При исследованиях аэродинамики РН в потоках сплошной среды с большими скорост ными напорами (до 5 000 кгс/м2) в практике проектирования удобно использование раз мерности давления в [кгс/см2]. Использование размерности давления в [Па] для этих условий полета нецелесообразно, так как оцениваемые давления имеют значения порядка 104…107 Па. Наличие большого числа нулей или показате лей степени влечет, как показывает практика, появление ошибок в документации. Размер ность давления в [Па] используется для анали за аэродинамики в разреженной среде на боль ших высотах, когда величины давлений, как правило, не превышают 100…1000 Па. Поэто му в последующих разделах при рассмотрении вопросов аэродинамики РН используется раз мерность в [кгс/см2] или [мм. рт. ст.], а для КА — в [Па].

Такой подход используется в междуна родных проектах. В рамках проектов «Мор ской старт» с использованием РН «Зенит» со гласованной размерностью является [кгс/см2], в рамках международной космической стан ции МКС — в [Па].

Глава 3.1

ТИПЫ (КЛАССИФИКАЦИЯ) АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОМПОНОВОК

При исследовании аэродинамических ха рактеристик РН целесообразно классифици ровать их аэродинамические компоновки ис ходя из сходства перечня задач аэрогазодина мики, теплообмена и акустики, которые необ ходимо решать в процессе проектирования, создания и отработки РН, а также общности методов расчета их обтекания воздушным по током и экспериментальных исследований в АДТ и на стендах.

С этой точки зрения выделяют следую щие типы аэродинамических компоновок РН:

моноблочные; многоблочные с последовательным рас

положением и поперечным разделением сту пеней;

многоблочные с параллельным располо жением и продольным разделением ступеней; многоблочные с продольным разделени ем ступеней и навесными полезными грузами.

3.1.1. МОНОБЛОЧНЫЕ КОМПОНОВКИ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

По моноблочной схеме выполнены все одноступенчатые ракеты, примером которых являются ракеты Р 1, Р 2, Р 5, Р 11 и др. [1–4]. Корпуса ракет представляют единое гео метрическое тело без разрывов его наружной поверхности.

К моноблочным могут быть причисле ны также аэродинамические компоновки многоблочных ракет с поперечным делением ступеней при условии, что их наружная по верхность также не имеет разрывов. По та кой схеме выполнены, как правило, аэроди намические компоновки многоблочных ра кет морского (на подводных лодках) и шахт ного базирования, межступенные отсеки ко торых представляют сплошные оболочки ци линдрической или конической формы [2]. Методы расчета и экспериментального ис следования аэрогазодинамики таких ракет аналогичны методам исследования моно блочных ракет.

3.1.2.МНОГОБЛОЧНЫЕ КОМПОНОВКИ

СПОПЕРЕЧНЫМ ДЕЛЕНИЕМ СТУПЕНЕЙ

Классическими примерами многоблоч ных ракет с поперечным делением ступеней являются РН Н 1 и РН космического назначе ния морского базирования «Зенит 3SL». Для их аэродинамических компоновок характерно наличие ферменных отсеков между блоками ступеней. При исследованиях аэрогазодинами

х характеристик таких ракет появляются особенности, связанные с разрывами наруж ной поверхности. Течение, формирующееся на участках разрывов наружной поверхности при обтекании ракеты воздушным потоком, ока зывает существенное влияние на местные па раметры течения около блоков и на суммар ные аэродинамические характеристики ракет в

целом. Изучение этих особенностей требует разработки специальных расчетных методов и модификации способов экспериментальных исследований.

На участках разрывов наружной поверх ности формируются зоны отрыва потока, кон фигурация которых определяется параметрами набегающего потока (скорость — число Маха, число Рейнольдса, угол атаки) и геометрией ракетных блоков — расстоянием между ракет ными блоками l, их диаметрами d и формой. При этом определяющее влияние на течение оказывает относительное расстояние l /d меж ду блоками.

В зависимости от относительного рас стояния между блоками реализуются схемы течения, показанные на рис. 3.4.32 (с. 319). При малых относительных расстояниях зона отрыва набегающего потока заполняет все межблочное пространство и вторичное при соединение потока к поверхности происходит на лобовой части блока, расположенного ни же по потоку, с образованием при сверхзву ковых скоростях набегающего потока скачка уплотнения малой интенсивности. В зоне от рыва формируется возвратное (циркуляцион ное) течение. Воздействие набегающего пото ка на нижний блок оказывается незначитель ным, о чем свидетельствует зависимость ко эффициента продольной силы сх блока от от носительного расстояния, представленная на рис. 3.4.32 (с. 319).

При больших расстояниях между блока ми за донным срезом верхнего блока форми руется зона отрыва, характерная для случая обтекания верхнего блока в изолированном состоянии. В этом случае на нижний блок воз действует поток воздуха с параметрами, близ кими к параметрам невозмущенного набегаю щего потока, что сопровождается существен ным увеличением продольной силы нижнего блока. При ненулевых углах атаки аналогич ным образом меняется, в зависимости от рас стояния, и величина нормальной силы нижне го блока.

Разделение ступеней многоблочных РН с поперечным делением осуществляется либо с помощью основных или управляющих двигате лей уходящей ступени, либо с помощью спе циальных тормозных двигателей, устанавли ваемых на отбрасываемой ступени.

Первый тип разделения, при котором двигатели уходящей ступени запускаются в момент подачи команды на разделение, и ко

торый получил название горячего разделения, реализован на РН Н 1. В этом случае струи двигателей уходящей ступени оказывают зна чительное силовое и тепловое воздействия как на отбрасываемую, так и на уходящую ступени.

Второй тип разделения реализован на РН «Зенит 3SL», для чего на первой ступени ракеты установлены специальные твердотоп ливные тормозные двигатели. Данный тип разделения обеспечивает малые силовые и тепловые воздействия на разделяющиеся ступени.

3.1.3. МНОГОБЛОЧНЫЕ КОМПОНОВКИ С ПРОДОЛЬНЫМ РАЗДЕЛЕНИЕМ СТУПЕНЕЙ

В многоблочных аэродинамических ком поновках с разделением ступеней оси ракетных блоков располагаются парал лельно или под углом друг к другу. Полезный груз в таких компоновках размещается в носо вой части центрального блока, как правило, под головным обтекателем.

Количество боковых блоков и их угло вое расположение на центральном блоке в таких компоновках может быть различным. Так, модульный ряд модификаций РН «Энергия» предусматривал изменение числа боковых блоков от двух до шести, а модуль ный ряд РН «Ангара» — от одного до четы рех. Боковые блоки могут располагаться как симметрично относительно плоскостей ста билизации ракет («Союз», «Ариан 5», «Анга ра», «Аврора»), так и асимметрично («Энер гия М»). Боковые блоки имеют одинаковые

ан 5», или с помощью реактивной силы струй газа наддува топливных баков отделяемых блоков. Для этого на ракете «Союз» в момент отделения блоков вскрываются специальные отверстия, через которые осуществляется стравливание из баков окислителя газа их над дува с некоторым остаточным давлением. Ре активная сила струи истекающего газа наддува обеспечивает безударное отделение бокового блока.

Методы расчета и экспериментальных исследований аэрогазодинамических характе ристик многоблочных РН значительно слож

нее, чем моноблочных. Для решения проект ных задач и создания таких ракет требуется значительно больший объем расчетной и экс периментальной информации для формирова ния исходных данных (банка) по аэрогазоди намике и существенный перечень более слож ных экспериментальных исследований.

3.1.4. МНОГОБЛОЧНЫЕ КОМПОНОВКИ С ПРОДОЛЬНЫМ ДЕЛЕНИЕМ СТУПЕНЕЙ И НАВЕСНЫМИ ПОЛЕЗНЫМИ ГРУЗАМИ

Типичными примерами аэродинамиче ских компоновок многоблочных РН с боко вым расположением (навесных) полезных грузов являются ракетно космические систе мы «Спейс Шаттл» и «Энергия»–«Буран» с ее модификациями [4]. Основное принципи альное отличие этих систем состоит в том, что маршевые двигатели второй ступени сис темы «Спейс Шаттл» установлены на орби тальном корабле, а двигатели системы «Энергия»–«Буран» — на центральном бло ке, что делает ее универсальной и позволяет выводить различные полезные грузы, уста навливаемые на одни и те же посадочные места блока. В составе РН «Энергия» преду смотрено использование орбитального ко рабля «Буран», крупногабаритного грузового контейнера и грузов с несущим корпусом (рис. 3.5.10 с. 343).

бокового расположения полезных грузов аэродинамические компоновки такого типа не по сложности решения за дач аэрогазодинамики, теплообмена и аку стики ни с одной из компоновочных схем, рассмотренных в разд. 3.1.1–3.1.3. Чрезвы чайно большая стоимость создания таких систем предъявляет очень высокие требова ния к их надежности, особенно при запуске пилотируемых кораблей, а следовательно, к достоверности и точности определения аэро динамических характеристик при наземной отработке.

3.1.5.ВЫСТУПАЮЩИЕ И ОТДЕЛЯЕМЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ

Основу конструкции РН составляют оболочки топливных баков. Поэтому многие вспомогательные системы — толкатели и уз лы разворота створок головных обтекателей, двигатели отделения отработавших блоков, антенны, трубопроводы различного назначе ния, силовой набор каркасных отсеков, обте

катели бортовой кабельной сети, располага ются, как правило, на наружной поверхности блоков. Наиболее полно спектр возможных выступающих элементов конструкции (над строек) самой разной конфигурации и раз мерностей реализован на блоках РН «Энер гия» (рис. 3.5.1 с. 336).

Выступающие элементы конструкции, меняя структуру течения около корпусов, влияют на аэродинамические характеристики ракет. При этом обычно возрастает аэродина мическое сопротивление ракет и ухудшаются их энергетические возможности. Наряду с оп ределением влияния надстроек на аэродина мику носителей решается не сложная задача исследований аэродинамических нагру зок, действующих на сами и узлы их крепления к тонкостенным оболочкам ба ков.

Для увеличения энергетических возмож ностей носителей и массы выводимых полез ных грузов ряд элементов конструкции ракет сбрасывается на участке выведения вместе с отработавшими блоками. К числу таких эле ментов относятся створки головных обтека телей, наружные обечайки разгонных бло ков, неиспользованные двигатели аварийно го спасения в составе носителей с пилоти руемыми кораблями (РН Н 1, «Сатурн 5», «Союз»). Исследования аэродинамики носи телей при сбросе отработавших блоков и элементов конструкции и определение аэро динамических характеристик отделившихся элементов в процессе их автономного дви жения для прогнозирования районов паде ния представляют самостоятельные и весьма сложные экспериментальные и расчетные задачи.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.Академик С.П. Королев. Ученый. Ин женер. Человек: Творч. портрет по воспомина ниям современников / под ред. А.Ю. Ишлин ского. М.: Наука, 1986. 520 с.

2.Баллистические ракеты подводных ло док России: избр. ст. / под ред И.И. Величко. Миасс: ГЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева», 1994. 279 с.

3.Космонавтика: энциклопедия / под ред. В.П. Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985. 526.

4.Уманский С.П. Ракеты носители. Кос модромы / под ред. Ю.Н. Коптева. М.: Реостат, 2001. 215 с.

Глава 3.2

ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОГАЗОДИНАМИКИ В ПРОЦЕССЕ СОЗДАНИЯ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

мещением центра масс РН в процессе полета относительно исходного положения в момент старта за счет выработки топлива начало коор динат помещается в условный центр масс, в качестве которого принимается вершина го ловного обтекателя или точка на донном срезе РН. Продольная ось ОвХв ССК направлена от хвостовой к носовой части РН.

Для определения направления скорости РН в дополнение к ССК используется систе ма координат ОХпYпZп, связанная с про странственным углом атаки п. Продольная ось ОХп этой системы координат совпадает с продольной осью РН, а ось ОYп лежит в плоскости, образованной продольной осью и направлением скорости V РН и направлена противоположно проекции скорости на плоскость, перпендикулярную продольной оси. Пространственный угол атаки п пред ставляет собой угол между продольной осью РН и направлением скорости V. Пространст венный угол атаки всегда положителен. Уголп между нормальной осью ОY ССК и осью ОYп ССК, связанной с пространственным уг

лом атаки, называется аэродинамическим уг4 лом крена.

При движении РН на нее со стороны ок ружающей воздушной среды действуют аэро динамическая сила RА и аэродинамический момент МА. Однако на практике удобнее поль зоваться составляющими аэродинамической

силы (Х, Y, Z) и момента (Мх, Му, Мz) и их ко эффициентами:

где сх — коэффициент аэродинамической про дольной силы; q — скоростной напор, кгс/м2; S — характерная площадь, м2; су — коэффици ент аэродинамической нормальной силы; сz — коэффициент аэродинамической поперечной силы; mx — коэффициент аэродинамического момента крена; L — характерная длина, м; my — коэффициент аэродинамического момента рыскания; mz — коэффициент аэродинамиче ского момента тангажа.

Обычно в качестве параметров, «харак терных» для РН, принимается площадь миделя

(максимальная площадь поперечного сечения кор4 пуса РН) и длина корпуса РН.

Коэффициенты моментов определяются относительно фактического или цен тра масс РН.

При анализе распределения давления по поверхности РН используется коэффициент давления

где Р — местное давление на поверхности РН, кгс/см2; Р1 — атмосферное давление, кгс/см2.

В процессе создания РН определяются следующие основные аэродинамические ха рактеристики:

1. Суммарные аэродинамические характе4 ристики РН во всем полетном диапазоне пара метров движения в возмущенной атмосфере, т.е. с учетом действия ветра: сх, су, сz, mx, my, mz. Эти данные предназначены для исследова ний баллистики, устойчивости и управляемо сти РН.

Как правило выделяют следующие основ ные режимы полета, для которых определяют аэродинамические характеристики:

•стартовый; М1 0…0,3; п 0…90 ; п

0…360 ;

•маршевый; М1 0,3…6,0; п 0…15 ;

п 0…360 ;

• маршевый участок полета второй (третьей) ступени и разгонных блоков; М1 6 6,0;

п 0…15 ; п 0…360 .

2. Составляющие аэродинамических ко

эффициентов сх, су, сz, mx, my, mz от влияния струй ДУ.

3. Эпюры распределения коэффициентов сил по длине блоков dсx /dl, dсy /dl, dсz /dl, предназначенные для анализа общего нагру жения конструкции РН.

деления коэффициентов, охватывают, как пра вило, следующие случаи:

• стартовый участок (М1 [ 0) и пред стартовая стоянка на пусковом устройстве в условиях ветрового воздействия, для кото рых характерны большие углы атаки. Этот случай является расчетным для хвостовых отсеков РН, на которые опирается РН. В мо мент запуска ДУ на РН дополнительно дей ствуют ударно волновые и акустические дав ления, а также газодинамические составляю щие сил и моментов. Старт РН представляет собой один из самых ответственных участ ков полета;

•маршевый участок полета в районе максимальных скоростных напоров qmax. Для этого участка полета характерны малые углы атаки ( п ~ 0…6 ), особенно для РН с конту ром разгрузки корпуса в системе управления. Для большинства РН скоростной напор дос

тигает максимума при числах Маха М1 от 1,5 до 2,5. Для тяжелых РН изменение скорост

ного напора в районе qmax имеет пологий ха рактер;

•маршевый участок полета в районе максимальных значений аэродинамических коэффициентов сил и моментов. Эти режимы реализуются, как правило, при числах Маха от

1,0 до 1,5 при повышенных значениях углов атаки ( п [ 8…10 );

•маршевый участок полета с максималь ными продольными перегрузками nmax. Для этого режима характерны максимальные сни жающие усилия, действующие на корпус РН. Он реализуется обычно в конце полета при больших сверхзвуковых скоростях (М1 ~ 6,0).

4.Эпюры распределения коэффициента

давления в поперечных ср(,, х const) и про дольных ср(l const, ,) сечениях корпуса РН, где , — меридианальный угол, отсчитываемый от наветренной образующей корпуса, для рас чета локального нагружения отсеков и отдель ных элементов конструкции, а также для ана лиза работы дренажных устройств для страв ливания газа из негерметичных отсеков в по лете. Эпюры распределения давления задаются для тех же режимов полета, что и для эпюр распределения коэффициентов сил.

5.Составляющие аэродинамических ко

эффициентов сх, су, сz, mx, my, mz, обу словленные отклонениями аэродинамических

или реактивных органов управления, для ана лиза управляемости РН и нагружения ее кон струкции.

6.Аэродинамические коэффициенты сил

имоментов, действующих на воздушные и ре активные органы управления, для анализа уси лий, действующих на рулевые приводы орга нов управления.

7.Суммарные аэродинамические харак

теристики сх, су, сz, mx, my, mz отделяемых эле ментов конструкции — отработавших ракет ных блоков, ступеней, створок головных обте кателей и т.д., для расчета их зон падения.

8.Аэродинамические характеристики РН

иее блоков при наземном транспортирова нии на специальных агрегатах в условиях ветрового воздействия и влияния близости

Земли, а также при авиационных перевозках на внешней подвеске самолетов. Эти данные необходимы не только для расчета нагрузок, но и для анализа условий движения транс портных агрегатов. Ввиду большой парусно сти перевозимых грузов (блоки РН) аэроди намические силы, возникающие при дейст вии ветра, могут обуславливать боковое скольжение агрегата на колесном ходу в не благоприятных погодных условиях или его опрокидывание.

9.Газодинамические составляющие сил

имоментов от струй ДУ при старте, взаимо действующих с элементами стартового соору

Ударно волновые, тепловые и акусти воздействия на РН и полезный груз

при запуске ДУ на стартовом сооружении.

11.Газодинамические, тепловые и загряз няющие воздействия струй двигателей отделе ния и разделения створок головного обтекате ля на отбрасываемые, уходящие блоки и по лезный груз.

12.Аэродинамические воздействия набе гающего потока на полезный груз в процессе раскрытия створок головного обтекателя при повышенных скоростных напорах.

13.Суммарные аэродинамические ха рактеристики разделяющихся блоков при от носительном движении для расчета процесса разделения и обеспечения его безударности. Аэродинамические характеристики опреде ляются при различных относительных поло жениях разделяющихся блоков. Необходи мость изменения линейных и угловых поло жений блоков обуславливает чрезвычайно большой объем информации, потребной для исследования процесса разделения, особен но в случае аэродинамических компоновок пакетных схем.

14.Выбор схемы дренирования негерме тичных отсеков и элементов конструкции и типа дренажных устройств (открытого или клапанного типа) для обеспечения допусти мых перепадов давлений на конструкцию на участке выведения и при авиационном портировании.

15.Изменения абсолютного и

ного давлений в многосвязных отсеках при выведении и определение перепадов давлений на элементы конструкции. Изменение давле ний в отсеках определяется для всего участка полета первой ступени РН. Важным моментом при этом является выявление участка полета с

максимальным градиентом (dP/dt)max измене ния давления по времени полета и остаточно го давления под головным обтекателем на мо мент сброса его створок. Эти характеристики определяют условия нагружения КА на участ ке выведения.

16.Пульсации давления на внешней по верхности РН в полете для расчета нагружения конструкции и определения акустической сре ды под головным обтекателем в зоне располо жения КА.

17.Определение расходных характери стик дренажных устройств с учетом взаимо действия стравливаемого из негерметичных отсеков газа с набегающим потоком.

18.Распределение коэффициентов давле ния по поверхности и аэродинамических сил по длине выступающих элементов конструк ции (обтекатели различных систем и бортовой кабельной сети, трубопроводы, антенны) для расчета их нагружения и нагружения узлов их крепления к блоку.

19.Выбор оптимальной газодинамиче ской схемы подачи термостатирующего воз духа в отсеки РН и блок полезного груза для обеспечения потребного теплового режима приборов и систем. Определение полей ско ростей и температур воздуха в отсеках. В свя зи с длительностью процессов термостати рования в процессе сборки и подготовки РН к пуску, а также чувствительностью от дельных элементов конструкции КА к воз действию потоков термостатирующего воз духа вводятся ограничения на величины скоростей течения у поверхности аппарата. Они не должны превышать 1…3 м/с, что требует серьезной отработки конструкции устройств для подачи воздуха в отсеки и ор ганизации соответствующей структуры те чения в зоне КА при сохранении эффектив ного отвода или подвода тепла к его чувст вительным элементам.

В ходе проектирования может возникать необходимость определения дополнительных характеристик, кроме перечисленных, обу словленная особенностями компоновки РН и

еефункционирования в процессе подготовки и на участке выведения.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. ГОСТ 20058–80. Динамика летатель ных аппаратов в атмосфере, термины, опреде ления и обозначения. М.: Гос. комитет СССР

по стандартам, 1981. 52 с.