автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.06, диссертация на тему:Совершенствование газоотражательных устройств пусковых установок

На правах рукописи

КЕЛЕКЕЕВ РОМАН ВАДИМОВИЧ

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГАЗООТРАЖАТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Омск-2005

¿Хюб'1/

На правах рукописи

КЕЛЕКЕЕВ РОМАН ВАДИМОВИЧ

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГАЗООТРАЖАТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК

Специальность 05.07.06 - Наземные комплексы, стартовое оборудование, эксплуатация летательных аппаратов

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

- Омск -2005

Работа выполнена в Омском государственном техническом университете.

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

кандидат технических наук, доцент В.Н. Бельков

доктор технических наук, профессор Штриплинг Л.О.

кандидат технических наук Седых О.Ю.

Ведущая организация: ФГУП Научно - производственное предприятие «Прогресс», г. Омск.

Защита состоится 23 декабря 2005 г. в 16-00 часов на заседании диссертационного Совета К 212.178.02 в Омском государственном техническом университете по адресу: 644050, г. Омск, пр. Мира 11, ауд. 6-340.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ОмГТУ.

Отзывы на автореферат в двух экземплярах, заверенные гербовой печатью организации, просим направить в адрес диссертационного совета.

Автореферат разослан_^% 2005 г.

Ученый секретарь диссертационного Совета, к.т.н., доцент

-Мг \

.НАЦИОНАЛЬНА

Б. Яковлев

РОС. НАЦИОНАЛЬНАЯ I БИБЛИОТЕКА I

¿"У^/1

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы.

При проектировании пусковых установок (ПУ) с целью обеспечения безопасного старта ракет, а также их надежного функционирования необходимо знать закономерности газодинамических процессов, возникающих при взаимодействии струй ракетных двигателей (РД) с газоотражательными устройствами (ГУ) ПУ. Достаточно подробное изучение процессов, сопутствующих старту, вызвано существенным силовым воздействием образующихся течений на ГУ ПУ. Это воздействие входит в число основных факторов, варьированием которых решается задача оптимизации при выборе конструктивных характеристик ПУ.

К настоящему времени работы, выполненные в научно-исследовательских институтах (ЦНИИмаш, ЦАГИ, НИИ Механики МГУ и др.), конструкторских бюро (НТПО «Энергия», КБТМ, МИТ, КБОМ и др.), ряде учебных заведений (БГТУ «Военмех», МГТУ им. Баумана, МАИ и др.), внесли важный вклад в решение проблем стартовой газодинамики. Развитие этой теории в значительной мере определено трудами отечественных ученых: Белова И.А., Ваграменко Я.А., Добросердова И.Л., Савельева Ю.П., Сизова A.M., Ускова В.Н.. Хотулева В.А. и др., а также зарубежных ученых Лямона П. и Хаита Б. и др. Характеризуя в целом достигнутый уровень изучения вопросов стартовой газодинамики, можно отметить, что в основных чертах были выявлены и содержательно описаны за небольшим исключением наиболее существенные газодинамические процессы, сопутствующие стартам ракет различного назначения.

Одной из важных научно-технических задач, которую в целом еще предстоит решить, является задача построения универсального программного обеспечения газодинамических расчетов при проектировании ракетных комплексов (РК). Поэтому работа, посвященная модернизации ГУ ПУ, а также созданию методик расчета процессов при старте ракет, является актуальной.

Цель и задачи исследований. Целью диссертации является совершенствование ГУ ПУ на основе инженерной методики расчета взаимодействия сверхзвуковой неизобарической струи с наклонной преградой. Указанной цели подчинены следующие задачи.

1. Обобщение экспериментально - теоретических результатов исследования воздействия струй РД на ГУ ПУ различных типов для уточнения физической картины течений и основных механизмов газодинамических процессов, происходящих при старте ракет.

2. Разработка моделей структур течений и осуществление для них математического моделирования на базе интегральных мЬтодов для решения центральной задачи исследования - взаимодействие сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами.

3. Создание на основе анализа теоретических разработок и экспериментальных данных методики расчета силового воздействия струй на ГУ ПУ различного типа.

4. Анализ влияния формы и расположения ГУ на функционирование ПУ.

5. Разработка практических рекомендаций по проектированию ГУ ПУ на основе методов условной оптимизации и модернизированных конструкций.

Научная новизна работы заключается в следующем.

1. Развитие комплексного подхода к решению газодинамических задач, возникающих при старте ракет, на основе системотехнических принципов и концепции структурно - элементного моделирования (СЭМ) газоструйных процессов.

2. Определение зависимости газовых течений, содержащих ударно-волновые, вязкие, вихревые и отрывные зоны, от основных характеристик РК.

3. Построение математических моделей газодинамических процессов, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы: пространственный характер течения и вязкость газа, в форме, удобной для их реализации на ЭВМ.

4. Разработка методов расчета силовых нагрузок, действующих на ГУ ПУ.

Методы исследования являются развитием концепции СЭМ, эффективно

используемого для решения родственных задач стартовой газодинамики, например, для расчета начального участка сверхзвуковых нерасчетных струй. В части работы, посвященной разработкам математических моделей, применялись интегральные методы, широко используемые для решения аналогичных задач теории турбулентных течений.

Достоверность результатов. Основные результаты диссертации являются научно-обоснованными по следующим причинам.

1. Теоретические основы базируются на фундаментальных методах, имеющих строгие математические и физические обоснования и широко апробированных в различных областях науки. Например, в работе используются интегральные методы расчета струйных течений для построения математических моделей.

2. В соответствии с существом концепции СЭМ газоструйных процессов область применения методов расчета окончательно устанавливается из сравнительного анализа расчетных и экспериментальных данных, привлекаемых из работ других авторов.

Практическое значение заключается в следующем.

1. Создание методик расчета, базирующихся на интегральных методах и характеризующихся достаточным быстродействием и приемлемой точностью.

2. Уточнение информации о механизмах влияния конструктивных и режимных параметров старта на силовые воздействия газовых потоков на ГУ ПУ для совершенствования их конструкции и снижения мощности приводов наведения и установки ракет.

3. На основе применения комплексного метода условной оптимизации с использования газодинамического модуля и патентоспособных конструкций разработка практических рекомендаций по проектированию ПУ.

Реализация результатов. Полученные основные результаты могут найти применение в организациях отрасли КБТМ, КБОМ, ЦНИИмаш (г. Москва), КБСМ (г. Санкт-Петербург), КБ ПО «Полет» (г. Омск) и других для построения программного обеспечения САПР, сокращения объемов испытаний и проведения научно-исследовательских работ по рассматриваемой задаче. Кроме того, материалы по теме диссертации систематически используются в курсовом и дипломном проектировании, при проведении занятий со студентами аэрокосмического факультета ОмГТУ по ряду специальных дисциплин.

Апробация работы. Наиболее существенные результаты работы были представлены на научно-технических конференциях в 2004 - 2005 гг. в гг. Москве, Ижевске, Красноярске, Миассе, Новосибирске, Омске, а также на научно-технических семинарах аэрокосмического факультета ОмГТУ.

Публикации. По теме диссертации опубликованы 12 статей и тезисов докладов; получено 4 патента и 2 приоритетные справки на полезные модели.

Структура работы. Диссертация, содержащая 144 страниц основного текста, состоит из введения, трех глав, выводов по главам, заключения с изложением основных результатов и списка литературы из 130 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность работы, сформулированы ее цели и задачи, а также научная новизна и практическая значимость результатов.

В первой главе: рассматриваются актуальные газодинамические задачи, возникающие при старте ракет различного назначения; представлено обобщение происходящих процессов и обоснован выбор центральной задачи исследования -исследование взаимодействия сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами в плоскости симметрии течения; по материалам отечественных и зарубежных публикаций выполнен анализ современного состояния вопроса по данной задаче; рассмотрены методы исследований, используемые в стартовой газодинамике; сформулированы цель и задачи исследования настоящей работы.

Исследования процессов стартовой газодинамики, разработка методов их расчетов входят в число наиболее сложных и актуальных научно-технических задач, возникающих в связи с проектированием и эксплуатацией современных РК, а также их модернизацией. Постановка этих задач обусловлена многочисленными опасными воздействиями газовых течений, образующихся при старте, на основные элементы РК. Эти воздействия во многом определяются газодинамическими схемами РК, которые характеризуются значительным разнообразием форм, габаритов и функциональных особенностей.

При старте ракет космического назначения вследствие большой мощности РД и значительных времен взаимодействия струй с элементами РК возникают сложные проблемы защиты корпусов ракет, ГУ и газоходов таких сооружений от разрушающего воздействия высокоскоростных и высокотемпературных потоков химически активного газа. Запуски ракет с помощью газогенераторов или маршевых двигателей осуществляются из подземных шахтных сооружений или транс-портно - пусковых контейнеров (ТПК), размещаемых на подвижных носителях. Старты ракет с открытых направляющих характерны для зенитных ПУ (ЗТТУ). Специфической проблемой для открытых ПУ является проблема защиты фунта стартовых позиций от разрушения струями РД. Выброс грунта струей может приводить к повреждениям ракет, нарушению работы опорных элементов носителей, к необходимости смены стартовых лозиций и т. д. Исследование взаимодействия струи с грунтом является сложной задачей, для решения которой необходимо знать распределение давления по поверхности грунта в начальный момент времени, то есть рассматривать его как плоскую твердую стенку. Следует отметить, что расчет

силового воздействия струй РД на газоотражатель ЗПУ имеет важное значение не только при проектировании ГУ, поскольку он может быть связан с одной из частей ПУ: качающейся частью (КЧ), вращающейся частью (ВЧ) или неподвижным основанием, то исследование воздействия струй на газоотражатель необходимо для анализа прочности, устойчивости, надежного функционирования отдельных систем и всей ЗПУ в целом. Старт крылатой ракеты из контейнера осуществляется двигателем, ось которого наклонена к стенке контейнера Следовательно, и при таком виде старта встает вопрос о взаимодействии струи с наклонной преградой.

Газодинамические процессы при стартах ракет различного назначения можно обобщить следующим образом. При взаимодействии сверхзвуковых неизобарических струй с ГУ ПУ возникает отраженное течение, которое разделяется на прямой и обратный потоки. Следует отметить, что при определенных характеристиках РК начальный контакт струи может происходить со стенкой контейнера или шахтного ствола. Указанные процессы объединены общим явлением: взаимодействием струи с преградой (или стенкой), что определило центральную задачу исследования данной работы, которая заключается в исследовании взаимодействия сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами в плоскости симметрии течения.

Представленные задачи относятся к числу основных проблем, решаемых методами стартовой газодинамики на протяжении всей истории создания РК в соответствии с текущими запросами практики и достигнутым научно-техническим уровнем.

Наиболее изученным является вопрос о воздействии струи на перпендикулярную к ее оси преграду. В зависимости от расстояния среза сопла до преграды установлены характерные режимы взаимодействия струи с преградой. При натека-нии сверхзвуковой нерасчетной струи на плоскую преграду, установленную под углом 0°<чк90° к оси струи, газодинамическая картина значительно усложняется. Исследования, проведенные в ЛМИ и ЦАГИ, показали, что при 60°«р<90° режимы взаимодействия, характерные для ф=90°, в основном, сохраняются, но имеют свои специфические особенности, а при <р<60° картина взаимодействия дополнительно усложняется. Исследования взаимодействия сверхзвуковых струй с наклонными преградами носят, в основном, экспериментальный характер.

Анализ работ по взаимодействию струй с преградами показывает, что решение таких задач осложнено отсутствием завершенной теории турбулентности, несмотря на многочисленные фундаментальные работы, выполненные в ведущих предприятиях, организациях и учебных заведениях России. К настоящему времени на основе обширных исследований решены вопросы газодинамики и теплообмена в зоне прямого воздействия струй на ГУ ПУ. В связи с развитием наземных комплексов и постановкой задач оптимизации по уменьшению габаритных размеров проектируемых ПУ, возникает необходимость исследования таких компоновок, где часть характерных размеров может выходить за рамки ранее установленных соотношений. В этом случае ставится задача о расширении границ применимости известных методов и более подробного изучения процессов формирования и распространения газовых течений в ПУ

Для решения поставленной проблемы необходимо рассмотреть различные подходы, применяемые в стартовой газодинамике для исследования аналогичных процессов. Экспериментальные исследования играют большую роль в раскрытии механизмов происходящих газодинамических процессов, на основании чего создается модель структуры течений, необходимая при разработке математической модели. Однако следует учесть, что чисто экспериментальный путь получения результатов имеет ряд известных недостатков. Анализируя математические методы, следует отметить, что их можно применять лишь для решения отдельных задач, например, для течений невязкого газа. Недостатки, присущие каждому из подходов в отдельности, компенсируются совместным применением теоретических и экспериментальных методов.

Как уже отмечалось, исследование силового воздействия струй РД на элементы ЗПУ имеет важное значение для определения условий ее нормального функционирования. Причем расчет необходимо производить как интегрально (общая сила давления газа на поверхность), так и локально (распределение статического давления по поверхности). В первом случае рассчитывается суммарное нагрузка, что имеет важное значение не только для определения общей прочности поверхностей, омываемых горячим газом: ГУ, КЧ и пр., но и для расчета нагрузок на приводы наведения и т.д. Во втором случае (расчет распределения статического давления на поверхности) имеется возможность создать равнопрочную конструкцию ГУ, определить точку приложения силы давления и т.д. При подъеме КЧ изменяется угол встречи оси струи с ГУ, поэтому величина максимального статического давления изменяется и сдвигается точка приложения этой силы. Кроме того, при сходе ракеты изменяется момент от воздействия струи на КЧ. Следовательно, актуальна методика расчета взаимодействия струи с параллельной ее оси преградой. При этом создаваемые методики должны обладать приемлемой точностью и достаточным быстродействием, что имеет важное значение для решения задач условной многомерной оптимизации в САПР, поскольку после выбора компоновочной схемы ЗПУ, то есть структурного синтеза проводится параметрический анализ.

Итак, в соответствии с поставленной научной задачей целью диссертации является разработка инженерных методик расчета газодинамических процессов при старте ракет, которые базируются на результатах комплексного экспериментально-теоретического исследования и позволяют достоверно, с небольшими затратами машинного времени рассчитать газодинамические параметры для определения силового воздействия образующихся при старте течений на ГУ ПУ.

Центральная задача инженерных методик расчета аэрогазодинамических процессов решена во второй главе, где обосновывается выбор научного направления для разработки инженерных методик - развитие концепции СЭМ, разработанной Добросердовым И.Л., газоструйных процессов применительно к расчету воздействия струй РД на ГУ ПУ. На основе метода интегральных соотношений предложена математическая модель взаимодействия струй с преградами в плоскости симметрии течения. На основе обработки экспериментальных данных получены расчетные зависимости для оценки силового воздействия струи на ГУ ПУ.

На основании анализа работ, в которых выполнены визуализации течений и измерения газодинамических параметров установлены следующие физические

процессы, происходящие при взаимодействии струй с преградами. При натекании сверхзвуковой нерасчетной струи на преграду в окрестности начальной точки их встречи зарождается пристеночная ударная волна, что сопровождается повышением статического давления на преграде. В связи с последующим растеканием потока, наблюдается уменьшение давления, и дальнейшее его изменение по преграде определяется ударно-волновой структурой течения. Образование пристеночной ударной волны происходит в результате наложения слабых волн сжатия, которые образуются в сверхзвуковой части потока за счет градиента давления, возникающего при воздействии струи на преграду. Пристеночная ударная волна, которая распространяется в сжатом слое струи, взаимодействует с её висячим скачком, что приводит к образованию ударно-волновой структуры течения.

Анализ физической картины течения, возникающего при взаимодействии струй с наклонными преградами, дает основание исследовать его с помощью методов расчета отрывных течений, возникающих в следе при обтекании тел сверхзвуковым потоком, поскольку схемы сравниваемых течений аналогичны. При этом можно выделить две характерные области. В одной из них при постоянном давлении происходит смешение обратного потока с воздухом и слоем смешения струи за счет её эжекции, поэтому она называется областью изобарического смешения (течения). Поскольку вторая область (рис. 1) характеризуется повышением статического давления от атмосферного (сечение аЬ) до максимального (сечение сс1), и значительным изменением других газодинамических параметров, она называется областью градиентного течения. Эта область условно разделяется на две

Рис. 1. Модель структуры области градиентного течения: 1 - внешняя граница струи; 2 - внутренняя граница слоя смешения струи; 3 -висячий скачок уплотнения; 4 - волны сжатия; 5 - пристеночная ударная волна; 6 - граничное сечение; 7 - линия нулевых скоростей; 8 - точка растекания.

зоны: зону течения вязкого газа (расстояние от преграды до внутренней границы слоя смешения струи) I и зону II невязкого сверхзвукового течения, описываемую соотношением Прандтля-Майера'.

ёР у-Мг „

— = ; ¿/о (п

Перенос массы и импульса из невязкой в вязкую область течения описываются уравнениями:

йт ((¡8 Л ^ с1т с (1Р

где ре и ив - плотность и скорость газа на внешней границе вязкого слоя; в - тол-шина вязкого слоя; © - угол наклона вектора скорости на внешней границе вязкого слоя; х - напряжение трения газа по стенке. Расход газа и количество движения определяются интегрально для всего вязкого слоя:

6 Ь

/и= \pudy у = \р-иг(1у (3)

о ' о

Для описания течения в области градиентного течения используется также уравнение Рейнольдса на стенке, которое имеет вид:

du„ dP

А. 'и™~Г~ + ~~Г ах ах

дг

РУ

(4)

ди

где г =е' Qy ; е - турбулентная вязкость,е = р • -{ца- uw) S, %г - постоянная турбулентности. По данным ряда работ: Хт = 0,001 - 0,002.

Интегральный метод, применяемый для расчета взаимодействия струи с преградой при малых углах встречи, является полуэмпирическим, поскольку необходимо задать распределение газодинамических параметров поперек вязкого слоя. На основании анализа экспериментальных данных в работе Гиневского A.C. для определения продольных профилей скорости в поперечном сечении слоя смешения предложена универсальная функция дефекта скорости:

= 1-А-/(»7)^ где А = — _ ф0рМ . параметр, а функция fW)= ~" —

ии us us и»

у

имеет вид /{>]) = 1 - 3 • rf + 2 rf, где ~ - относительная поперечная координата. При расчете области градиентного течения принимается, что статическое давление в поперечном сечении вязкого слоя постоянно, теплообмен отсутствует, температура торможения постоянна во всем потоке и tw = 0, Расчет по представленной системы интегро-дифференциальных уравнений (1) - (4) состоит в определении параметров Mg, 5Д, 9 в зависимости от продольной координаты X.

Граничные условия для полученной системы уравнений определяются из условия сшивания области градиентного течения с предшествующей ей областью изобарического смешения, поэтому можно записать следующие геометрические

соотношения для определения начала области градиентного течения:

Хо = (*П - Гтшр (*ll )tg<P) S°S<P'> XU = + r,p (*I2 )tg9i

cos <p

x„ = — + <*„ fop, y0 = (/ cos <p - x„ - (ДГ'з), COSip cos

где r - соответственно: радиус внутренней границы слоя смешения струи, радиус струи идеального газа; наружная граница струи; х - соответствующая координата.

Толщина вязкой области 60и её толщина вытеснения 60в граничном сечении определяются по формулам:

S„ = (/cos<р — ха)tgtp- (ДГ||); 8'0 = (/cos«? - xQ)tg<p —"(*'г).(6)

COS«!? COS

Исходя из профиля скорости в вязком слое, можно записать:

= Л J(1--1-4(1-3^+2^)-)dn (7)

Приведенная система нелинейных алгебраических уравнений (5) - (7) служит для определения положения граничного сечения и газодинамических параметров в нем. На рис. 2 - 4 представлены результаты расчета давления соответственно для воздушных струй и струй РДТТ, причем выполнено сопоставление с экспериментальными данными и методикой, разработанной в ЛМИ. Анализ показывает, что задание постоянной турбулентности Хт = 0,0015 вместо принятого ранее значение Хт = 0,002 дает более удовлетворительное согласование с экспериментальными данными. Кроме того, разработанная методика обладает и другими преимуществами.

I -/-16, 2-/-12,8

_ - эксперимент Юдаева Б Н

ж_ — - расчеч

Рис. 2. Распределение статического давления,

• - эксперимент Ускова В Н ,

— - расчет

Рис.3. Изменение максимального давления при /=8.

Р, МПа

0,8

0,6

0,4

0,2

1. Она позволяет рассчитать параметры взаимодействия струи с преградой, которые необходимы для анализа, например, вязкого слоя у стенки газоотражательного устройства.

2. Представленная методика учитывает реальные условия старта ракеты: изменение расстояния от среза сопла ДУ до газоотражательного устройства и угла встречи с ним оси истекающей струи. Сопоставление результатов расчета с экспериментальными данными ряда авторов свидетельствует о том, что рабочая программа вычислений характеризуется приемлемой точностью.

В диапазоне изменения определяющих параметров струи и ее положения относительно наклонной преграды, который представляет практический интерес, начальная зона взаимодействия характеризуется наличием локального максимума статического давления в плоскости симметрии течения. Типичная эпюра имеет ярко выраженный максимум давления в зоне начального воздействия струи на преграду, а затем участки повышенного или пониженного относительно атмосферного давления, чередующиеся в продольном и поперечном направлениях. В зоне формирования переднего ударного фронта и образования обратного потока статическое давление имеет положительный градиент, увеличиваясь от атмосферного давления до максимального значения, координата которого находится в конце области градиентного течения в его плоскости симметрии (дго тах)- Проведенные исследования позволили получить формулу для определения координаты атмосферной изобары:

№ )/

V

г 2

0 1 2 х

Ма = 3,26, п = 0,65, / - 3,9, <р = 40°

Рис 4 Сравнение результатов 1 - эксперимент, 2 - методика ЛМИ, 3 - уточнённая методика

0 084 ои - = |---а ,

(8)

<4.™ ч>

где АхРтах - длина области градиентного течения, определяемая расчетом взаимодействия струи с преградой в плоскости симметрии сечения; г,а - полярные координаты, начало системы которых находится в точке с максимальным статическим давлением.

Полученная выше математическая модель взаимодействия справедлива для первой ударно - волновой структуры струи. Но практический интерес имеет рассмотрение процесса воздействия струи на преграду, находящейся в пределах всего газодинамического участка, поскольку, в основном, именно на этом участке происходит воздействие струй РД на газоотражатели ПУ при движении ракеты По направляющей балке КЧ. Для приближенного расчета распределения статического давления по преграде можно использовать результаты, полученные для первой

"бочки" струи при расположении преграды под тем же углом наклона к ее оси. На основании экспериментальных исследований получены зависимости для величин, характеризующих силовое воздействие струи на преграду в пределах начального участка. Одной из важнейших характеристик взаимодействия являегся максимальное статическое давление на преграде:

-1 - 0.274 • (ё -1) • р1,2 (9)

ах/

Обработка многочисленных экспериментальных данных позволила уточнить полученный ранее в ЛМИ показатель степени для расчета максимального

а

3, 2

4_ 5

к в 12 16 I

Ма =2,5; п=1,5; у=1,4; 1 - ф=20°; 2 - ф=30°; 3 -Ф=40°; 4 - Ма =2,32; п=0,8; у=1,14; <р=35° -эксперимент Юдаева Б.Н.; 5 - Ма=2,2; п=1,5; у=1, 4; 9=30° - эксперимент Лямона П. и Ханта Б.

Рис. 5. Расчет давления на начальном участке струи.

статического давления на преграде. При этом теоретические значения, обозначенные на рис. 5 штриховыми линиями, удовлетворительно соответствуют экспериментальным данным разных авторов.

Третья глава содержит практические рекомендации по проектированию ПУ различного типа. Здесь рассмотрены различные конструктивные варианты модернизации ГУ ЗПУ и ТИК. Численный эксперимент, выполненный по разработанным математическим моделям, доказывает работоспособность и эффективность представленных патентоспособных конструкций. Газодинамический модуль, входящий в рабочую программу многопараметрической условной оптимизации, позволяет рассчитать оптимальные конструктивные характеристики ПУ.

Патентами на полезные модели защищены устройства наведения ракет или установки ракет на заданные углы стрельбы. Предложение заключается в использовании энергии газовой струи РД. Существенное отличие предлагаемой конструкции ЗПУ от известных заключается в расширении функции ГУ, связанного с КЧ: наряду с газозащитной функцией он воспринимает силовое воздействие струи ракеты, обуславливая её наведение или установку. Разработана обобщенная конструктивная схема ЗПУ, которая на практике может быть реализована в нескольких варианта. Для осуществления наведения не только в вертикальной, но и в горизонтальной плоскости, газоотражатель (или расположенная на нем дополнительная преграда) должен быть установлен несимметрично относительно плоскости стрельбы с помощью соответствующих приводов. Размещение на ГУ боковой стенки позволит обеспечить мощное прямое для увеличения силового воздействия газов. Если рассматривать обычную конструктивную схему ЗПУ, то для снижения нагрузок струи РД на газоотражатель его необходимо спрофилировать таким образом, чтобы поверхность была эквидистантной внутренней границе слоя смешения струи. Это условие обеспечит незначительное повышение статического давления

на газоотражателе. Важное отметить, что такое конструктивное предложение может реализовано и для других ПУ, где осуществляется процесс газоотведения, например, в стартовых комплексах для ракет космического назначения. Ниже представлены системы дифференциальных уравнений движения элементов ПУ для их различных конструктивных вариантов.

1.Спаренная ЗПУ: наведение осуществляется при сходе ракеты, а газоотражатель шарнирно связан с ВЧ.

= мпод + м, Сг - м'№ -М1-Мап,-

(Ю)

.Л = м„„ + М,С, + А'ХШГ + югк„, -м;Р - М[-

где: индексы виг соответственно относятся к проекции сил на вертикальную и горизонтальную плоскость; Н- сила воздействия струи (г - на газоотражатель, с -на КЧ); 1в - момент инерции качающейся части и ракеты относительно оси цапф; 1г - момент инерции вращающейся части относительно оси горизонтального наведения; ¥ - угол вертикального наведения; о - угол горизонтального наведения; Р -тяга двигателя; 1Р - плечи соответствующих сил; Мтр - момент трения; Мв -ветровой момент; Мо - весовой момент; Мпод и М„ов- соответственно моменты механизмов подъема КЧ и поворота ВЧ.

Представленная модель учитывает различные варианты работы приводов наведения: при сходе ракеты или при ее неподвижном расположении на КЧ, а также изменение величин воздействующих сил и соответствующих плеч для расчета моментов. Установлено, что для максимального подъема ракеты при изменении угла встречи оси струи с газоотражателем от 90° до 30° мощность приводов наведения снижается на 25%.

2. Поворот на постоянные углы стрельбы (или наведение) без механизмов наведения, ГУ связано с КЧ и имеет силовую пластину, причем ГУ или пластина могут поворачиваться относительно оси симметрии ЗПУ.

Л * = + ^-Сж + - Р1, - К -М*в-Ма^-1 (И)

О- = ЛГ, + МХ^ + - М'п, - Мгв - М7г,аг;

Я - сила воздействия газового потока на пластину; Мт - тормозной момент.

Следует отметить, что повороты ВЧ и КЧ возможны при неподвижной или сходящей ракете. Для иллюстрации возможности применения предлагаемого способа наведения ракеты и устройства, его реализующего, был проведен оценочный расчет для гипотетической ЗПУ по её массогабаритным и конструктивным характеристикам. Проведенное исследование показывает, что время поворота вращающейся части на о = 50 0 и подъёма качающейся части на ^ = 60 ° составляет не более 1,5 сек., что значительно превышает время выхода РД на расчетный режим тяги (0,05-0,1) сек.; перегрузки при этом не превышают 10§, что приемлемо для современных ракет. К недостаткам такого привода можно отнести небольшую (до 5%) потерю топлива при нахождении ракеты на балке ПУ. Для сравнения следует отметить, что для достижения указанных углов вертикального

и горизонтального наведения при мощности приводов реальной ЗПУ: вертикального -3,2 кВт и горизонтального - 1,6 кВт время наведения составляет 20 сек. и 5 сек. соответственно.

Итак, применение данного способа наведения рркет (или подъема КЧ в вертикальной плоскости и поворота ВЧ в горизонтальной плоскости - установка ракеты на определенные углы) в ЗПУ имеет следующие преимущества. Использование энергии газовой струи наводимой ракеты позволяет отказаться от дополнительных источников энергии извне и уменьшить время вертикального и горизонтального наведения ракет. Кроме того, повышается надежность ПУ, увеличивается запас хода для подвижных установок.

3. Подъем на постоянный угол стрельбы контейнерной ПУ.

= - Р1р - М* - М| - М(;уа, - А/*уаг (14)

Внутри ТПК закреплен наклонный газоотражатель, имеющий после зоны прямого воздействия струи небольшую горизонтальную площадку для усиления ее силового воздействия. При этом возможны два варианта старта:

- «минометный» - в ТПК имеются уплотняющие элементы, и направленные от газоотражателя газы оказывают выталкивающие воздействие на корпус ракеты;

- в ТПК имеется клапан сброса давления истекающих газов, которые также направляются между стенками ракеты и контейнера. Результаты вычислительного эксперимента показывают, что время подъема контейнера уменьшается при увеличении соотношения плеч относительно оси цапф двух основных сил: силового воздействия струи на ГУ и тяги.

Одной из задач выполненного исследования является решение вопросов структурно - параметрической оптимизации ЗПУ. Как уже отмечалось, газоотражатель может быть связан с одной из частей ПУ: неподвижным основанием, ВЧ или КЧ. Каждый из вариантов обладает определенными преимуществами и недостатками, соотношение которых обуславливает выбор схемы ЗПУ. В работе создан газодинамический модуль проектирования ЗПУ с точки зрения оптимального расположения газоотражателя. Анализ проводился на основе трех основных факторов, к которым относятся: интегральное силовое воздействие струи на газоотражатель для определения нагрузок на приводы наведения и металлоконструкцию ЗПУ, распределение давления по газоотражателю для расчета его на прочность, перегрузки, действующие на ракету при ее повороте (наведении). К другим факторам, определяющим безопасный старт ракеты, относятся, например, тепловое воздействие образующихся течений на ракету, скорость ее схода, жесткость и прочность конструкции КЧ, время посадки газоотражателя на грунт. В качестве целевой функции могут быть приняты габариты ПУ, которые зависят от взаимного расположения ракеты и газоотражателя. Посредством варьирования характеристик I (расстояние от среза сопла ДУ до газоотражателя) и ср (угол встречи оси струи с его поверхностью) осуществляется параметрическая оптимизация, которой предшествует синтез структуры, т. е. определение общей компоновочной схемы ЗПУ. Следует отметить, что опыт оптимального проектирования ПУ показывает, что наиболее эффективным является комплексный метод. Разработанная программа является отдель-

ным модулем программы оптимизации. В работе рассмотрены варианты выполненного численного эксперимента, на основании которого можно сделать вывод о том, что при удовлетворении наиболее важных ограничений у оптимальной по габаритам ПУ ГУ располагается в пределах первой ударно - волновой конфигурации струи при угле их встречи в 45 градусов.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Решена сформулированная научная задача, заключающаяся в исследовании течений, возникающих при воздействии струй стартующей ракеты на ГУ ПУ. В результате ее решения разработано универсальное программное обеспечение инженерных расчетов повышенного быстродействия, приспособленного как к обычному использованию в различных ЭВМ, так и для организации диалоговых режимов в САПР.

2. Основные направления разработок математического моделирования исследуемых процессов базируются на применении системотехнических принципов и развитии концепции СЭМ газоструйных течений. При этом диапазон варьирования определяющими параметрами представляет практический интерес не только для существующих, но и перспективных РК: число Маха на срезе сопла: 2,5 - 5; степень нерасчетности струи: 0,8 - 8; показатели адиабаты газов: 1,12 - 1,26; угол встречи оси струи с преградой: до 45 градусов; расположение преграды: в пределах начального участка струи.

3. На основе анализа выполненных к настоящему времени экспериментов установлены следующие основные механизмы аэрогазодинамических процессов при старте ракет. При воздействии струй на преграды в начальной зоне их встречи образуется пристеночная ударная волна, характеризующаяся максимальным статическим давлением на преграде. В области ее образования формируется обратный поток, направленный по ГУ к ракете.

4. Разработаны математические модели для создания вычислительных алгоритмов и программ, предназначенные для проведения расчета газодинамических процессов на ЭВМ, в т. ч.: система уравнений, обобщающих свойства моделей идеального газа и пограничного слоя, и модели образования скачков уплотнения.

5. Составлена математическая модель центральной задачи системного анализа газодинамических процессов при стартах ракет о расчете взаимодействия сверхзвуковых неизобарических струй с ГУ ПУ в плоскости симметрии течения. Вычислительное время соответствующей программы расчета полученной системы интегро-дифференциальных уравнений не превышает 20 сек. для расположения газоотражателя в пределах первой ударно-волновой конфигурации струи, что на порядок и более превосходит быстродействие существующих программ для конечно-разностных методов при сохранении приемлемой точности.

6. Разработаны расчетные методики с простыми вычислительными свойствами для расчета движения КЧ и ВЧ ЗПУ, а также подъема ТПК.

7. На основе метода условной многомерной оптимизации разработана методика расчета минимальных размеров ПУ.

8. Для использования энергии струи стартующей ракеты разработаны практические рекомендации по проектированию ПУ, полезность которых подтверждены четырьмя патентами на полезные модели.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ

1 .Бельков В Н, Карпеченко А.Г., Келекеев Р В., Белицкий В.Д., Ланшаков B.JJ. Исследование воздействия сверхзвуковых неизобарических струй на наклонные преграды. // Омский научный вестник. - Омск, 2004. № 3(28). - С. 98 - 101.

2.Бельков ВН, Белицкий В Д., Келекеев Р В., Ланшаков В Л Физико-математическое моделирование воздействия сверхзвуковых неизобарических струй на наклонные преграды. // Труды XXIV Российской школы. Наука и технологии. Итоги диссертационных исследований. - Москва, 2004. Том 3, с. 101 -107.

3.Бельков В Н, Карпеченко А.Г., Келекеев Р В, Ланшаков В Л. Газодинамические аспекты оптимизации стартовых комплексов // Материалы VTI Всероссийской научно-технической конференции с международным участием «Решетневские чтения» - Красноярск, 2004г. - С. 19 - 20.

4.Бечьков ВН, Келекеев РВ Совершенствование газоотражательных устройств зенитных пусковых установок // Материалы 111 Международного технологического конгресса «Военная техника, вооружение и технология двойного применения». -Омск, 2005.-С. 30-32.

5.Келекеев Р В. Выбор оптимального расположения газоотражателя зенитной пусковой установки // Материалы III Международного технологического конгресса «Военная техника, вооружение и технология двойного применения». - Омск, 2005. - С. 66 - 67.

6 .Бельков ВН. Келекеев Р В, Ланшаков В Л Разработка газодинамического привода пусковой установки. // Современные наукоемкие технологии. - Москва «Академия естествознания», 2005, № 5, с. 48 - 49.

7.Бельков В Н, Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л, Порогин С.В., Царицынский М.П. Зенитная пусковая установка. Патент на полезную модель № 46842. Опубл. 27.07.2005 в бюл.№ 21.

Отпечатано с оригинала-макета, предоставленного автором

ИД №06039 от 12.10.2001

Подписано к печати 14.11.2005. Бумага офсетная. Формат 60x84 1/16 Отпечатано на дупликаторе. Усл. печ. л. 1,0. Уч.-изд. л. 1,0. Тираж 100 экз. Заказ 734.

Издательство ОмГТУ. 644050, г. Омск, пр. Мира, 11 Типография ОмГТУ

12*0 1 è

РНБ Русский фонд

2006-4 23276

i

i

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ СОКРАЩЕНИЙ, УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ И ИНДЕКСОВ.

ВВЕДЕНИЕ.

1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

1.1 Актуальные задачи стартовой газодинамики, возникающие при проектировании и эксплуатации пусковых установок.

1.2. Аналитический обзор работ по исследованию взаимодействия струй с преградами.

1.3. Цель работы и обоснование выбора методов решения поставленной задачи исследования.

1.4. Выводы по 1 главе.

2. РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ РАСЧЕТА ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ГАЗООТРАЖАТЕЛИ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК.

2.1. Применение методологии структурно-элементного моделирования газоструйных процессов к расчету взаимодействия струй с преградами.

2.2. Физическая картина течения в зоне прямого воздействия струи на наклонную преграду.

2.3. Математическая модель взаимодействия струй с преградами в плоскости симметрии течения.

2.4. Расчет силового воздействия струи ракетного двигателя на газоотражательное устройство пусковой установки.

2.5. Выводы по 2 главе.

Актуальность задачи. В связи с широким применением сверхзвуковых газовых струй в различных отраслях экономики: в ракетно-космической технике, в машиностроении, в металлургии, в химической промышленности, в энергетике и других, проблемы исследования процессов взаимодействия струйных течений с преградами являются по-прежнему актуальными. Учитывая универсальный характер аэрогазодинамических исследований, проводимых в последнее время, следует отметить, что наибольшие успехи достигнуты в ракетно-космической технике, поскольку ее стратегическая роль общеизвестна.

При проектировании СК с целью обеспечения безопасного и надежного старта ракет необходимо знать закономерности аэрогазодинамических процессов, возникающих при взаимодействии струй РД с газоотражательными устройствами ПУ. Такие процессы являются характерными для комплексов различного типа: возимых и самоходных, шахтных и корабельных, космических стартовых комплексов. Достаточно подробное изучение процессов, сопутствующих старту, вызвано существенным силовым, тепловым и акустическим воздействием образующихся течений на газоотражательные устройства ПУ и ракеты. Это воздействие входит в число основных факторов, варьированием которых решается задача условной многопараметрической оптимизации при выборе конструктивных характеристик СК.

Происходящие при старте аэрогазодинамические процессы во многом определяют технический облик создаваемой техники, так как необходимо исключить аварийные ситуации путем соответствующего выбора газодинамических схем старта, конструкционных материалов, прочностных, жестко-стных, массогабаритных характеристик отдельных узлов и деталей. Обоснованный учет этих воздействий без аэрогазодинамических расчетов и исследований невозможен, так как эмпирический подход при экспериментальных отработках натурных образцов технически и экономически не эффективен из-за большого числа факторов, сложным образом влияющих на выбор конструктивных параметров. Принципиальные трудности в разработках методов аэрогазодинамического расчета системы «ракета - ПУ» возникают из-за отсутствия строгой физико-математической теории турбулентности.

Важный вклад в решение проблем стартовой газодинамики внесли работы, выполненные в научно-исследовательских институтах (ЦНИИмаш, ЦАГИ, НИИТМ, ЦИАМ, НИИ Механики МГУ, ИТПМ и ИФ СО РАН), конструкторских бюро (НТПО «Энергия», КБСМ, КБТМ, МИТ, КБОМ, КБ «Южное», КБМ г. Коломна, КБМ г. Миасс, КБ ПО «Полет» г. Омск), ряде учебных заведений (БГТУ «ВОЕНМЕХ», МГТУ им. Н.Э. Баумана, МАИ, СПбГУ, ОмГТУ). Становление теории процессов стартовой газодинамики как одного из разделов прикладной аэрогазодинамики в значительной мере определено трудами отечественных ученых. В известных автору работах Белова И.А., Ваграменко Я.А., Добросердова И.Л., Савельева Ю.П., Сизова A.M., Ускова В.Н., Хотулева В.А. развивается теория, углубляющая и расширяющая понимание сложных газодинамических явлений, сопутствующих запускам ракет, и повышающая в итоге эффективность и надежность создаваемой техники.

Характеризуя в целом достигнутый уровень изучения вопросов стартовой газодинамики, можно отметить, что в основных чертах были выявлены и содержательно описаны за небольшим исключением наиболее существенные аэрогазодинамические процессы, сопутствующие стартам ракет различного назначения. Тем не менее, тенденция к расширению и углублению исследований в области стартовой газодинамики сохраняется, так как имеются нерешенные вопросы, затрудняющие разработки перспективных комплексов. #

Одной из важных научно-технических задач, которую в целом еще предстоит решить, является задача построения универсального программного обеспечения аэрогазодинамических расчетов при старте ракет. Имеются приемлемые по точности во всем диапазоне стартовых условий программы лишь для некоторой части типовых течений, создаваемых струями ракет. С небольшим расходом машинного времени рассчитываются одномерные течения, изобарические участки одиночных и составных струй, отдельных видов однофазных осесимметричных течений. Для большинства же реальных стартовых течений универсальные программы расчета отсутствуют. Слабо также решены вопросы совместимости имеющихся программ.

При этом часто требуется рассматривать возможности использования имеющихся стартовых комплексов под пуски ракет с большой тяговоору-женностью, учитывать экономические требования, изыскивая пути применения недорогих материалов и технологий. Приходится выявлять резервы надежности строящихся стартовых комплексов для стратегических ракет и ракет-носителей космических аппаратов, когда изменяются характеристики разрабатываемых ракет, но отсутствуют возможности внесения изменений в проектные параметры пусковых установок. Задачи обеспечения надежности создаваемых комплексов часто усложняются и отсутствием возможностей проведения натурных испытаний с воспроизведением аэрогазодинамических воздействий в различных неблагоприятных сочетаниях.

Все это приводит к тому, что без хорошо развитого программного обеспечения аэрогазодинамических расчетов системы «ракета - пусковая установка», без физического моделирования реальных условий старта проектирование РК становится все более трудно осуществимым, а в перспективе и неприемлемым, если учитывать современные экономические условия работы предприятий. Необходимо последовательное изучение типовых аэрогазодинамических процессов применительно ко всей совокупности ракетных комплексов различного назначения с учетом тенденций их развития, рассматривая теоретические и экспериментальные методы стартовой газодинамики как систему, функционирующую в составе общей системы проектирования.

Цель и задачи исследований. Целью диссертации является совершенствование газоотражательных устройств ЗПУ на основе инженерной методики расчета взаимодействия сверхзвуковой неизобарической струи с наклонной преградой. Указанной цели подчинены следующие задачи.

1. Обобщение экспериментально - теоретических результатов исследования воздействия струй РД на газоотражательные устройства ПУ различных типов для уточнения физической картины течений и основных механизмов газодинамических процессов, происходящих при старте ракет.

2. Разработка моделей структур течений и осуществление для них математического моделирования на базе интегральных методов для решения центральной задачи исследования - взаимодействие сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами.

3. Создание на основе анализа теоретических разработок и экспериментальных данных методики расчета силового воздействия струй на газоотражатели ПУ.

4. Анализ влияния формы и расположения газоотражателя на функционирование ПУ для выработки практических рекомендаций по их проектированию.

Научная новизна работы заключается в следующем.

1. Развитие комплексного подхода к решению газодинамических задач, возникающих при старте ракет, на основе системотехнических принципов и концепции СЭМ газоструйных процессов.

2. Определение зависимости газовых течений, содержащих ударно-волновые, вязкие, вихревые и отрывные зоны, от основных характеристик РК.

3. Построение математических моделей газодинамических процессов, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы: пространственный характер течения и вязкость газа, в форме, удобной для их реализации на ЭВМ.

4. Разработка методов расчета силовых нагрузок, действующих на газоотражательные устройства ПУ.

Методы исследования являются развитием концепции СЭМ, эффективно используемого для решения родственных задач стартовой газодинами* ки, например, для расчета начального участка сверхзвуковых нерасчетных струй. В части работы, посвященной разработкам математических моделей, применялись интегральные методы, широко используемые для решения аналогичных задач теории турбулентных течений.

Достоверность результатов. Основные результаты диссертации являются научно-обоснованными по следующим причинам.

1. Теоретические основы базируются на фундаментальных методах, имеющих строгие математические и физические обоснования и широко апробированных в различных областях исследования. Например, в работе используются интегральные методы расчета струйных течений для построения математических моделей, реализуемых на ЭВМ с минимальными затратами времени.

2. В соответствии с существом концепции СЭМ газоструйных процессов область применения методов расчета окончательно устанавливается из сравнительного анализа расчетных и экспериментальных данных, привлекаемых из работ других авторов.

Научное значение проведенного исследования.

1. Обобщены ранее полученные результаты в частных газодинамических задачах и различных условиях старта ракет.

2. Углублены физические представления о сложных сверхзвуковых турбулентных течениях.

3. Установлена физическая картина пространственного течения, содержащая ударно-волновые, вязкие, вихревые и отрывные зоны.

4. Созданы математические модели, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы: пространственный характер течения и вязкость газа.

Практическое значение заключается в следующем.

1. Создание методик расчета, базирующихся на интегральных методах и характеризующихся достаточным быстродействием и приемлемой точностью.

2. Уточнение информации о механизмах влияния конструктивных и режимных параметров старта на силовые воздействия газовых потоков на газоотражательные устройства ПУ для совершенствования их конструкции и снижения мощности приводов наведения и установки ракет.

3. Разработка практических рекомендаций по проектированию ПУ на основе методов условной оптимизации и конструктивных патентоспособных разработок.

Реализация результатов. Полученные к настоящему времени основные результаты уже используются и могут найти применение в организациях отрасли КБТМ, КБОМ, ЦНИИмаш (г.Москва), КБСМ (г.Санкт-Петербург), КБ ПО «Полет» (г.Омск) и других для построения программного обеспечения САПР, сокращения объемов летно-конструкторских испытаний, создания экспериментального оборудования и проведения научно-исследовательских работ по рассматриваемой проблеме.

Экспериментально-теоретическое исследование аэрогазодинамических процессов при старте ракет определилось как одно из научных направлений для подготовки аспирантов и студентов аэрокосмического факультета Ом-ГТУ. В связи с этим, материалы по теме диссертации систематически используются в курсовом и дипломном проектировании, при чтении лекций по дисциплинам: «Механика жидкости и газа», «Аэрогазодинамика», «Проектирование установок», «Системы автоматизированного проектирования автоматических установок».

Апробация работы. Наиболее существенные результаты работы были представлены на научно-технических конференциях в 2004 - 2005 гг. в гг. Москве, Ижевске, Красноярске, Миассе, Новосибирске, Омске, на научно-технических семинарах аэрокосмического факультета ОмГТУ.

Публикации. По теме диссертации опубликованы 12 статей и тезисов докладов; получено 4 патента и 2 приоритетные справки на полезные модели. Все основные научные и практические результаты, выводы и рекомендации получены автором впервые и лично. В большинстве работ, выполненных в соавторстве, автор являлся инициатором: выдвигал идею, формулировал задачу, намечал пути ее решения, осуществлял обработку, анализ и обобщение полученных результатов, а также обосновал патентоспособные конструктивные варианты ПУ.

Структура работы. Диссертация, содержащая страниц основного текста, состоит из введения, трех глав, выводов по главам, заключения с изложением основных результатов и списка литературы.

3.5. ВЫВОДЫ ПО 3 ГЛАВЕ

1. Разработаны различные конструктивные варианты модернизации газоотражательных устройств ЗПУ и ТПК, которые используют энергию истекающих струй РД. Их полезность подтверждена патентами на полезные модели.

2. Работоспособность представленных конструкций доказана численным экспериментом по разработанным математическим моделям. При этом определено, что время установки (или наведения) ракеты может быть сокращено по сравнению с существующими характеристиками.

3. Созданный газодинамический модуль, входящий в рабочую программу многопараметрической условной оптимизации, позволяет рассчитать оптимальные конструктивные характеристики ПУ. С учетом наиболее важных ограничений оптимальная по габаритам ПУ имеет газоотражательное устройство, расположенное в пределах первой ударно - волновой конфигурации струи при угле их встречи в 45 градусов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Решена сформулированная научная задача, заключающаяся в исследовании течений, возникающих при воздействии струй стартующей ракеты на газоотражатель ПУ. В результате ее решения разработано универсальное программное обеспечение инженерных расчетов повышенного быстродействия, приспособленного как к обычному использованию в различных ЭВМ, так и для организации диалоговых режимов в САПР.

2. Основные направления разработок математического моделирования исследуемых процессов базируются на применении системотехнических принципов и развитии концепции структурно-элементного моделирования газоструйных течений. При этом диапазон варьирования определяющими параметрами представляет практический интерес не только для существующих, но и перспективных РК:

• число Маха на срезе сопла: 2,5 - 5;

• степень нерасчетности струи: 0,8 - 8;

• показатели адиабаты газов: 1,12 — 1,26

• угол встречи оси струи с преградой: до 45 градусов;

• расположение преграды: в пределах начального участка струи.

3. На основе анализа выполненных к настоящему времени экспериментов установлены следующие основные механизмы аэрогазодинамических процессов при старте ракет. При воздействии струй на преграды в начальной зоне их встречи образуется пристеночная ударная волна, характеризующаяся максимальным статическим давлением на преграде. В области ее образования формируется обратный поток, направленный по газоотражательному устройству к ракете.

4. Разработаны математические модели для создания вычислительных алгоритмов и программ, предназначенные для проведения расчета газодинамических процессов на ЭВМ, в том числе:

• система уравнений, обобщающих свойства моделей идеального газа и пограничного слоя,

• модели границ для струй идеального газа и турбулентных струй,

• модели образования скачков уплотнения.

5. Составлена математическая модель центральной задачи системного анализа аэрогазодинамических процессов при стартах ракет о расчете взаимодействия сверхзвуковых неизобарических струй с газоотражательными устройствами Г1У в плоскости симметрии течения. Вычислительное время соответствующей программы расчета полученной системы интегро-дифференциальных уравнений не превышает 20 сек. для расположения газоотражателя в пределах первой ударно-волновой конфигурации струи, что на порядок и более превосходит быстродействие существующих программ для конечно-разностных методов при сохранении приемлемой точности.

6. Разработаны расчетные методики с простыми вычислительными свойствами для расчета движения КЧ и ВЧ ЗПУ, а также подъема ТПК.

7. На основе метода условной многомерной оптимизации разработана методика расчета минимальных размеров ПУ.

8. Для использования энергии струи стартующей ракеты разработаны практические рекомендации по проектированию ПУ, полезность которых подтверждены четырьмя патентами на полезные модели.

1. ГОСТ 23199-78. Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин.

2. Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко. М.: Сов. Энциклопедия, 1985.-528с.

3. Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. Структурно элементное моделирование газодинамических процессов при старте ракет / Балт. гос. техн. ун-т. СПб., 2004, 416 с.

4. Прикладные проблемы механики и теплообмена стартового оборудования ракетно-космической техники: Тез. докл. Всерос. научн. конф. «Старт 99». - М.: Изд-во МГТУ, 1999. - 167 с.

5. Новиков В.Н. и др. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов: Учебник для студентов высших учебных заведений / Новиков В.П., Б.М. Авхимович, В.Е. Вейтин. М.: Машиностроение, 1991. - 368 с.

6. Конструкция управляемых баллистических ракет / Под ред. A.M. Синю-кова и НИ. Морозова. М.: Военное издательство, 1969. - 444 с.

7. Светлицкгш В.А. Динамика старта летательных аппаратов. М.: Наука, 1986.-280 с.

8. Авдонин А.С. Расчет на прочность летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. - 200 с.

9. Расчеты на прочность, устойчивость и колебания в условиях высоких температур / Под ред. И.И. Гольденблата. М., 1965. - 567 с.

10. Ю.Дулов В.Г., Лукьянов Г.А. Газодинамика процессов истечения. Новосибирск: Наука, 1984. 234с.11 .Газодинамика сверхзвуковых неизобарических струй./ Авдуевский B.C., Ашратов Э.А., Иванов А.В., Пирумов У.Г. М.Машиностроение, 1989. -320с.

11. Лукьянов Г.А. Сверхзвуковые газовые струи: Обзор теоретических и экспериментальных работ. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск, Наука, 1983.-С. 3-21.

12. Теория турбулентных струй / Абрамович Г.Н., Гиршович Т.А., Крашенинников С.Ю. и др.; под ред. Г.Н. Абрамовича. 2-е изд., перераб. и доп. -М.: Наука, 1984.-720 с.

13. Структурно-элементный метод расчета газоструйных процессов. // Математическое моделирование. / Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. М.: РАН, 1998. - Т. 10, № 1 -С. 31-43.

14. Афанасьев Е. В. и др. Модель осредненного турбулентного движения газа.// Математическое моделирование / Афанасьев Е. В., Бобышев С. В., Добросердов И. Л. М.: РАН, 1999. - Т.11, № 1. - С.75-88.

15. Бобышев С.В., Добросердов И.Л. Идентификационное моделирование процессов на неизобарическом участке турбулентной струи.// СО АН СССР. Моделирование в механике. 1987. - Т. 1(18), №6. - С.3-13.

16. Бобышев С.В., Добросердов И.Л. Методика расчета начального участка струи: Приложение к отчету по НИР. № ГР Х08944, - Л.:ЛМИ, 1983. -126 с.

17. Губанова О.И. О центральной срывной зоне при взаимодействии сверхзвуковой недорасширенной струи с преградой. // Механика жидкости и газа. 1971.-№2.-С. 135- 138.

18. Рудое Ю.М., Усков В.Н. Определение параметров сверхзвуковой газовой струи, действующей на наклонную плоскую преграду. // Инженерно физический журнал. - 1967. - Том XII, № 3. - С. 633 - 672.

19. Доуз Д., Ли В. Тепловой поток от падающей на преграду струи ракетного двигателя. // Ракетная техника и космонавтика. 1965. - № 1. - С. 255-257.

20. Исследование газодинамики течения в области взаимодействия струи с наклонной преградой. / Ермолаев И.К., Мезенцев А.В., Фадеев В.А., Юда-ев Б.Н. // Известия ВУЗов. Машиностроение. 1977. - №11. - С. 100 -104.

21. Юдаев Б.Н. и др. Теплообмен при взаимодействии струй с преградами. / Юдаев Б.Н., Михайлов М.С., Савин В.К. М.,Машиностроение,1977. — 247 с.

22. Сафронов А.В. Экспериментальное исследование силового и теплового воздействия на преграды при лобовом натекании на нее турбулентного струйного потока продуктов сгорания топлива // Космонавтика и ракетостроение. М., 1995. - №3. - С.28-32.

23. Карпов В.А. Теплообмен в критической точке и ее окрестности при обтекании тел турбулентным потоком // Известия АН СССР. Механика жидкости и газа. 1975. - №4. -С. 177-181.

24. Дыбан Е.М., Мазур А.Н. Конвективный теплообмен при струйном обтекании тел. Киев: Наукова думка, 1985. - 467 с.

25. Добросердов И.Л. и др. Расчет взаимодействия сверхзвуковых струй с наклонными преградами. / Добросердов И.Л., Ланшаков В.Л., Пилкин Е.И. II Динамика систем: Сб. тр. ОмПИ. Омск, 1984. - С. 42-46.

26. Белгщкгш В.Д. и др. Расчет газодинамических параметров при истечении составных струй. / Белицкий В.Д., Ланишкое В.Л., Чиркова Л.Г.Н Динамика систем автоматических установок. Омск, 1986. - С. 45-48.

27. Лашиаков В.Л. Расчет пространственного взаимодействия струй с преградами // Динамика систем наземного оборудования. / ОмПИ. Омск, 1989.-С. 81-86.

28. Ланишкое В Л. Исследования сверхзвуковых струй при истечении в ограниченное пространство // Динамика систем, механизмов и машин: Тез. докл. Международн. научн.-техн. конф. / ОмГТУ. Омск, 1995. - Т.2. - С. 98-99.

29. Ланишкое В.Л. Применение структурно-элементного метода к расчету взаимодействия составных струй с преградами /Омский гос. техн. ун-т. — Омск, 2000. 9 е.: Деп. в ВИНИТИ 30.03.00, №850-В00.

30. Ланишкое В Л. Структурно-элементное моделирование распространения обратного потока, образующегося при взаимодействии струй с преградами / Омский гос. техн. ун-т. Омск, 2000. - 12с.: Деп. В ВИНИТИ 30.03.00, №851-800.

31. Gummer J.H. and Hunt B.L. The impingement of nonuniform, axisymmetric, supersonic jets in a perpenicular flat plate. Israel journal of Technology. 1974 - Vol. 12.-P. 221 -235.

32. Car ling J.C. and Hunt B.L. The near jets of a normally impinging, uniform, ax-isimmetric, supersonic jet. Journal of the Mechanics. 1979 - Vol. 66, part 1. -P. 159-176.

33. Kalghatgi G.T. and Hunt B.L. The occure of stagnition bubbles in sueprsonic jet impingement flows. // Aeronautical Quar 1976 aug. P. 169-185.

34. CD и P Donaldson and Snedeful R.S. A study of free jet impingement. Part Mean properties of free and impingement jets. // Journal of Fluid Mechanics. -Vol 45.-P. 2.

35. Gummer J.H. and Hunt B.L. The impingement of uniform , axisymmetric, supersonic jet of perpendicular flat plate, Report № BLH, July 1970, University of Bristol, U.K.

36. Below LA, Ginzburg I.P and Shub L.I. Suppersonic under expanded jet impingement upon flat plate. Jnternational Jon of Heat and Mass Transfer,vol 16,pp 206-207,1973.

37. Дубинская И.В., Иванов М.Я. Численное исследование стационарных режимов взаимодействий сверхзвуковой нерасчетной струи с плоской преградой, расположенной перпендикулярно к ее оси . // Механика жидкости и газа. 1976. - №5. - С. 49 - 59.

38. Годунов С.К. и др. Численное решение многомерных задач газовой динамики. М.: Наука, 1976. - 400 с.

39. Кузьмина В.М., Матвеев С.К. О численном исследовании неустойчивого взаимодействия сверхзвуковой струи с плоской преградой. // Прикладная механика и теоретическая физика. 1979. - №6. - С. 93 - 99.

40. АЪ.Мирончук Н.С., Храмов Н.Е. Численное исследование «бокового» взаимодействия истекающей в вакуум осесимметричной струи с преградой. // Известия АН СССР. Механика жидкости и газа. 1982. - №6. - С.49-54.

41. Голомазов ММ, Ежков В.В. О взаимодействии затопленных струй с преградами. // Механика жидкости и газа. 1979. - №5. - С. 152 - 155.

42. Белов И.А. Взаимодействие неравномерных потоков с преградой. JL, Машиностроение , 1983. - 144 с.51 .Усков В.Н. Интерференция стационарных газодинамических разрывов. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука, 1983. - С. 22-45.

43. Турбулентное смешение газовых струй. / Абрамович Г.Н., Крашенников С.Ю., Секундов А.Н., Смирнова И.М. М.: Наука, 1974.

44. Некоторые вопросы взаимодействия составных струй. / Гинзбург И.Н., Бспанин Б.А., Александров В.И., Максимов В.Ф. И Газодинамика и теплообмен: сб. № 2. 1970. - №357. - С. 73-81.

45. Сизое A.M. Составные сверхзвуковые струи. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука, 1983. - С. 85-102.58 .Рудое Ю.М. Многоструйное взаимодействие с преградами. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука, 1983. - С. 155-162.

46. Турбулентность /.П. Бэдшоу, Т. Себеси, Г.-Г. Фернгольц и др.; Под ред. П. Брэдшоу: Пер. с англ. М.: Машиностроение, 1980. - 343 с.

47. Турбулентность. Принципы и применение / Под ред. У. Фроста и Т. Мо-улдена: Пер. с англ. М.: Мир, 1980. - 536 с.

48. Методы расчета турбулентных течений / Под ред. В. Колльмана: Пер. с англ. М.: Мир, 1984. - 464 с.62Лапин Ю.В. Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа. 2-е изд., нерераб. - М.: Наука, 1982. - 312 с.

49. Гинзбург И.П. Теория сопротивления и теплопередачи. Л.: ЛГУ, 1970.375 с.

50. Рейнольде А. Дж. Турбулентные течения в инженерных приложениях -М.: Энергия, 1979.-408 с.6Ъ.Ротта И.К. Турбулентный пограничный слой в несжимаемой жидкости. Л.: Судостроение, 1967. - 232 с.

51. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974. - 711 с.61 .Абрамович Г.Н. и др. Турбулентные течения при воздействии объемных сил и неавтомодельности. / Абрамович Г.Н., Крашенинников С.Ю., Секун-дов А.Н. М.: Машиностроение, 1975. - 96 с.

52. Вулис Л.А., Кашкаров В.П. Теория струй вязкой жидкости. М.: Наука, 1965.-431 с.

53. Джонс Дж. К. Методы проектирования. М.: Мир, 1986. - 322 с.

54. П.Банди Б. Методы оптимизации.- М.: Радио и связь, 1988.-128с.1$Химмельблау Д. Прикладное нелинейное программирование. -М.: Мир, 1975.-534с.

55. Кузнецов Ю.Н. и др. Математическое программирование. -М.: Высш.шк., 1980.-300с

56. Моисеев Н.Н. и др. Методы оптимизации. М.: Наука, 1978.-352с.81 .Гилл Ф. и др. Практическая оптимизация. М.: Мир, 1985.-5 Юс.

57. Бекишев Г.А., Кратко М.И. Элементарное введение в геометрическое программирование. — М.: Наука, 1980. 143 с.

58. S3.Быков В.П. Методическое обеспечение САПР в машиностроении. — JL: Машиностроение, 1989.-255 с.84Даффин Р., Питерсон Э., Зенер К. Геометрическое программирование. — М.: Мир, 1972.-311 с.

59. Зангвилл У. Нелинейное программирование / Пер. с англ. Под ред. Е.Г. Гольштейна. М.: Сов. радио, 1973. 312 с.8б.Зенер К. Геометрическое программирование и техническое проектирование. М.: Мир, 1973.- 111 с.

60. Керимов ЭТ., Багиров С.А. Автоматизированное проектирование конструкций. М.: Машиностроение, 1985. -224 с.

61. Хог Э., Арора Я. Прикладное оптимальное проектирование. Механические системы и конструкции: Пер. с англ. М.: Мир, 1983. - 478 с.

62. Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика. М: Высшая школа, 1966. - 404 с.90Липман Г.В., Рошко А. Элементы газовой динамики. М.: Иностранная литература, 1960. - 518 с.

63. Лойцяиский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука 1978. - 736 с.

64. Абра\ювич Г.Н. Прикладная газовая динамика. 3-е изд., перераб. - М.: Наука, 1969.-824 с.

65. Планирование эксперимента в исследовании технологических процессов. / Хартмаи К., Легкий Э., Шеффер В.И. и др. М.: Мир, 1977. - 552 с.

66. Адлер Ю.П. и др. Планирование эксперимента при поиске оптимальных условий. / Адлер Ю.П., Маркова Е.В., Грановский Ю.В. — М.: Наука, 1971. -286 с.

67. Box G.E.P, Wilson К.В. On the Experimental Attaintment of Opmal Conti-tions, J. Roy. Stat. Soc., Ser. B, 13 № 1, 1955.

68. Гиневский А.С. Теория турбулентных струй и следов. Интегральные методы расчета. М.: Машиностроение, 1969. - 400 с.97Тогиш А.В., Степанов Г.Ю. Турбулентные отрывные течения. М.: Наука, 1979.-367 с.

69. Гогиги А.В., Степанов Г.Ю. Отрывные и кавитационные течения: основные свойства и расчетные модели. М.: Наука, 1990. - 384 с.

70. Корст Г. Теория определения донного давления в околозвуковом и сверхзвуковом потоках. // Механика: Сб. пер. 1957. - № 5.

71. Ш.Чжен П. Отрывные течения: В 3 т. М.: Мир, 1972-1973. - 299 е., 300 е., 336 с.10Б.Чжен П. Управление отрывом потока. М.: Мир, 1979. -552 с.

72. Швец А.И., Швец И.Г. Газодинамика ближнего следа. Киев: Наукова думка, 1976.-384 с.

73. Бельков В.Н., Ланишкое В.Л. Применение методов оптимизации при разработке ракетных комплексов (тезисы доклада) Совершенствование форм и методов управления качеством учебного процесса: Сб. матер, на-учн.-методич. конф. Омск: ОмГТУ, 2001. - С. 164.

74. Бельков В.Н., Ланишкое В.Л. Организация экспериментальных исследований аэрогазодинамических и тепловых процессов при старте ракетстатья) Динамика машин и рабочих процессов: Сб. трудов Всероссийской научн.- гехн. конф. Челябинск, 2001. - С. 75-77.

75. Ланшаков В.Л., Бельков В.Н. Планирование эксперимента для моделирования аэрогазодинамических процессов при старте ракет (тезисы док-лада)-печ.-Сб. трудов V Всероссийской научн. конф. «Решетневские чтения». Красноярск, 2001.- С. 38-39.

76. Бельков В.Н., Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В., Белгщкгш В.Д., Ланшаков В.Л. Исследование воздействия сверхзвуковых неизобарических струй на наклонные преграды. // Омский научный вестник. Омск, 2004. № 3(28). -С. 98-101.

77. Бельков В.Н, Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л. Физическое моделирование воздействия струй ракетных двигателей на элементы ракетного комплекса. Тез. докл. Всерос. научн. конф. «Старт 2004». - М.: Изд-во МГТУ, 2004. - С. 56.

78. Бельков В.Н., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л. Разработка газодинамического привода пусковой установки. / Мат. V Междунар. науч.-техн. конф.: Динамика систем, механизмов и машин. Омск, 2004, книга 2, с. 71-74.

79. Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В. Математическое моделирование процессов при старте ракет // Материалы Всероссийской научно-технической конференции студентов, аспирантов и молодых ученых «Наука. Технология. Инновация» Новосибирск, 2004г. — С. 24 — 25.

80. Келекеев Р.В, Карпеченко А.Г. Математическое моделирование начальной зоны воздействия струи на преграду // Журнал «Успехи современного естествознания», № 7, 2004. С. 81

81. Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В. Физическое моделирование взаимодействия струй с преградами // Журнал «Успехи современного естествознания», № 7, 2004. С. 91 -92

82. Бельков В.Н., Келекеев Р. В. Совершенствование газоотражательных устройств зенитных пусковых установок // Материалы III Международного технологического конгресса «Военная техника, вооружение и технология двойного применения». Омск, 2005. - С. 30 — 32.

83. Келекеев Р.В. Выбор оптимального расположения газоотражателя зенитной пусковой установки // Материалы III Международного технологического конгресса «Военная техника, вооружение и технология двойного применения». Омск, 2005. - С. 66 - 67.

84. Бельков В.Н., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л. Использование энергии сверхзвуковой струи в стартовых комплексах. // Современные наукоемкие технологии. Москва «Академия естествознания», 2005, № 5, с. 48 -49.

85. Бельков В.II., Иванов А.А., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л., Назарова М.Е. Зенитная пусковая установка. Патент на полезную модель № 42646. Опубл. в бюл. № 34, 2004.

86. Бельков В.Н, Иванов А.А., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л., Назарова М.Е. Зенитная пусковая установка. Патент на полезную модель № 43351. Опубл. в бюл. № 1, 2005.

87. Бельков В.Н, Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л., Порогнн С.В., Царицннский МП. Зенитная пусковая установка. Патент на полезную модель № 46344. Опубл. 27.06.2005 в бюл. № 18.

88. Бельков В.Н, Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л., Порогин С.В., Царицннский МП. Зенитная пусковая установка. Патент на полезную модель № 46842. Опубл. 27.07.2005 в бюл. № 21.