Глава 2. Методы определения газодинамических параметров при взаимодействии струй двигательной установки с элементами пусковой установки

2.1. Газодинамические свойства струй двигательной установки и краткий обзор методов расчета

Сопла двигательных установок ракет-носителей, как правило, имеют давление на срезе и нерасчетность в условиях старта при . Давление в струе выравнивается с атмосферным на пути – калибров. При этом в струе возникают периодические волновые структуры ( структур) со скачками уплотнения () и волнами разрежения (). Этот участок струи является неизобарическим. Основным процессом на этом участке является процесс потери полного давления в струе за счет скачков в периодических структурах и выравнивания статического давления с атмосферным. Однако и на этом участке и далее по потоку струя продуктов сгорания, смешиваясь по своей внешней границе с воздухом, теряет скорость и избыток удельного теплосодержания и становится дозвуковой . На дозвуковом участке процесс турбулентного смешения продуктов сгорания с воздухом становится более интенсивным. При смешении проходят термодинамические реакции.

За счет вовлечения воздуха в струю и сообщения ему в процессе турбулентного обмена количества движения от движущихся масс струи ее граница расширяется. Если принять за границу струи линию со скоростью от скорости на оси струи, то полуугол конуса раствора струи на сверхзвуковом участке составит , а на дозвуковом – около . В пределах этих границ имеют место интенсивные пульсации скоростей и давлений и вихри различных размеров.

В соответствии с этим можно представить схему сверхзвуковой струи, изображенную на рис.2.1.

Рис.2.1. Схема сверхзвуковой струи

Давление на преграде по длине струи меняется на неизобарическом (газодинамическом) участке скачкообразно, а далее – монотонно. Температура струи на газодинамическом участке меняется незначительно, а далее падает в соответствии с падением скорости. Интеграл количества движения в пределах границы струи, то есть полная сила, действующая на преграду, равен тяге струи.

Использование современных методов численных расчетов позволило создать методики расчета всего поля сверхзвуковой нерасчетной турбулентной струи (С.М. Деш, С.М. Вольф – США, 1983 год).

Применительно к задачам старта такая методика разработана в 1990 году в ЦНИИМАШ А.В. Сафроновым и Б.А. Никишиным.

В методике для поля сверхзвукового течения решаются параболизированные уравнения Навье – Стокса для поля дозвукового течения – уравнения пограничного слоя при условии равенства давлений . Методика позволяет рассчитать все газодинамические и термодинамические процессы, проходящие в турбулентной струе продуктов сгорания топлив двигательных установок современных ракет при течении в воздухе.

Однако данная методика, расчеты по которой являются по существу математическим машинным экспериментом, не дает возможности провести анализ характерных свойств струи непосредственно, не прибегая к получению массива данных многочисленных расчетов. Поэтому мы будем рассматривать свойства газодинамического (неизобарического) участка струи, используя методы газодинамики – уравнения для осредненных параметров в характерных сечениях струи. Этот метод был применен в 1962 году А.Я. Черкезом при расчете недорасширенных струй. Для сверхзвуковых перерасширенных струй одномерный метод расчета параметров с целью определения силового воздействия на стартовое оборудование был разработан Г.В. Куловым. На основе одномерного подхода О.Н. Кудрявцевым и В.А. Хотулевым была разработана методика расчета газодинамических параметров неизобарического участка струи при вводе в нее воды для охлаждения продуктов сгорания.

Одномерные методы расчета струи хорошо сочетаются с одномерными методами расчета параметров в соплах двигательной установки. Свойства турбулентных струй здесь рассматриваются на основе материалов монографии Г.Н. Абрамовича [2].