2020-06-29
85
Рассмотрим особенности тепловой модели КРБ, в основу которой положена методика расчета величины удельных тепловых потоков на наружной поверхности ЛА, с их последующим пересчётом в температуру поверхности. Знание указанных параметров необходимо в процессе выбора конструктивного исполнения корпуса и аэродинамических поверхностей «горячей» конструкции или определения массы теплозащитного покрытия (ТЗП) «холодной» конструкции, функционально входящего в сводку агрегатов системы спасения. О важности тепловых расчётов говорит тот факт, что при входе в атмосферу со скоростью 2000 м/с, являющимся, как показывают расчёты, оптимальной для отделения КРБ от РН, его корпус в зоне наветренной части бака жидкого кислорода (Ф=0°), даже предварительно захоложенный до температуры ≈ -180 С°, нагревается на участке манёвра возврата до температуры не менее 400 С°. Кроме этого, результаты контроля максимальных значений удельных тепловых потоков в характерных точках используются в процессе синтеза программ управления КРБ на участке маневра возврата.
Методика расчета удельных тепловых потоков (рис.21) включает следующую последовательность операций.
1.Выбираются характерные точки на поверхности ЛА, в которых проводится расчет удельных тепловых потоков. Такие точки располагаются на наиболее теплонапряженных участках поверхности, например, в зоне торможения потока на носовой части ЛА, передних кромках аэродинамических поверхностей (по линии торможения), а также по центральной линии на наветренной поверхности корпуса на различном расстоянии от точки торможения.
2.Поверхность ЛА в расчетной точке аппроксимируется простейшей поверхностью в виде сферы, цилиндра бесконечной длины или пластины, эквивалентной, с точки зрения эффективных углов атаки, стреловидности и радиуса кривизны, для которых рассчитываются удельные тепловые потоки по одной из формул (43).
Рис. 20 Аэродинамические характеристики многоразового крылатого ракетного блока
3.Далее, в зависимости от полетных режимов, расположения характерных точек и расчетной модели пограничного слоя (ламинарный или турбулентный) определяются по графикам поправочные коэффициенты, учитывающие изменение относительной величины скорости теплопередачи по контуру поперечного сечения (рис.21) и вдоль линии тока (рис.22).
4.Определяются границы зон интерференции и линий пересечения ударных волн на поверхности ЛА расчетным путем или по результатам визуализации спектров обтекания моделей-аналогов в аэродинамических трубах.
5.Вычисляются поправочные коэффициенты, учитывающие изменение относительной величины скорости теплопередачи в зонах интерференции (рис.23).
6.С использованием поправочных коэффициентов, рассчитанных с помощью рис.21-23, пересчитываются величины удельных тепловых потоков, полученных в контрольных точках, на произвольную точку поверхности.
В виду трудоемкости расчет тепловых режимов по полной схеме целесообразно проводить только в процессе проектирования системы теплозащиты, а также при поверочных расчетах по окончании цикла оптимизации программ управления с целью оценки изменения массы ТЗП. Текущий контроль за тепловыми режимами ЛА в процессе моделирования его полета для сокращения времени вычислений проводится по упрощенной схеме, ограничивающейся несколькими контрольными точками, в качестве которых используются точка торможения потока на головном обтекателе и несколько характерных точек на передних кромках аэродинамических поверхностей и наветренной поверхности корпуса, который можно представить как цилиндр с эффективным углом стреловидности χ эф= (90- α).
При расчете нагрева поверхности делается ряд существенных упрощений в схеме механизма теплопереноса. В частности считается, что в связи с относительно небольшими скоростями полета КРБ (М<7) подвод тепловой энергии к поверхности осуществляется только за счет конвективной теплопередачи в пограничном слое.
Эмпирические зависимости, полученные в конце 50-х гг. для расчета величин конвективного теплового потока в типовых точках, основаны на корреляции измерений процесса теплопереноса на упрощенных моделях, представляющих собой тела простейшей формы. Для расчётных формул (43) такими точками являются:
- 1) точка торможения на сфере радиусом R1;
- 2) точка перехода ламинарного погранслоя в турбулентный на сфере радиусом R1;
-3) точки по оси симметрии треугольной пластины с углом стреловидности передней кромки χ, расположенной под углом атаки к набегающему потоку α, различающиеся расстоянием от вершины L;
-4) точки по линии торможения передней кромки крыла или опререния, представляющего собой цилиндр бесконечной длины радиусом R4, наклоненый к набегающему потоку под эффективным углом стреловидности χ эфф, вычисляемым по формуле 
. (42)
Таким образом, удельные тепловые потоки в контрольных точках 1-4 (рис.21) вычисляются по следующим зависимостям:
(43)
где 
- удельный тепловой поток (ккал/м2с);
V – скорость полета (м/с); 
- плотность воздуха (кгс с2/м2);
- радиус кривизны (м), угол стреловидности и расстояние по линии тока от точки торможения (м).
Пересчет удельного теплового потока в температуру поверхности проводится по формуле
, (44)
где Т – температура в 
, 
- степень черноты ( =0.8),
- постоянная Стефана-Больцмана 
.
Для расчета поправочных коэффициентов, учитывающих изменение относительной скорости теплопередачи 
вдоль линии тока и в плоскости поперечного сечения, используются графики изменения ее зависимости от относительных координат 
и меридионального угла Ф, построенные по результатам экспериментов в аэродинамических трубах и с помощью расчетов трехмерного течения реального газа. (рис.22-23).
Вычисление удельных тепловых потоков на верхней (подветренной) поверхности ЛА проводится с использованием осредненных графиков зависимости скорости теплопередачи от типа пограничного слоя и расстояния от расчетной точки до точки торможения. Скорость теплопередачи в этой зоне слабо изменяется с увеличением угла атаки и колеблется в пределах (0.5-5%) 
. Поэтому, несмотря на значительную неопределенность в оценке тепловых режимов на подветренной поверхности, вызванную сложностью картины течения у крылатых ЛА, ошибка при расчете суммарной тепловой нагрузки и соответствующей массы теплозащитного покрытия КРБ оказывается умеренной.
Рис. 21 Структурная схема алгоритма расчёта удельных тепловых потоков и схема расположения контрольных точек на наветренной поверхности ЛА
Рис. 22 Распределение относительной скорости теплопередачи в плоскости поперечного сечения корпуса ЛА в функции относительной координаты для корпуса с плоским днищем и мередионального угла для цилиндрического корпуса
Наибольшие трудности в процессе расчета тепловых режимов и выбора варианта теплозащиты КРБ вносит необходимость учета влияния местных высокотемпературных зон, возникающих в результате пересечения головной ударной волны со скачками от аэродинамических поверхностей и корпуса, интерференции скачков от КРБ и других элементов РН на участке выведения, проточных течений между блоками первой ступени РН, скомпонованной по пакетной схеме, а также отрывом и вторичным присоединением потока.
Рис. 23 Распределение относительной скорости теплопередачи на центральной линии нижней (наветренной) и верхней (подветренной) поверхности корпуса в функции относительной длины
При оценке изменения скорости теплопередачи в зоне интерференции используются результаты исследований взаимодействия генератора скачков с изолированной аэродинамической поверхностью. Как видно из рис. 24, интерференция приводит к значительному увеличению удельных тепловых потоков не только по линии пересечения головной ударной волны с наветренной поверхностью крыла, но и в ее окрестности.
Рис. 24 Распределение относительной скорости теплопередачи нанаветренной поверхности крыла в зоне взаимодействия с головным скачком
Выводы
1. Комплексная математическая модель всеазимутальной РН, основывается на блочно-иерархическом принципе построения и включает совокупность частных математических моделей различного целевого назначения и степени сложности, описывающих структуру или процесс функционирования отдельных систем и исследуемого ЛА в целом. Комплексная математическая модель должна включать:
-специализированные модели (динамическую, аэродинамическую, двигательную, комплекса автономного управления, геометрическую, массово-центровочную, термодинамическую);
-базу данных по аэродинамическим характеристикам исследуемых вариантов ЛА: крылатых ракетных блоков, ступеней РН и одноступенчатых воздушно-космических летательных аппаратов;
-специализированные базы данных по эксплуатационным характеристикам ракетных и воздушно-реактивных двигателей и других комплектующих элементов (полезных нагрузок, ракетных и разгонных блоков, пневматиков шасси, рулевых приводов, конструкционных материалов), используемых в процессе синтеза облика и моделирования полета ЛА.
2. Адекватность разработанной комплексной математической модели всеазимутальной РН должна обеспечиваться комплексным характером учета функциональных и информационных связей между основными проектными дисциплинами, используемыми на этапе ее баллистического обоснования, корректностью входящих в состав комплексной математической модели методик и алгоритмов, учитывающих особенности процесса функционирования исследуемых объектов, обоснованностью и полнотой принятой совокупности расчетных условий, допущений и ограничений. Достоверность результатов исследований, проведенных с помощью разработанного специального программного обеспечения, являющегося программной реализацией комплексной математической модели, была подтверждена большим объемом поверочных расчетов, выполненных в процессе проектно-баллистического сопровождения процесса создания отечественных РН нового поколения, экспертизы проектных материалов промышленности и оценки энергетических характеристик РН на их соответствие ТЗ Заказчика, а также при исследовании перспективных многоразовых средств выведения с ракетодинамической и самолётной схемами спасения, в т.ч. масштабированного лётного демонстратора многоразового крылатого ракетного блока, разрабатываемого в рамках проекта «Крыло-СВ».
2. Методические основы системного проектирования всеазимутальной РН
2.1 Этапы создания ракетно-космического комплекса. Роль и место баллистического проектирования
Интенсивное развитие информационных технологий стало основой для реализации системного подхода к процессу обоснования, проектирования, производства и эксплуатации сложных технических систем, в т.ч. ракетно-космического комплекса (РКК) со всеазимутальной РН. Сложившаяся в настоящее время методология создания СТС базируется на учете основных особенностей системного проектирования, заключающихся:
-в наличии ТЗ на систему, где оговорены ее назначение, условия применения, параметры и эксплуатационные требования;
-в существовании информационного базиса, включающего априорную информацию отражающую результаты теоретических исследований и проектирования аналогов создаваемой СТС, а также субъективную информацию, являющуюся базой знаний и навыков специалистов-проектировщиков, и объективную информацию, накапливаемую в процессе проектирования, исследований и экспериментальной отработки системы;
-в цикличности системного проектирования, позволяющей производить уточнения структурных и функциональных моделей создаваемой СТС с помощью информации, накапливающейся в процессе работы над проектом;
-в усложнении производственной кооперации, нарастающей в процессе перехода к технической реализации проекта СТС и находящейся в единых временных рамках с процессом проектирования, что затрудняет проведение коренной переработки проекта с целью устранения концептуальных ошибок, допущенных на начальном этапе работ.
Базовыми средствами системного проектирования являются теория квалиметрии и праксеологии (науки исследующей потребительские свойства товаров), морфологический, функционально-стоимостной и параметрический анализ, математическое моделирование и теория принятия решений. В целом, методология проектирования, характеризуемая как научная дисциплина, занимающаяся методами, процедурами и технологиями проектотворческой деятельности, базируется на переработке информации об объекте проектирования, состоянии знаний в рассматриваемой области и опыте проектирования объектов аналогичного назначения и основана на взаимосвязанном сочетании методов анализа и синтеза.
Задачей анализа является определение целевого назначения создаваемой системы, формализация объекта проектирования путем его декомпозиции на структурные и функциональные составляющие и представления совокупностью математических моделей, обеспечивающих генерацию возможных вариантов (альтернатив) проекта, определения его характеристик и внутренней взаимосвязи. Задача синтеза заключается в целенаправленной оптимизации параметров объекта проектирования и выборе, из множества технически-реализуемых альтернатив, варианта наилучшим образом удовлетворяющего заданным целям и требованиям.
Сложный и многоплановый процесс синтеза облика СТС функционально и хронологически подразделяется на ряд взаимосвязанных фаз или стадий, условно объединенных в стадии внешнего и внутреннего проектирования. Цель внешнего проектирования (стадии обоснования требований к системе), выполняемого Заказчиком, заключается в разработке обоснованного технического задания на ее создание, содержащее основные требования к СТС и ее взаимодействию с внешней средой, обеспечивающие решение поставленных перед ней задач. Целью внутреннего проектирования, выполняемого Исполнителем (организацией-разработчиком), является разработка проектной документации необходимой для создания СТС удовлетворяющей требованиям, сформированным на стадии внешнего проектирования, а предметом исследований являются вопросы определения внутренней структуры СТС, технических решений ее по облику, конструкции отдельных систем и агрегатов, их параметрам и режимам функционирования.
Внутреннее проектирование структурно подразделяется на ряд этапов, из которых наибольший интерес, с точки зрения вклада в процесс принятия ключевых проектных решений, представляют этапы предварительного и эскизного проектирования. На первом из этих этапов осуществляется разработка технической концепции т.е. системы взглядов на средства и способы решения проблемы поставленной на стадии внешнего проектирования, а также определение облика СТС, происходящее в процессе увязки требований, сформированных на этапе внешнего проектирования с реальными возможностями организаций-разработчиков. На втором этапе производится детализация и обоснование сформированного облика СТС, выполняемая на основе углубленной проработки, согласования, оптимизации и обоснования принятых проектных решений формирующих эскизный проект. Заключительным этапом работ является техническое проектирование, цель которого заключается в выпуске комплекта конструкторской документации по СТС и инструкций по ее производству и эксплуатации.
Применительно к жизненному циклу средств выведения, являющихся типичными представителями класса СТС, начальный этап их создания, включающий стадию внешнего проектирования и первый этап внутреннего проектирования, функционально объединяют в этпа «баллистического обоснования» или «баллистического проектирования», желая подчеркнуть необходимость совместного исследования в процессе формирования облика системы ее конструктивных и баллистических характеристик, а также параметров и режимов полета, определяемых заданными программами управления и ограничениями.
Использование эквивалентных по своей сути терминов «обоснование» и «проектирование» отражает особенности взгляда на цели и задачи процесса баллистического обоснования (проектирования) соответственно со стороны Заказчика, разрабатывающего, с использованием методов системного проектирования, комплекс научно-обоснованных требований на создание СТС и Разработчика, обосновывающего теми же самыми методами облик, режимы полета и проектно-баллистические параметры варианта СТС, наилучшим образом удовлетворяющего ТТЗ Заказчика.
Под проектно-баллистическими параметрами будем понимать данные характеризующие облик исследуемого варианта ЛА. По своей физической природе проектно-баллистические параметры объединятся в группы включающие: геометрические параметры, описывающие конфигурацию внешних обводов (диаметр и удлинение корпуса, площадь, размах, угол стреловидности и относительная толщина крыла) и внутренних обводов (радиусы днищ и объемы топливных баков); массово-центровочные параметры, характеризующие взаимное расположение координат центров масс и величины масс топлива, газов, отдельных систем, агрегатов и исследуемого ЛА в целом; параметры двигательных установок описывающие их тяговые, расходные и геометрические характеристики; а также аэродинамические характеристики РН и ее отдельных элементов, например, ступеней и головного обтекателя.
Проектно-баллистическими характеристиками будем называть параметры, полученные в результате проведения проектных расчетов и являющиеся интегральными показателями, характеризующими свойства варианта ЛА с выбранными проектно-баллистическими параметрами. Взаимосвязь проектно-баллистических параметров и характеристик определяется иерархической структурой исследуемого объекта. Следовательно, проектно-баллистическая характеристика какой-либо системы, например, масса системы спасения КРБ, рассчитанная по геометрическим и массово-центровочным параметрам входящих в ее состав агрегатов, будет являться проектно-баллистическим параметром в процессе расчета массово-центровочных характеристик РН, стоящей по отношению к КРБ на более высокой иерархической ступени.
Таким образом, целью выполняемого этапа работ является получение необходимого объема проектно-баллистических характеристик синтезируемого ЛА, а процесс синтеза его облика заключается в целенаправленном улучшении или сохранении значений их выбранной совокупности. Причем, те проектно-баллистические характеристики, предельные значения которых отыскиваются в процессе синтеза облика ЛА и используются в качестве критериев оценки оптимальности принятых технических решений, будем называть проектно-баллистическими критериями или критериями эффективности.
Несмотря на то, что баллистическое проектирование занимает 20-25 % всего времени создания системы, именно на этом этапе работ принимается 70-80 % основных проектных решений и от того насколько рациональными оказываются эти решения зачастую зависит не только сроки и стоимость создания изделия, но и успех всей программы. С этой точки зрения ошибки, допущенные на этапе формирования облика СТС, рассматриваются в ряде работ по системному проектированию, как «ошибки генерального конструктора», поскольку носят концептуальный характер и практически не могут быть исправлены на последующих этапах ее жизненного цикла.
Суть указанного тезиса раскрыт еще в начале 60-х гг. а журнале американского общества самолётостроителей: «…правильная детальная разработка проекта и производство, дающее высокое качество продукции, помогут получить хороший самолёт, если первоначальный предварительный расчёт производился соответствующим образом, но никакие деньги и никакие в мире инженеры не смогут спасти самолёт, сконструированный по ошибочному первоначальному замыслу» (1962,Apr. 13, SAEpreprint).
Основополагающим принципом успешного решения задач поставленных на этапе баллистического проектирования является обеспечение высокой точности прогнозирования предельно-достижимых характеристик создаваемого ЛА. Ужесточение требований к точности проектных расчетов можно проиллюстрировать на примере изменения требований к точности прогноза основных характеристик самолетов и их двигательных установок: если к началу 70-х гг. допустимые отклонения ЛТХ от проекта составляли по основным показателям 15-20 %, то спустя 5 лет они уменьшились до 10-15%, а в настоящее время они не должны превышать нескольких процентов.
В этой связи следует отметить, что требования к точности прогнозирования основных характеристик средств выведения должны быть еще более жесткими вследствие существенно различной «цены» невыполнения расчетных ЛТХ для самолетов и РН, что обусловлено уменьшением у последних, практически на порядок, величины одного из основных критериев, характеризующих эффективность транспортных средств: относительной массы целевой полезной нагрузки 
.
Обеспечение высокой точности проектных расчетов приобретает особое значение в процессе синтеза облика всеазимутальных РН, имеющих существенные отличия от традиционных РН, обусловленные многообразием возможных аэродинамических схем КРБ первой ступени, появлением принципиально новых эксплуатационных режимов полета, реализуемых в процессе его возвращения в район старта, что приводит к усложнению и утяжелению конструкции КРБ и дальнейшему снижению массы выводимой ПН.
2.2. Методы системного проектирования
В настоящее время сформировались следующие методы проектирования СТС.
Метод проектирования по прототипам, который предполагает наличие уже разработанного изделия, близкого по своим эксплуатационным характеристикам к проектируемому, что позволяет использовать готовые технические решения в качестве основы для проектирования, добиваясь совершенствования характеристик вновь создаваемого изделия за счёт критической переработки технических решений прототипа с учётом результатов его эксплуатации и применения более новых конструкционных материалов и технологий, созданных за время после появления прототипа.
Статистический метод проектирования, характерный тем, что при прогнозировании основных проектных и эксплуатационных характеристик изделия используют коэффициенты и зависимости, определяющие энергомассовые и конструкционные параметры, полученные по результатам обработки статистических данных по проектам или существующим изделиям аналогичного назначения с последующей экстраполяцией достигнутых параметров и характеристик. Типичным примером является прогноз повышения конструктивного совершенства каркаса РН за счёт изготовления баков не из традиционного алюминий-магниевого сплава типа АМг-6, а из перспективных алюминий-литиевых сплавов, имеющих на 15-20% более высокую удельную прочность или изготовления баков и отсеков из композционных материалов. Ещё один пример: применение 3-D печати при изготовлении агрегатов ЖРД, позволяющей снизить на порядок время их изготовления, а также стоимость производства. Недостатком метода является предположение о плавности и непрерывности изменения проектных параметров по времени, что не позволяет спрогнозировать скачки в динамике развития РКТ, в частности появление новых типов двигателей, например, детонационных ЖРД с повышенным удельным импульсом, магнитоплазменных двигателей и пр. Кроме этого метод требует наличия статистической базы по проектам, на основе которой строятся экстраполяционные зависимости, что делает его малопригодных для создания принципиально новых изделий типа КРБ, не имеющих прототипов.
Метод оптимального проектирования, основанный на поиске технических решений и сочетаний параметров системы наиболее полно удовлетворяющих принятому критерию оценки, обобщённо выражающему основную цель проектирования. В широком понимании критерий или система критериев должны среди множества вариантов средств выведения, различающихся конструктивно-компоновочными и аэродинамическими схемами, компонентами топлива, типом двигателей и пр., позволить определить наиболее рациональный вариант.
Определение области экстремальных значений оптимизируемой функции при большом количестве параметров-переменных, характеризующих облик синтезируемой системы и наличии ограничений на возможности их технической реализации, представляет собой сложную математическую задачу, решение которой связано со значительными трудностями, даже при использовании современных вычислительных средств. В связи с чем в процессе её решения применяют ряд методических приёмов, основанных на:
-максимальном упрощении исследуемых связей и зависимостей между отдельными параметрами и характеристиками за счёт введения допущений, не искажающих общей картины;
- нахождении наиболее простых зависимостей, связывающих отдельные параметры и максимальном сужении области исследования путём разбиения её на несколько этапов и частных оптимизаций отдельных групп параметров;
- применении наиболее подходящего критерия оценки, обеспечивающего предельное упрощение и наглядность процесса решения выбранной оптимизационной задачи.
Из всех рассмотренных методов последний метод является наиболее трудоёмким с точки зрения практической реализации (поскольку требует наличия соответствующего инструмента, представляющего собой программную реализацию изложенной выше комплексной математической модели), но единственным, который обеспечивает получение приемлемых результатов в процессе проведение системных исследований перспективных средств выведения. Формальная задача синтеза которых может быть сформулирована в следующей постановке.
