автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.06, диссертация на тему:Совершенствование гидродинамических способов защиты ракет-носителей и элементов стартовых сооружений от течений, образующихся при старте

Карпеченко Анастасия Георгиевна

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ СПОСОБОВ ЗАЩИТЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И ЭЛЕМЕНТОВ СТАРТОВЫХ СООРУЖЕНИЙ ОТ ТЕЧЕНИЙ, ОБРАЗУЮЩИХСЯ ПРИ СТАРТЕ

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

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Карпеченко Анастасия Георгиевна

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ СПОСОБОВ ЗАЩИТЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И ЭЛЕМЕНТОВ СТАРТОВЫХ СООРУЖЕНИЙ ОТ ТЕЧЕНИЙ, ОБРАЗУЮЩИХСЯ ПРИ СТАРТЕ

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

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Работа выполнена в Омском государственном техническом университете

Научный руководитель: доктор технических наук,

профессор Ланшаков В. Л., ОмГТУ

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Хотулев В.А., МГТУ им. Н.Э. Баумана

Кандидат технических наук

Ведущий специалист

ФГУП КБ ПО «Полет» Алле А.Ю.

Ведущая организация: ФГУП «Конструкторское бюро

общего машиностроения им. В.П. Бармина»

Защита состоится 20 мая 2005 г. в 14-00 часов на заседании диссертационного Совета К-211.178.02 в Омском государственном техническом университете по адресу: 644050, г. Омск, пр. Мира 11, ауд. 6-340.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ОмГТУ. Автореферат разослан 30 марта 2005 г.

Ученый секретарь Диссертационного Совета,

к.т.н., доцент |Л ТУУ А.Б. Яковлев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность задачи

При проектировании стартовых сооружений (СС) с целью обеспечения безопасного и надежного старта ракет-носителей (РН) необходимо знать закономерности аэрогазодинамических процессов, возникающих при взаимодействии струй ракетных двигателей (РД) с газоотражательными устройствами (ГУ) пусковых установок (ПУ). Достаточно подробное изучение процессов, сопутствующих старту, вызвано существенным силовым и тепловым воздействием образующихся течений на ГУ ПУ и ракеты. Это воздействие входит в число основных факторов, варьированием которых решается задача оптимизации при выборе конструктивных характеристик СС.

Важный вклад в решение проблем стартовой аэрогазодинамики внесли 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, МГТУ им. Баумана, МАИ и др.). Становление теории процессов стартовой аэрогазодинамики как одного из разделов прикладной аэрогазодинамики 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. В них развивается теория, углубляющая и расширяющая понимание сложных газодинамических явлений, сопутствующих запускам ракет, и повышающая в итоге эффективность и надежность создаваемой техники.

С целью уменьшения габаритных размеров СС, обеспечивающих безопасный старт РН, была осуществлена их модернизация, защищенная авторскими свидетельствами и патентами на полезные модели, например: коническое перекрытие для СС полузаглубленного типа, смещение РН в перекрытии к ГУ, вентиляционные установки в перекрытии либо на газоотражательном устройстве, подачи жидкости в СС к оси струй РД, применение многокаскатного ГУ с подачей на него воды.

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 газогидродинамические 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 или использование современных для старта более мощных ракет.

Появившиеся к настоящему времени работы основывались, в основном, на аэрогазодинамических способах защиты корпусов РН. Что касается подачи жидкости в СС, то результатами работ, выполненных в ЦНИИмаш при изучении старта РН «Зенит» и «Ангара», являются установленные характеристики жидкости, подаваемой к оси струй РД или на ГУ, например, ее расход превышает в 1,5 расход топлива РД. Несомненным достоинством таких способов подачи жидкости является защита всех элементов СС. Однако для конкретной задачи защиты стартующего РН такие эмпирические рекомендации имеют ограниченный диапазон их применимости, особенно для перспективных СС.

Одной из важных научно-технических задач, которую в целом еще предстоит решить, является задача построения универсального программного обеспечения гидродинамических расчетов при старте РН. При этом часто требуется рассматривать возможности использования имеющихся СС под пуски более мощных ракет, учитывать экономические требования, изыскивать пути применения недорогих материалов и технологий. Приходится выявлять резервы надежности строящихся СС, когда изменяются характеристики разрабатываемых ракет, но отсутствуют возможности внесения изменений в проектные параметры ПУ

Таким образом, работы, посвященные совершенствованию гидродинамических способов защиты РН и элементов конструкций СС, применение которых позволит предотвратить воздействие на них течений, возникающих при старте, а также построению универсального программного обеспечения гидродинамических расчетов при старте РН, являются актуальными.

Цель и задачи исследований

Целью диссертации является совершенствование гидродинамических способов защиты ракет - носителей и элементов стартовых сооружений от течений, образующихся при старте, использование которых позволит предотвратить воздействие на их корпус течений, возникающих при старте. Указанной цели подчинены следующие задачи:

1. определение физической картины течений и изучение основных механизмов газогидродинамических процессов, происходящих при старте РН с различными вариантами подачи жидкости в СС;

2. разработка моделей структур течений и осуществление для них математического моделирования на базе интегральных методов;

3. анализ различных способов гидродинамической защиты корпуса РН и определение оптимальных конструктивных характеристик СС.

Научная новизна

1. Применен комплексный подход к решению газогидродинамических задач, возникающих при проектировании СС для старта РН, на основе системотехнических принципов и концепции структурно-элементного моделирования газоструйных процессов.

2. Выявлены основные механизмы газогидродинамических процессов при старте РН: распространение газовых течений и потоков жидкости в СС и их взаимодействие между собой.

3. Созданы математические модели, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы.

Практическоезначение

Разработанное программное обеспечение расчетов газогидродинамических процессов, характеризующееся достаточным быстродействием, может быть применено для автоматизации проектирования СС. На основе методов оптимизации и конструктивных патентоспособных разработок предложены практические рекомендации по проектированию СС.

Методы исследования

Использованы фундаментальные методы механики жидкости и газа, имеющих строгие математические и физические обоснования и широко апробирован-

ных в различных областях исследования. В работе используются интегральные методы расчета струйных течений, успешно применяемых для решения аналогичных задач. Полученные результаты расчетов по разработанным методикам дают удовлетворительное согласование с экспериментальными и расчетными данными других авторов.

Реализациярезультатов Полученные к настоящему времени основные результаты могут найти применение в организациях отрасли КБТМ, КБОМ, ЦНИИмаш (г. Москва), КБСМ (г. Санкт-Петербург) и других для построения программного обеспечения гидродинамических расчетов, сокращения объемов проведения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по проектированию СС и оптимизации их конструктивных параметров. Кроме того, результаты диссертационной работы уже используются на аэрокосмическом факультете ОмГТУ в курсовом и дипломном проектировании, а также при проведении занятий по ряду специальных курсов.

Апробация работы Наиболее существенные результаты работы докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях в 2003 - 2004 гг. в гг. Казани, Миассе, Екатеринбурге, Новосибирске, Ижевске, Санкт-Петербурге и Омске, а также на научно-технических семинарах кафедр «Автоматические установки», «Авиа и ракетостроение», «Стандартизация и сертификация» аэрокосмического факультета Ом-ГТУ и др.

Публикации

По теме диссертации опубликованы 13 печатных работ, предложенные конструктивные разработки защищены 3 патентами на полезные модели.

Структураработы Диссертация состоит из введения, 4-х разделов с выводами, заключения с изложением основных результатов, содержит 149 страниц машинописного текста, проиллюстрированных 33 рисунками, и библиографический список из 145 наименований и 2-х приложений.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ В первом разделе рассмотрены основные виды воздействий образующихся при старте течений на корпус РН и элементы СС, которые относятся к числу наиболее значимых факторов, определяющих технический облик и выбор конструктивных размеров СС, а также представлен обзор существующих в настоящее время способов защиты ракет-носителей и элементов СС от данных течений, сформулированы цель и задачи работы.

Как известно, целью газодинамических расчетов является определение давлений, температур, тепловых потоков и в более редких случаях касательных напряжений, возникающих на поверхностях РН и СС, омываемых струями РД. Давления, температуры и другие параметры на границе между газом и твердой стенкой находятся во взаимосвязи с газодинамическими параметрами во всей области течения, тепловыми, эрозионными и вибрационными процессами в элементах конструкций СС и РН. Теплопередача на граничных поверхностях, например,

может существенно повлиять на температуру и другие параметры движущегося газа, если доля тепла, передающегося к стенке от фиксированной массы газа, сопоставима с внутренней энергией этой массы. В свою очередь, величина этой теплопередачи будет зависеть от температуры стенки и параметров газового потока.

Деформации элементов конструкций элементов СС под воздействием поля давлений в стартовых течениях, как правило, несущественны для течения. Однако не исключены случаи, когда под воздействием акустического излучения, на которое затрачивается 1% от всей энергии струи, могут возникнуть вибрации. В области резонанса, очевидно, будет происходить взаимное влияние колебательных процессов в газовом потоке и стенках СС, что неизбежно отразится на турбулентных характеристиках потока и, следовательно, осредненных параметрах.

Газовые течения, сопутствующие стартам ракет, характеризуются сложными пространственными распределениями параметров, существенной зависимостью от времени, неоднородностью химического и фазового состава газа, протеканием химических реакций. Неоднородность в распределении параметров вызывается также специфической формой газодинамических трактов СС, их оснащенностью конструктивными элементами. Распространение струй по каналам СС сопровождается образованием отрывных течений, циркуляционных зон, перестроением потоков при поворотах, сужениях и т.д. Реальные условия старта вызывают асимметрию течения. Вследствие возмущений РН на стартовом участке траектории, из-за воздействия индуцированного течения и ветра на истекающие струи, идеализированный симметричный характер течений при старте нарушается, и появляются существенные дополнительные поперечные нагрузки, действующие на корпуса РН и поверхности СС.

Аэрогазодинамические схемы СС, предназначенных для старта РН, отличаются тем, что струи взаимодействуют с ГУ лоткового типа. Такие комплексы могут иметь открытый газоход, над которым устанавливается РН, но чаще они содержат перекрытие. Особенностью этих установок полузаглубленного типа является наличие воздушного спутного потока, который образуется между стенками ракеты и установки вследствие высокой эжекционной способности струй. Возникающие при старте течения обуславливают появление поперечных сил и моментов, действующих на ракету даже при ее симметричном расположении в комплексе. Кроме того, возникает обратный поток, направленный по ГУ к РН, корпус которой может при определенных характеристиках СС испытывать недопустимый нагрев горячим газом обратного потока. С целью уменьшения габаритных размеров СС, обеспечивающих безопасный старт РН, осуществлена их модернизация, защищенная авторскими свидетельствами и патентами на полезные модели. К числу конструктивных разработок относятся следующие.

1. Смещение РН в перекрытии к ГУ увеличивает скоростной напор воздушного потока в кольцевом зазоре между стенками РН и СС.

2. Установка вентиляционной установки в перекрытии также увеличивает интенсивность воздушного потока.

3. Работа вентиляционной установки, расположенной на ГУ снижает интенсивность обратного потока, что также позволяет уменьшить расстояние от среза сопел ДУ РН до ГУ или увеличить угол его встречи со струями РД.

Существующие аэрогазодинамические способы защиты корпуса стартующей РН не позволяют существенно снизить габариты СС при условии обеспечения безопасного старта ракет, поэтому достаточно перспективным является направлением является подача жидкости в СС. В связи с этим, отличительной особенностью старта РН «Зенит» является обеспечение одновременного снижения всего состава действующих на нее газодинамических, ударно-волновых, тепловых и акустических нагрузок (ранее вопросы уменьшения нагрузок решались отдельно для какого-либо наиболее опасного фактора). Эта задача была решена совместно с основной задачей обеспечения под руководством главного конструктора КБТМ В.Н. Соловьева многоразового безремонтного функционирования стартового комплекса с автоматизированным пуском с помощью РН «Зенит» генерального конструктора В.Ф. Уткина специализированных космических аппаратов и высоких темпов их запусков.

В качестве универсального средства снижения нагрузок на ракету-носитель и стартовое сооружение было предложено введение воды в ядро струи ДУ с помощью специальных патрубков, внедренных в струю вплоть до оси. В результате взаимодействия струи с водой было достигнуто существенное снижение ее суммарной мощности и изменение газодинамических характеристик ПУ.

Газодинамика старта РН "Зенит" была отработана по полной программе на специально созданном КБТМ универсальном твёрдотопливном стенде в НИИ химического специального машиностроения с макетами кормовой части РН, имеющими модельные двигательные установки, созданные КБ «Арсенал» с участием КБСМ. Моделирование полной циклограммы работы ДУ во время движения макета по модельной траектории подъема позволяло воспроизводить полную картину натурного пуска носителя в соответствующих масштабах линейных размеров и времени. Эти исследования дали возможность добиться практически полного соответствия параметров ударно-волнового газодинамического, теплового и акустического нагружения РН и СС натурным условиям: было подтверждено ожидаемое снижение всех видов нагрузок за счет введения воды с расходом, превышающим расход топлива ДУ в 1,5 раза.

В настоящее время КБТМ ведет разработку на базе СС «Зенит» универсального стартового комплекса для перспективных РН типа «Ангара». В основе решений газодинамики их старта используются результаты, полученные в ходе отработки системы водоподачи, и ведется ее оптимизация на крупномасштабной модели М 1:5. В полной мере была использована экспериментальная база для изучения газодинамики старта в ЦНИИмаше на моделях масштаба М1:30 и фраг-ментных моделях М1:10. Экспериментальные исследования ведутся и с применением элементов математического моделирования.

При решении вопросов газодинамики в рамках проекта «Морской старт» были практически использованы все наработанные решения старта РН «Зенит». Путем применения водяной системы снижения нагрузок были обеспечены безремонтное использование пускового устройства с газоотражателем и пониженный уровень ударно-волновых, газодинамических и акустических воздействий на ракету при старте. За счет использования новых схемно-конструктивных решений, а

именно, двухскатного газоотражателя уменьшенных габаритов (с защитой ребра при вершине дополнительным патрубком подачи воды) вместо односкатного, таким образом была достигнута возможность размещения газоотражателя в пределах габаритов пусковой платформы, ограниченных ее «устойчивостью». Эффективность отвода газов ДУ была подтверждена в ходе испытаний в ЦНИИмаш на моделях М 1:72.

Таким образом, для снижения тепловых потоков к элементам СС все большее применение находит подача охлаждающей жидкости. В данной работе предложено дальнейшее совершенствование гидродинамических способов защиты корпуса РН и элементов СС от теплового воздействия обратных течений подачей воды из перекрытия СС, по ГУ, из боковых стенок газохода, посредством насосных установок (НУ), размещаемых в СС.

Во втором разделе рассмотрены основными направлениями разработки методик расчета газогидродинамических процессов при старте РН, основанные на известных аксиомах системного подхода и структурно-элементного моделирования (СЭМ), выполнен аналитический обзор интегральных методов, используемых ранее для решения аналогичных задач.

Применение системного анализа в задачах совершенствования СС позволяет не только определить место газодинамических расчетов при проектировании СС, но и рекомендовать порядок проведения структурного синтеза, и параметрической оптимизации характеристик СС. Предложена схема проведения оптимизации СС, согласно которой: по заданным параметрам РН и первоначальным характеристикам СС определяются допускаемые нагрузки. Если они оказываются недопус-каемыми, то первым этапом является решение задачи путем варьирования геометрических параметров СС. Если это не приводит к желаемому результату, то осуществляется изменение структуры СС, например: вместо открытого газохода предлагается газоход полузаглубленного типа; установка вентиляционной установки и т.д. В противном случае - третий этап - выполняется корректировка ТЗ.

В соответствии с концепцией структурно-элементного моделировании (СЭМ) и на основе системотехнических принципов выделены следующие этапы моделирования процессов, происходящих при старте РН:

1) Истечение струи.

2) Взаимодействие струи с ГУ и с потоком жидкости, если она подается в СС.

3) Распространение струи по газоходу.

4) Построение обобщенной схемы течения в СС РН.

Изложенные основные положения методологии СЭМ газоструйных процессов обосновывают их широкое использование при разработке методик расчета газогидродинамических процессов при старте ракет. К числу принципов, которые целесообразно использовать, следует отнести:

1.использование комплексного подхода, при котором происходит сочетание и чередование экспериментального и теоретического методов исследования;

2.выделение в сложной структуре течения характерных областей, для которых могут быть получены простые для вычислений математические модели;

3.постепенное уточнение расчетных моделей при переходе от начальной,

упрощенной структуры явлений к окончательной, отражающей основные механизмы процессов;

4.построение аппроксимирующих зависимостей для расширения возможностей применения теоретических разработок.

Даже относительно простые задачи расчёта турбулентных течений посредством конечно - разностных методов требуют затрат машинного времени на ЭВМ последнего поколения не менее ста лет. Требования по быстродействию и точности методов расчета обусловили выбор интегральных методов, которые нашли широкое применение, как в теории пограничного слоя, так и в теории струй. В связи с этим целесообразно проанализировать эффективные методы по разработке математических моделей, отметив при этом следующее.

1.Все методы, хотя и имеют своё теоретическое обоснование, но будучи применимыми к задачам стартовой газодинамики, представляют, по существу, способы задания аппроксимирующих функций на значительных интервалах изменения независимых переменных.

2.Для определения постоянных коэффициентов, входящих в аппроксимирующие зависимости, используются, как правило, данные физического эксперимента.

3.Выбор того или иного метода, а, следовательно, и вида аппроксимирующих функций зависит от конкретных закономерностей в распределении газодинамических параметров, установленных при изучении физической картины процесса.

4.Задача считается решённой, если в выбранном диапазоне изменения характеристик РН и типоразмеров СС, достигается удовлетворительное совпадение данных расчёта и эксперимента.

Итак, интегральная форма законов движения вязкого сжимаемого газа и различного рода аппроксимирующие зависимости составляют математическую основу инженерных методик расчета газогидродинамических процессов при старте РН.

Как уже отмечалось, что, поскольку решению точными методами поддается лишь сравнительно небольшое число задач, связанных с различного рода струйными течениями, в теории струй наряду с численными методами широкое распространение получили приближенные интегральные методы. В этих методах вместо решения исходной системы уравнений пограничного слоя с частными производными решаются полученные на базе этих уравнений интегральные соотношения, которые могут дополняться некоторыми эмпирическими формулами, условиями на оси симметрии и др. Профили скорости, температуры и концентрации в поперечных сечениях струи обычно считаются известными и задаются с помощью тех или иных известных формул. В результате решение задачи в аналитическом виде оказывается существенно более простым, чем при решении другими методами, а во многих случаях и единственно возможным.

Простейшим примером использования интегрального метода является решение задачи о турбулентной струе несжимаемой жидкости в спутном потоке. В этом случае используется интегральное условие сохранения избыточного количества движения в струе, дающее связь между скоростью на оси струи и шириной

струи в данном ее сечении, и дополнительное уравнение для изменения степени расширения струи с расстоянием от среза сопла.

Интегральные методы, широко использованные ранее в теории пограничного слоя, в теорию струй в наиболее систематизированном виде ввел Гинев-ский А.С. К числу этих методов следует отнести метод полиномиального представления профиля касательных напряжений и метод интегральных соотношений. Наиболее эффективным из интегральных методов является метод интегральных соотношений. Гиневский А.С, используя интегральные методы, получил решение ряда сложных задач, связанных со струйными течениями, таких, как задача о турбулентной струе в спутном потоке с продольным градиентом давления, задача о радиально-щелевой струе, истекающей из кольцевого сопла конечного диаметра и конечной ширины, задача о переходном участке турбулентной струи в спутном потоке с непрерывной деформацией профиля скорости от более наполненного профиля в начальном участке до менее наполненного профиля в основном участке струи, задача о турбулентной струе во встречном потоке.

Использование интегральных методов в задачах теории струй оказалось более эффективным, чем в задачах теории пограничного слоя. Это объясняется тем, что индивидуальные особенности течения приводят к деформации профиля скорости в пограничном слое, тогда как профили скорости в поперечных сечениях струи в большинстве случаев даже при наличии существенных продольных и поперечных градиентов давления изменяются незначительно и их можно считать подобными и описывать известными зависимостями. Исследования, проведенные для полуограниченных струй, вытекающих из сопла конечной ширины, позволяют рассчитать толщины струйного и пристенного пограничных слоев, скорость на внешней границе пристенного слоя и коэффициент трения на стенке в зависимости от основных параметров струи как в начальном участке полуограниченной струи, так и в основном.

Имеющиеся к настоящему времени результаты по исследованию турбулентных пограничных слоев и свободных слоев смешения, а также теплообмена в них, необходимо применять с учетом специфичных условий взаимодействия газовых течений и потоков охлаждающей жидкости в СС.

В третьей главе предложены три патентоспособных способа гидродинамической защиты элементов СС и корпуса стартующей РН от теплового воздействия горячего обратного потока: подача жидкости из перекрытия СК, по ГУ и из боковых стенок газохода СК. Для каждого из указанных способов разработаны модели структур течений, полуэмпирические методики расчета основных гидродинамических характеристик.

Одним из способов снижения теплового воздействия течений, образующихся при старте, на ГУ СС и корпуса РН является использование воды, подаваемой из перекрытия сооружения в направлении истекающих струй или по газоотражательному устройству навстречу отраженным газовым потокам. В связи с этим, актуальной является задача по исследованию распространения струй в потоке воды.

Для решения задачи по определению параметров гетерогенной струи, сформировавшейся в СС, необходимо рассмотреть физические процессы взаимодействия газа и воды. Сверхзвуковая неизобарическая струя газа вследствие своей вы-

сокой эжекционной способности вовлекает в течение холодную воду. При этом образуется слой смешения, распространение внутренней границы которого к оси струи разрушает её ударно-волновую структуру, а внешняя граница слоя смешения отодвигается к периферии. Наряду со смешением газа и воды, происходят и другие процессы: испарение воды и конденсация паров продуктов сгорания. Указанные процессы обуславливают наличие в слое смешения двух структур: капельной и пузырьковой, которые могут быть разделены условной границей в зависимости от концентрации фаз. Параметры эжекции воды газовой струёй являются определяющими при исследовании формирования и распространения гетерогенной струи. На основе рассмотренной физической картины процесса разработана модель структуры присоединённой массы сверхзвуковой неизобарической газовой струи (рис. 1).

Поскольку для решения подобных задач хорошо зарекомендовали себя интегральные методы, необходимо задать профили продольных скоростей и массовых концентраций примесей в слое смешения. Из большого разнообразия профилей целесообразно выбрать такой профиль, который был предложен Абрамовичем Г.Н. для газожидкостных сред:

где индексы: 8- для параметров на внутренней границе слоя смешения, е - для параметров на его внешней границе, g - для параметров газа, а 'И' - для параметров

воды; 5с - число Шмидта; = - относительная поперечная координата; 3 - толщина слоя смешения; С- соответствующие массовые концентрации.

Рис. 1. Схема расчета присоединенной массы сверхзвуковой струи газа. 1 - внутренняя граница слоя смешения; 2 - внешняя граница слоя смешения; 3 - профиль продольных скоростей смеси; 4 - профиль плотности газа; 5 - профиль плотности воды.

Величина присоединённой массы струи находится из следующего выраже-

т,

где х, - длина эжектирующей части струи, которая зависит от эжекционной способности струи и расхода подаваемой воды; тсч,т^ - соответственно расход двухфазной смеси и газа в слое смешения.

Расходы тС1Пте определяются аналогично, поэтому можно записать:

т = 2л [ р11гс1г, тоесть: т = 2л52 +

где г - внутренняя граница слоя смешения струи.

Для определения указанных величин необходимо знать параметры свободных струй. В работе использована методика, разработанная в БГТУ под руководством Добросердова И.Л.

Итак, расход газа в слое смешения с жидкостью находится из выражения:

'г..' ..... 1

\3е о

а расход двухфазной смеси определяется по формуле, полученной с учетом того, что д,.» р/.

/ /. , N. .

Ыл^Лц - ¡е'4+ К4-1"2 ^п - } е-4-1^ ^

V Оси Ч0 о ■'о о /

После интегрирования представленных выражений и подстановки 5с=0,75 формулы для определения расходов принимают вид:

«,= 2я

0,105—+0,07

5\р^и,\ тсм = 2ж

0,078—+ 0,052

7 ^ 7

Изменение геометрических параметров двухфазной струи по сравнению с однородной удобно учесть коэффициентом £, определяющим степень турбулентности £, и влияние переменной плотности ёр. Полагая, что толщина 8СМ слоя смешения, одинаково расширяющегося к оси струи и её периферии, возрастает пропорционально 4, окончательно можно записать:

т. р =2^ (¿г-])!>;

0,078—+ 0,052 8.

У\

-^10,105^ + 0,07

, где

Параметр £, находится из выражения: е, =0,78 ^ М° +1,21 ^ 0,7

(2 + (^-1 уМ.уМ,

Параметры £р определяются по формуле: ер = 0,51

, где Ь =

Ъ + 0,7^ )

J-.fl..

ния:

Вычислительный эксперимент по данной методике показал его удовлетворительное согласование (в пределах 15%) с данными: Фисенко В.В. по коэффициенту эжекции воды паровой струей в трансзвуковых струйных аппаратах; Балани-на БА. и Шляхтиной К.М. для присоединенной массы воздушных струй; Ашра-това ЭЛ., Глазнева В.Н., Сулейманова Ш. для границ струй идеального газа и наружных границ струй реального газа.

Что касается изучения формирования и распространения гетерогенной струи в СС, то представленную методику можно применять при решении одной из двух задач: по заданному расходу охлаждающей воды оценить геометрические характеристики слоя смешения струи и газодинамические параметры в нем или по требуемым характеристикам теплового и силового воздействия течений на ГУ и РН определить необходимый расход воды.

Следующим вариантом защиты элементов СС и корпуса стартующей РН предложена подача жидкости по ГУ СС. При этом формируется поток, который направлен против распространения горячего газа обратного потока, образующегося при воздействии струй РД на ГУ. Следовательно, параметры жидкости на выходе из подающего патрубка определяются из условия «подавления» обратного потока, т.е. жидкость должна препятствовать его распространению.

Для составления расчетной методики рассматривается полуограниченная струя, образующаяся при истечении жидкости из сопла с шириной щели Ьм скоростью и распространяющаяся вдоль поверхности ГУ (полубесконечной пластины) (рис. 2). При течении струи вдоль пластины образуется пристенный пограничный слой и струйный слой смешения

Рис. 2. Схема полуограниченной турбулентной струи: I - ядро постоянных скоростей; II - струйный пограничный слой; III - пристенный пограничный слой; 1- профиль плотности жидкости; 2 - профиль плотности газа.

При составлении расчетных формул следует учесть, что пограничный слой образуется подаваемой жидкостью, а слой смешения состоит из жидкости и воздуха.

У

и0, Ь0

X

В соответствии с расчетной схемой общий расход полуограниченной гетерогенной струи определяется по формуле:

тг = тсс + тпс,

где: та - расход жидкости в пристенном пограничном слое; тк - расход смеси в струйном слое смешения.

Величина т„ находится из выражения:

< = \р„Шу ,

где: Ь - ширина газохода; ¿т = 1,бЫ*е~1!

1 + 0,0088

; Яе„ =

1/оЛ.

;а профиль

скоростей рекомендуется задавать формулой: .

Общая толщина полуограниченной гетерогенной струи находится из выражения: , где угол расширения газожидкостного слоя смешения по данным Холпанова Л.П. а = 25°, поэтому: д = Ь„ +0,4663 х-Зт

Для гетерогенного слоя смешения, как и при эжектировании жидкости газом, необходимо задать профили продольных скоростей и массовых концентраций примесей:

где индексы: т - для параметров на внутренней границе слоя смешения, е - для параметров на его внешней границе, - для параметров газа, а - для параметров

воды; Зе - число Шмидта; Т] = — - относительная поперечная координата; 8 •- толщина слоя смешения; С- соответствующие массовые концентрации. С учетом рг « р„ формула для расчета преобразуется к виду:

Для дальнейшего исследования необходимо учесть, что эжекционные свойства струи выражаются через объемный коэффициент эжекции:

где: И ¥н - соответственно массовый расход эжектируемого воздуха и воды. . Следовательно, баланс массовых расходов

с учётом эжектирования воздуха потоком воды имеет вид: 1,0048-А, Ьа-Ь-и,=тсс+тк.

В этом уравнение неизвестной величиной является скорость воды на внешней границе пограничного слоя (или на внутренней границе слоя смешения) ит Поэтому выбор параметров насосной установки осуществляется следующим образом: в зависимости от скоростного напора обратного потока 0,5р 1!0„2 определяется напор воды 0,5ру,итч,2 (причём напор жидкости должен быть больше напора газа), а затем, с учётом расстояния х от зоны формирования обратного потока до расположения коллектора на газоотражательном устройстве, определяется начальная скорость жидкости

Анализ результатов вычислений показывает, что по длине ГУ величина характерной скорости уменьшается незначительно при различных вариантах определяющих параметров.

При исследовании подачи жидкости из коллектора, расположенного на боковых стенках СС, в область распространения обратного потока, процесс рассматривается как взаимодействие газовой струи с поперечным потоком жидкости.

В соответствии с постановкой задачи о предотвращении теплового воздействия обратного потока на корпус РН, параметры подаваемой жидкости должны быть выбраны такими, чтобы ее скоростной напор и расход деформировали газовый поток и направили ее от корпуса в сторону истекающих струй РД. Таким образом, основной задачей является определение характеристик струи в сносящем потоке.

где:

х, у - координаты точек; d - диаметр сопла;

а - угол между направлением оси струи и направлением сносящего потока;

Чо2 - скоростные напоры соответственно в сносящем потоке и в начальном сечении струи.

В соответствии с расчетной схемой и учитывая особенности исследуемого течени авленные параметры имеют вид:

отрыва от ГУ;

На рис. 3 представлены графически формы результирующего потока в зависимости от угла наклона газоотражательного устройства СС и относительного скоростного напора.

эффективный начальный диаметр обратного потока в зоне его

Зависимость расхода жидкости от конструктивной характеристики СС -расстояния от среза сопла ДУ до ГУ I - для всех трех вариантов гидродинамической защиты РН, представленная на рис. 4 демонстрирует, что наиболее рациональным с точки зрения необходимого расхода подаваемой жидкости, а, следовательно, и характеристик гидрооборудования является подача воды из боковых стенок газохода.

8 12 16 20 24 28 1

Рис. 4. Определение относительного расхода жидкости 1 - подача жидкости из перекрытия СС; Э - экспериментальные данные; 2 - подача жидкости по ГУ СС; 3 - подача жидкости из боковых стенок СС; а—ф=450; Ь — (р=30°.

Кроме того, важно отметить, что для реального двигателя РД -171 РН «Зенит» для обеспечения полной защиты СС расход воды может составить до 3600 кг/сек., а для рассматриваемых способов защиты РН: от 190 до 38 кг/сек.

Анализ применимости разработанных способов показывает, что каждый из них может быть использован для защиты элементов СС, однако с целью уменьшения мощности насосных установок целесообразна подача жидкости из боковых стенок газохода СС.

Четвертый раздел диссертации посвящен разработке практических рекомендаций для проектирования РК. В нем представлен анализ методов многопараметрической условной оптимизации, среди которых метод геометрического программирования использован для решения задачи оптимизации геометрических характеристик СС.

Для определения минимальных размеров СС, обеспечивающих безопасный старт РН, можно использовать различные методы условной оптимизации. При этом математическая модель содержит целевую функцию, характеризующую конструктивные параметры комплекса, и ограничения, основным из которых является отсутствие теплового воздействия обратного потока на корпус РН.

Отсутствие универсального метода решения общей задачи нелинейного программирования послужило причиной появления множества узкоспециализированных методов, приспособленных к решению отдельных задач. К таким методам относится и метод геометрического программирования. Основное требование метода геометрического программирования состоит в том, чтобы и целевая функция, и ограничения были выражены в виде так называемых позиномов, имеющих вид:

где - произвольные вещественные числа.

Анализ формул, описывающих газогидродинамические процессы при старте РН, показывают, что относятся к классу позиномов. Именно это обстоятельство позволяет считать метод геометрического программирования удачным для решения задач оптимального проектирования не только объектов машиностроения, но и для СС.

По сравнению с другими методами оптимизации геометрическое программирование имеет следующие преимущества:

- позволяет выявить достаточно полную картину сравнительной значимости проекта и отдельных слагаемых частей целевой функции;

- минимальное значение целевой функции находится до определения оптимальных значений параметров;

- исходная задача с нелинейными целевой функцией и ограничениями сводится к двойственной задаче с нелинейной целевой функцией, но линейными ограничениями, решить которую легче, чем исходную задачу;

- имеется возможность количественной оценки степени трудности решаемой задачи;

- для реализации метода с применением ЭВМ можно разработать универ-

сальный программный комплекс.

Как уже отмечалось, одной из актуальных научно - технических задач стартовой аэрогазодинамики является проектирование СС, имеющих минимальные размеры, но обеспечивающих безопасный старт РН. Наряду с этим, необходимо рассматривать возможность использования современных СС для запуска более мощных РН.

Ж

Рис. 5. Схема для оптимизации СС.

Минимизация объема стартового комплекса выражается следующей целе-

CD = а - конструктивно заданный параметр. Тогда целевая функция (ЦФ) имеет вид:

h lp-ctgp аф+h- f-ctgp ctifi+l c+l-lp +l-f+l-2a+r-h аф+f -ctgi+l-l,, ctgp-ctjfi+l-f -ctgp ctgl+ lp-ctgp c+ly -clgp-lf -clgp-f+/p ctgp-2a+lp ■ctgp h ctg)+lp cigp l ct/p

+lF ctgp lF ctgp cr$+lp ctgp f-ctgp clgi+f-ctgp c+f'ctgp lp +f ctgp f+f-cigp-2a+f-ctgp k ctgl

Т.о., в ЦФ получили 32 позинома при 5 оптимизируемых параметрах: h,c,b,f,l, tp.

При составлении математической модели необходимо рассмотреть ограничения двух типов:

• конструктивные, определяемые условиями эксплуатации;

• аэрогазодинамические, обуславливающие учет воздействий стартовых течений на элементы конструкции СС и корпус РН.

К числу наиболее существенных факторов, определяющих старт РН, является опасность воздействия обратного потока на ее корпус. На основе экспериментальных данных выполнен вычислительный эксперимент с применением метода наименьших квадратов, в результате которого были получены эмпирические формулы для определения массового расхода и скоростного напора обратного потока:

где <р - угол встречи оси струи с газоотражательным устройством (ГУ); l -расстояние от среза сопла до ГУ; Ь - ширина газохода.

Скоростной напор обратного потока:

„ _ „ /-359(„Ч7,. (.ОН

Р = Ро I % Ч> 'О ■

В представленных зависимостях параметры являются известными

для конкретной двигательной установки РН, поскольку определяются при следующих конструктивных характеристиках современных СС: - на начальном участки струи; Следует отметить, что все геометрические характеристики СС (Ь, l и а) принимаются относительными и выражаются в диаметрах критического сечения сопла.

Как было предложено в третьей главе, одним из перспективных способов защиты элементов СС и корпуса стартующей РН от воздействия горячего газа обратного потока, является подача охлаждающей жидкости насосными установками, размещаемыми в СС. Для предотвращения теплового воздействия обратного потока РН насосные установки должны обеспечить такие характеристики охлаждающей жидкости, которые были бы не меньше горячего газа, т.е.: расход т <тж; напор р < рж; или с учетом представленных формул: т0-1'1г

Последние выражения целесообразно преобразовать к виду, необходимому для решения задачи МГП, т.е.:

Следовательно, в данном общем виде степень трудности задачи метода геометрического программирования (МГП): (3 = П- П1 -1= 32- 5-1 =26

Ниже предлагается алгоритм, позволяющий учитывать высокую степень трудности решаемой задачи геометрического программирования. Он заключается в следующем.

1. Составляются матрицы коэффициентов следующего вида:

где п - количество позиномов, m - количество аргументов, а^ - степень ,]-того аргумента в ьтом позиноме, С, - коэффициент при ьтом позиноме.

2. Составляется матрица коэффициентов системы уравнений двойственных переменных:

где - двойственная переменная соответствующая ]-тому позиному.

3. Система уравнений (*) решается методом Гаусса, решения которой имеют вид:

8) =Ь10 + ИЬ>Ггк,

гдеЬ - матрица коэффициентов решений, Г|,...,Г,1 - базисные переменные соответственно равные ; полученные решения записываются в матрицу размерностью П*<1.

4. Решается система нелинейных уравнений относительно

п^Т-Ч^) -^

' *=Л <=1

1=> ьЛ > ы

где б - количество ограничений, ^ = > К = • где - количество позиномов в к-том ограничении.

5. Определение оптимального значения функции:

6. Оптимальные параметры находятся из систем уравнений:

ы

сг1\х;'=б,-У(з)11

1ш\

с.-Плг*-^

ьл

Данный алгоритм позволяет определить минимальные размеры СС с учетом

газогидродинамических процессов, сопутствующих старту РН.

Практический интерес представляет идеализированная схема, представленная на рис. 6, для которой получено аналитическое решение задачи.

Рис. 6. Идеализированная схема СС. Минимизация объема СС выражается следующей целевой функцией: /(x) = h'tgip-b + a-l-b + ^l1 -Ь

Следовательно, математическая модель, содержащая целевую функцию и два ограничения, имеет степень трудности задачи МГП: d = п — т - 1 -5-3-1 = 1, где п - количество позиномов; т - количество оптимизируемых параметров (1,<р и Ь).

Поэтому целесообразно в первом приближении использовать подбор насос-

-0'2„ .1-161 .

{ п>0 ) { Ро'

ных установок по мощности; J'^-

'¿1.

Если ввести обозначение: К =

■■-l2tg<p-b+al-b+-l2-b. 2 2

>

Рж

то получается следующая математическая модель: /(х) =

поэтому задача сводится к решению системы линейных уравнений, одно из которых условие нормализации, а остальные условия ортогональности.

Следует отметить, что параметр а не оптимизируется, поскольку он является конструктивным. Физически это означает, что длина горизонтального участка газохода мало влияет на процессы формирования и распространения обратного потока.

Итак, система уравнений для вычисления двойственных переменных д имеет вид:

Следовательно, =0,2; д2 =0,23; =0,57; ¿>4 =0,62.

Учитывая взаимосвязь позиномов, двойственной функции и двойственных переменных, можно записать следующие соотношения:

Осуществленный вычислительный эксперимент для ненулевой степени трудности решаемой задачи, а также полученное аналитическое решение показывает, что применение предложенных способов гидродинамической защиты предотвращения теплового воздействия обратного потока на элементы СС и РН позволяет:

• увеличить угол встречи оси струи РД с ГУ до 45 градусов;

• уменьшить расстояние от среза сопла до ГУ примерно на 15 % по сравнению с современными СС.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Достигнута поставленная цель, заключающаяся в исследовании взаимодействия газовых течений, возникающих в СС, и потоков жидкости для предотвращения теплового воздействия горячих газов на корпус стартующей РН. На основе анализа экспериментально - теоретических исследований уточнены основные газогидродинамические процессы взаимодействия газовых течений с потоками жидкости, которая может подаваться из перекрытия СС, по ГУ и из боковых стенок газохода.

2. В соответствии с выявленными механизмами процессов и пространственной картиной течения разработаны следующие модели структур: слоев смешения гетерогенной сверхзвуковой струи РД и полуограниченной струи, распространяющейся по ГУ СС, а также результирующего течения после взаимодействия обратного течения и потока жидкости.

3. Составлены математические модели для создания вычислительных алгоритмов и программ, предназначенные для проведения полного расчета газогидродинамических процессов на ЭВМ за время, не превышающее 20 сек.

4. На базе метода геометрического программирования разработаны рабочие программы по определению минимальных размеров СС, обеспечивающих безопасный старт РН. Вычислительное время соответствующей программы одного варианта определяющих параметров системы «РН - СС» составляет меньше 1 минуты. Для нулевой степени трудности получено аналитическое решение задачи про-

ектирования. В результате вычислительного эксперимента установлено, что для реальных параметров РД угол встречи струй с ГУ СС может составить 45 градусов.

5. Для предотвращения теплового воздействия течений на корпус стартующей РН разработаны практические рекомендации по проектированию СС, новизна и полезность которых подтверждена тремя патентами на полезные модели.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Карпеченко А.Г. Оценка эффективности сложной системы - ракетно-космического комплекса // Тез. докл. Материалы научно-технической конференции «Развитие оборонно-промышленного комплекса на современном этапе» - Омск: ОмГТУ, 2003. - с. 12-13.

2. Бельков В.Н., Белицкий В.Д., Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л. Исследование воздействия сверхзвуковых неизобарических струй на наклонные преграды. // Омский научный вестник. - Омск, 2004. - Вып. № 3 (28)-С. 97- 101.

3. Бельков В.Н., Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В., Ланшаков В.Л. Газодинамические аспекты оптимизации стартовых комплексов. / Мат. УШ Всероссийской науч.-техн. конф.: Решетневские чтения. - Красноярск, 2004, с. 19 — 20.

4. Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В. Математическое моделирование процессов при старте ракет. Наука. Технологии. Инновации // Материалы всероссийской научной конференции. - Новосибирск. 2004г. - с. 24 - 25.

5. Бельков В.Н., Карпеченко А.Г., Ланшаков В.Л. Определение минимальных размеров стартовых комплексов с помощью метода геометрического программирования. / Мат. V Междунар. науч.-техн. конф.: Динамика систем, механизмов и машин. - Омск, 2004, книга 2, с. 65 - 67.

6. Келекеев Р.В., Карпеченко А.Г. Математическое моделирование начальной зоны воздействия струи на преграду // Успехи современного естествознания. - 2004. - Вып. № - с. 81.

7. Бельков В.Н., Ланшаков В.Л., Морозова А.П., Краус ЮА, Карпеченко А.Г., Зубарев И.Н. Ракетный комплекс с открытым газоходом. Патент на полезную модель № 40456.

8. Бельков В.Н., Ланшаков В.Л., Морозова А.П., Краус ЮА, Карпеченко А.Г., Зубарев И.Н. Ракетный комплекс полузаглубленного типа. Патент на полезную модель № 40457.

9. Бельков В.Н., Ланшаков В.Л., Морозова А.П., Краус ЮА, Карпеченко А.Г. Ракетный комплекс полузаглубленного типа. Патент на полезную модель № 40458.

Отпечатано с оригинала-макета, предоставленного автором

ИД №06039 от 12.10.2001

Подписано к печати 28.03.2005. Бумага офсетная. Формат 60x84 1/16 Отпечатано на дупликаторе. Усл. печ. л. 1,5. Уч.-изд. л. 1,5. Тираж 100 экз. Заказ 271.

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

S ? t Ä ;

* í i

ВВЕДЕНИЕ.

1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

1.1. Актуальные задачи проектирования и эксплуатации стартовых сооружений ракет-носителей.

1.2. Анализ методов и результатов работ по исследованию аэрогазодинамических процессов, происходящих при старте РН в СС.

1.3. Цель и задачи работы.

1.4. Выводы по 1 главе.

2. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАЗРАБОТКИ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ СПОСОБОВ ЗАЩИТЫ РН КА В СК.

2.1. Применение системного анализа.

2.2. Развитие методологии структурно-элементного моделирования газоструйных процессов.

2.3. Анализ физического моделирования течений, образующихся в СС.

2.4. Обзор результатов исследования течений несжимаемой жидкости.

2.4.1. Метод расчета турбулентного пограничного слоя.

2.4.2. Метод интегральных соотношений в теории турбулентных струй.

2.4.3. Методы решения гидродинамических задач.

2.4.4. Решение задач с помощью интегрального соотношения Кармана.

2.5. Исследование теплообмена в турбулентном слое смешения струи и пограничном слое на обтекаемой пластине.

2.5.1.Перенос тепла в свободных затопленных струях.

2.5.2. Теплообмен в турбулентном пограничном слое.

2.5.3. Интегральные уравнения теплового пристенного пограничного слоя.

2.5.4. Видоизмененная аналогия Рейнольдса.

2.6. Выводы по 2 главе.

3. ИССЛЕДОВАНИЕ ГИДРОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ В СТАРТОВОМ СООРУЖЕНИИ.

3.1. Подача жидкости из перекрытия СС.

3.1.1. Разработка математической модели формирования гетерогенной струи в СС.

3.1.2. Смешение составной струи с охлаждающей жидкостью.

3.2. Подача жидкости по газоотражательному устройству СС.

3.3. Подача жидкости из боковых стенок газохода СС.

3.4. Определение количества испарившейся жидкости для ее различных вариантах подачи.

3.5. Выводы по 3 главе.

4. ПРИМЕНЕНИЕ СПОСОБОВ ОПТИМИЗАЦИИ ДЛЯ ПРОЕКТИРОВА

НИЯ СТАРТОВЫХ СООРУЖЕНИЙ.

4.1. Анализ методов оптимизации.

4.2. Метод геометрического программирования.

4.2.1. Основные понятия и расчетные формулы.

4.2.2. Общий случай ГП.

4.2.3. Решение задач ГП с ненулевой степенью трудности.

4.3. Определение минимальных размеров СС с помощью метода ГП.

4.3.1. Формулировка общей задачи проектирования.

4.3.2. Пример расчета характеристик СС идеализированной схемы.

4.4. Выводы по 4 главе.

Актуальность задачи. При проектировании стартовых сооружений (СС) с целью обеспечения безопасного и надежного старта ракет - носителей (РН) необходимо знать закономерности аэрогазодинамических процессов, возникающих при взаимодействии струй ракетных двигателей (РД) с газоотражательными устройствами (ГУ) пусковых установок (ПУ). Достаточно подробное изучение процессов, сопутствующих старту, вызвано существенным силовым и тепловым воздействием образующихся течений на ГУ ПУ и ракеты. Это воздействие входит в число основных факторов, варьированием которых решается задача оптимизации при выборе конструктивных характеристик СС.

Важный вклад в решение проблем стартовой газодинамики внесли работы, выполненные в научно-исследовательских институтах (ЦНИИмаш, ЦАГИ и др.), конструкторских бюро (РКК «Энергия» и др.), ряде учебных заведений (БГТУ «ВОЕНМЕХ», МГТУ им. Н.Э. Баумана, МАИ, ОмГТУ 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 газогидродинамические 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 или использование современных для старта более мощных ракет.

Одной из важных научно-технических задач, которую в целом еще предстоит решить, является задача построения универсального программного обеспечения газодинамических расчетов при старте РН. При этом часто требуется рассматривать возможности использования имеющихся СС под пуски более мощных ракет. Приходится выявлять резервы надежности строящихся СС, когда изменяются характеристики разрабатываемых ракет, но отсутствуют возможности внесения изменений в проектные параметры СС. Кроме того, экономически целесообразным для перспективных СС является уменьшение их геометрических характеристик. Появившиеся к настоящему времени работы основывались, в основном, на аэрогазодинамических способах защиты корпусов РН. Что касается подачи жидкости в СС, то результатами работ, выполненных в ЦНИИмаш при изучении старта РН «Зенит» и «Ангара», являются установленные характеристики жидкости, подаваемой к оси струй РД или на ГУ, например, ее расход превышает в 1,5 расход топлива РД. Несомненным достоинством таких способов подачи жидкости является защита всех элементов СС. Однако для конкретной задачи защиты стартующего РН такие эмпирические рекомендации имеют ограниченный диапазон их применимости, особенно для перспективных СС.

Цель работы. Целью диссертации является совершенствование гидродинамических способов защиты ракет - носителей и элементов стартовых сооружений от течений, образующихся при старте, использование которых позволит предотвратить воздействие на их корпус течений, возникающих при старте. Указанной цели подчинены следующие задачи.

1. Определение физической картины течений и изучение основных механизмов газогидродинамических процессов, происходящих при старте РН при различных вариантах подачи жидкости в СС.

2. Разработка моделей структур течений и осуществление для них математического моделирования на базе интегральных методов.

3. Анализ различных способов гидродинамической защиты корпуса РН и определение оптимальных конструктивных характеристик СС.

Научная новизна.

1. Применен комплексный подход к решению газогидродинамических задач, возникающих при проектировании СС для старта РН, на основе системотехнических принципов и концепции структурно-элементного моделирования газоструйных процессов.

2. Выявлены основные механизмы газогидродинамических процессов при старте РН: распространение газовых течений и потоков жидкости в СС и их взаимодействие между собой.

3. Созданы математические модели, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы.

Практическое значение.

Разработанное программное обеспечение расчетов газогидродинамических процессов, характеризующееся достаточным быстродействие, может быть применено для автоматизации проектирования СС. На основе методов оптимизации и конструктивных патентоспособных разработок разработаны практические рекомендации по проектированию СС.

Методы исследования.

Использованы фундаментальные методы механики жидкости и газа, имеющих строгие математические и физические обоснования и широко апробированных в различных областях исследования. В работе применяются интегральные методы расчета струйных течений, успешно применяемых для аналогичных задач. Результаты расчетов по представленным методикам дают удовлетворительное согласование с экспериментальными и расчетными данными других авторов.

Достоверность результатов.

Достоверность полученных в диссертационной работе результатов обусловлена использованием фундаментальных методов механики жидкости и газа, имеющих строгие математические и физические обоснования и широко апробированных в различных областях исследования. В работе применяются интегральные методы расчета струйных течений, успешно применяемых для аналогичных задач. Результаты расчетов по представленным методикам дают удовлетворительное согласование с экспериментальными и расчетными данными других авторов.

Реализация результатов.

Полученные к настоящему времени основные результаты могут найти применение в организациях отрасли КБТМ, КБОМ, ЦНИИмаш (г. Москва), КБСМ (г. Санкт-Петербург) и других для построения программного обеспечения гидродинамических расчетов, сокращения объемов проведения научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по проектированию СС и оптимизации их конструктивных параметров. Кроме того, результаты диссертационной работы уже используются на аэрокосмическом факультете ОмГТУ в курсовом и дипломном проектировании, а также при проведении занятий по ряду специальных курсов.

Апробация работы.

Наиболее существенные результаты работы: докладывались и обсуждались на научно-технических конференциях в 2003 - 2004 гг. в гг. Казани, Миассе, Новосибирске, Санкт-Петербурге, Москве, Красноярске, Ижевске, Омске, на научно-технических семинарах кафедр «Автоматические установки», «Авиа- ракетостроения», «Стандартизация и сертификация» аэрокосмического факультета ОмГТУ.

Публикации.

По теме диссертации опубликованы 13 печатных работ, предложенные конструктивные разработки защищены 3 патентами на полезные модели.

Структура и объем работы.

Диссертация состоит из введения, 4-х разделов с выводами, заключения с изложением основных результатов, содержит 149 страниц машинописного текста, проиллюстрированных 33 рисунками, и библиографический список из 145 наименований и 2-х приложений.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Достигнута поставленная цель, заключающаяся в исследовании взаимодействия газовых течений, возникающих в СС, и потоков жидкости для предотвращения теплового воздействия горячих газов на корпус стартующей РН. На основе анализа экспериментально - теоретических исследований уточнены основные газогидродинамические процессы взаимодействия газовых течений с потоками жидкости, которая может подаваться из перекрытия СС, по ГУ и из боковых стенок газохода.

2. В соответствии с выявленными механизмами процессов и пространственной картиной течения разработаны следующие модели структур: слоев смешения гетерогенной сверхзвуковой струи РД и полуограниченной струи, распространяющейся по ГУ СС, а также результирующего течения после взаимодействия обратного течения и потока жидкости.

3. Составлены математические модели для создания вычислительных алгоритмов и программ, предназначенные для проведения полного расчета газогидродинамических процессов на ЭВМ за время, не превышающее 20 сек.

4. На базе метода геометрического программирования разработаны рабочие программы по определению минимальных размеров СС, обеспечивающих безопасный старт РН. Вычислительное время соответствующей программы одного варианта определяющих параметров системы «РН - СС» составляет меньше 1 минуты. Для нулевой степени трудности получено аналитическое решение задачи проектирования. В результате вычислительного эксперимента установлено, что для реальных параметров РД угол встречи струй с ГУ СС может составить 45 градусов.

5. Для предотвращения теплового воздействия течений на корпус стартующей РН разработаны практические рекомендации по проектированию СС, новизна и полезность которых подтверждена тремя патентами на полезные модели.

1. ГОСТ 23281-78. Аэродинамика летательных аппаратов. Термины, определения и буквенные обозначения.

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

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

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. Белошенко Б.Г., Кудрявцев О.Н., Сафронов А.В., Хотулев В.А., Шилов JT.A. Использование в новых экономических условиях опыта экспериментальной отработки газодинамики старта и ее дополнение элементами математического моделирования: Там же, с. 32 36.

6. Лапыгин В.И., Сафронов А.В., Хотулев В.А. Методы математического моделирования в исследованиях проблем старта ракет носителей: Ж. «Космонавтика и ракетостроение», № 17, 1996, с. 74 - 85.

7. Кудрявцев О.Н., Сафронов А.В., Хотулев В.А. Особенности экспериментальной отработки газоотражателей с близким к критическому углом при их вершине с использованием струй холодного воздуха: Там же, с. 67 -75.

8. Каторгин Б.И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей: Вестник РАН, том 74, № 3, 2004, с. 499 506.

9. Новиков В.Н. и др. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов: Учебник для студентов высших учебных заведений / Новиков

10. B.Н., Б.М. Авхимович, В.Е. Вейтин. -М.: Машиностроение, 1991. -368 с.

11. Дулов В.Г., Лукьянов Г.А. Газодинамика процессов истечения. Новосибирск: Наука, 1984. 234с.

12. Газодинамика сверхзвуковых неизобарических струй./ Авдуевский B.C., Ашратов Э.А., Иванов А.В., Пирумов У.Г. М.'Машиностроение, 1989. -320с.

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

14. 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.

15. Структурно-элементный метод расчета газоструйных процессов. // Математическое моделирование. / Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев

16. C.В., Добросердов И.Л. М.: РАН, 1998. - Т. 10, № 1 -С. 31-43.

17. 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.

18. 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.

19. 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.

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

21. 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.

22. 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.

23. 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.

24. 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.

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

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

27. Белов И.А. Взаимодействие неравномерных потоков с преградой. JL, Машиностроение , 1983. - 144 с.

28. Усков В.И. Интерференция стационарных газодинамических разрывов. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука, 1983. - С. 22-45.

29. Авдуевский B.C., Иванов А.В., Карпман И.М. и др. Структура турбулентных недорасширенных струй, вытекающих в затопленное пространство и спутный поток. / Авдуевский B.C., Иванов А.В., Карпман И.М. и др. II Механика жидкости и газа. 1972. - №3.

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

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

32. Сизое A.M. Составные сверхзвуковые струи. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука, 1983. - С. 85-102.

33. Рудое Ю.М. Многоструйное взаимодействие с преградами. // Сверхзвуковые газовые струи. Новосибирск: Наука, 1983. - С. 155-162.

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

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

36. Методы расчета турбулентных течений / Под ред. В. Коллъмана: Пер. с англ. М.: Мир, 1984. - 464 с.

37. Лапин Ю.В. Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа. 2-е изд., перераб. - М.: Наука, 1982. - 312 с.

38. Гинзбург И.П. Теория сопротивления и теплопередачи. JI.: ЛГУ, 1970.375 с.

39. Рейнольде А. Дж. Турбулентные течения в инженерных приложениях -М.: Энергия, 1979.-408 с.

40. Ротта И.К Турбулентный пограничный слой в несжимаемой жидкости. Л.: Судостроение, 1967. - 232 с.

41. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974. - 711 с.

42. Соколов Е.Я., Зингер Н.М. Струйные аппараты. Изд. 2-е. - М.: Энергия, 1970.-288 с.

43. Математическое моделирование нелинейных термогидрогазодинамиче-ских процессов в многокомпонентных струйных течениях. / Холпанов Л.П., Запорожец Е.П., Зиберт Г.К., Кашицкый Ю.А. — М.: Наука, 1998. — 320 с.

44. Абрамович Г.Н. и др. Турбулентные течения при воздействии объемных сил и неавтомодельности. / Абрамович Г.Н., Крашенинников С.Ю., Секун-дов А.II. -М.: Машиностроение, 1975. -96 с.

45. Ашрамов Э.А., Волконская Т.Г., Росляков Г.С. и др. Исследование сверхзвуковых течений в струях // Некоторые вопросы применения метода сеток в газовой динамике, 1974. Вып. 6. С. 241 -407.

46. Глазнев В.Н., Сулейманов 111. Газодинамические параметры слабонедо-расширенных свободных струй. Новосибирск: Наука, 1980, 122 с.

47. Баланин Б.А., Шляхтина КМ. К расчету присоединенной массы на начальном участке нерасчетной сверхзвуковой струи. // Газодинамика и теплообмен: сб. № 3. 1973. - №369. - С. 101-105.

48. Зеленков О.С. Коэффициент трения и присоединенная масса сверхзвуковой струи. // Газодинамика и теплообмен: сб. № 3. - 1973. - №369. - С. 105-113.

49. Исаков А.Л., Степанов А. С. О расчете присоединенной массы сверхзвуковой газовой струи. // Газодинамика и теплообмен: сб. № 5. - 1977. -№393. - С. 365-370.

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

51. Белицкий В.Д., Сазанов В.И. Истечение сверхзвуковой струи в несимметричный газоотводящий канал // Динамика систем автоматических установок. Омск, 1986.-С. 52-5552