ВВЕДЕНИЕ
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
6
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 ме- ханизмов 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 моделиро- вания газоструйных процессов.
7
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.
8 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.
В первой главе: рассмотрены основные виды воздействий образующихся при старте течений на корпуса РН и элементы СС, которые относятся к числу наиболее значимых факторов, определяющих технический облик и выбор конструктивных размеров СС, а также представлен обзор существую-
9
щих в настоящее время способов защиты ракет-носителей и элементов СС от данных течений, сформулированы цель и задачи работы.
Во второй главе 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.
Третья глава предложены три патентоспособных способа гидродинамической защиты элементов СС и корпуса стартующей РН от теплового воздействия горячего обратного потока: подача жидкости из перекрытия СС, по ГУ и из боковых стенок газохода СС. Для каждого из указанных способов разработаны модели структур течений, полуэмпирические методики расчета основных гидродинамических характеристик.
В четвертая глава диссертации посвящена разработке практических рекомендаций для проектирования СС. В ней представлен анализ методов многопараметрической условной оптимизации, среди которых метод геометрического программирования использован для решения задачи оптимизации геометрических характеристик СС.
В Приложениях представлены: наиболее характерные результаты вы- числений основных параметров для различных вариантов подачи жидкости в СС, программа расчета для метода геометрического программирования, а также основные результаты вычислительного эксперимента по указанному методу.
Работа выполнялась на протяжении более четырех лет на кафедрах аэрокосмического факультета Омского государственного технического университета. Автор приносит искреннюю благодарность преподавателям и сотрудникам этого факультета за помощь в выполнении работы. Особую признательность автор выражает: д.т.н., профессору кафедры «Авиаракетостроения» Комаревичу Леонарду Васильевичу за большую научную школу во время учебы в аспирантуре и заведующему кафедрой «Стандарта-
10
зация и сертификация» д.т.н., профессору Шалаю Виктору Владимировичу за ценные советы при обсуждении основных положений и результатов, изложенных в данной работе.
I!
1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ
1.1. Актуальные задачи проектирования и эксплуатации
стартовых сооружений ракет-носителей
Исследования процессов стартовой газодинамики, разработка методов их расчетов входят в число наиболее сложных и актуальных научно-технических проблем, возникающих в связи с разработкой, созданием и эксплуатацией СС. Постановка этих проблем обусловлена широким спектром опасных воздействий газовых течений, образующихся при старте, на основные функциональные системы СС. Эти воздействия во многом определяются газодинамическими схемами СС, которые характеризуются значительным разнообразием форм, габаритов и функциональных особенностей [4].
Работы по газодинамике старта являются плодом деятельности больших коллективов НИИ и КБ в лабораториях и на полигонах МО при натурных пусках ракет. Более того, вопросы газодинамики старта были предметом постоянного внимания главных конструкторов СП. Королева, М.К. Янгеля, В.Ф. Уткина, В.П. Глушко и их преемников: они знали и понимали, что от правильного решения указанных вопросов зависит безопасность стартующей ракеты, на которую действует энергия газовых струй двигателей большой мощности. Возникающие теплосиловые нагрузки на РН, обусловленные кинетической, тепловой, акустической и ударно-волновой энергией струй ДУ, максимальны при старте в сравнении с таковыми на других участках траектории. Упомянутые процессы были трудно прогнозируемы, данных фундаментальной науки о них было недостаточно, поэтому газодинамика старта как прикладное научно-техническое направление, расчётные и экспериментальные методы исследований создавались непосредственно в ходе развития ракетной техники.
Так, при первом шахтном пуске ракеты КБ «Южное» (КБЮ) Р-12 ракета была сжата стартовым стволом под действием ударных волн, которые были тогда впервые зарегистрированы в условиях старта. Пуск ракеты Р-12,
12
изготовления Пермского завода показал, что под действием акустических нагрузок высокого уровня не всякая ракета может безопасно стартовать из шахты. Потребовалась доработка командных приборов системы управления (СУ) ракеты. Здесь следует отметить, что и сейчас, несмотря на введение норм отработки элементов СУ на акустические воздействия, возможны критические ситуации при высоких уровнях подобных нагрузок на старте. Так, для обеспечения нормальных условий пуска первых спутников «Космос» и «Интеркосмос» с полигона Капустин Яр с использованием носителя 63С1 потребовалось глушение в пусковой шахте аномально высоких акустических его автоколебаний на дискретных частотах. Подобные процессы были также открыты при натурных пусках и модельных исследованиях других объектов. Недостаточная полнота отработки малогабаритного газоотражателя ракеты-прототипа РН «Циклон» - привела к ее аварии на старте из-за теплосиловых нагрузок, возникших вследствие неполноты отвода газов ДУ. В дальнейшем эти недостатки были с участием специалистов ЦНИИ машиностроения устранены, а КБ транспортного машиностроения (КБТМ) под руководством главного конструктора В.Н. Соловьева разработан автоматизированный старт ракеты-носителя «Циклон». Газоотводные сооружения крупных габаритов могут в некоторых случаях создавать «проблемы». Так на первых стартах Р-7 возникали горячие потоки газов вследствие действия архимедовых сил в глубоком (42 м) сооружении на низконапорные струи ДУ в период работы на предварительной ступени тяги с малым давлением в камере сгорания. Потребовалась разработка специальной газодинамической системы отвода от ракеты горячих газов. Выдающимся комплексным решением было создание главным конструктором В.Ф. Уткиным, с привлечением КБТМ и КБ специального машиностроения, уникальной ракеты (15AI4, РС-20) с минометным стартом, когда не только было обеспечено решение проблемы высокой защищенности комплексов от ядерного взрыва, но и фактически были ликвидированы условия появления повышенных газодинамических нагрузок на ракету и стартовое сооружение от струй ДУ, так как запуск маршевого двигателя осуществлялся после прохождения ракетой опасного
13
двигателя осуществлялся после прохождения ракетой опасного участка взаимодействия со стартовым комплексом.
На рис. 1.1 представлены конструктивные варианты СС для пусков РН. К их числу относятся: полузаглубленные (рис. 1.1 а,в,г), имеющие перекрытие (проем) 4, или открытые (рис. 1.1 б) сооружения, оборудованные односкатными (рис. 1.1 а,б,г) или многоскатными ГУ 2 (рис. 1.1 в), а также газо-отводящими устройствами (газоходами) 3 лоткового типа. Размеры в плане таких сооружений достигают значений до 50 м, заглубления производятся на величины до 30 м. Вследствие большой мощности ДУ (суммарная тяга до 3000 т) и значительных времен взаимодействия струй с элементами стартовой позиции (до 5с) возникают сложные проблемы защиты корпусов РН, газоходов таких сооружений и специальной арматуры от разрушающего воздействия высокоскоростных и высокотемпературных потоков химически активного газа. Непосредственную опасность для старта ракет представляют внешние воздушные течения, индуцированные реактивными струями и растекающимися газовыми потоками, а также высокочастотные пульсации, генерируемые процессами истечения газа из сопловых блоков ракет.
Аэрогазодинамические схемы наземных комплексов, предназначенных для старта РН (рис. 1.2), отличаются тем, что струи взаимодействуют с ГУ лоткового типа. Такие комплексы могут иметь открытый газоход, над которым устанавливается РН, но чаще они содержат перекрытие (проем), как это представлено на рис. 1.1. 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.
14
а)
б)
в)
г)
Рис. 1.1. Конструктивные варианты системы «РН - СС» 1 - РН; 2 - газоотражатель; 3 - газоход; 4 - перекрытие.
а, в, г - полузаглубленное стартовое сооружение (СС);
б - СС с открытым газоходом;
а, б, г - СС с односкатным газоотражателем;
в - СС с многоскатным газоотражателем.
15
i < i
XI i ' ¦ V;i-I:it
Ш/////////////////Л
Рис. 1.2. Аэрогазодинамические схемы СС а) с открытым газоходом; б) полузаглубленного типа.
1- РН; 2 - ГУ; 3 - газоход;4 - перекрытие; 5 - струя; 6 - прямое течение; 7 - обратный поток; 8 - индуцированное течение; 9 - спутный поток.
16
Анализ современных и перспективных газодинамических схем СС показывает достаточно широкий диапазон стартовых режимов истечения струй, охватывающий следующие интервалы изменения характерных величин:
для чисел Маха в выходных сечениях сопел 2,5 - 4,5;
для степеней нерасчетности 0,6 - 1,2;
для углов полураствора сопел 5° - 20°;
для показателей адиабаты выхлопных газов 1,12 - 1,26.
Наряду с указанными, к числу определяющих параметров относятся такие, которые характеризуют взаимодействие струй РД с ГУ СС:
расстояние от среза сопла ДУ до газоотражателя - в пределах начального участка струи;
угол встречи оси струи с ГУ - от 30°.
Кроме того, аэрогазодинамические процессы характеризуются числом и расположением струй, истекающих из многосоплового блока.
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 воз-
17
никнуть 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.
К числу физических явлений, приводящих к неравномерному распределению газодинамических параметров в поле течения, относятся:
• ударно-волновые процессы, возникающие при сверхзвуковом неизобарическом истечении газа из сопел;
• процессы турбулентного смешения, развивающиеся по границам отдельных потоков и поверхностям контактных разрывов в ударно-волновых зонах;
• процессы образования пристеночного пограничного слоя;
• химические реакции, приводящие к изменению состава газа и перераспределению температур, плотностей и т.д.
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.
Процессы, приводящие к нестационарности потока, существенной зависимости газодинамических параметров от времени, могут быть условно |
