Аэродинамическая модель

Ю.Л. Кузнецов

 

БАЛЛИСТИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВСЕАЗИМУТАЛЬНОЙ 

РН С МНОГОРАЗОВЫМ КРЫЛАТЫМ РАКЕТНЫМ БЛОКОМ ПЕРВОЙ

Часть 2

 

СОДЕРЖАНИЕ

 1.6 Аэродинамическая модель……………………………………………………………..

 1.7. Методика расчёта теплового  нагружения  КРБ …………………………………………………….

2. Методические основы системного проектирования всеазимутальной РН  ………………………...

2.1  Этапы  создания  ракетно-космического  комплекса. Роль  и  место  баллистического  проектирования   ..

2.2. Методы  системного  проектирования   ………………………………………………………………..

2.3   Математическая постановка задачи синтеза облика всеазимутальной РН ………………………….

2.4 Система критериев оценки эффективности проектно-баллистических решений.... 

2.5. Методическая схема процесса структурного и параметрического синтеза …………..

 

Аэродинамическая модель

 

Основой аэродинамического проектирования ЛА является механика жидкости и газа, с помощью которой проводится оценка схемных решений, заложенных в аэродинамическую компоновку ЛА, с точки зрения возможности реализации выбранных режимов полета, полей течения и достижимости заявленных аэродинамических характеристик. Аэродинамическое проектирование занимает особое место в процессе синтеза облика всеазимутальной РН, имеющей в своем составе ЛА самолетного типа – многоразовый крылатый ракетный блок первой ступени, который сочетает в себе динамику «ракетного» способа полета на участке выведения и «самолетного» - после отделения от РН: на участках манёвра возврата и крейсерского полёта. При этом движение КРБ на участке маневра возврата проходит в малоисследованной (в отличие от режимов полета орбитального корабля) области умеренных гиперзвуковых скоростей и больших углов атаки. Следствием чего является значительная неопределённость в выборе его рациональной аэродинамической схемы.

Развитие новых информационных технологий в аэрокосмической промышленности стимулировало создание аналитических методов расчета аэродинамических характеристик ЛА. Основной проблемой на пути создания “виртуальных ЛА” является большая ресурсоемкость расчетных методов и реализованных на их основе прикладных программ моделирования трехмерного обтекания потоком реального газа тел сложной формы, требующих наличия не только «цифровой модели ЛА», математически описывающей форму его поверхности, но высокопроизводительных вычислительных средств, далеко превосходящих возможности обычных ПЭВМ. Технические трудности возникают также при исследовании ЛА с нетрадиционной компоновкой, например со скользящим крылом, или ЛА  типа «волнолёт», где адекватность заложенных в программном комплексе расчетных методик требует своего подтверждения экспериментальными данными, полученными в ходе аэродинамических исследований.

По этой причине на этапе проектно-баллистических исследований, требующих оперативной оценки основных ЛТХ множества альтернативных вариантов, целесообразно ориентироваться на комплексное использование аналитических методов расчета аэродинамических характеристик ЛА и систематизированных баз данных результатов исследований аэродинамических характеристик типовых образцов компоновок крылатых ЛА, РН и их фрагментов, например, корпусов, изолированных крыльев, а также отделяющихся частей РН и ГО. В этом плане значительную ценность представляют опубликованные в открытой печати материалы многолетних экспериментальных исследований типовых компоновок РН, а также ЛА с несущим корпусом и ЛА самолётного типа выполненных ЦИГИ проф. им. Н.Е.Жуковского (см. Петров К.П. Аэродинамика транспортных систем. Эдиториал УРСС, М., 2000.).

Применение указанных материалов позволяет на практике реализовать методический подход к расчету аэродинамики ЛА, часто используемый на начальных этапах баллистического проектирования, известный как «проектирование по прототипам». Его суть заключается в выборке из базы данных соответствующих аэродинамических характеристик одного из существующих образцов РН или крылатых ЛА, наиболее близкого по своим внешним обводам к исследуемому объекту. Анализ экспериментальных данных по аэродинамике РН показывает, что несмотря на большое разнообразие компоновочных схем (тандемная, пакетная, моноблочная и пр.), аэродинамические характеристики РН, используемые при моделировании участка выведения, могут быть обобщены несколькими типовыми компоновками. Для этих компоновок в базе данных задаются таблично зависимости изменения коэффициентов силы лобового сопротивления и подъемной силы от числа Маха.

Пример задания аэродинамических характеристик РН легкого класса типа «Рокот» с тандемной компоновкой ступеней приведен на рис. 16, а на рис. 17 - аэродинамические характеристики РН тяжелого класса типа «Протон» или «Ангара 5А», имеющих пакетную или полиблочную компоновку ступеней.

 

 

Рис. 16 Аэродинамические характеристики РН с тандемной компоновкой ступеней

Рис. 17 Аэродинамические характеристики РН с пакетной компоновкой ступеней

 

Одноступенчатые многоразовые средства выведения с вертикальным стартом типа проектов РН «Корона» и «Delta Clipper», имеют ряд особенностей, обусловленных малым удлинением корпуса. Для их учета на рис. 18 приводятся аэродинамические характеристики ЛА сегментально-конической формы.

При задании аэродинамических характеристик в качестве характерной площади для РН тандемной схемы используется площадь миделя корпуса, для РН с конической формой корпуса - мидель в максимальном сечении, а для РН пакетной схемы - суммарная площадь миделя отдельных ракетных блоков. В принципе, при проведении оценочных расчётов РН пакетной схемы, такой подход позволяет обойтись заданием аэродинамических характеристик РН тандемной схемы, для которой в качестве характерной площади рассчитывается эквивалентный мидель ступени РН пакетной схемы по формуле

S хар =1.5÷1.7ƩSi (i=1…n-количество РБ)                             (39),

где поправочный коэффициент учитывает увеличение лобового сопротивления пакета за счёт наличия интерференции между блоками и возрастания сопротивления трения, зависящего от суммарной величины смачиваемой поверхности.

 

Рис. 18 Аэродинамические характеристики одноступенчатой моноблочной РН с корпусом малого удлинения

 

Влияние на аэродинамические характеристики РН наличия агрегатов системы спасения ступени, например, крыла и оперения, может быть в первом приближении учтено путем увеличения коэффициента силы лобового сопротивления одноразовой РН соответствующей компоновки на 25-30 % за счёт введения поправочного коэффициента при расчёте аэродинамических сил.

Баллистические расчеты показывают, что при моделировании участка выведения РН суммарные аэродинамические потери характеристической скорости, определяемые в процессе интегрирования уравнений движения  по формуле

 

W аэро =ʃ(Cx ρV² S /2m)dt                                                        (40),

 

зависят не только от особенностей компоновки ступеней РН, но и от стартовой тяговооруженности, влияющей на величину скоростных напоров на участке выведения, а также от размерности РН.

Контроль за адекватностью задаваемых аэродинамических характеристик РН, может быть выполнен по результатам моделирования атмосферной части участка выведения путем сверки полученной величины аэродинамических потерь характеристической скорости с приведенными на рис.19 данными расчётов потерь для типовых вариантов РН. Как видно из рис.19 величина потерь характеристической скорости зависит от двух параметров: стартовой тяговооруженности, численно равной отношению тяги ДУ на старте к начальной массе РН и от величины обобщенного параметра «нагрузка на мидель», равного отношению стартовой массы РН к площади ее поперечного сечения. Последний параметр в первую очередь определяется размерностью РН и возрастает при уменьшении стартовой массы РН. Таким образом, даже при одинаковой аэродинамической компоновке аэродинамические потери характеристической скорости для РН лёгкого и особенно сверхлёгкого классов будут существенно выше, чем для РН среднего и тяжелого классов.

Особенностью расчёта аэродинамических характеристик отделяющихся частей (ОЧ) РН и ГО является неуправляемый полёт с вращением на безатмосферном участке траектории и последующей стабилизацией в процессе снижения в атмосфере. К моменту достижения максимальных скоростных напоров ОЧ ступени балансируется под углом атаки ≈180 град, т.е. летит вперёд тяжелой ДУ, при этом пустой блок баков выполняет роль аэродинамического стабилизатора, а  ГО балансируется под углом атаки ≈90 град.

Для определения точек падения ОЧ, летящей по баллистической траектории, учёт разброса аэродинамических характеристики вследствие её вращения, учитывается путём введения осреднённого коэффициента силы лобового сопротивления, рассчитываемого по формуле

Cx эфф (M) =1/2 (Cx(α=90°)+Cx(α=180°)                              (41)

 

 Аэродинамика створки ГО, как правило, задаётся в ещё более в упрощенной форме с помощью эквивалентного коэффициента силы лобового сопротивления, не зависящего от текущего значения угла атаки и числа Маха Сх эквГО ≈4.5. Аналогично можно поступить и при оценке точки падения ОЧ, для которой Сх эквОЧ ≈2.8.

 

 

Рис. 19 Зависимость величины аэродинамических потерь характеристической скорости  РН (м/с) от стартовой тяговооруженности и нагрузки на мидель.

 

Следует отметить, что вышеперечисленные методики расчёта аэродинамических характеристик используются при моделировании атмосферного участка выведения РН, где углы атаки не превышают нескольких градусов в связи с ограничениями по прочности, лимитируемой максимально допустимым изгибающим аэродинамическим моментом. Последний контролируется в процессе расчётов из условия не превышения величины произведения текущего скоростного напора на угол атаки. В частности, для РН среднего класса должно выполняться условие: q*α<15 т*град/м².

В отличии от участка выведения полёт КРБ на участке манёвра возврата (особенно на гиперзвуковой скорости) протекает на умеренных и больших углах атаки, превышающих 25-40 град, что требует задания аэродинамических характеристик КРБ в виде двумерных массивов в функции угла атаки и числа Маха (рис.20) с применением двойной интерполяции: сначала по числу Маха, а затем по углу атаки. Указанные особенности существенно усложняют процесс подготовки к расчёту аэродинамических характеристик КРБ в части необходимости формирования базы данных по аэродинамике КРБ, требующей проведения дорогостоящих аэродинамических или цифровых продувок его моделей или поисков материалов продувок его аналогов.