Глава 4. Особенности теплообмена в зонах отрыва, расположенных перед боковыми блоками многоблочных компоновок.
Второй вариант многоблочной компоновки, когда диаметры центрального и боковых блоков близки, представляет собой пример наиболее теплонапряженной компоновки. Идея прижатия конических носков боковых блоков к центральному блоку приводит к значительному удлинению носовых обтекателей. Такая громоздкая компоновка носков боковых блоков совершенно неприемлема для схемы с первоначальным отделением боковых блоков от центрального после того, как топливо в них израсходовано.
В настоящее время, для выведения полезной нагрузки в широком весовом диапазоне проектируются ракеты тяжелого и среднего класса, первая и вторая ступень которых состоит из универсальных модулей. Рассматриваются варианты компоновки с двумя и четырьмя универсальными модулями – боковыми блоками второй ступени вокруг центрального модуля, являющегося первой ступенью. Такая компоновка обуславливает сложный характер обтекания ЛА воздушным потоком в процессе выведения. При сверхзвуковых скоростях полета картина течения носит сложный трёхмерный нестационарный характер с возникновением и интерференцией скачков уплотнения, появлением зон с отрывом и присоединением потока, течением в щелевых каналах между боковыми и центральным блоками. Теплообмен на поверхности ЛА при таком обтекании характеризуются значительными по площади областями усиленного нагрева, а так же появлением зон пиковых тепловых нагрузок, на порядки превосходящих нагрузки в невозмущенной области.
Решению задачи о расчете величин тепловых потоков к конкретным элементам конструкции предшествует построение распределения по поверхности всех необходимых параметров течения (давление, температура, скорость) в каждый момент времени по траектории полета, что возможно только при понимании общей картины сверхзвукового обтекания ЛА. Для установления особенностей структуры течения и определения параметров теплообмена широко применяются методы экспериментальной аэродинамики. Учитывая сложность ЛА многоблочной компоновки и широкий диапазон параметров набегающего потока по траектории, требуется проведение большого количества испытаний моделей в аэродинамических трубах. Подробно вопросы теплообмена ЛА с многоблочной компоновкой описаны в курсе лекции «Перспективные методики расчета средств выведения» [1]. В настоящем разделе будут рассмотрены кратко экспериментально обоснованные методы расчета параметров теплообмена в высоконапорной струе потока, а также в отрывной зоне, расположенной вверх по потоку.
3.1. Теплообмен в зоне максимальных тепловых потоков.
В
разделе 3.3 на рис 3.3.1 изображена упрощенная
схема обтекания препятствия на компоновке
ЛА в виде бокового блока. Линия А-А
представляет собой поверхность корпуса
ЛА, а линия О-О представляет собой
поверхность носка бокового блока.
Течение перед препятствием, в данном
случае перед прижатым боковым блоком,
характеризуется появлением характерного
-скачка,
между ножками которого располагается
зона вихревого течения с примерно
постоянным давлением, которое носит
название в литературе давления на плато
и хорошо описывается формулой (11). На
высоте h
над корпусом находится висячая точка
растекания R,
которая разделяет поток на две части.
Давление в этой точке может быть выше,
чем давление за прямым скачком уплотнения
,
так как поток, пришедший в точку R,
прошел через косой участок и прямой
участок -скачка.
В случае высоко расположенного носка
бокового блока картина пресечения
скачков уплотнения усложняется.
Восстановленное в точке растекания
давление может быть очень высоким, в
сотни раз превышать статическое давление
в атмосфере по траектории полета ЛА.
Зона малого вихря, который образуется
течением из висячей точки растекания
R
непосредственно в сторону конструкции,
является зоной действия высоконапорной
струйки тока и характеризуется высоким
давлением, температурой и тепловыми
потоками.
Под параметрами теплообмена в зоне максимальных тепловых потоков понимается коэффициент теплообмена α, который существенно зависит от характерного размера интересующего нас конструктивного элемента и температура торможения в зоне действия высоконапорной струйки Т0*. При этом тепловой поток qw определяется формулой:
qw = α(Т0* - Тw) (1)
Коэффициент теплообмена зависит от давления и температуры и определяется согласно [4], в предположении, что в зоне действия максимальных тепловых потоков характер теплообмена турбулентный:
= 0,0296 (Re*)0.8Pr-0.67*cP/Xэфф (2)
Число Рейнольдса зависит от размера конструктивного элемента Xэфф и определяется формулой (3), где cP-теплоемкость воздуха.
Re*= *U* Xэфф/* (3)
причем плотность * и вязкость * являются функциями определяющей температуры Эккерта Топр* в отрывном течении, а скорость U* является звуковой скоростью при температуре торможения потока Т0* [2]. При учете показателя адиабаты γ =1,4 и газовой постоянной, деленной на молекулярную массу воздуха, R/m = 286,7 имеем:
U* = = 20,1 (4)
Для расчета коэффициента теплообмена используются формулы для турбулентного течения на пластине, основанные на введении определяющей температуры Эккерта [4] Топр по формуле
(5)
(6)
*=
(7)
Для конструктивных элементов, попадающих в зону действия высоконапорной струи воздуха давление Р* во несколько десятков и даже сотен раз выше давления в атмосфере Р∞ в соответствии с экспериментальными данными определяется соотношением, в котором М∞ число Маха набегающего потока,
(8)
Где является отношением давления за прямым скачком к статическому давлению в набегающем потоке и определяется для воздуха известной формулой:
(9)
Температура торможения Т0* в зоне действия высоконапорной струи воздуха определяется осредненной по высоте h температурой торможения набегающего внешнего потока по траектории с учетом поправки на толщину пограничного слоя, где h высота до точки растекания потока.
Для расчета максимального теплового потока в точке натекания высоконапорной струйки на конструкцию следует в качестве характерного размера использовать расстояние отхода ударной волны от носка бокового блока. Расстояние отхода ударной волны S можно определить по формулам (10) в соответствии с [5] в зависимости от радиуса скругления носка бокового блока R:
(10)