сгора ния топлива // Космонавтика и ракетострое ние. 1995. № 3.

2.Румынский А.Н., Сенкевич М.В. Влияние пульсаций потока большой амплитуды на тепло обмен // Изв. АН СССР. МЖГ. 1975. № 2.

3.Сенкевич М.В., Куровский Г.Ф. Иссле дование влияния акустических пульсаций со сплошным спектром частот на турбулентный теплообмен // Гидромеханика и теория упруго сти: межвуз. собр. науч. тр. Днепропетровск: ДГУ, 1983. Вып. 31.

* В технической системе единиц.

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

РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК В СВОБОДНОМОЛЕКУЛЯРНОМ РЕЖИМЕ	407

4. Куровский Г.Ф, Сенкевич М.В., Сенке вич Е.А., Хотулев В.А., Шувалова Т.В. Тепло обмен при старте ракет // Междунар. конф. Научно техн. проблемы космонавтики и раке тостроения. Москва, 1996.

Глава 3.9

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МЕТОДОВ ДИНАМИ КИ РАЗРЕЖЕННОГО ГАЗА ДЛЯ РЕШЕНИЯ ВОПРОСОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ЭКСПЛУАТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

3.9.1. МЕТОДЫ РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕ СКИХ ХАРАКТЕРИСТИК В СВОБОДНОМО ЛЕКУЛЯРНОМ И ПЕРЕХОДНОМ РЕЖИМАХ ДЛЯ ОРБИТАЛЬНОГО УЧАСТКА ПОЛЕТА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ И УЧАСТКА СПУСКА ВОЗВРАЩАЕМЫХ АППАРАТОВ

Аэродинамическое сопротивление КА на больших высотах (Н 6 150 км) в свободномо лекулярном режиме обтекания определяется скоростным напором и газовым составом на бегающего потока верхней атмосферы Земли, площадью поперечного сечения обтекаемого тела и характером взаимодействия молекул на бегающего потока с поверхностью (коэффици ентами аккомодации энергии и импульса), температурами поверхности и набегающего потока.

Расчет обтекания КА свободномолеку лярным потоком является классической зада чей динамики разреженного которая ис следована наиболее полно. Разработаны как численные методы решения задач, так и вы полнен большой объем экспериментальных исследований по взаимодействию высокоско ростного свободномолекулярного потока с различными видами материалов наружных покрытий КА. С начала 80 х годов прошлого века в практику Головного конструкторского бюро НПО «Энергия» были внедрены про граммы расчета свободномолекулярной аэро динамики Fremol разработки Института тео ритической и прикладной механики (ИТПМ) СО РАН, а позднее — пакеты прикладных программ «Высота» и «Высота 2» совместной разработки большого коллектива, включав шего в себя ЦНИИМАШ, НПО «Энергия», ЦАГИ, ИТПМ, НПО «Молния», НПО им. Лавочкина, ГКБ «Южное» и др.).

В настоящее время для расчета аэродина мических характеристик используется про граммный комплекс RuSat, разработанный ИТПМ СО РАН, который позволяет в полном объеме получать необходимые исходные дан ные по аэродинамике орбитальных КА для расчетов баллистики и управляемости. Работы по совершенствованию программного обеспе чения продолжаются, однако вопрос верифи кации этих данных остается открытым ввиду сложности организации чистого эксперимента по определению аэродинамического воздейст вия на КА.

Впервые такой эксперимент проводился в 70 е годы прошлого века на станции «Са лют 6». Орбитальная станция была ориентиро вана таким образом, что несимметричная СБ стояла перпендикулярно набегающему потоку, а система управления обеспечивала поддержа ние ориентации, в результате получена оценка величины возмущающего аэродинамического момента, действующего на СБ. Так как непо средственных измерений параметров набегаю щего потока не проводилось, а точность опре деления величины компенсирующего момента, выдаваемого системой управления была весьма невысокой, поэтому погрешность оценки ко эффициента аэродинамического момента ока залась достаточно большой. Полученная в по лете величина момента тангажа наиболее соот ветствовала величине аэродинамического мо мента, рассчитанного по диффузной модели отражения с коэффициентом аккомодации энергии около 0,8.

Следующая попытка косвенной оценки коэффициентов аккомодации предпринима лась при обработке результатов эксперимента по измерению параметров собственной внеш ней атмосферы «УМР Астра» на орбитальной станции «Салют 7». Схема измерений приве дена на рис. 3.9.1.

Результаты обработки отношения пото ков отраженных Nотр от СБ частиц к набегаю щему N1 потоку приведены на рис. 3.9.2. Наи лучшее согласование расчета с экспериментом достигалось при использовании четырехпара метрической локально максвелловской схемы взаимодействия.

Задача уточнения параметров взаимодей ствия набегающего потока с поверхностью КА остается актуальной, но решить ее весьма сложно, так как выделить влияние аэродина мики на современных летающих объектах, та ких как МКС, весьма проблематично.

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

408 Глава 3.9. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МЕТОДОВ ДИНАМИКИ РАЗРЕЖЕННОГО ГАЗА

Рис. 3.9.1. Схема измерений

проведении эксперимента «Астра 1»:

0 , 3 , 180 ; РУ — разбивающее устройство; МА — масс анализатор

Рис. 3.9.2. Относительный отраженный поток молекул от СБ

В переходном режиме обтекания от сво бодномолекулярного к сплошному коэффици ент аэродинамического сопротивления значи тельно уменьшается, причем иногда немоно тонно. Со снижением высоты влияние коэф

фициентов аккомодации, состава атмосферы и температурного фактора на величину аэроди намического сопротивления также уменьшает ся, но возрастает влияние формы тела.

Переходный режим течения — режим, в котором средняя длина свободного пробега соизмерима с размером обтекаемого тела и на ходится в диапазоне от 0,001 до 100 характер ных размеров.

Расчет течений в нем является не менее сложной задачей, чем в свободномолекуляр ном режиме. Точные аналитические решения с использованием уравнения Больцмана полу чены лишь для самых простых задач. В осталь ных случаях используются либо численные методы решения уравнения Больцмана и ме тоды прямого статистического моделирования

(ПСМ) течений разреженного газа, либо полу эмпирические приближенные инженерные ме тодики.

Уравнения Навье–Стокса, хорошо рабо тающие в сплошной среде, в переходном ре жиме могут давать неверные результаты и требуют специальных модификаций для учета скольжения потока. Метод ПСМ хотя и обес печивает довольно точный расчет аэродина4 мических характеристик (АДХ) с учетом мно гих реальных физических процессов, требует значительных ресурсов как по памяти, так и по быстродействию компьютеров, что услож няет его использование в практике проекти рования.

В тех случаях, когда требуется проведе ние многовариантных расчетов, используют

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 ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ	409

ся инженерные методы, позволяющие, осно вываясь на простых физических моделях и простых алгоритмах, не только быстро вы числять АДХ, но и при определенных услови ях обеспечивают точность на уровне исполь зования уравнений Навье–Стокса или ПСМ. Одним из таких методов является локаль но мостовой метод.

Основной критерий разреженности пото ка — число Кнудсена Kn /L, показывающее соотношение длины свободного пробега моле кул потока и характерного размера L потока (тела). При числах Kn 100 течение представ ляет собой свободномолекулярный режим: столкновения молекул между собой настолько редки, что не влияют на формирование АДХ. При Kn 5 0,001 течение описывается в рамках модели сплошной среды.

Существует достаточно много простых и быстрых способов получения АДХ объектов сложной формы в свободномолекулярном по токе. Базируясь на теории Ньютона, также не сложно получить АДХ при гиперзвуковом те чении сплошной среды.

Очевидно, что, используя эти два преде ла, можно провести интерполяцию и получить АДХ в переходном режиме:

ck ck FMFb(Kn, S, , …)

ck cont(1 Fb(Kn, S, , …)), (3.9.1)

где ck — значение характеристики в переходном режиме; ck FM — значение характеристики в сво бодномолекулярном режиме; ck cont — значение характеристики при гиперзуковом течении сплошной среды; S — скоростное отношение;— угол атаки.

Функция Fb, зависящая в общем случае от многих параметров, получила название мостовой.

Следует отличать интегральный мосто вой метод, в котором используются инте гральные коэффициенты сил и моментов ck, и локальный мостовой метод, где произво дится вычисление характеристик для эле ментарных площадок поверхности объектов ck,ds, а потом производится интегрирование по поверхности:

ck ds ck FM dsFb(Kn, S, Η, …)
ck cont ds(1 Fb(Kn, S, Η, …));	(3.9.2)
ck :ck ds ds.	(3.9.3)
S

Заметим, что мостовая функция в этом случае уже зависит не от угла атаки и скольже ния, а от угла к нормали элементарной пло щадки, на которую попадает поток.

С изменением разреженности потока дав ление и трение меняются по разному. В част ности, в сплошной среде для затупленных тел предполагается отсутствие сил трения. Поэто му коэффициенты сил и моментов, приходя щихся на элементарную площадку поверхно сти ck ds, можно разделить на составляющие по давлению cp и трению c9, что приведет к появ лению двух мостовых функций, в общем слу чае различных:

	cp cp cont
				Fb p (Kn,Η,...);
	cp FM cp cont
	c9
		Fb 9	(Kn, Η,...);		(3.9.4)
	c9 FM
	c9 cont 0.

Локальный мостовой метод позволяет бо лее точно учесть перераспределение давления и трения, поэтому является более точным, по этому интегральный мостовой метод не полу чил широкого распространения.

3.9.2. ОСОБЕННОСТИ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ ГАЗОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ НА ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИЙ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ГЕОСТАЦИО НАРНЫМ СПУТНИКАМ

Струи двигателей, устанавливаемых на КА, взаимодействуют с его поверхностями и элементами и оказывают на них силовое воздействие. Анализ силового воздействия струй двигателей в условиях орбитального полета включает: расчеты максимальных уровней давления на поверхностях аппарата и их элементов, возмущающих сил и момен тов, действующих на выступающие элемен ты, такие как СБ, антенны и т.д. и оценку потери тяги при взаимодействии струй с по верхностью КА.

Для проведения анализа силового воздей ствия струй двигателей используются инже нерные методики, основанные на моделях по лей их течения, разрабатываемых с использо ванием экспериментальных и расчетных дан ных. После построения геометрической моде ли КА, каждый элемент разбивается на эле ментарные площадки, и расчет взаимодейст

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

410 Глава 3.9. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МЕТОДОВ ДИНАМИКИ РАЗРЕЖЕННОГО ГАЗА

вия струи с элементарной площадкой прово дится, исходя из гипотезы локального взаимо действия. Модели взаимодействия между га зом и поверхностью в разреженном и переход ных режимах течения аналогичны тем, что из ложены в п. 3.9.1.

Такие методики используются для расче та взаимодействия струй ЖРД, имеющих зна чение скорости газового потока, падающего на поверхность КА, (2,5…3) км/c.

В настоящее время на геостационар ных спутниках нашли широкое применение холодные газовые двигатели для решения задач начального построения ориентации. Рабочим телом таких двигателей часто явля ется инертный газ, истекающий из сопла с начальной температурой около 300 C, тяга составляет ~98 10 3 Н (несколько десятков грамм). Низкая начальная температура при водит к тому, что при истечении в вакуум уже вблизи среза сопла температура исте кающего газа приближается к температуре конденсации, что приводит к ряду особен ностей характеристик струи, которые необ ходимо учитывать при анализе воздействия истекающих струй на элементы конструк ции.

Натурные измерения возмущающих мо ментов, возникающих на геостационарных спутниках при работе звуковых ксеноновых двигателей, сравнивались с расчетными дан ными. Проведенные исследования показали, что результаты сравнения сильно зависели от нескольких факторов:

•взаимного углового и радиального рас положения элемента конструкции, создающего возмущающий момент, относительно истекаю щей струи;

•уровня начального давления в коллек торе ГД;

•времени проведения измерения по от ношению к моменту выведения на орбиту.

Выявленное в ряде случаев существенное несовпадение результатов расчета возмущаю щих моментов c натурными данными означа ло, что не происходило ожидаемого гиперзву кового взаимодействия дальнего поля струи ГД. Такой случай показан на рис. 3.9.3.

Рассмотрены возможные причины несов падения:

•рассеяние струи на молекулах собст4 венной внешней атмосферы (СВА);

•неточность модели струи ГД вследст вие наличия конденсации;

• консервативный выбор схемы взаимо действия струи с поверхностью.

При проведении расчетов предполага лось, что наличие собственной атмосферы аппаратов на уровне 10 4…10 6 Па (10 6… …10 8 мм рт. ст.) не вызовет рассеяния струи ГД при взаимодействии с рефлекторами ан тенн, так как длины свободного пробега мо лекул составляют не менее 300 м, и среда по сути является бесстолкновительной. Несмот ря на то, что скорости в струе ГД ( 300 м/с) близки к тепловым скоростям молекул газо выделения остаточных газов, энергия и им пульс ксенона больше, чем у молекул оста точных газов СВА из за его большей молеку лярной массы (MXE 131).

Измерения в первую неделю после выве дения вблизи освещенных элементов конст

рукции показали, что уровень	СВА
выше, чем статическое давление	по

ле струи, что приводит к рассеянию на СВА части потока струи ксенона. С увеличением времени пребывания на орбите этот эффект уменьшается.

Влияние фактора рассеяния струи на СВА подтверждено измерениями давления внутри негерметичного объема аппарата при включении ГД (см. п. 3.10.2) и анализом ре зультатов измерения возмущающего момента для аппарата, которые проводились после нескольких месяцев эксплуатации на

имевших удовлетворительное совпа дение расчетных и экспериментальных дан ных.

При расчетах возмущающих воздействий на КА фактор неопределенности — степень конденсации в струе, значение эффективного числа ,. Влияние этого параметра играет очень большую роль в модели струи, отражая сте пень ее расширения. Расчеты показывают, что степень конденсации в холодных газовых струях зависит от соотношения давления и температуры газа на выходе из сопла, т.е. рас пределение относительной плотности в струе меняется, когда ГД включается при разных давлениях в форкамере. Более существенное влияние она оказывает на распределение плот ности в периферийной части струи, чем в при осевой зоне.

Анализ влияния схемы взаимодействия струи ксенонового двигателя с элементами конструкции показывает, что с учетом выше изложенных факторов для расчета воздействия холодной струи ксенона с поверхностями реф