Обобщения и рекомендации

Воздействию излучения от струй двигателей первой ступени подвергается в первую очередь поверхность донного экрана, а также боковые поверхности хвостовых отсеков блоков многоблочной компоновки. Следует отметить, что в процессе выведения можно выделить несколько временных участков (или участков траектории), на которых модели лучистого теплообмена существенно различны. На участке полета от момента старта и до того момента, когда размеры расширяющихся струй не привели к их перекрытию и взаимодействию между собой, лучистый тепловой поток от каждой струи рассчитывается отдельно, а потом суммируются геометрически все излучающие на выбранную точку струи. Размеры расширяющейся по траектории полета струи зависят от одного их важнейших параметров – степени нерасчетности струи n = P_∞/P_a, где P_∞ давление в атмосфере на высоте полета, а Р_а давление на срезе сопла двигателя, которое близко к 1 атм для маршевых двигателей I ступени. То есть, степень нерасчетности на старте близка к 1. На первых секундах полета реализуются максимальные лучистые тепловые потоки от струй, так как каждая струя еще не успела расширится, а значит и давление в ней близко к давлению на срезе и статическая температура, также близка к статической температуре на срезе сопла. При расширении струи падает давление и статическая температура в наиболее интенсивно излучающей области, ограниченной двумя диаметрами выходного сечения. Уменьшается плотность лучистого теплового потока в соответствии с зависимостью от степени нерасчетности, приведенной на рисунке 5.4.4.

Из всего ранее сказанного можно заключить, что больше излучает струя того двигателя, у которого больше температура на срезе сопла и больше диаметр выходного сечения. Более подробно, методика расчета лучистого теплового потока от струи двигателя при малых степенях нерасчетности (n=1..20) зависит от следующих параметров:

· вида топлива;

· тяги (F) или радиуса сопла (R _a);

· давления в камере сгорания (р _к);

· коэффициента избытка окислителя (a _к);

· давления в окружающем пространстве (р _Н);

· отношения скорости спутного потока к скорости на срезе сопла (m = w _H/ w _a).

Для расчетов излучения к днищу ЛА весьма существенным является также положение и ориентация по отношению к струе площадки, к которой рассчитывается излучение.

Приближенно можно считать, что струя расширится в два раза при давлении окружающей атмосферы примерно 0,2 атм и степени нерасчетности n=5. То есть от 0 до t1 секунды полета излучение определится формулой для N светящих цилиндров при N=5:

(45)

На участке времени от 0 до некоторого времени t1 лучистый тепловой поток можно рассчитывать по формуле (1), q_ц будет уменьшаться в зависимости от роста степени нерасчетности. Момент времени t1 является граничным моментом времени, до которого не происходит перекрытия и взаимодействия струй, и соответствует моменту времени, когда давление в атмосфере в два раза больше донного давления Р_0д.

От момента старта от момента времени t1 до момента времени t2 лучистый тепловой поток от струй начнет увеличиваться до тех пор, пока не установится режим развитого возвратного течения, являющийся следствием взаимодействия струй. Для определения времени t2 необходимо рассмотреть картину взаимодействующих струй.

На рисунке 5.5.1 представлены излучающие зоны для пятиблочной компоновки.

Далее по траектории полета с падением давления в атмосфере струи продолжают расширяться с формированием (2N-2) зон взаимодействия. Причем N-1 зона сформированы взаимодействием кольцевых компоновок и трех струй с образованием режима развитого возвратного течения с постоянными давлением и температурой внутри (на рис.1 –донная область), а N-1 зона представляют собой зоны взаимодействия двух струй с давлением и температурой, зависящей от расстояния между осями взаимодействующих струй. Давление в донной области определяется для двигателей I ступени, у которых давление на срезе порядка 1 атм, по формуле, зависящей от геометрических параметров сопловой компоновки: относительного выноса и разноса сопел по формуле (31).

В этой формуле есть безразмерное донное давление, отнесенное к давлению на срезе сопла Р_а, которое близко к 1 атм.

Таким образом, момент времени t2 можно определить, как момент времени, когда по траектории полета давление в атмосфере станет в два раза меньше донного давления по формуле (31).

Рис. 5.5.1. Излучающие зоны компоновки из пяти струй.

В зонах развитого возвратного режима течения лучистые тепловые потоки определяются температурой, установившейся в этой зоне. Температура в донной области кольцевых компоновок может быть использована в этом случае. Зависимость для относительной температуры в донной области, отнесенная к Т_0а – фактически к температуре к камере сгорания, представлена на рисунке 5.3.3 в зависимости от относительной температуры стенок сопла Т_с/Т_0а. Если температура стенки сопла с рубашкой охлаждения составляет около 700-800К, то безразмерная температура Т_с/Т_0а составит 0,1-0,2, тогда =0,5-0,6. Но в случае применения радиационно охлаждаемых насадков на сопла Т_с/Т_0а может приблизится к 1, температура в донной области станет высокой и близкой к температуре в камере сгорания.

Лучистый тепловой поток на участке времени, который начнется с момента времени t2, когда давление в атмосфере становится в два раза меньше давления в донной области) и до отключения двигателей, рассчитывается по формулам (42-44)

В формуле (42) первое слагаемое представляет собой излучение от собственно самих N, которое существенно падает с ростом степени нерасчетности струи. Упрощая, можно предположить, что на втором временном участке от t2 до конца работы двигателей I ступени лучистый тепловой поток составляет от 0,7 до 0,3 от максимального лучистого потока, имеющего место в первые секунды полета. Общий интеграл поглощенного лучистого теплового потока, который и является определяющим для расчета максимальных температур конструкции и определения толщины теплозащиты, будет зависеть:

- от собственно самой максимальной величины тепловых потоков на старте, которая зависит от вида топлива, тяги, давления в камере сгорания, коэффициента избытка окислителя и содержания конденсированной фазы;

- от времени t2, являющегося функцией относительного выноса и разноса сопел;

- от уровня лучистых тепловых потоков при установлении режима развитого возвратного течения, которые зависят от относительного выноса и разноса сопел, Т₀ температуры в камере сгорания и Т_с и температуры стенки сопла.

Следует отметить, что диапазон изменения безразмерного донного давления также ограничен. Существуют данные, что при нулевом выносе сопел стремится к 0,22-0,28, при бесконечно большом выносе сопел относительное донное давление стремится к нулю. Относительная температура в донной области может находиться в пределах от 0,5 до 1. Однако, даже такие узкие пределы изменения безразмерной температуры и давления в донной области могут привести к изменению тепловых потоков на порядок.

На цилиндрическую поверхность хвостового отсека как центрального, так и боковых блоков также воздействуют значительные лучистые тепловые потоки. Они также зависят от геометрических размеров компоновки и могут составлять от 15% на участке свечения невзаимодействующих и слабовзаимодействующих струй от 0 до момента времени t1, и до 30% на участке полета от момента времени t1 до момента времени t2. Зоны свечения, обозначенные на рис. 5.5.1 как «донная область» и «зона взаимодействия струй» могут оказать в силу пространственного расположения большее тепловое воздействие на боковые поверхности хвостовых отсеков, чем собственно струи.

Заключение

Данный курс лекций, представляющий отдельную часть 2, в программе лекционного курса «Основы проектирования, конструирования и производства ЛА», охватил определенную, крайне небольшую часть проблем проектирования. В дальнейшем предполагается издание части 3, в которую войдут последние обобщения данных различных авторов по проблемам тепловых потоков к ЛА и вопросам физического моделирования теплообменных процессов в условиях аэродинамических труб.

Литература

1. А.С. Кудинов, И.И. Юрченко, «Перспективные методики расчета средств выведения», Курс лекций 2010 г, 140с.

2. А.С. Кудинов, И.И. Юрченко, «Перспективные методики расчета средств выведения», Методические указания 2010 г, 30с.

3. Сивухин Д.В., Общий курс физики, Том II, Термодинамика и молекулярная физика, М., Издательство «Наука», 1975, 551 с. с ил.

4. Г. Шлихтинг, Теория пограничного слоя, Изд. «Наука», Москва, 1969г.

5. Н.Ф. Краснов, Прикладная аэродинамика, Москва, «Высшая школа»,1974 г.

6. Хан, Экспериментальное исследование отрывного течения в выемке, обтекаемой гиперзвуковым потоком, Ракетная техника и космонавтика, №6, 1969 г.

7. В.Т. Калугин, Аэрогазодинамика органов управления полетом летательных аппаратов, Москва, Изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004 г.

8. Сверхзвуковые неизобарические струи. В.С. Авдуевский, Э.А. Ашратов, А.В. Иванов, У.Г. Пирумов, М., Машиностроение, 1985.

9. Антохин В.М, Герасимов Ю.И., Жохов В.А., Хомутский А.А. «Тепловое воздействие сильно расширяющейся струи газа на плоскую преграду», «Известия АН СССР, Механика жидкости и газа», №4, 1981г.

10. Антохин В.М, Жохов В.А., Хомутский А.А. «Истечение осесимметричной струи в вакуум», Труды ЦАГИ, вып. № 1107, М., 1970.

11. Дьяконов Ю.Н., Усков В.И. Расчет сверхзвуковых струй идеального газа методом сеток. Аэродинамика больших скоростей.– М.: МГУ, 1970.– (Труды института механики).

12. Авдуевский В.С., Иванов А.В., Карпман И.М., Трасковский В.Д., Юделович М.Я. Структура турбулентных недорасширенных струй, вытекающих в затопленное пространство и спутный поток // Изв. АН СССР, Механика жидкости и газа.– 1972.– №3.

13. Гиршфельдер Дж., Кертисс Ч., Берд Р. Молекулярная теория газов и жидкостей.– М.: Издательство иностранной литературы, 1961.

14. Мышенков В.И., Машина В.М. Расчет газодинамических параметров турбулентной струи, истекающей в затопленное пространство. Описание программы ОФАП, рег. №1319, 1984.

15. Бондарев Е.Н., Лисичко И.Д. Распределение недорасширенных турбулентных струй в спутном сверхзвуковом потоке // Изв. АН СССР, Механика жидкости и газа.– 1974.– №4.

16. Осминин П.К. Методика расчета турбулентной неизобарической струи в спутном потоке // Вычислительные методы и программное обеспечение САПР.–М.: МАИ, 1979.

17. М. Якоб. Вопросы теплопередачи. М.: Издательство иностранной литературы, 1960. – 518 с.

Дата добавления: 2014-01-07