3.4. Газодинамические аспекты проектирования ракетных комплексов
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 РК. Постановка этих проблем обусловлена широким спектром опасных воздействий газовых течений, образующихся при старте, на основные функциональные системы РК. Эти воздействия во многом определяются газодинамическими схемами РК, которые характеризуются значительным разнообразием форм, габаритов и функциональных особенностей.
На рис. 3.17 представлены конструктивные варианты стартовых сооружений для пусков ракет-носителей космических аппаратов (РН КА). К их числу относятся: полузаглубленные (рис. 3.17 а, в, г), имеющие перекрытие (проем), или открытые (рис. 3.17 б) сооружения, оборудованные односкатными (рис. 3.17 а, б, г) или многоскатными газоотражателями (рис. 3.17 в), а также газоотводящими устройствами (газоходами) лоткового типа. Представленные газодинамические схемы целесообразно использовать для выполнения структурного синтеза, который является одним из важных этапов проектирования РК.
Вследствие большой мощности двигательной установки (ДУ) и значительного времени взаимодействия струй с элементами стартовой позиции возникают сложные проблемы защиты корпусов РН КА, 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 ракетных двигателей.
Запуски межконтинентальных баллистических ракет (МБР) с помощью газогенераторов или маршевых двигателей осуществляются из подземных шахтных сооружений или транспортно-пусковых контейнеров, размещаемых на подвижных носителях. Шахтные ПУ используются также в РК противоракетной обороны и зенитных управляемых реактивных снарядах (ЗУРС). Однако, в отличие от комплексов МБР, они не имеют систем амортизации, что исключает предстартовые нарушения соосности ракет, контейнеров и шахтных стволов. Поперечные размеры шахтных сооружений, определяемые смещениями при ядерном взрыве или условиями отвода газов составляют несколько метров. Общими инженерными задачами, прямо или косвенно касающимися решений аэрогазодинамических проблем, являются: предотвращение соударений корпусов ракет с элементами оголовков шахт, обеспечение защиты ракет от перегрузок, нагрева и вибраций выше допустимых уровней. В ПУ многоразового действия, предназначенных, например, для экспериментальных отработок, требуется обеспечивать прочностную, жесткостную и динамическую надежность металлоконструкций и электромеханических систем самих установок.
a) б)
в) г)
Рис. 3.17. Конструктивные варианты системы «ракета – носитель космического аппарата – стартовое сооружение»
Одним из обширных является класс контейнерных установок, размещаемых на подвижных носителях. Кроме вышеназванных установок для МБР, в нее входят ПУ для ЗУРС, крылатых ракет, ракет тактического назначения, противотанковых управляемых реактивных снарядов. Расчет процессов стартовой газодинамики в этой группе установок вызван необходимостью разработки мероприятий по обеспечению прочности элементов и устойчивости подвижных носителей, сведения к минимуму возмущений при старте, т. к. последние влияют на выбор параметров систем управления ракет и кучность боя неуправляемых снарядов. Существенными для практики являются также и вопросы нагрева и эрозионного разрушения конструкционных материалов, подвергающихся воздействию газопламенных струй.
Старты ракет с открытых направляющих характерны для комплексов ЗУРС, тактических ракет. Газодинамические исследования открытых стартов стимулируются в основном теми же причинами, что и контейнерных. Специфической проблемой для открытых ПУ является задача защиты грунта стартовых позиций от разрушения струями ДУ ракет. Процесс образования воронок грунта в период пуска таит ряд опасностей, обусловленных взрывным характером выброса грунта струей. Выброс может приводить к повреждениям ракет, нарушению работы опорных элементов носителей, необходимости смены стартовых позиций и т. д.
Для создания программного обеспечения САПР необходимо более подробно рассмотреть характерные схемы РК, где реализуется процесс газоотведения. При анализе таких схем может быть установлена роль газодинамических процессов в общем объеме инженерных задач, решение которых обеспечивает надежный старт ракет.
Расчет силового воздействия струй РД на газоотражатель зенитной ПУ (ЗПУ) имеет важное значение не только при проектировании газоотражателя. Поскольку этот элемент может быть связан с одной из частей ПУ: направляющей балкой, вращающейся частью или неподвижным основанием, то исследование воздействия струй на газоотражатель необходимо для анализа прочности, устойчивости, надежного функционирования отдельных систем и всей ЗПУ в целом.
При старте ракет с подвижной ПУ на неподготовленной стартовой позиции струя воздействует на грунт, что может привести к потере устойчивости установки. Исследование взаимодействия струи с грунтом является сложной задачей, для решения которой необходимо знать распределение давления по поверхности грунта в начальный момент времени, то есть рассматривать его как плоскую твердую стенку.
Старт КР из контейнера осуществляется двигателем, ось которого наклонена к стенке контейнера. Следовательно, и при таком виде старта встает вопрос о взаимодействии струи с наклонной преградой.
Газодинамические схемы наземных комплексов, предназначенных для старта РН КА, отличаются тем, что струи взаимодействуют с газоотражательным устройством лоткового типа. Такие комплексы могут иметь открытый газоход, над которым устанавливается ракета, но чаще они содержат перекрытие (проем), как это представлено на рис. 3.17. 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.
При взаимодействии одиночных или составных струй с газоотражательными устройствами ПУ возникает отраженное течение, которое разделяется на прямой и обратный потоки. Вследствие высоких эжекционных характеристик истекающих струй и газовых течений вокруг ракеты возникает воздушное индуцированное течение. Следует отметить, что при определенных характеристиках РК или при старте ракеты начальный контакт струи может происходить со стенкой контейнера или шахтного ствола. Указанные процессы объединены общим явлением: взаимодействием струи с преградой (или стенкой) в условиях индуцированного (или спутного) течения.
Как известно, целью газодинамических расчетов является определение давлений, температур, тепловых потоков и в более редких случаях касательных напряжений, возникающих на поверхностях ракеты и ПУ, омываемых струями РД или пороховых аккумуляторов давления. 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 ПУ и ракет.
Деформации элементов конструкций элементов РК 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 возникнуть вибрации. В области резонанса, очевидно, будет происходить взаимное влияние колебательных процессов в газовом потоке и стенках ПУ, что неизбежно отразится на характеристиках потока.
Важно отметить, что газовые течения, сопутствующие стартам ракет, характеризуются сложными пространственными распределениями параметров, существенной зависимостью от времени, неоднородностью химического и фазового состава газа, протеканием химических реакций.
Неоднородность в распределении параметров вызывается также специфической формой газодинамических трактов РК, их оснащенностью конструктивными элементами. Распространение струй по каналам ПУ сопровождается образованием отрывных течений, циркуляционных зон, перестроением потоков при поворотах, сужениях и т.д.
Реальные условия старта вызывают асимметрию течения. Вследствие остаточных смещений элементов РК после воздействия ядерного взрыва, вследствие возмущений ракет 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 корпусы ракет и поверхности ПУ.
Тепловые процессы, вызванные газодинамическим нагревом конструктивных элементов ПУ и ракет, являются процессами нестационарной теплопроводности. Температурное поле нагреваемых конструкций зависит как от параметров внешнего потока, так и от формы, размеров и теплофизических характеристик конструктивных элементов ракетного комплекса. Для расчета на прочность летательного аппарата необходимо знать не только действующие на него нагрузки при эксплуатации, но и температурный режим элементов конструкции. Знание температурного режима необходимо при обосновании требований к материалам для изготовления аппарата, а также для принятия соответствующих мер защиты находящегося на борту различного оборудования, топлива и экипажа.
Расчеты температурных полей должны предшествовать расчетам ЛА на прочность. В расчетах на прочность необходимо учитывать не только снижения прочностных свойств конструкционных материалов, но и температурные напряжения, которые при высоких перепадах температуры могут быть существенны. Например, тепло в конструкцию РН КА при старте поступает вследствие конвективного и лучистого теплообмена горячего газа обратного потока, который при определенных характеристиках комплекса может достигать корпуса ракеты.
Из числа разнообразных взаимодействий в отдельную группу следует выделить как весьма опасные процессы возникновения значительных (до 10-15 % от суммы тяги) поперечных нагрузок, прилагаемых к корпусам ракет и элементам комплекса при старте. Такие нагрузки являются результатом весьма малых перепадов статического давления на значительных поверхностях - порядка сотых долей атмосферы.
Все группы задач взаимосвязаны, в совокупности они призваны математически описывать газодинамический процесс, развивающийся при старте. Их решение осложнено большим разнообразием физических явлений, значительным количеством факторов, существенно и нелинейно влияющих на распространение потоков, незавершённостью теории турбулентности, недостаточной изученностью двухфазных течений.
Одним из основополагающих принципов, используемых в системном подходе, является принцип максимальной эффективности функционирования системы. Под ним понимается мера соответствия системы своему назначению и удовлетворения определенным критериям качества. Чтобы конкретизировать эти понятия применительно к рассматриваемым методам и средствам, необходимо оценить их роль в составе систем более высокого порядка, а именно в комплексе всех инженерных расчетов и процессе проектирования в целом. Такая роль иллюстрируется блок-схемами на рис. 3.18 и 3.19. На первом из них подчеркнут итерационный характер процесса оптимального проектирования СК, который состоит в том, что для выполнения условий работоспособности сначала проводится параметрическая оптимизация конструктивных характеристик комплекса. Если перебор всех вариантов оптимизируемых параметров не дает желаемый результат, то необходимо рассматривать другие конструктивные проработки, то есть проводить структурную оптимизацию.
Рис. 3.18. Итерационный характер проектирования СК
На рис. 3.19 отмечено место расчета аэрогазодинамических параметров в анализе силового и теплового нагружения корпуса ракеты и газоотражателя ПУ.
Рис. 3.19. Место газодинамических расчетов в общем комплексе задач проектирования ракетных комплексов
В настоящее время признано, что чем больше количество вариантов конструкций может быть рассмотрено в пределах заданных сроков и чем полнее информация, использующаяся для оценки проектов, тем больше вероятность достижения оптимальных решений и, следовательно, тем эффективнее функционирует система проектирования. Ориентируясь на вышесказанное, можно утверждать,что мерой соответствия подсистемы инженерных аэрогазодинамических расчетов, входящей в общую систему проектирования, своему назначению могут служить два критерия:
- время задержки, т.е. время с момента поступления в подсистему исходных данных до момента выдачи окончательных результатов;
- полнота и достоверность расчетных и экспериментальных оценок.
Первый критерий достаточно ясен и требует минимизации времени расчетов. Для САПР, используемых в диалоговом режиме, рекомендуемое время задержки не должно превышать 6 минут. Исходя из этого, на прохождение всех аэрогазодинамических расчетов должно, по-видимому, отводиться не более 1,5 – 2 минут. Второй критерий менее очевиден и требует дополнительных соображений. Известно, что одна и та же газодинамическая схема старта соответствует различным конструкциям ПУ. Размеры, форма, компоновка и количество конструктивных элементов, установленных в газодинамических трактах однотипных установок, могут быть самыми разнообразными. В той или иной мере они оказывают влияние на газодинамический процесс. Однако модель течения, положенная в основу той или иной расчетной схемы, должна иметь достаточно общий характер, чтобы быть применимой к различным ПУ (в противном случае составление расчетных схем теряет смысл). Существующие расчетные схемы, как правило, влияние отдельных конструктивных элементов не учитывают. Поэтому в области газодинамики старта ракет требования точности и общности, предъявляемые обычно к инженерным методикам расчета, находятся пока что в определенном противоречии друг с другом. Правильное сочетание этих требований было бы осуществимо, если бы требования к точности проведения инженерных расчетов учитывали:
1) существующие различия между идеализированными течениями в моделях, предназначенных для методических исследований, и реальными течениями в натурных установках;
2) точность экспериментального изучения процессов с помощью струй воздуха, модельных пороховых и жидкостных РД (ПРД и ЖРД);
3) точность расчетных схем для решения тепловых, динамических и прочностных задач, в которых результаты газодинамических расчетов являются исходными данными.
Наличие таких требований могло бы оказать влияние и на общую постановку методологических исследований, и на объем расчетной работы при проектировании. При отсутствии их можно лишь указать на известное правило, а именно: для расчета идеализированных течений нет смысла использовать методы, точность которых превышала бы точность измерений параметров потока, создаваемого струями воздуха, модельных ПРД или ЖРД, поскольку такие методы являются, как правило, трудоемкими.
Другим важным принципом является обеспечение возможности развития системы без коренной ее перестройки, путем эволюционного совершенствования. С этим принципом тесно связан также принцип поэтапности внедрения системы и совместимости, т.е. согласованного функционирования ее элементов. Эти системные принципы обязывают предусматривать возможность использования методов и средств стартовой газодинамики в системах автоматизации проектирования и научно-технического эксперимента и учитывать не только выявленные и сформулированные ранее задачи, но и те, которые могут возникнуть в перспективе. Решения и исследования при этом должны осуществляться с учетом ранжирования задач.
В дополнение к перечисленным принципам желательным является также реализация и весьма специфического системного принципа «психологического комфорта». Для пользователя методик это означает отсутствие сомнений в достоверности и полноте физико-математических моделей, устойчивость алгоритмических процедур, ясность представления о диапазоне применения методик, их научном фундаменте и т.п.
Перечисленные принципы определяют в основных чертах облик системы методов и средств стартовой газодинамики.
1. Очевидно, что элементами системы должны быть физико-математические модели, адаптивные к различным задачам. В различных сочетаниях при соответствующей координации элементы системы должны воспроизводить весь возможный спектр аэрогазодинамических процессов при старте.
2. Каждая из физико-математических моделей должна быть построена на завершенном анализе и обобщении физических закономерностей, присущих типовому процессу.
3. При разработке решений необходимо предусматривать:
- совместимость математических моделей,
- способы уточнения решений по мере накопления информации с сохранением глобальной структуры моделей,
- однотипность алгоритмических процедур для экономизации программ расчета,
- минимальное время на получение числовых результатов,
- способы оценки обобщенных ошибок математических моделей.
Из системных принципов и требований вытекает необходимость разработки единого подхода к постановке задач и методологии их решения.
Задачи структурного анализа, по-видимому, целесообразно формулировать подобно задачам прикладной газодинамики и аэродинамики летательных аппаратов, где рассматриваются типовые элементы технических устройств (элементы каналов, сопловые насадки, крылья, удлиненные тела вращения и т.д.), а не системы в целом (образцы ракет, самолетов, газовые коммутации и пр.). Исходя из этого, следует обобщить формы типовых элементов стартовых систем с таким расчетом, чтобы из обобщенных форм путем вариации размеров можно было бы образовывать не только существующие, но и возможные в будущем разновидности геометрии систем «ракета-ПУ». Возможность построения таких обобщенных объектов исследований вытекает из анализа приведенных выше газодинамических схем старта. Рассматривая схемы, можно заметить, что число ПУ различного назначения значительно превышает число типовых элементов, входящих в их состав. Это дает основание прогнозировать, что и новые варианты конструкций будут включать то или иное количество существующих элементов, но с другими типоразмерами. Следовательно, задачи системного анализа можно связывать с аэрогазодинамическими процессами, формирующимися под воздействием специфической геометрии типовых элементов. Применяя принцип декомпозиции по отношению ко всей совокупности газодинамических схем СК, можно выделить следующие типовые узлы комплекса, участвующие в формировании течений: газоотражательные устройства и конструктивные элементы для отвода газа.
При рассмотрении элементов СК, омываемых газовыми струями, следует отметить лотковые газоотводные устройства. Разнообразие типоразмеров отдельных газоотводных устройств может быть приведено к единой схеме, показанной на рис. 3.20. С каждой из обобщенных форм связан определенный спектр симметричных и несимметричных течений, обусловленный изменяемой геометрией взаимного расположения ракеты и ПУ.
В настоящее время выбор той или иной последовательности изучения сложных газодинамических процессов при старте основывается на эвристическом подходе. Как правило, осуществляется постепенное усложнение условий, которые формируют процесс. При этом каждый этап исследований влечет увеличение числа параметров, влияющих на структуру течения. Принятие решений на каждом из этапов относительно дальнейшего направления работ производится с учетом актуальности задач. Для эффективной реализации этой стратегии и учета как текущей, так и будущей заинтересованности организаций можно предложить принцип системной постановки задач на основе составления блок-схем развития физико-математических моделей для отдельных типов РК. В содержательное описание таких схем предлагается включать:
- формулировки задач для отдельных этапов исследований;
- иерархические структуры, определяющие приоритеты решения задач с учетом их актуальности, сложности и методической целесообразности;
- обоснования предлагаемых структур.
Очевидно, что схемы развития моделей по существу должны являться динамическими, подстраивающимися под накапливаемую информацию об обобщенных объектах исследований.
В ситуациях, когда необходимо принимать решения относительно дальнейшего хода работ, наиболее подходящим, как известно, является метод экспертных оценок. Однако условия для применения этого метода не всегда существуют. В связи с этим целесообразно в обобщенной схеме СК для РН КА (см. рис. 1.3) наметить ряд общих положений, упорядочивающих составление упомянутых схем.
1. Исходной моделью для возможных схем рационально принимать математическую модель сверхзвуковой нерасчетной свободной одиночной струи реактивного двигателя. В настоящее время практикой проведения исследований выявлено, что без детального представления и расчета процессов в свободной струе практически невозможно качественно и количественно оценивать взаимодействие одиночных струй в составе блочных, выявлять и рассчитывать механизмы воздействия струй на различного рода преграды, рассматривать индуцированные течения, определять начальные характеристики потоков, распространяющихся в ограниченных пространствах и т.п. Наряду с этим, важной задачей является исследование взаимодействия газовой струи с водой, которая подается в комплекс для снижения тепловых нагрузок.
2. К следующему уровню можно отнести модели взаимодействий одиночных струй между собой в составе блочных, а также взаимодействий с газоотражателями ПУ.
3. Далее, на основе разработок моделей второго уровня можно приступать к созданию моделей формирования и распространения отраженных течений. На этом уровне открываются реальные возможности результативно изучать индуцированное воздушное течение внутри ПУ и вокруг ракеты.
Модели первых трех уровней создают необходимые условия для разработки моделей всего спектра аэрогазодинамических процессов, связанных с обобщенными формами типовых элементов (четвертый этап). Рассмотренные уровни иллюстрируются блочно-иерархической структурой, представленной на рис. 1.4. Ее анализ показывает, что поскольку проблема по исследованию начального участка сверхзвуковой нерасчетной струи является в основном решенной, то центральным блоком аэрогазодинамического модуля проектирования РК является расчет взаимодействия струй с наклонными преградами, по результатам которого проводится физико-математическое моделирование реальных аэрогазодинамических процессов (рис. 3.21).
Таким образом, задачи системного анализа аэрогазодинамических процессов требуют постановки ряда исследований, имеющих преемственный характер. Каждое из исследований должно завершаться разработанной программой расчета типового процесса. Разработанные модель и программа расчета, в свою очередь, должны входить составными частями в модель и программу, получаемыми в результате проведения последующего исследования, где изучается уже более сложное движение газа, зависящее от большего числа факторов. Конечной целью таких исследований является построение моделей и программ для расчета обобщенных геометрических форм РК. На основе сформулированных общих положений целесообразно провести систематизацию задач стартовой газодинамики, определяя содержание задач и преемственность в их решении исходя из имеющегося опыта постановки исследований. Результаты такой систематизации с разбивкой на отдельные этапы представлены классификационной схемой на рис. 3.22. При этом каждый этап объединяет задачи относительно независимые, позволяющие проводить их параллельную разработку, но лишь после решения задач, входящих в предыдущие этапы. Выполненная систематизация может служить основой для эффективного планирования и организации работ по созданию программного обеспечения аэрогазодинамических расчетов РК.