Совершенствование газоотражательных устройств пусковых установок

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 докладовполучено 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.