Расчетные и экспериментальные методы моделирования проектных и газодинамических параметров ракетно-прямоточного двигателя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Сапожников, Владимир Сергеевич

• Сапожников, Владимир Сергеевич
• кандидат наук
• 2013

Оглавление диссертации кандидат наук Сапожников, Владимир Сергеевич

ОГЛАВЛЕНИЕ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, ИНДЕКСЫ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. ОБЗОР СПОСОБОВ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЕЙ

1.1. Высокоскоростные летательные аппараты и их элементы

1.2. Способы улучшения воздухозаборных устройств

1.3. Системы перепуска-отсоса для высокоскоростных летательных аппаратов

1.4. Системы перепуска-отсоса для сверхзвуковых летательных аппаратов

1.5. Модельные системы перепуска-отсоса

1.6. Выводы по главе

ГЛАВА 2. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ В ВОЗДУХОЗАБОРНОМ УСТРОЙСТВЕ

2.1.Определение элемента моделирования

2.2.Система уравнений

2.3. Расчетная область и граничные условия

2.4. Выводы по главе

ГЛАВА 3. РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ВОЗДУХОЗАБОРНЫХ УСТРОЙСТВ

3.1.Оценка эффективности применения системы перепуска

3.2.Параметры, влияющие на эффективность перепуска

3.3. Особенности перепуска воздуха через разное количество щелей

3.4. Особенности процесса перепуска воздуха через щели с различным углом наклона

3.5. Особенности процесса перепуска через отводной канал

3.6. Дросселирование полости отвода воздуха при отсосе

3.7. Перепуск воздуха через четыре и две щели

3.8. Система перепуска для других воздухозаборников

3.9. Конфигурация экспериментальной модели

3.10. Экспериментальные исследования воздухозаборника

3.11. Крупномасштабный демонстратор воздушно реактивного

двигателя

3.12. Выводы по главе

ГЛАВА 4. МОДЕЛИРОВАНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ В КАМЕРЕ ДОЖИГАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ

4.1. Система уравнений для определения газодинамических параметров

потока по тракту камеры дожигания

4.2. Физико-математическая модель движения среды в газогенераторе на

твердом топливе

4.3. Уравнения для расчета параметров смешения и горения

4.4. Уравнения для расчета параметров сопла

4.5. Камера дожигания и сверхзвуковой воздухозаборник

4.6. Графическое представление параметров процесса дожигания

4.7. Определение длины камеры дожигания

4.8. Выводы по главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ 1. ВАЛИДАЦИЯ ЧИСЛЕННОГО МЕТОДА

ПРИЛОЖЕНИЕ 2. РАСЧЕТНЫЕ ПРОГРАММЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ 3. ПРОЧИЕ РАСЧЕТНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ 4. ПРОТОКОЛ ЭКСПЕРИМЕНТОВ

ПРИЛОЖЕНИЕ 5. ПАТЕНТ НА СМЕСИТЕЛЬ ГАЗОВ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, ИНДЕКСЫ И СОКРАЩЕНИЯ

Условные обозначения

и - абсолютная скорость; I - время; Б - площадь; Я - скоростной напор; р - давление; Т - температура; Н - энтальпия; Ср - теплоемкость; Я - газовая постоянная; к - показатель адиабаты; в - расход газа; I — импульс;

т - тензор вязких напряжений; (I - молекулярная вязкость;

А ~ вектор нормали к поверхности;

г ~ вектор расстояния от центра ячейки до центра текущей грани; Р - коэффициент увеличения массы в КД; Яуцп - удельная пустотная тяга РПД; Н1 - высота входа в ВУ; Н2 - высота горла ВУ;

Ь] - расстояние от точки излома контура до ближайшей стенки щели;

Ьг - ширина перегородки между щелями;

хг - количество тепла, необходимое для испарения алюминия;

хр - тепло, выделяющееся в зоне микропламени;

5р- толщина слоя микропламени;

Бм-сопротивление, оказываемое частицами металла;

Рб — сопротивление, оказываемое оксидом частиц металла;

Со — коэффициент сопротивления;

/К1- энтальпия торможения рабочего газа в газогенераторе; а - коэффициент избытка окислителя; Ь„- стехиометрический коэффициент;

е - степень повышения давления воздуха в КД за счет эффекта эжекции; II- единичный удельный импульс тяги;

3 - относительный удельный импульс - соотношение импульсов РПД и

РДТТ;

0 - отношение температуры торможения воздуха на входе в КД и температуры торможения рабочего газа ГГ; Ся— коэффициент тяги; Хпр - приведенная длина КД;

Ькс — длина КД от среза сопел ГТ до критического сечения маршевого сопла; N5 — число сопловых отверстий ГГ;

¥ — площадь, отнесенная площади поперечного сечения КД;

Индексы

н - набегающий поток, параметры на входе в канал внутреннего сжатия ВУ; в — параметры воздушного потока;

О - изоэнтропически заторможенный поток (полные параметры потока); Гр — параметры в горле ВУ;

г - параметры на выходе из камеры дожигания или параметры газовой среды;

пп - параметры перепускаемого (отсасываемого) воздуха; х - компонент величины в проекции на координату х; у - компонент величины в проекции на координату у; г - компонент величины в проекции на координату г; т - параметры на участке смешения; /

кр — параметры в критическом сечении; кс - параметры в камере сгорания;

вх - параметры на входе в ВУ;

дф - параметры на выходе из диффузора ВУ;

дож - параметры дожигания;

см — параметры на участке смешения;

б - параметры ансамбля частиц оксида газа;

сО — параметры в текущей (вычисляемой) ячейке;

С1 — параметры в соседней ячейке;

/- параметры на грани ячейки

Сокращения

ЭУ - энергоустановка

ГГ - газогенератор

ВУ - воздухозаборное устройство

КД - камера дожигания

ПС - пограничный слой

РПД - ракетно-прямоточный двигатель

ПВРД - прямоточный воздушно-реактивный двигатель

РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива

ЖРД - жидкостной ракетный двигатель

ВРД - воздушно-реактивный двигатель

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Расчетные и экспериментальные методы моделирования проектных и газодинамических параметров ракетно-прямоточного двигателя»

ВВЕДЕНИЕ

Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) реализует в себе преимущества ракетного двигателя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя [1 — 3]. Первый тип обеспечивает наилучшие тяговые характеристики в процессе разгона, второй тип наиболее экономичен на этапе маршевого полета летательного аппарата (ЛА). Поэтому применение РПД - одно из важнейших направлений решения задачи повышения дальности и скорости полета ракет различного назначения, применяемых в атмосфере [4, 5].

Сложность при проектировании элементов РПД заключается в требовании тесного согласования воздухозаборного устройства (ВУ), камеры сгорания (КС) и сопла.

Организация процесса торможения потока в ВУ представляет собой сложную газодинамическую задачу [6 — 8]. Требуется обеспечить необходимые характеристики воздушного потока на входе в КС в условиях изменения условий полета в широком диапазоне. Глубокое понимание эффективности различных способов организации процессов сжатия воздуха с его последующим использованием в КС ЛА требует проведения большого количества расчетно-экспериментальных исследований.

Организация процессов перепуска, слива и отсоса воздуха из области входа в ВУ позволяет контролировать вязко-невязкие взаимодействия и предотвращать формирование толстого пограничного слоя (ПС) на поверхностях сжатия ВУ. Это позволяет существенно поднять полное давление в КС и реализовать более эффективное горение. Как следствие, интегральные характеристики РПД улучшаются. Для увеличения качества процесса предварительного сгорания топливной смеси в первом контуре КС РПД требуется разработать математические модели горения конденсированной фазы в РДТТ, позволяющей вычислять рабочие параметры с требуемой точностью.

Таким образом, большая практическая значимость исследований, посвященных решению различных проблем организации высокоэффективного

сжатия в ВУ ЛА и горения топлива в КС, недостаточность проработки данных вопросов в области проведения мероприятий по сливу, перепуску и отсосу, реализованным в виде единой системы, а также необходимость выявления влияния этих мероприятий на интегральные характеристики РПД определили выбор и обусловили актуальность темы диссертации.

Цель и задачи: цель диссертации заключалась в разработке расчетно-экспериментальной методики, позволяющей определить схемно-конструктивные решения, существенно улучшающие характеристики элементов РПД (ВУ и КС). Для достижения этой цели были поставлены следующие задачи:

1. Определить метод математического моделирования, позволяющий с необходимой точностью вычислять параметры рабочего процесса в элементах РПД.

2. Создать экспериментальную установку, позволяющую получить данные, необходимые для валидации математического метода.

3. С помощью выбранного математического метода разработать эффективные схемно-конструктивные решения для РПД.

4. Экспериментально подтвердить эффективность разработанных схемно-конструктивных решений.

5. Разработать рекомендации по существенному улучшению характеристик элементов РПД.

Предмет исследований: параметры рабочего процесса в ВУ и в камере дожигания РПД, энергетика процессов горения.

Объект исследований: ВУ и камера дожигания РПД.

Научная новизна: в соответствии с поставленными в работе задачами автором получены следующие научные результаты, обладающие научной новизной и выносимые на защиту:

1. Реализована расчетно-экспериментальная методика, позволяющая определить способы улучшения характеристик РПД. Проведена ее успешная валидация на основе экспериментальных исследований.

2. Разработана система перепуска-отсоса воздуха из области входа ВУ РПД, существенно улучшающая его характеристики.

3. Осуществлен запуск ВУ, степень внутреннего сжатия которого превышает допустимую по критерию Кантровица в 1.5 раза.

4. Определено, что перепуск и отсос воздуха необходимо осуществлять непосредственно из области входа во внутренний контур ВУ через 4 или 8 поперечных щелей.

5. Существенно увеличен коэффициент расхода ВУ за счет размещения решетки направляющих лопаток на входе в отводной канал. Определены необходимое количество и профиль таких лопаток.

6. Определен способ ликвидации потерь воздуха на отсос. Это достигается полным перекрытием отводного канала в его выходном сечении. При этом расчетная структура течения в ВУ не нарушается.

7. Составлена математическая модель процесса горения конденсированной фазы в РДТТ (в первом контуре РПД).

8. Получено, что интегральные характеристики РПД могут быть существенно увеличены за счет реализации системы перепуска-отсоса для его ВУ.

9. Разработан, изготовлен и испытан малогабаритный ВУ со степенью внутреннего сжатия, превышающей допустимую по критерию Кантровица в 1.5 раза. Экспериментально получено, что такой ВУ, оснащенный системой перепуска-отсоса, является работоспособным.

10. Разработан, изготовлен и испытан крупномасштабный воздушно-реактивный двигатель с системой перепуска-отсоса. Продемонстрирована его высокая эффективность.

Теоретическая и практическая значимость работы заключатся в том, что разработанные схемно-конструктивные решения для элементов РПД использованы в проектных работах ФГУП «ЦИАМ им. П. И. Баранова» и в учебном процессе МГУГГИ. Получен акт о внедрении.

Методология и методы исследований: достижение поставленных целей осуществлялось путем расчетно-экспериментальных исследований. Расчеты осуществлялись с помощью инженерных методик и с использованием численных методов решения полной системы уравнений Навье-Стокса, осредненной по Рейнольдсу. Эксперименты проводились на модельном и крупномасштабном стендах.

Положения, выносимые на защиту:

1. Математическая модель и методы математического моделирования параметров рабочего процесса в РПД.

2. Результаты расчетных исследований рабочих процессов в РПД.

3. Результаты экспериментальных исследований маломасштабных ВУ и крупномасштабных демонстраторов воздушно-реактивных двигателей.

4. Система перепуска-отсоса воздуха из области входа в ВУ и рекомендации по ее проектированию.

Достоверность научных положений: определяется корректностью поставленных задач, проведенными экспериментальными исследованиями, успешной валидацией математической модели, независимостью полученных результатов от модели турбулентности, расчетной сетки и масштаба РПД.

Апробация работы: результаты работы по мере их получения были доложены на 11 конференциях, 2 из которых являются международными, 3 — всероссийскими.

Личный вклад автора: основные результаты получены лично автором под научным руководством д. т. н., профессора Ерохина Б. Т.

Публикации: по теме диссертации опубликовано 8 научных трудов, 3 из них - в изданиях, рекомендованных ВАК для публикации основных научных результатов диссертации на соискание ученой степени кандидата наук.

Структура и объем диссертации: диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, списка литературы из 110 наименований, 5 приложений, содержит 133 рисунка, 11 таблиц. Общий объем работы - 161 страница, включая рисунки и таблицы.

Во введении формируются и обуславливаются задачи исследования; в первой главе проводится обзор и анализ различных схемно-конструктивных решений для ВУ и мероприятий, направленных на улучшение их характеристик. Во второй главе описывается математическая модель, с помощью которой произведен расчет газодинамических процессов в РПД. В третьей главе приведены результаты расчетно-экспериментальных исследований различных схемно-конструктивных решений ВУ, и разработаны рекомендации по проектированию системы перепуска-отсоса. Представлена конфигурация экспериментальной модели малогабаритного ВУ и приведены результаты ее исследований на аэродинамической установке. Продемонстрировано удовлетворительное совпадение результатов численных и экспериментальных исследований. Приведено описание крупномасштабного демонстратора высокоскоростного прямоточного воздушно-реактивного двигателя ПСЗ с системой перепуска-отсоса воздуха. В четвертой птаве приведен расчет камеры дожигания РПД и показано, что выбранное схемно-конструктивное решение для ВУ обеспечивает значительное улучшение интегральных характеристик двигателя. В приложениях представлены валидация выбранной автором численной модели, интерфейс и фрагменты исходного кода расчетных программ, написанных на языке С++, результаты дополнительных исследований ВУ, протокол проведенных экспериментальных исследований и патент №109672 «Смеситель газов».

ГЛАВА 1. ОБЗОР СПОСОБОВ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЕЙ

1.1. Высокоскоростные летательные аппараты и их элементы

В зависимости от типа выполняемых задач летательные аппарата (ЛА) могут быть оснащены различными энергоустановками (ЭУ) [9-11]. В данной работе рассматриваются ЛА с ракетно-прямоточным двигателем (РПД), представленным на рисунке 1.2. РПД состоит из трех основных элементов: воздухозаборного устройства (ВУ), камеры сгорания (КС) и разгонного сопла [12-14].

РПД - это совокупность сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД) и ракетного двигателя (РД) [9, 15]. В тракте РПД происходит смешение продуктов первичного горения, поступающих из газогенератора, с воздухом и их дожигание. При определенных условиях данный двигатель обладает существенно лучшими характеристиками по сравнению, например, с прямоточной схемой [16]. Область характеристик, охватываемая различными типами двигателей ЛА приведена на рисунке 1.1.

При малых сверхзвуковых скоростях эффективным является прямоточный контур. При увеличении скорости полета и высоты вклад ракетного контура в тяговые характеристики увеличивается. Эффективность прямоточного контура повышается с ростом относительного подогрева и коэффициента эжекции

ВУ предназначен для преобразования кинетической энергии набегающего потока в тепловую для последующего ее использования в КС. В КС

[17, 18].

Рис.1.1. Рабочие зоны характеристик различных типов двигателей

осуществляется подвод энергии к сжатому воздуху, которая образуется вследствие химических реакций (процесса горения) между окислителем (в данном случае, воздухом) и горючим (например, керосином). Разгонное сопло предназначено для преобразования потенциальной энергии давления продуктов сгорания в кинетическую энергию выхлопной струи [19-21]. Схема невязкого течения в сверхзвуковом ВУ представлена на рисунке 1.3 [22].

Лишфузор Бло* Р«Д ропло

г

■ . и м-

э с*(сг) нр а

Рис. 1.2. Схема ракетно-прямоточного двигателя

в.

Рис. 1.3. Структура скачков уплотнения в сверхзвуковом ВУ

К ВУ ЛА предъявляются следующие основные требования [23]: с наименьшими потерями полного давления затормозить воздушный поток, поступающий в двигатель; обеспечить равномерность параметров потока на входе в двигатель; создавать минимальное сопротивление.

В соответствии с этими требованиями определяются две основные характеристики ВУ. Это потери во внутреннем и внешнем трактах двигателя и коэффициент расхода. Взаимосвязь коэффициента сохранения полного давления и коэффициента расхода (дроссельная характеристика ВУ) представлена на рисунке 1.4.

°const

Ы-Ж_.

[?(Ад)]т1п [<г(Ад)]кр Рис. 1.4. Дроссельная характеристика ВУ

Запуск (автозапуск) является обязательным условием, предъявляемым к ВУ наряду с требованиями по эффективности процесса сжатия [22].

Под автозапуском понимается способность ВУ восстановить режимный процесс сжатия после его нарушения - срыва течения, схема которого приведена на рисунке 1.5. По классической теории (критерий Кантровица) срыв ВУ сопровождается образованием отошедшей головной ударной волны, что существенно ухудшает процесс сжатия. При срыве реального течения на входе в ВУ образуется область обратных токов с серией нерасчетных косых скачков [24-

Рис. 1.5. Течение в ВУ: а - сорванный вариант; б - запущенный вариант

Схема взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем представлены на рисунке 1.6. Данная причина возникновения отрыва представляет наибольший интерес для диссертационной работы. Она характерна для сверхзвуковых ВУ. При отрыве потока от стенки линии тока отходят от нее, возникает возвратное (рециркуляционное) течение, приводящее к нарушению распределения давления по поверхности аэродинамического объекта, и, как следствие, к ухудшению его характеристик [27].

26].

а

б

Рис. 1.6. Схема взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем Известно успешное применение отсоса для ликвидации отрыва, возникающего на закрылке самолета, представленного на рисунке 1.7. Опубликовано большое количество исследований, посвященных проблемам отрывных течений, например [28-30].

а б

Рис. 1.7. Течение при отрыве потока: а - без отсоса; б - с отсосом газа из циркуляционной зоны

1.2. Способы улучшения воздухозаборных устройств

Существует несколько мероприятий, позволяющих улучшить

характеристики ВУ: генерация вихрей [31, 32], турбулизация пограничного слоя

[33], выполнение каверн на поверхностях сжатия [34], охлаждение поверхностей

сжатия [35], вдув воздуха с поверхностей сжатия [36], слив, отсос и перепуск

воздуха [37-39], механизация геометрии [40].

Генераторы вихрей предназначены для создания крупных вихревых

структур, улучшающих процесс обмена импульсами между ядром потока и

низконапорными структурами течения (отрывными зонами, пограничным слоем).

Турбулизация и выполнение каверн позволяет увеличить пограничного слоя к

отрыву [28]. Выполнение каверн позволяет увеличить устойчивость пограничного

слоя к отрыву. Вышеперечисленные мероприятия обладают следующим общим

15

достоинством: простотой конструктивной реализации. Общий недостаток: наличие дополнительных элементов, искажающих расчетную структуру течения.

Отвод тепла из пограничного слоя улучшает его устойчивость к отрыву [28]. Этот способ успешно применен некоторыми авторами для ВУ [41]. Какие либо дополнительные элементы в области тракта отсутствуют, однако для проведения данного мероприятия необходимо организовать систему охлаждения поверхностей сжатия и иметь на борту достаточный для этого ресурс горючего или хладагента.

Вдув воздуха в область ПС увеличивает его напорность и, следовательно, увеличивает устойчивость к отрыву. Используется имеющийся на борту ЛА рабочий газ, который впоследствии возвращается в камеру сгорания. Однако, вдув может вносить в поток нежелательные возмущения, тракт вдува необходимо, как правило, охлаждать, и он занимает некоторый полезный объем.

Такие мероприятия, как слив, отсос и перепуск позволяют удалить часть воздуха из области входа в воздухозаборник через отверстия, выполненные на поверхностях сжатия. Данный метод способствует не только увеличению стабильности пограничного слоя, но и позволяет регулировать расход воздуха, поступающего в двигатель.

Механизация геометрии широко применяется для сверхзвуковых воздухозаборников.

Рис.1.8. Регулирование сверхзвукового ВУ путем перемещения его

центрального тела

Рис. 1.9.Схема регулирования расхода путем перепуска воздуха

Требуется разработать конструкцию изменяемой геометрии и систему для ее управления. Эта конструкция, как правило, должна работать в условиях высоких температур набегающего потока и поэтому получается дорогой и сложной по проектированию и изготовлению.

Проведены предварительные расчетные исследования влияния вдува горючего компонента в лобовую область ракетно-прямоточного двигателя на его интегральные характеристики [42, 43]. Вдув осуществлялся через отверстия полого штока, прикрепляемого к сферическому или коническому обтекателю. Данные мероприятия способствуют некоторому уменьшению лобового сопротивления и сопротивления трения ВУ [44]. Однако, вышеописанная подача горючего приводит к увеличению количества газа, идущего через горло, что значительно усложняет запуск. Существует вероятность воспламенения горючего в ВУ, что может привести к прогару его элементов. Наличие в газе жидкого компонента приводит к дополнительным потерям полного давления.

Как уже было сказано выше, одним из важнейших требований к ВУ является обеспечение его автозапуска. Поэтому в рамках данной работы принято решение отказаться от исследований мероприятий, не позволяющих отвести часть воздушного потока из области входа в ВУ.

1.3. Системы перепуска-отсоса для высокоскоростных летательных

аппаратов

Система перепуска-отсоса исследуется в применении к ВУ ЛА с полетными числами Маха М„ от 1.5 до 10. В данном подразделе приведен обзор публикаций, в которых М„ больше 4 . В этом случае полная температура набегающего потока То больше 700 К, полное давление Ро больше 5 бар. При таких условиях на поверхностях сжатия ВУ имеют место существенные градиенты давления, в области которых могут присутствовать массивные отрывные зоны. В ряде случаев обеспечение расчетного течения в ВУ не представляется возможным без проведения специальных мероприятий, таких как перепуск и отсос.

Результаты, опубликованные в работах [45-47] свидетельствуют о

17

необходимости системы перепуска для обеспечения запуска ВУ исследованной геометрии, представленной на рисунке 1.10. Единственная широкая щель должна быть размещена в области его горла.

¡м»!«», СотЬизЮг еп!гапсе

РисЛЛО.Облик ВУ Ну8Ьо1, его геометрические размеры и течение в области

входа в его внутренний контур

В работе [48] исследован ВУ для ЛА с полетным числом Маха Мн = 6, представленный на рисунке 1.11 оснащенный системой слива. Исследовался его автозапуск при различном положении щели относительно сечения горла. Показано, что для возможности обеспечения запуска эта щель должна находиться непосредственно в области падения скачка уплотнения на поверхность центрального тела.

diverter and

lower isolator

(not modified)

external ramps (not modified)

к nominal position displaced ramps

Рис. 1.11.Облик ВУ, его геометрические размеры и течение в области входа в его внутренний контур при различном положении щели слива

additional wedges for sidewalf compression

cowl and cover plate (not modified)

= 0 1m

Результаты исследования [49] свидетельствуют о том, что для успешной

ликвидации зоны рециркуляции, возникающей на боковой стенке ВУ, в области ее

возникновения должна быть выполнена поперечная щель.

В работах [50, 51] проведена серия исследований ВУ для ЛА с полетными

числами Маха М„= 6 и 7, представленных на рисунке 1.12, на рисунке 1.13 и

18

на рисунке 1.14. Выбранная конфигурация ВУ обеспечивает его автозапуск как при отсутствии, так и при наличии поперечной щели в области горла. Эта щель несущественно влияет на характеристики потока в выходном сечении диффузора, однако, ее наличие способствует ликвидации отрывной зоны, возникающей в области неблагоприятного градиента давления на входе в ВУ. Потери воздуха на отвод составляют 6% при М„ = 6 и 2% при Мн = 7.

I5mrn «.pacing lit

111) H2 H3 IM 115 116

passive bleed S3 55 ¿\рЛо\гаке

(optional) l* window 2*1 window

а

passiv bleed г"1 window I R2 (optional) R25

5-15mm spacing б

Рис. 1.12.0блик ВУ: а - для М„ = 6; б - для М„ = 7

2.00

1.50

oL I M

0.J0

0.00 0.15

S 0.10

0 05

а ----о----upper isolator wall -v- lower isolator wall

МОС Anderson

N • 4 N change in &hock impinging location

_1-1-j-

0.3

04

0.5 O.b x, m

ол

2.00

1.50

j. 1.00

0.50

000 0.15

Ё 0.10->i

0.05 I

мое Лтк-гъоп

—о---- upptT isulalur wall

—v- low er isolator wall

change in shocV. impinging location

0.3

ГС

0.4

0.5 U.b X, Ш

0.7

0.8

а б

Рис. 1.13. Распределение коэффициента давления для ВУ на М„ = 6: а - при отсутствии щели отсоса; б - при наличии щели отсоса

В работе [52] проведено исследование влияния системы перепуска-отсоса на возможность запуска ВУ для ДА с полетным числом Маха М„ = 5. Отверстия отвода воздуха расположены в трех различных областях: на поверхности внешнего сжатия, на обечайке и в горле. За счет перепуска воздуха через эти отверстия осуществляется запуск ВУ. Потери воздуха на отсос составляют 8%.

В публикации [53] приведены исследования ВУ трехмерной конфигурации для ЛА с полетными числами Маха М„= 5.3 - 6. Показано, что реализация

системы отсоса воздуха позволяет предотвратить срыв течения в этом ВУ на всех режимах работы КС. Работа [54] дополняет предыдущую. Рассмотрено две конфигурации В У для JIA с полетными числами Маха М„ = 4 и Мн = 6. Месторасположение отверстий системы отвода воздуха диаметром D = 4 мм представлено на рисунке 1.15. Их количество составляло 533 шт. (при Мн = 4) и 196 шт. (при Мн = 6). Показано, что наличие системы отсоса позволяет увеличить дроссельные характеристики ВУ в 2 раза.

ü : >х

в

8 151) и

I I.W

§ 0.50

Б.

0.00 0.12 £ 0 10 0.08

0 30 0.35 0 40 0.45 0.50 0.55 0 60 0 65

х, m

а

0 2.00 е

g 1.50

I I 00

§ 0.50 с.

000 0.12 010 0 08

0 30 0.35 0 40 0.45 0 50 0.55 060 0.65

х, m

б

Рис. 1.14. Распределение коэффициента давления по поверхности центрального тела ВУ на Мн = 7: а — при отсутствии щели отсоса; б - при наличии щели отсоса

2200

Рис. 1.15.Облик ВУ и конфигурация системы отвода воздуха для чисел Маха

М„ = 4 и М„ = 6

В работе [55] приведены численные исследования дроссельных характеристик ВУ, представленного на рисунке 1.16. ВУ спроектирован для ЛА с полетным числом Маха М„ = 6, статическим давлением Р„= 3743 Па, статической температурой Т„ =219 К. Показано, что за счет увеличения потерь расхода воздуха на отсос улучшаются дроссельные характеристики ВУ. При уменьшении коэффициента расхода на 1 % коэффициент сохранения полного давления возрастает на 0.3%.

0.42 0.44 0.46 0.48 0.5 0.52

Х/т

Рис. 1.16. Изолинии чисел Маха в области входа в ВУ

Результаты, приведенные в вышеизложенных работах, опубликованы также в патентах [56, 57].

Таким образом, система перепуска-отсоса воздуха из области входа в ВУ может быть использована для выполнения трех следующих задач: для обеспечения автозапуска, для ликвидации отрывных областей и для улучшения дроссельных характеристик. В большинстве рассмотренных работ приведены следующие рекомендации по выбору конфигурации системы перепуска-отсоса: отверстия следует размещать непосредственно в области падения скачка уплотнения, на поверхностях внешнего сжатия следует выполнять отверстия диаметром Б = 4 мм, а в области горла следует выполнять поперечную щель шириной от 4 до 20 мм.

Ни в одной из рассмотренных работ не приведены исчерпывающие обоснования выбора тех или иных конфигураций систем перепуска-отсоса. То есть отсутствуют подробные параметрические исследования этих систем.

1.4. Системы перепуска-отсоса для сверхзвуковых летательных

аппаратов

Система перепуска-отсоса достаточно широко используется для ВУ сверхзвуковых ДА с изменяемой геометрией.

В книге [40] указано, что хорошо спроектированная система управления ПС увеличивает тягу двигателя за счет увеличения коэффициента восстановления давления в ВУ.

В работе [58] исследуются особенности течения в ВУ в процессе его срыва. Представлено явление фиксации точки отрыва псевд о скачка на точке излома нижнего контура, которое позволяет увеличить допустимое противодавление на выходе из ВУ. Описан процесс передачи возмущений вверх по потоку в процессе дросселирования основного канала. Давление в области отрывной зоны растет, что приводит к ее перемещению ко входному сечению ВУ с последующим помпажом. Он возникает в том случае, если площадь горла меньше величины, необходимой для запуска.

Изменение структуры течения в ВУ при уменьшении числа Маха набегающего потока и теневые картины структуры течения при различных числах Маха набегающего потока представлено на рисунке 1.17.

Осиойнл? vncmfjaMbiitiz-/ещса системы c/rariroff

Рис. 1.17. Структура течения при наличии и отсутствии отрыва

В работе [59] исследован процесс перестройки течения в ВУ при уменьшении числа Маха набегающего потока от расчетного значения до величины, при которой наступает срыв течения в нем. Приведено распределение статического давления по стенкам внутреннего тракта ВУ. Эти распределения примерно одинаковы как для процесса срыва, так и для процесса запуска. Граница между плавным и скачкообразным перестроениями отрывных структур и границы существования сильного, маховского и регулярного взаимодействий скачков уплотнения приведены на рисунке 1.18.

В работе [60] исследован модельный сверхзвуковой ВУ, оснащенной системой отсоса (D = 2.5 мм). Приведено описание различных типов структур косых скачков уплотнения: сильного, маховского и регулярного.

Mt

3

I. э

О

< )

< I

I 1 э J 0 У / .

г * А £ J У /

1 3 1 И

i *

5 i *

•

Зщся Сры0 0 р скачиом * ? постепенно 1 > 1

10° 15 s 2В

$

Рис.1.18. Граница между плавным и скачкообразным перестроениями

отрывных структур. Исследования, подобные вышеизложенным, представлены и в работе [61]. В работе [62] даны рекомендации по проектированию системы отсоса для сверхзвукового ВУ. Конфигурация решетки перепуска с основными обозначениями представлена на рисунке 1.19.

Flow diiecticл

0 Bleed hole diametei

L/D Bleed hole aspect ratio

Y/D Bleed hole spacing

X/D Row spacing

a Bleed hole angle

Section A-A

Рис. 1.19.Конфигурация решетки перепуска с основными геометрическими

размерами

Показано, что при уменьшении угла между осью отверстия и образующей поверхности расположению этого отверстия происходит рост коэффициента расхода, а также увеличивается допустимое противодавление на выходе из канала отсоса. Зависимость коэффициента расхода воздуха через решетки различной конфигурации в зависимости от противодавления в полости и влияние локального числа Маха и угла наклона отверстий на расход воздуха через отверстия представлены на рисунке 1.20.

В статье также описана зависимость коэффициента расхода воздуха от локального числа Маха М„ и угла наклона оси отверстия: чем больше этот угол, тем в большей степени уменьшается расход при росте М. Указано, что вблизи горла отверстия, как правило, выполняются для препятствия срыву течения на предельных режимах дросселирования ВУ, когда локальное число Маха в рассматриваемой области меньше единицы. При всех прочих режимах работы М больше единицы, и требуется обеспечить минимальный расход через горловые отверстия. Поэтому перфорация поверхности сжатия под углом 90° вблизи горла ВУ является наиболее целесообразной.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Сапожников, Владимир Сергеевич, 2013 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Ерохин Б. Т. Теория, расчёт и проектирование ракетных двигателей. Учебник для ВУЗов. - М.: ВИНИТИ РАН, 2004. 864 с.

2. Ерохин Б.Т . и др. Внутрикамерные процессы и преобразование энергии в космических энергосистемах. -М.: ВИНИТИ РАН, 2001.480 с.

3. Ерохин Б. Т., Боков С. Н., Русаков В. И. Термодинамика энергосистем. -М.: МГУПИ, 2011. 160 с.

4. Сорокин В. А., Яновский Л. С., Суриков Е. В. и др. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах: основы проектирования и экспериментальной отработки. - М.: Физматлит, 2010. 320 с.

5. Сорокин В. А., Захаров Н. Н., Шаров М. С., Яновский Л. С. Экспериментальные исследования процесса смесеобразования в модели камеры сгорания комбинированного двигателя с несимметричным воздухозаборником // Вестник МАИ, 2009, т. 16, № 1, с. 54-60.

6. Говоров А. Н., Гусев В. А., Орлов П. В., Цыбалов И. Г. Теория прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Киев.: Киевское высшее инженерно-авиационного военное училище ВВС. 1963, 152 с.

7. Бельских А. И., Миргазов М. Н. Селезнев И.С. и др. Аэрогазодинамика сверхзвуковых ракет с ПВРД. М.: Издательский отдел ЦАГИ. 2009.

8. Захаров Н. Н., Кутузова А. Н. Линейные размеры областей взаимодействия пограничного слоя со скачками уплотнения // Труды ЦИАМ / Под ред. Н.М. Белянина. - 1990, № 1252, с. 89-100.

9. Зуев В. С., Макарон В. С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1971. 368 с.

10. Александров В. Н., Бьщкевич В. М., Верхоломов В. К. и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. Основы теории и расчёта. / Под ред. Л.С. Яновского. - М.: Академкнига, 2006. 343 с.

11. Алиев А. В., Липанов А. М. Проектирование ракетных двигателей

твёрдого топлива. -М.: Машиностроение, 1995. 400 с.

12. Ерохин Б. Т. Газовая динамика комбинированного воздушно-реактивного двигателя.-М.: ГОНТИ, 1968. 176 с.

13. Ерохин Б. Т. и др. Управление качеством энергетических систем. -М.: МГУПИ, 2013.186 с.

14. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение. 1989. 463 с.

15. Ерохин Б. Т. Теоретические основы проектирования РДТТ. -М.: Машиностроение, 1982. 206 с.

16. Ерохин Б. Т. и другие. Расчёт, проектирование и отработка энергосистем. Справочник конструктора. -М.: ГОНТИ, 1971. 570 с.

17. Хилькевич В. Я. Исследование эффективности применения составных зарядов в БС РДТТ. // Тезисы доклада на Международной юбилейной конференции, посвященной 70-летию ЦИАМ. -2000. с. 215 -216.

18. Хилькевич В. Я., Шевченко И. В., Яновский JI. С. Устойчивость рабочего процесса в газогенераторах и двигателях на твердых топливах. — М.: Российская инженерная академия. 2000. 105 с.

19. Евстафьев М. Д. Долгий путь к «Буре». - М.: Вузовская книга, 1999. 112с.

20. Ерохин Б. Т., Богословский В. Н. Теория теплообменных процессов и проектирование систем запуска РДТТ. - М.: Лидер-М, 2008. 384 с.

21. Ерохин Б. Т., Райзберг Б. А., Самсонов К. П. Основы теории рабочих процессов в ракетных системах на твёрдом топливе. - М.: Машиностроение, 1972. 386 с.

22. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, часть 1. - М.: Наука, 1991.600 с.

23. Vinogradov V. Stepanov V. Scheme and Inlet Performance of Supersonic Business Aircraft. // AIAA Paper. - USA: 2008, № 4585, 15 p.

24. Артемов О. А. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. - М.: Компания Спутник*. 2006, 374 с.

25. Бондарюк М. М., Ильяшенко С. М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. - М.: Государственное издательство оборонной промышленности. 1958,394 с.

26. Стечкин Б. С. Избранные труды: Теория тепловых двигателей. -М.: Физматлит, 2001. 432 стр.

27. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. - М.: Наука. 1974, 713 с.

28. Краснов Н. Ф., Кошевой В. Н., Калугин В. Т. Аэродинамика отрывных течений. -М.: Высшая Школа. 1988, 351 с.

29. Чжен П. Отрывные течения. - М.: Мир. 1972, Т. 1, 298 с.

30. Чжен П. Отрывные течения. -М.: Мир. 1973, Т. 3, 331 с.

31. Adam J. Р, Qin L., Shih Y, Frank K. L, Chaoqun L. interaction of Microvortex Generator Flow with Ramp-Induced Shock/Boundary-Layer Interactions. // Materials of 49th ALAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. - USA: 2011, 12 p.

32. Frank K. L., Qin L., Yusi S., Adam J. P., Chaoqun L. Review of Micro Vortex Generators in High-Speed Flow. // Materials of 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. - USA: 2011, 9 p.

33. Репик. E. У., Соседко Ю. П. Турбулентный пограничный слой. — М.: Физматлит. 2007, 312 с.

34. Murakami A., Yanagi R., Shigemi S., Sakata К., Honami S., Tanaka A., Shiraishi K. Mach 3 Wind Tunnel Test Of Mixed Compression Supersonic Inlet. // AIAA Paper. - USA: 1992, № 362, 15 p.

35. Иностранные авиационные двигатели: по материалам зарубежных публикаций. / Под общей редакцией В. А. Скибина и В. И. Солонина. - М.: ЦИАМ. 2005, выпуск №14, с. 320-322.

36. Соколовский Г. А. и др. Ракетно-прямоточные двигатели в управляемых ракетах класса «поверхность-воздух» и «воздух-воздух» // Полет. 1999, № 4. с. 3 - 7.

37. Norman Е. S., Donald Е. S. Performance Estimates For A Supersonic Axisymmetric Inlet System. //AIAA Paper. - USA: 1972, №45,12 p.

38. Syberg J., Koncsek J. L. Experimental evaluation of an analytically derived bleed system for a supersonic inlet. // AIAA Paper. - USA, 1975, № 1210,21 p.

39. Fukuda M. K., Hingstt W.R., Reshotko E. Bleed Effects on Shock/Boundary-Layer Interactions in Supersonic Mixed Compression Inlets. // Journal of Aircraft . -USA: 1977, vol. 14, no. 2, 17 p.

40. Орлов Б. В. Мазинг Г. Ю., Рейдель А. Л., Степанов М. Н., Топчеев Ю. И. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1967. 421 с.

41. Суриков Е. В. Актуальность и ключевые проблемы разработки интегральных ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе // Создание перспективных ракетных двигателей твердого топлива / Под ред. М. Д. Граменицкого. - М.: Изд. МАИ. 2004. С. 76 - 83.

42. Прудников А.Г., Сапожников B.C. Предварительный расчетно-теоретический анализ технических характеристик перспективных спасаемых капсул космических экипажей. //Сборник научных трудов "Информатика и технология". -М.: МГУПИ, 2009 г., с. 190 - 196.

43. Прядко Е.С., Сапожников B.C. Исследование одного из способов активного снижения лобового сопротивления баллистических и авиакосмических реактивных приборов. // Студенческий сборник трудов конференции "Актуальные проблемы приборостроения, информатики и социально-экономических наук". -М.: МГУПИ, 2009, с. 120 - 125.

44. Никопоренко А. В., Сапожников B.C. Экспериментальное определение параметров газового факела распыла в сверхзвуковом воздушном потоке. // Вестник МГУПИ. - М.: МГУПИ, 2011, с. 81 - 84.

45. Midea А. С. Mach 6.5 Air induction system design for the beta 2 two-stage-to-orbit booster vehicle. // AIAA Paper. - USA: 1991, № 3196, 16 p.

46. Herrmann D., Triesch K. Experimental investigation of isolated inlets for high agile missiles. // Aerospace Science and Technology. - USA: 2006, №659-667, 14 p.

47. Junsuke О. M, Shiraishi K., Kimio S., Murakami A., Honami S., Shigemat J. Two-dimensional numerical simulation for Mach-3 multishock air-intake with bleed

systems. // AIAA Paper. - USA: 1993, № 2306, 18 p.

48. Sebastian K., Hannemann K., Steelant J., Mack A. CFD Analysis of the hyshot supersonic combustion flight experiment configuration. // AIAA Paper. - USA: 2006, №8041, 11 p.

49. Hingst W.R., Tanji F.T. Experimental investigation of a two-dimensional shock-turbulent boundary layer interaction with bleed. // AIAA Paper -USA: 1983, № 135,15 p.

50. Haberle. A. G. Internal flowfield investigation of a hypersonic inlet at mach 6 with bleed. // Journal of propulsion and power.. - USA: 2007, vol. 23, No. 5, 11 p.

51. J. Haberle, A. Gulhan. Investigation of the Flow Field of a 2D SCRAM-Jet Inlet at Mach 7 with optional Boundary Layer Bleed. AIAA Paper 5068, 2007, 10 p.

52. Ohshima T., Enomoto Y., Higashi-Tanaka H., Futamura H., Higashi-Machi J, Chofii C., Mitani Kimigaya T., Kakuda T. Experimental approach to the HYPR Mach 5 ramjet propulsion system. // Journal of american institute of aeronautics and astronautics. - USA: 1986, №3, 17 p.

53. Kouchi T., Tohru Mitani T., Masuya G. Numerical simulations in scramjet combustion with boundary-layer bleeding. // Journal of propulsion and power. - USA: 2005, Vol. 21, No. 4, 11 p.

54. Mitani T., Sakuranaka N., Tomioka S., Kobayashi K. Boundary-layer control in mach 4 and mach 6 scramjet engines. // Journal of propulsion and power. - USA: 2005, vol. 21, no. 4, 13 p.

55. Chang J., Fan Y. Effects of boundary-layers bleeding on performance parameters of hypersonic inlets. // Journal of aircraft engineering and aerospace technology. -USA: 2009 №81/3, 16 p.

56. Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя: пат. № 2051074 Рос. Федерация: MITK7B64D33/02 / Жданов В.Т.; опубл. 21.09.1992.

57. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата: пат. № 2353550 Рос. Федерация: МПК7 В64 D33/02 / Виноградов В. А., Степанов В. А.; опубл. 2006.01.

58. Гурылев В. Г., Иванюшкин А. К., Пиотрович Е. В. Течение на входе и в

горле воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях потока и числах М, меньших расчетного. // Ученые записки ЦАГИ. - 1975, т. 6, №1, с. 37 - 46.

59. Гурылев В. Г., Пиотрович Е. В. Срыв течения на входе сверхзвукового воздухозаборника. // Ученые записки ЦАГИ. -'1974, т. 5, №3, 63 — 70.

60. Гурылев В. Г., Корчинская М. Ю., Чевагин А. Ф. Структура течения и максимальные статические давления на входе и в горле плоских воздухозаборников при больших сверхзвуковых скоростях. // Ученые записки ЦАГИ.-1985, т. 16, №1, с. 46-53.

61. Гончарук П. Д., Гурылев В. Г. Исследование течения в горле воздухозаборника на больших сверхзвуковых скоростях потока при числах М, больших расчетного. // Ученые записки ЦАГИ. - 1974, т. 5, №1. с. 28 - 37.

62. Syberg J., Koncsek L. J. Bleed system design technology for supersonic inlets. // Journal of Aircraft. - US A: 1973, vol. 10, no. 7, 18 p.

63. Wasserbauer E, Shaw R. J., Neumann A. E.. Minimizing boundary-layer bleed for a mixed compression inlet. // AIAA Paper. - USA: 1973, № 1270, 13 p.

64. Herrmann D., Blem S., Gulhan A. Experimental study of boundary-layer Bleed impact on ramjet inlet performance. // Journal of propulsion and power. . - USA: 2011, vol.27, no. 6, 14 p.

65. Прандтль JI. Гидроаэромеханика. - Ижевск: Издательство НИЦ Регулярная и хаотическая динамика, 2000. 576 с.

66. Davis D.O., Willis В.Р., Hingst W.R. Flowfield measurements inside a boundary-layer bleed slot. // AIAA Journal. - USA: 1996, vol. 34. no. 10, 18 p.

67. Hamed A., Shih S., Yeuan J. J. Investigation of shock/turbulent boundary-layer bleed interactions. // Journal of propulsion and power. - USA: 1994, vol. 10, no. 1,22 p.

68. Hamed A., Yeuan J. J., Shin S. H. Shock-wave boundary-layer interactions with bleed. I - Effect of slot angle. // Journal of propulsion and power. - USA: 1995, vol. 11, no. 6, 18 p.

69. Hamed A., Yeuan J. J., Shin S. H. Shock-wave boundary-layer interactions with bleed. II - Effect of slot location. // Journal of propulsion and power. - USA:

1995, vol. 11, no. 6, 14 p.

70. Schulte D., Henckels A., Wepler U. Reduction of shock induced boundary layer separation in hypersonic inlets using bleed. // Journal of aerospace science and technology. - USA: 1998, no. 4, 15 p.

71. Hingst W.R., Tanji F.T.. Experimental investigation of a two-dimensional shock-turbulent boundary layer interaction with bleed. // AIAA Paper . -USA: 1983, № 135, 12 p.

72. Rimlingert M. J., Shih Т., Chyu W. J. Control of shock-wave/boundary-layer interactions by bleed. // AIAA Journal. - USA: 1995, vol. 33, no. 7, 11 p.

73. Rimlinger M. J., Shiht Т., Chyu W. J.. Shock-wave/boundary-layer interactions with bleed through rows of holes. // Journal of propulsion and power. -USA: 1996, vol. 12, No. 2, 10 p.

74. Альбом течений жидкости и газа: перевод с английского / сост. М. Ван-Дайк. -М.: Мир, 1986.184 с.

75. Hamed A., Shang J. S.. Survey of validation data base for shockwave boundary-layer interactions in supersonic inlets. // Journal of propulsion and power. -USA: 1991, vol. 7, no. 4, 16 p.

76. Годунов С. К., Забродин А. В., Иванов М. Я., Крайко А. Н. Численное решение многомерных задач газовой динамики. М.: Наука. 1976. 400 с.

77. Поттер Д. Вычислительные методы в физике. -М.: Мир, 1975, 392 с.

78. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, часть 2. М.: -Наука, 1992, 304 с.

79. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа: учеб. для вузов. - М.: Дрофа, 2003, 840 с.

80. Хинце И. О. Турбулентность, ее механизм и теория. - М.: Физматгиз. 1963, 680 стр.

81. Кочетков Ю. М. Турбулентность. Зачем ей пульсации. // Двигатель. -2006, № 6, с. 30-32.

82. Прудников А. Г. Вихревая механика перемежающихся сред: пособие для всех интересующихся. // Ж. «Двигатель», 2007, № 2, с. 18-19.

83. Прудников А. Г. Вихревая механика перемежающихся сред: пособие для всех интересующихся // Ж. «Двигатель», 2007, № 1, с. 18-19.

84. Чжен П. Отрывные течения. -М.: Мир. 1973, Т. 2,280 с.

85. Гурылев В. Г., Старухин В. П., Куканова Н. И. Воздухозаборники силовых установок летательных аппаратов для сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета. // Материалы иностранной печати за 1967-1970 гг. - 1972, №375, 210 с.

86. Захаров B.C., Сапожников B.C. Моделирование процесса запуска и режимной работы модельного канала сверхзвукового воздухозаборника с системой перепуска // Материалы 24 научно-технической конференции по аэродинамике.-Жуковский.: 2013., с. 133 - 134.

87. John W. S. Improvements in modeling 90-degree bleed holes for supersonic inlets. // Materials of 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. — USA: 2009, 12 p.

88. Сапожников B.C. Особенности работы модельного сверхзвукового воздухозаборника в период запуска. // Актуальные проблемы приборостроения, информатики и социально-экономических наук". - М.: МГУПИ, 2013, с. 132 -134.

89. Идельчик. И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. -М.: Машиностроение. 1992, 672 с.

90. Гусев С. В., Захаров В. С., Сапожников В. С. Исследование перепуска воздуха через решетки различных конфигураций в процессе запуска модельного воздухозаборника. // Материалы Всероссийской научно-технической конференции «Ракетно-космические двигательные установки». — М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2013, с. 40 - 42.

91. Ерохин Б. Т., Подвальный А. М. О взаимодействии рабочих процессов в диффузоре и камере смешения-сгорания РПВРД // В межвузовском сб. научных трудов. Информатика и технология. Материалы научно-практической конференции МГУПИ. Факультет ТИ. / Под ред. к.т.н., доц. Белова В. Г., д.т.н., проф. Крашенинникова А.И. -М.: МГУПИ, 2008. - С. 271-276.

92. Ерохин Б. Т. Выбор топливных компонентов для ракетно-прямоточных двигателей. // В юбилейном сб. научных трудов. Новые технологии и информатика / Под ред. доц. Белова В. Г., проф. Блантера М.С., проф. Касаткина Н. И. - М.: МГАПИ, 2004. - с. 28-40.

93. Боев Д. А. Юбилей первого в СССР полёта прямоточного воздушно-реактивного двигателя. -М.: Двигатель, №3 (63), 2009, с. 32.

94. Гуров С. В. РСЗО: Нестареющее оружие. // Красная звезда. - 2008, №76 (25079), с. 14.

95. Дулепов Н. П., Котенков Г. К., Яновский JI. С. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем: процессы, модели, эксперимент. -2001, т. 6, №2 (12), с. 1-21.

96. Ерохин Б.Т., Богословский В. Н., Войцеховская Е. А., Сапожников B.C. Обоснование выбора критериев качества систем запуска энергетических систем. // Известия РАРАН. - СПб.: Изд. РАРАН, 2013, №1 (76), с. 78 - 82.

97. Ерохин Б.Т., Дурнев В. Н., Сапожников B.C., Шаталин Д.Ю. Физико-математическая модель движения двухфазной реагирующей среды в ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ). // Известия РАРАН. - СПб.: Изд. РАРАН, 2013, №1 (75), с. 22-27.

98. Ерохин Б.Т., Дурнев В. Н., Сапожников B.C., Шаталин Д.Ю. Процесс горения конденсированной фазы в РДТТ. // Известия РАРАН. - СПб.: Изд. РАРАН, 2013, №1 (75), с. 28 - 32.

99. Ерохин Б. Т., Белов Г. В., Киреев В. П. Композиционные материалы в двигателях летательных аппаратов. - М.: МГТУ им. Баумана, 1998. 344 с.

100. Суриков Е. В., Шаров М. С., Яновский JI. С. и др. Исследования эффективности рабочего процесса в камере дожигания комбинированной двигательной установки с несимметричным воздухозаборником [Электронный ресурс] // Сборник тезисов III Международной научно-технической конференции. - М.: ЦИАМ, 2010, с. 375-379.

101. Ерохин Б. Т., Куликовский А. Ю., Сапожников В. С. Выбор

оптимальных параметров и характеристик соплового аппарата. // Сборник научных трудов "Информатика и технология". - М.: МГУПИ, 2008 г., с. 108-112.

102. Акимов В. М., Бакулев В. И., Курзинер Р. И. и др. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1987, 568 с.

103. Ерохин Б. Т., Куликовский А. Ю., Сапожников В. С. Выбор оптимальных параметров и характеристик соплового аппарата. // Сборник научных трудов "Информатика и технология". - М.: МГУПИ, 2008 г., с. 108-112.

104. Ерохин Б. Т., Куликовский А. Ю., Васильев Е. О. Аналитический метод расчета газодинамических параметров рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя // В межвузовском сб. научных трудов. Информатика и технология. Материалы научно-технической конференции МГУПИ. / Под ред. к.т.н., доц. Белова В. Г., к.т.н., доц. Пирумова А. Р. - М.: МГУПИ, 2010, выпуск 16, с. 208-212.

105. Ерохин Б. Т., Подвальный А. М. Модель расчета газодинамических параметров по тракту РПВРД // В межвузовском сб. научных трудов. Информатика и технология. Материалы научно-практической конференции МГУПИ. Факультет ТИ. / Под ред. к.т.н., доц. Белова В. Г., д.т.н., проф. Крашенинникова А. И. - М.: МГУПИ, 2008, с. 276-282.

106. Раушенбах Б. В., Белый С. А., Беспалов И. В., Прудников А. Г. и др. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1964, 527 с.

107. Гурылев В. Г., Трифонов А.К. Переход сверхзвукового течения в дозвуковое в трубе с расширяющимся начальным участком. // Ученые записки ЦАГИ. - 1980, т. 11, №4, 10 с.

108. Павленко А. М. Исследование размеров отрывной области при взаимодействии падающего косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем в плоском сужающемся канале. // Ученые записки ЦАГИ. -1978, т. 9, № 1, с.ЗЗ - 44.

109. Zheltovodov A.A., Maksimov A.I., Schulein Е., Knight D.D., Thivet F.,

Gaitonde D.V., Schmisseur J.D. Experimental and Computational studies of crossing-shock-wave/turbulent-boundary-layer interactions. // Materials of international conference RDAMM. - USA: 2001, vol. 6. pt. 3, 13 p.

110. Krause M., Ballmann J. Numerical simulations and design of a scramjet intake using two different rans solvers. // AIAA Paper. - USA: 2007, № 5423, lip.

ПРИЛОЖЕНИЕ 1. ВАЛИДАЦИЯ ЧИСЛЕННОГО МЕТОДА

nominal position

displaced ramps

а б

Рис. ПЛ. Валидация по материалам статьи [48]: а - Теневая картина, схема течения при различной конфигурации системы отвода воздуха б - результаты расчета экспериментальной конфигурации

. I 240 650 212

М Ро

1" ~ " дроссегь

Рис. П.2. Конфигурация экспериментальной модели [107]

Рис. П.З. Сравнение экспериментальной [107] и расчетной кривых при расчете с различными моделями турбулентности (коричневая кривая - модель 8-А, зеленая кривая - ЗБТ): а - при противодавлении 150 КПа; б - при противодавлении 200 КПа

0,45

0,4

0,35

0,3

о 0,25 а.

£ 0,2 0,15 0,1 0,05 0

0

25 50 75 100 125 150 175 200 225 250 275 300 325 350 375

и, мм

25 50 75 100 125 150 175 200 225 250 275 300 325 350 375

и, мм

mach-number 1 1 2 1 4 1 6 1 8 2 22 24 26 2 8

а

в

Рис. П.4. Данные публикации [108]: а - поле чисел Маха в плоскости симметрии; б - теневая картина обтекания

модели

05

о

0.18 02 022 0.24 0.28

Рис. П.5. Сравнение расчетного (красная линия) и (черные точки) распределений статического давления

плоскости симметрии

029 02

экспериментального по нижней стенке в

Рис. П.6. Конфигурация экспериментальной модели [109]

Рис. П.7. Сравнение экспериментального и расчетного распределений статического давления по центральной линии (красная кривая - результаты расчета; черные точки - эксперимент [109])

Рис. П.8. Структура течения в области щели слива [45]

Рис. П.9. Профиль числа Маха на входе в КС [45]: Фиолетовая кривая - результаты расчета, синие точки — результаты

эксперимента.

02 06 1 1 4 1 8 222« 3 34 38 42 46 5 54 58

reattachment shock (reflected)

• Pressure Probes

2 ramp shock 1" ramp shock

separationbubble

а б

Рис. П.Ю. Поля чисел Маха для В У 8СЯ02:

а - опубликованные в статье [110]; б - полученные в данной работе

1,5 1.3 1Д 0,9 0,7

о. и

• •

• •

* • « •

• • л •• » • •

А'л •

/ V » х- N

0,5 0,3 0,1

0 0,2 0,4 0,6 0,8 X, м 1

Рис. П.11. Распределение статического давления по центральному телу для ВУ 8СЯ02 (черные точки - эксперимент [110], красная линия - расчет)

2,5 2 1.5 1

0,5 0

о. и

*

Г\ •

0,2

0,3

0,8

0,9 1 X, м

0,4 0,5 0,6 0,7 • Эксперимент • Расчет

Рис. П. 12. Распределение статического давления по обечайке для ВУ 8СШ)2 (черные точки - эксперимент [110], красная линия - расчет)

0.15 0.1

0.2 0.6 ( М'.8?.г?.6 3 3.4 3.8 4.2 *.6 5 5.« 6.2 6.6

_______ 0,17

о.| о.г «[т10.з

0.2 0.6 1*1.8 2.2 7£ 3 3 4 3 8 4.2 4.6 5 5.4 6.8 6.2 6.6

х[т]

оТГ"

Рис. П. 13. Поля чисел Маха для ВУ СК01: а - опубликованные в статье [110]; б - полученные в данной работе

1,2

5 1

0,8 0,6 0,4 0,2 0

•

• У \ • 0 \ • 1 • у • Л

1---—--- • ДЛ

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 X, м 1,2

Рис. П. 14. Распределение статического давления по центральному телу для ВУ СК01 (черные точки - эксперимент [110], красная линия - расчет)

о 0,2 0,4 0,6 0,8 1 х, м 1,2

Рис. П. 15. Распределение статического давления по обечайке для ВУ вК01 (черные точки - эксперимент [110], красная линия - расчет)

Hl H2 НЗ Н4 Н5 Н6

(optional) 1" window 2й window

а

0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5

Число Маха

б

В

Рис. П. 16. Результаты валидации с использованием эксперимента [50] (черные точки - эксперимент, красная линия - расчет): а - облик ВУ; б - профиль числа Маха в выходном сечении диффузора при отсутствии щели; в - профиль числа Маха в выходном сечении диффузора при

наличии щели

Число Маха

Число Маха

а б

Рис. П. 17. Профиль числа Маха в выходном сечении диффузора, полученные в работе [51] (черные точки - эксперимент, красная линия - расчет): а - при отсутствии щели; б - при наличии щели

ПРИЛОЖЕНИЕ 2. РАСЧЕТНЫЕ ПРОГРАММЫ

Расчет интегральных

характеристик ВУ Входные данные

Имя файла AVG.txt

Я, Дж/(кг»К) 287

Ср, Дж/(кг*К) Ю06

_Рассчитать_

Параметры в горле

I, Н 9000 НО, МДж 2

в, кг/(с*м2) 14

С.слив, кг/с о

Характеристики

о.ву 0.37

ф 100

| □ э а

Расчет характеристик РПД Набегающий поток _ Воздухозаборное устройство

Мн 3.5 кн 1-33 Авх 0-5 о.ву 0.27

Рн, бар 0.19 П1.в 0.39 йвх, м 0.18 Сх. ву 0.12

Тн, К 290 Ян, Дж/Скг-К) 287 Р0 дф, бар 0.18 бг, кг/с 0.75

Газогенератор фП 1

Мгг, шт. 32 йф'г 0.1 Топливо

РО гт, бар 11 1?тг ДжЯкг-К) 402 Л.т, с 160

Камера сгорания и сопло кт 1.17 Ю 7.9

Яг, ДжДкг.К) 294 т.г 0.38 Т0.т,К 1288 п

Ср г, ДжДкг.К) 1176 {кр 0.4 Чп, КДж/кг 27300

кг ГЗЗ~ *г °'95 ЭКС, м 0.08 ХпР 10_ а а.с 0.98 Продукты дожигания Ср.дож,КДж/кг 1176 кяож 1.33 Ядож, Дж/(кг-К) 294

Результаты

ис, м 0.64 иггн 8 Й 1.68 CR 0.88 Л,с 845 Рассчитать параметры

Рис. П. 18. Интерфейс программ для расчета характеристик РПД

Базовые настройки journal

[ Задать"")

О 2D О Осрсимметричная

Создание журнала FLUENT

Граничные условия Тип

Исходные настройки Название файлов FLUENT: inter □ Flow Warnings 13 Llmiter Warnings Reporting Interval 10

Pressure Far Field Pressure Inlet Pressure Outlet

Название

| Добавить [ Автосохранение

Название sav Частота 1000 П Сохранять только, шт. 5 0 Сохранить case только при изменении

Inlet

Для копирования

[Добавить!

Копировать

Инициализация

900 _ [Па] 213 ~~ [К] 0 [м/с]

vyj (Г [м/с] Vz] 0 [н/с]

5 o.oof" 1гп2/с]

БЛОК Ыоск

]И

Управление расчетом Порядок точности

И ИЗ

Курант 0.1

Мониторы

monitorl.out 500

Итерации 100

Шаг t

Outlet Int OutteUfced

Монитор

М 6 [Беэр] 10

| Стандартны« условий |

Р 900 [Па1 1200" Т 213 [К1

а 6 ° pt 0.001 m2/c Газ

КОЛ ОО [l j

№ [!"]

Шаг 100 Итерации 1000

[ Добавить I

• Mass Fîow О Total Pressure

Экспорт [ О Mach Number

Взять из ГУ

I Инициализировать

Cerna Ï Мясипгбмрошпъ

Интерполяция IP

Стадиокариая

Сброогтъ невязки

Рис. П. 19. Интерфейс программы для автоматизации численного

моделирования

Фрагменты кода программы для управления численным моделированием

// Initialization, interpolation and patch

const QString iPRead = "/file/interpolate/read-data ";

const QString iPWrite = "/file/interpolate/write-data ";

const QString setDef = "/solve/initialize/set-defaults/";

const QString cmdlnitialize = "/solve/initialize/initialize-flow\n";

const QString cmdPatchBlock = "/solve/patch ";

const QString cmdReadlp = "/file/interpolate/read-data "; const QString cmdWritelp = "/file/interpolate/write-data ";

void Widget::on_btCreate_clicked() // кнопка создания файла {

// Впечатать загрузку файлов cas и dat

QString fileName = ui->lnFileName->text();

cmdFluent = readCase + fileName + CaseExt; cmdFluent += readData + fileName + DataExt + "\n";

WriteCmdToFile(cmdFluent);

commandName = "Загрузка cas и dat файлов"; ui->listCommands->addItem(commandName);

// Впечатать отключение или включение flow-warnings cmdFluent = f lowWarmngs;

if (ui->chFW->isChecked() ) {

cmdFluent += yesCmd + "\n"; commandName = "flow warnings включены";

}

else {

cmdFluent += noCmd + "\n";

commandName = "flow warnings выключены";

}

WriteCmdToFile(cmdFluent); ui->listCommands->addItem(commandName);

II lixniter-warnings ***********************

cmdFluent = limiterWarnings;

if (ui->chLW->isChecked()) {

cmdFluent += yesCmd + "\n"; commandName = "limiter warnings on";

}

else {

cmdFluent += noCmd + "\n"; commandName = "limiter warnings off";

}

WriteCmdToFile(cmdFluent + "\n"); ui->listCommands->addItem(commandName); //Reporting Interval **********************

cmdFluent = setRepInterval + ui->lnRepInt->text () + "\n"; WriteCmdToFile(cmdFluent);

commandName = "Reporting interval " + ui->lnRepInt->text() + "\n"; ui->listCommands->addItem(commandName);

}

II

void Widget::on_btCreateComm_clicked()

// Создать команду. Она представляет собой объект класса {

// *** Произвести считывание значений, общих для всех граничных условий QStrmg beName = ui->lnBcName->text () ; QString pressure = ui->lnPressure->text(); QString temperature = ui->lnTemperature->text(); QString turb = ui->lnTurb->text(); QString mach = ui->lnMach->text();

float tanA = tan(ui->lnAttackAngle->text().toFloat()* PI/180); // угол атаки перевести в радианы

j/ *************************************************

// Плавное увеличение или уменьшение параметров ГУ

int i = 0;

float iniVal = 0, endVal = 0, currVal = 0;

bool isSteps = false; // будет ли плавное увеличение?

float step = ui->lnToStep->text().toFloat();

int stepN = 1; jj **********************************************

switch (ui->listBC->currcntRow()) {

case 0: // редактирование Pressure Far Field if (ui->lnMachTo->text() != "0") { isSteps = true; iniVal = mach.toFloat(); endVal = ui->lnMachTo->text().toFloat(); currVal = iniVal;

stepN = abs((iniVal - endVal))/step; // количество шагов

} // будет ли плавное увеличение

for (i=0; i < stepN+1; i++) {

cmdFluent = bcDefine;

cmdFluent += bcPressureFF + bcName + " no " + pressure + " no " t-QString::number(currVal) + " no " + temperature + " no 1 no " + QString::number(tanA);

if (ui->rb3D->isChecked() == true) cmdFluent += " no 0"; // задать z для трехмерной задачи

cmdFluent += " yes no " + turb; // задать турбулентность commandName= "Pressure-F-F для: " + bcName + " M = " + QString::number(currVal) + " P = " + pressure + " T = " + temperature + " Angle = " + QString:¡number(tanA);

if (isSteps) {

ui->listCommands->addItem(commandName); cmdFluent += "\n";

if(ui->lnTimeStep->text() == "0") {cmdFluent += setlterations + ui->lnIterTo->text ();}

else cmdFluent += setDuallterate + ui->ln!terTo->text();

итераций")

cmdFluent += "\n"; WriteCmdToFile(cmdFluent);

ui->listCommands->addItem("Сделать " + ui->lnIterTo->text()

if (iniVal < endVal) currVal += step; else currVal -= step;

+

}

}

break;

case 1: // редактирование Pressure Inlet if (ui->lnPressureTo->text() != "0") { isSteps = true;

iniVal = pressure.toFloat() * pow(10, 5);

endVal = ui->lnPressureTo->text().toFloat() * pow(10, 5); currVal = iniVal;

step *= pow(10, 5);

stepN = abs((iniVal - endVal))/(step); // количество шагов

} // будет ли плавное увеличение

for (i=0; i < stepN+1; i++) {

cmdFluent = bcDefine;

cmdFluent += bcPressurelnlet + bcName + " yes " + " no " + QString::number(currVal) + " no " + QString::number(currVal); // Имя и давление

cmdFluent += " no " + temperature + " 300 " + " no " + " yes " + " yes " + " no " + turb;

commandName = "Pressure-Inlet для: " + bcName + " P = " + QString::number(currVal) + " T = " + temperature;

if (isSteps) {

ui->listCommands->addItem(commandName); cmdFluent += "\n";

if(ui->lnTimeStep->text() == "0") {cmdFluent += setlterations + ui->lnIterTo->text();}

else cmdFluent += setDuallterate + ui->lnIterTo->text();

cmdFluent += "\n"; WriteCmdToFile(cmdFluent);

ui->listCommands->addItem("Сделать " + ui->lnIterTo->text() + "

итераций");

if (iniVal < endVal) currVal += step; else currVal -= step;

}

}

break;

case 2: // редактирование Pressure Outlet.

cmdFluent += bcPressureOutlet + bcName + " no " + pressure + " no " + temperature + " no yes yes no " + turb + " no no no";

commandName = "Pressure-outlet для: " + bcName + " P = " + pressure + " T = " + temperature; break; default: break;

}

}

ПРИЛОЖЕНИЕ 3. ПРОЧИЕ РАСЧЕТНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ

135

Рис. П.20. Поля чисел Маха при расчете модели ЛА с боковыми ВУ

О 0.5 1 1.5 2 2.5

а б в

0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5

где