ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ВСТРЕЧНОГО ПОТОКА С ПОВЕРХНОСТЬЮ

УДК 533.6.011.5
ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ВСТРЕЧНОГО ПОТОКА С ПОВЕРХНОСТЬЮ
СПУСКАЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
В.Н. Крюков1, Ю.А. Кузма-Кичта2, В.П. Солнцев1
1
Московский авиационный институт (государственный технический университет)
2
Московский энергетический институт (технический университет)
В докладе рассматриваются условия торможения спускаемого аппарата в
атмосфере планеты с помощью системы тормозных двигателей. Получены данные об
оптимизации конструкции крепления аппарата в потоке, подвода воздуха к соплам
двигателей и определены размеры потока, соответствующие условиям безграничного
обтекания модели.
Ключевые слова
Космический, спускаемый, аппарат, тормозные двигатели, встречный, поток.
Условные обозначения
Dc – диаметр сопла внешнего потока, м ; D - диаметр миделя модели, м ;
R - радиус миделя модели, м; S - расстояние от центра лобовой поверхности модели, м;
S - расстояние в калибрах радиуса миделя модели, м ; dc – диаметр строп, м;
- угол атаки; P – давление на поверхности модели, Н/м2; Pб – барометрическое
давление, Н/м2; - плотность потока, кг/м3; u - скорость потока, м/с; М – число Маха
встречного потока.
Введение
На определенном этапе полета космического аппарата возникает задача
торможения и мягкой посадки его на поверхность планеты.
Для решения этой задачи используются различные методы торможения
аппарата. Хорошо известна и опробована парашютная система посадки, используемая
для возвращения из космоса экипажей космических станций.
В данной работе рассматривается система мягкой посадки с помощью
тормозных двигателей, расположенных по окружности аппарата.
В этом случае сверхзвуковые горячие струи, истекающие из сопл тормозных
двигателей, взаимодействуют со встречным потоком.
Для обеспечения надежной работы такой системы торможения необходимо
определять тепловое и силовое воздействие встречного течения на поверхность
спускаемого аппарата.
1. Методика исследования
В работе изучаются условия, в которых происходит торможение спускаемого
космического аппарата в атмосфере планеты с помощью тормозных двигателей.
В этом случае сверхзвуковые струи, истекающие из сопл тормозных двигателей,
взаимодействуют со встречным внешним потокам, скорость которого равна скорости
спускаемого аппарата.
Струи двигателей тормозятся встречным потоком, разворачиваются и
сформировавшееся в результате этого течение, взаимодействует с поверхностью
спускаемого аппарата.
Угол взаимодействия струй со встречным потоком определяется углом установки
двигателей в области боковой поверхности спускаемого аппарата. Кроме того, угол
взаимодействия струй со встречным потоком может изменяться в том случае, когда
спускаемый аппарат перемещается в атмосфере под некоторым углом атаки к вектору
скорости встречного потока. Учитывая это обстоятельство, методикой исследования
предусматривается получение данных о распределении давления по поверхности
спускаемого аппарата при движении его под разными углами атаки.
По мере приближения спускаемого аппарата к поверхности планеты, уменьшается
скорость его движения и возрастает атмосферное давление. При этом изменяется число
Маха встречного потока и нерасчетность струй. В соответствии с этим, методикой
исследования предусматривается проведение экспериментов при разных числах Маха
встречного потока и при различных нерасчетностях струй.
При полете спускаемого аппарата в атмосфере планеты его поверхность
обтекается безграничным встречным потоком. На экспериментальном стенде
необходимо создать условия, соответствующие реальному безграничному потоку.
Вместе с тем, в литературе нет данных при каком соотношении размера модели и
сопла, из которого истекает встречный поток, можно достичь условий,
соответствующих обтеканию спускаемого аппарата безграничным потоком. В связи с
этим методикой предусматривается разработка модели минимально возможных
размеров и проведение исследований во встречном потоке, истекающим из сопл
разного диаметра. Максимальный диаметр сопла определяется возможностями
экспериментального стенда. Учитывая расположение двигателей и возможность
перемещения спускаемого аппарата под углом атаки к встречному потоку, приводящих
к неодинаковому распределению давления по поверхности модели, предусматривается
измерение давления в различных сечениях спускаемого аппарата. Методикой
предусматривается исследование различных конструкций крепления модели в потоке, а
также подводов воздуха к соплам и выводов капилляров отбора статического давления
на поверхности модели. Это делается с целью создания конструкции не влияющей, или
минимально влияющей, на результаты исследования распределения давления, т.е.
получение данных соответствующих реальным условиям полета аппарата в атмосфере.
2. Экспериментальная модель
С целью уменьшения влияния ограниченности встречного потока на результаты
исследования разработана экспериментальная модель с диаметром миделя равным
34 10-3м. Лобовая и донная области модели имеют сферическую форму, а боковая
поверхность выполнена в виде усеченного конуса. Сопла тормозных двигателей
располагаются на боковой поверхности под углом 300 к оси модели спускаемого
аппарата. В работе исследуется конструкция с 24 тормозными двигателями. Двигатели
компонуются в 4 группы по 6 двигателей в каждой. Промежутки между группами
заметно превосходят расстояния между соплами в группе двигателей. Модель в потоке
подвешивалась на стропах диаметром 1-2 10-3м . Подвод воздуха к соплам и вывод
капилляров отбора статического давления с поверхности модели осуществлялся с
помощью трубопровода, расположенного в донной области модели.
Отбор давления с поверхности модели производился через отверстия диаметром
0,3 10-3м , к которым припаивались капилляры диаметром 0,5 10-3м.
Отбор давления осуществлялся в ряде меридиональных сечений модели. Три из
них I, II и IV проходили через межгрупповые промежутки, а сечение III проходило
между соплами двигателей в центре одной из групп сопл. Расстояние до отверстия
отбора давления S отсчитывается от центра лобовой поверхности модели, а
безразмерное расстояние S , приводящееся на рисунках, дается в калибрах радиуса
миделя модели.
3. Конструкция крепления модели
В соответствии с разработанной конструкцией модель в экспериментальном
участке крепилась с помощью строп. В доводочных экспериментах исследовалось
влияние строп на распределение давления по поверхности модели. Стропы
выполнялись из трубок с внешним диаметром 1; 2; 3,5; 5 и 6 10-3м.
При проведении экспериментов использовалась специальная доводочная модель
без истечения струй из сопл тормозных двигателей.
Давление измерялось в одном меридиальном сечении в точках, расположенных на
лобовой, боковой поверхностях и в донной области. Отбор давлений из мерных точек
осуществлялся с помощью строп, на которых крепилась модель. Такой метод отбора
давлений позволял избежать дополнительных элементов конструкции, которые могли
влиять на распределение давления. Отбор давлений производился в шести точках, одна
из которых располагалась на лобовой поверхности, три на боковой и две в донной
области модели. Результаты исследования приведены на рис. 1. Анализ результатов
исследования показывает, что размер строп не влияет на давление в точке,
расположенной на лобовой поверхности модели. Слабое влияние оказывают стропы и
на давление в точке боковой поверхности, расположенной до места крепления строп.
Наибольшее влияние строп наблюдается в точке боковой поверхности, находящейся за
стропами вблизи места их крепления. В точке, расположенной дальше от места
крепления строп, влияние их на давление практически отсутствует. Некоторое влияние
строп на давление отмечается в донной области модели.
Рис.1. Влияние размера строп на распределение давления.
Следует отметить, что влияние строп на давление наблюдается при больших
диаметрах строп равных 5 и 6 10-3м. При размерах строп с d 3.5 не наблюдается
влияние их на измеряемое давление.
На основании данных проведенного исследования принято решение использовать
для крепления основной модели стропы диаметром d 2 10-3м .
4. Подвод воздуха к соплам
При разработке конструкции подвода воздуха к соплам рассматривались варианты
подвода с помощью одной или нескольких трубок, площадь поперечного сечения
которых, заметно превосходила суммарную площадь критических сечений сопл.
Исследовалось влияние на распределение давления трех схем расположения
трубопроводов (рис. 2).
Рис.2. Конструкции крепления модели.
В первом варианте подвод воздуха осуществлялся с помощью двух трубок,
расположенных в области лобовой поверхности модели. При этом угол q между
трубками изменялся в диапазоне от 900 до 1500.
Во втором варианте воздух подводился с помощью трех трубок, располагавшихся
в области боковой поверхности модели. Угол j между трубками изменялся от 1800 до
700. В третьем варианте подвод воздуха и отвод капилляров измерения давления
осуществлялся через один трубопровод, расположенный в донной области модели.
Диаметр трубопровода изменялся в диапазоне 6-14 10-3м. Воздух к центральному
трубопроводу подводился с помощью двух боковых, расположенных к центральному
под углом 900 (рис.2 б). Боковые трубопроводы подсоединялись к центральному на
различных расстояниях от модели в диапазоне L=20-150 10-3м.
Анализ результатов исследования показал, что при первом варианте
расположения трубопроводов, в области лобовой поверхности модели, они оказывают
влияние на давление на всей поверхности модели. Более заметное влияние наблюдается
при q=900.
При расположении трубопроводов по второму варианту, в области боковой
поверхности, они не влияют на давление на лобовой поверхности модели.
Но при всех исследованных углах между трубопроводами отмечается заметное
влияние их на давление на боковой поверхности и в донной области модели.
Результаты исследования третьего варианта показали, что при расположении
трубопровода в донной области модели при диаметрах центрального трубопровода
d 10 10-3м не отмечается влияние его на распределение давления (рис. 3). Боковые
трубопроводы не оказывают влияния на давление при изменении их диаметра в
диапазоне 6-10 10-3м и подключении их к центральному на расстояниях от модели в
области L=20-150 10-3м.
На основании проведенных исследований принят третий вариант подвода воздуха
и вывода капилляров с помощью центрального трубопровода диаметром 10 10-3м,
Рис.3. Влияние конструкции крепления на распределение давления.
расположенного в донной области модели, и боковых подводов диаметром 6мм
удаленных на расстояние 50 10-3м от модели.
5. Ограниченность потока
В реальных условиях полета спускаемого аппарата внешний поток безграничен.
На экспериментальном стенде при отсутствии струй, размер потока, соответствующий
безграничному, определяется миделем тела.
Наличие струй тормозных двигателей заметно усложняет определение размеров
внешнего потока. Эти размеры зависят уже как от миделя аппарата, так и от параметров
струй, параметров встречного потока и угла истечения струй.
В методике исследования указывалось, что в литературе нет данных, с помощью
которых можно определить размеры внешнего потока, соответствующего
безграничному, для рассматриваемых условий проведения экспериментов.
В связи с этим определение требуемых размеров потока производится с помощью
специального экспериментального исследования.
Для получения разных размеров внешнего потока использовались сопла,
диаметры которых изменялись в диапазоне Dс=115-250 10-3м.
При размере миделя модели D=34 10-3м, соотношения площадей модели и сопл, из
которых истекал внешний поток, изменялось в диапазоне 0,089-0,019.
Следует отметить, что эти соотношения получены для случая обтекания потоком
модели без истечения струй.
При работающей двигательной установке эффективный размер обтекаемой
потоком модели со струями заметно возрастает и зависит от соотношения параметров
внешнего потока и параметров струй. Исследование влияния ограниченности внешнего
потока проводилось при углах атаки =00 и =300. Данные измерения давления
приводятся в виде распределения коэффициента давления Ср
ΔΡ
ρu 2
по безразмерной
2
S
, где
б.
R
Результаты исследования давления на поверхности модели при a=00 и
неработающей двигательной установке приведены на рис. 4. Эксперименты
проводились при числе Маха внешнего потока М=0,2 и размерах сопл, из которых
истекал внешний поток Dс=115, 150, 190, 200 и 220 10-3м.
координате S
Рис.4. Распределение давления при отсутствии струй тормозных двигателей.
Анализ данных показывает, что при всех размерах сопл ограниченности потока не
наблюдается. Аналогичные результаты получены и для угла атаки =300.
Данные об ограниченности внешнего потока при истечении струй и угле атаки
0
a=0 приведены на рис. 5-8.
Рис. 5. Распределение давления при наличии струй тормозных двигателей, числе
М=0,1 и =0о.
Наличие струй существеннейшим образом изменяет распределение давления на
поверхности модели при малых значениях числа Маха встречного потока. С ростом
числа Маха различие данных при истечении струй и результатов исследования с
неработающей двигательной установкой уменьшается. Результаты исследования при
М=0,1 и a=00 приведены на рис.5.
В этом случае кинетическая энергия внешнего потока незначительна, струи
эжектируют поток, натекающий на лобовую поверхность, и давление в критической
точке становится меньше давления окружающей среды.
Давление в донной области становится равным давлению окружающей среды, что
указывает на незамкнутость течения.
Незамкнутость течения в донной области, возникающая из-за ограниченности
внешнего потока, наблюдается при всех значениях диаметров сопл, из которых
истекает внешний поток.
Рис.6. Распределение давления при наличии струй тормозных двигателей, числе
М=0,15 и =0о.
Некоторая асимметрия в распределении давления по боковой поверхности в
сечениях I и III объясняется эжекцией струй, которая сильнее проявляется в сечении III.
Увеличение числа Маха внешнего потока до М=0,15 заметно меняет картину
обтекания модели (рис. 6). Давление на лобовой поверхности перестает зависеть от
размера внешнего потока. Коэффициент давления Ср в критической точке равен
единице при всех значениях Dс. Это указывает на то, что струи не в состоянии
эжектировать встречное течение из лобовой области модели.
Вместе с тем, по значению давления в донной области видно, что она не
замыкается при всех размерах внешнего потока, т.е. при всех значениях Dс внешний
поток остается ограниченным.
Можно отметить, что при М=0,15 сохраняется отличие в распределении давлений
на боковой поверхности в сечениях I и III.
Данные для М=0,2 приведены на рис. 7. Результаты исследования показывают, что
распределение давления по лобовой поверхности не зависит от размеров внешнего
потока. На значение Ср в этой области не влияет эжекция газа струями.
При минимальном размере внешнего потока (Dс=115 10-3м) заметно сказывается
его ограниченность, что видно по значению давления на боковой поверхности и в
донной области. Донная область замыкается при Dс 150, распределение давления по
модели различается незначительно. Заметно отслаиваются данные только для Dс=115.
Рис. 7. Распределение давления при наличии струй тормозных двигателей, числе
М=0,2 и =0о.
При увеличении скорости внешнего потока до М=0,3 не наблюдается
существенного различия в распределении давления по модели при всех исследованных
размерах внешнего потока. Распределение давления практически совпадает при
Dс=190, 220 10-3м. Близко располагаются и данные для Dс=150 10-3м.
Донная область замкнута при всех размерах внешнего потока. При М=0,3 поток
можно считать безграничным при Dс 190 10-3м.
При установке модели под углом атаки
=300 распределение давления
существенно изменяется.
При угле атаки a=300 и числе Маха внешнего потока М=0,1 наблюдается
значительное разрежение на лобовой поверхности. Коэффициент давления
уменьшается до значений Ср=-0,75 - -1,0.
Обратная зона разомкнута при всех исследованных размерах внешнего потока.
Экспериментальные данные о распределении давления заметно расслаиваются для
разных значений Dс.
Результаты исследования при М=0,15 приведены на рис. 8.
Рис.8. Распределение давления при наличии струй тормозных двигателей,
числе М=0,15 и =30о
При малых размерах внешнего потока давление на лобовой поверхности меньше
атмосферного. Струи эжектируют натекающий встречный поток. Анализируя данные
для a=300 , следует учитывать, что угол взаимодействия струй, расположенных на
наветренной стороне, с внешним потоком уменьшается до 50, а для расположенных на
подветренной стороне возрастает до 650.
При увеличении размеров внешнего потока давление на подветренной стороне
становится больше давления окружающей среды.
Критическая точка смещается на подветренную сторону, но при всех размерах
внешнего потока коэффициент давления не достигает значения равного единице.
Отрывная зона в донной области разомкнута и только при Dс 220 давление в ней
заметно уменьшается.
Возрастание скорости внешнего потока до М=0,2 существенно увеличивает
давление на лобовой поверхности модели.
Замыкание донной области начинается при Dс=190, а при Dс 220 донную область
можно считать замкнутой, распределение давления по модели перестает меняться и
внешний поток можно считать безграничным.
Результаты исследования при М=0,3 показывают, что распределение давления
стабилизируется по всей поверхности модели.
Весьма незначительное отличие наблюдается при Dс=115 в донной области
модели. Донная область замкнута, и внешний поток соответствует безграничному.
На основании проведенного исследования можно сделать вывод о том, что:
1.При неработающей двигательной установке поток безграничен при всех
значениях Dс, исследованных в работе.
2.При работающей двигательной установке и истечении струй из сопл двигателей
поток можно считать безграничным при Dс 220 10-3м и М 0,2.
Выводы
На основании проделанной работы можно сделать следующие выводы:
1. Разработана методика проведения экспериментального исследования.
2. Определена конструкция крепления модели в экспериментальном участке, не
влияющая на обтекание модели внешним потоком.
3. Определена конструкция подвода воздуха к соплам двигателей, не влияющая на
распределение давления по поверхности модели.
4. Определены размеры внешнего потока, при которых обеспечивается получение на
стенде экспериментальных данных соответствующих условиям полета спускаемого
аппарата в атмосфере.