3.2. Теплообмен в отрывной зоне, расположенной вверх по потоку перед носками боковых блоков.

Вверх по потоку на расстоянии примерно 1- 1,5 диаметров бокового блока на цилиндрической поверхности располагается зона отрыва пограничного слоя, вызванная сложной системой скачков уплотнения перед носками боковых блоков. Давление в ней значительно ниже, чем высоконапорной струйке и, как подтвердили эксперименты, среднее его значение определяется в соответствии с формулами для давления на плато [5], [7]

₍₁₁₎

Следует отметить, что число Рейнольдса Re_опр∞, зависит от параметров в невозмущенном потоке перед зоной отрыва скорости U_∞, и определяющей температуры, вязкости и плотности в невозмущенном потоке

_{, , (11а)}

На рисунке 3.3.1 зона отрыва, расположенная между двумя ножками - скачка, показана в виде большого вихря. На поверхности центрального блока, покрытой отрывной зоной, где течение представляет собой крутящийся вихрь с радиусом, примерно равным расстоянию от центрального блока до оси бокового блока h, можно использовать методику расчета коэффициента теплообмена для обтекаемой пластины с Х_эфф = h. Максимальное значение коэффициента теплообмена в вихревом течении реализуется, если скорость вихря равна максимально возможной, а именно скорости звука, соответствующей температуре в вихревом течении. Поэтому в первую очередь следует определить температуру торможения в вихревом течении. Она определяется в соответствии с данными исследователей отрывных течений [6] по формуле (12). При этом следует учесть, что в протяженной вихревой зоне происходят потери температуры торможения потока Т_0∞ как вследствие теплообмена поверхностью конструкции с температурой T_w, так и вследствие нарастания толщины пограничного слоя и участия в вихревом течение струек тока с меньшей температурой торможения, чем Т_0∞.

Итак, полная температура в вихревом течении определяется по формуле

Т_отр* = T_w + 0,4∙( - T_w) (12)

Где есть осредненная по высоте h температура торможения в набегающем потоке с учетом ее уменьшения в пограничном слое. Для расчета коэффициента теплообмена используются формулы для турбулентного течения на пластине, основанные на введении определяющей температуры Эккерта [4] Т_опр по формуле (13).

(13)

T_w - температура стенки корпуса ЛА;

_{При звуковой скорости течения в вихре скорость U определяется по формуле}

U = (14)

Определяющая плотность рассчитывается по формуле

(15)

При этом число Рейнольдса Re_опр, которое зависит от определяющей плотности 𝜌_опр и от определяющей вязкости μ_опр, запишется в виде

(16) (17)

Коэффициент теплообмена в вихревом течении рассчитывается по числу Рейнольдса, которое описано формулой (16), для турбулентного течения

_турб = 0,0296 (Re_опр)^0.8Pr^-0.67_опрС_P/h (18)

и с учетом перехода для ламинарного течения:

_лам = 0,332 (Re_опр)^0.5Pr^-0.67_опрС_P/h (18а)

Тепловой поток к поверхности центрального блока составит

q_w= _турб∙( Т_отр* - T_w) (19)

Глава 5. Тепловые потоки от струй двигателей

Маршевые двигатели первой ступени ЛА, начинающие свою работу при атмосферном давлении, характеризуются высокой тягой, высоким давлением в камере сгорания Р_оа, близким к атмосферному статическим давлением на срезе сопла Р_а. Как правило, высокая температура в камере сгорания Т₀ более 2900 К, является причиной не только конвективных, но и лучистых тепловых потоков в зоне действия струи. От момента старта и до подъема на высоту нескольких километров видимая граница струи представляет собой бочкообразную структуру из нескольких светящихся бочек. Диаметр их сначала не превосходит диаметр среза сопла d_а, а далее с ростом степени нерасчетности струи n= , диаметр бочек увеличивается. Светящиеся днища бочек представляют собой видимое излучение на прямом скачке уплотнения, называемом диском Маха, а их боковые поверхности также являются контуром криволинейных скачков уплотнения, возникающих при взаимодействии сверхзвукового потока продуктов сгорания с внешним потоком воздуха вокруг ракеты. Наиболее интенсивные лучистые потоки в сторону конструкции днища и боковой поверхности ЛА от струй двигателей имеют место на старте, когда струя сжата внешним высоким давлением, что гарантирует высокую статическую температуру в первой излучающей бочке. Также дополнительный вклад в излучение в нижних слоях атмосферы вносят процессы догорания компонентов с участием атмосферного воздуха на границе взаимодействия струя – окружающий воздух.

Конвективные тепловые потоки на старте и в течение первых секунд полета незначительны, по сравнению с лучистыми. Можно отметить, что для многоблочных компоновок характерно наличие стартового заброса горячих продуктов сгорания двигателей в сторону донной области, длительностью несколько секунд. После выхода ракеты из облака отраженных от стартового сооружения горячих газов поверхность струй двигателя увлекает за собой взаимодействующие с ней слои воздуха, имеющие небольшую скорость движения и эжектируют в донную область внешний относительно холодный воздух. Давление в донной области на этом участке полета несколько ниже атмосферного.

Но по мере падения окружающего давления в атмосфере струя расширяется, диаметр бочки становится во много раз больше диаметра среза сопла. Если ЛА имеет многосопловую компоновку первой ступени, то соседние струи взаимодействуют между собой, создавая в областях взаимодействия повышенные давления и температуры, которые являются как дополнительными источниками излучения, так и причиной возникновения конвективных потоков в сторону днища ЛА.

Уже при переходе полета ЛА через трансзвуковой участок было зафиксировано крайне необычное явление прохождения ЛА через светящийся обруч, который возникал на срезах сопел первой ступени и продвигался вверх по направлению к носку ЛА в течение 1-2 секунд и исчезал, не достигнув начал ЛА. Явление распространения возмущения вверх по потоку возможно только в том случае, если ЛА еще не достиг звуковой скорости. Светящийся обруч был образован взаимодействующим горячих газов струй двигателей первой ступени с пограничным слоем на корме ЛА. Этому явлению сопутствует заброс горячих газов и к центру днища, который был впервые зафиксирован и объяснен О.Г. Федоровым (ГКНПЦ). При падении давления атмосферного воздуха по траектории полета увеличении скорости полета ЛА продукты взаимодействия локализуются над поверхностью днища первой ступени. При достижении чисел Маха полета примерно 0,8 скоростной напор внешнего потока приближается к своему максимуму и начинает превосходить скоростной напор возвратного вихревого течения в сторону донной области. Это и приводит к образованию горячего вихря, состоящего из смеси продуктов сгорания и воздуха, который распространяется вверх по корпусу ракеты до момента достижения звуковой скорости полета.

Но после прохождения трансзвукового участка скоростной напор внешнего потока падает. Границы расширяющихся струй двигателей становятся в несколько раз больше диаметра донного среза. Продукты взаимодействия воздуха и струй в условиях падающего скоростного напора и статического давления внешнего потока могут быть причиной отрыва пограничного слоя на боковой поверхности ЛА и распространения горячих газов смеси продуктов сгорания и внешнего атмосферного воздуха вверх по боковой поверхности конструкции хвостовых отсеков ЛА. Кроме того, по мере падения окружающего атмосферного давления, в зонах взаимодействия между струями многосоповых компоновок возникают области постоянного давления и постоянной температуры, которые сохраняются до конца работы двигателей. На величину газодинамических параметров в зонах взаимодействия влияют геометрические характеристики многосопловых компоновок. Но в целом, появление областей с постоянными параметрами, то есть областей развитого возвратного течения, объясняется эффектом «запирания» этих областей и нераспространения в них возмущений извне. Такое явление имело место, если в зонах взаимодействия устанавливалось давление, в два раза превышающее статическое давление по траектории ЛА, то есть возникал звуковой перепад давления между донной областью и внешним атмосферным давлением. Режим «запирания» характеризуется значительными конвективными и лучистыми тепловыми потоками к днищу ЛА. Он характерен для нижних ступеней ЛА.

Двигатели верхних ступеней ЛА являются двигателями средней и малой тяги. Полет при работе этих двигателей происходит практически в вакууме. Струи в вакууме расширяются свободно, их разворот определяется углом разворота потока Прандтля-Майера для невязкого ядра потока. Течение в невязком ядре рассчитывается легко при задании нескольких термодинамических и геометрических параметров. Из-за большого угла разворота струй в вакууме в область их конвективного воздействия могут попасть различные конструктивные элементы, находящиеся за срезом сопел. Однако лучистая компонента излучения двигателей верхних ступеней невелика.

Отдельный комплекс тепловых проблем несут с собой твердотопливные двигатели малой тяги, но эти вопросы не включены в рамки данного курса.