Численное и экспериментальное определение аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения пилотируемого транспортного корабля нового поколения
Автор: Дядькин Анатолий Александрович, Костюк Валерий Константинович, Крылов Андрей Николаевич, Еремин Владимир Веньяминович, Казаков Михаил Николаевич, Михалин Вячеслав Алексеевич, Строилов Андрей Вячеславович
Журнал: Космическая техника и технологии @ktt-energia
Рубрика: Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов
Статья в выпуске: 3 (18), 2017 года.
Бесплатный доступ
При создании пилотируемых транспортных кораблей важнейшей задачей является обеспечение безопасности экипажа в случае аварии ракеты-носителя на участке выведения. С целью спасения экипажа в нештатных ситуациях создаются системы аварийного спасения, которые предназначены для отделения и увода корабля от аварийного носителя на безопасное расстояние в любой момент времени, начиная от старта и до окончания выведения. Для решения этой задачи в составе ракеты-носителя формируется отделяемый головной блок, включающий ракетный блок аварийного спасения с набором двигательных установок, пилотируемый транспортный корабль и переходной отсек между ракетным блоком аварийного спасения и пилотируемым транспортным кораблем. По такой схеме выполнены отделяемый головной блок системы аварийного спасения кораблей «Союз», «Аполлон», «Орион» и др. Основной отличительной особенностью нового ракетного блока аварийного спасения пилотируемого транспортного корабля по сравнению с существующими является его двухступенчатая конструкция, которая позволяет обеспечить спасение экипажа практически на любом участке траектории выведения. Важным этапом при разработке отделяемого головного блока системы аварийного спасения и выборе его параметров являются исследования аэродинамических характеристик с работающими и неработающими двигателями управления в автономном полете после отделения от аварийной ракеты-носителя. В последние годы для исследования аэрогазодинамики проектируемых изделий все шире применяется компьютерное моделирование, обладающее целым рядом преимуществ по сравнению с физическим моделированием, особенно на ранних стадиях проектирования. Промышленное использование компьютерного моделирования для исследований аэрогазодинамики предполагает определенную технологию, включающую этап предварительного тестирования программного обеспечения, планируемого к применению, с использованием экспериментальных данных по аналогичным изделиям. В данной публикации рассматривается один из примеров реализации такого подхода к исследованию аэродинамики отделяемого головного блока системы аварийного спасения пилотируемого транспортного корабля нового поколения, разрабатываемого РКК «Энергия». Представлены результаты расчетных исследований характеристик с использованием двух различных программных комплексов, выполненных РКК «Энергия» и ЦНИИмаш, и их сравнение с результатами испытаний модели в аэродинамических трубах ЦНИИмаш.
Система аварийного спасения, аэродинамические характеристики, компьютерное моделирование, пилотируемый транспортный корабль нового поколения
Короткий адрес: https://sciup.org/143164944
IDR: 143164944 | УДК: 533.696.7
Numerical and experimental determination of aerodynamic behaviour of the abort stack of the launch escape system for the new-generation crew transportation spacecraft
In the development of crew transportation spacecraft one of the most important tasks is to assure the crew safety in case of a launch vehicle failure during ascent. In order to rescue the crew in offnominal situations, launch escape systems are developed, which are intended for separating and moving the spacecraft away from the failed launch vehicle to a safe distance at any point in time between the lift-off and completion of the orbital insertion. To accomplish this task, an abort stack is formed within the launch vehicle which includes a rocket booster for emergency escape with a set of propulsion units, the crew transportation spacecraft and an adapter section between the escape rocket stage and the crew transportation spacecraft. This configuration was used in the abort stacks of escape systems for Soyuz, Apollo, Orion and other spacecraft. The distinctive feature of the new rocket booster for escape system of the crew transportation spacecraft, in comparison with the existing hardware, is its two-stage configuration, which allows rescuing the crew during virtually any phase in the ascent. An important stage in the development of the abort stack of an escape system and its sizing is the study of its aerodynamic behavior when thrusters are on and off during its free flight after separation from the failed launch vehicle. In recent years, computer simulations have been finding an increasingly wider use for aerogas dynamics studies of vehicles under design, since they have a number of advantages over physical modeling, especially in the early stages of design. Industrial use of computer simulations for aerogas dynamics studies implies a certain process, which includes the stage of preliminary testing of the software to be used against experimental data from similar vehicles. This paper discusses a sample application of such approach to the aerodynamics study of the abort stack of the escape system for the new-generation crew transportation spacecraft currently under development at RSC Energia. It presents results of computational studies with the use of two different software packages that were done at RSC Energia and TsNllmash, and their comparison against the results of model tests in wind tunnels of TsNllmash.
Текст научной статьи Численное и экспериментальное определение аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения пилотируемого транспортного корабля нового поколения
В обеспечение наземной аэродинамической отработки пилотируемого транспортного корабля нового поколения (ПТК НП) предприняты расчетные и экспериментальные исследования интегральных аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения (ОГБ САС), предназначенного для спасения экипажа корабля в случае аварии ракеты-носителя на участке выведения. Этот вопрос достаточно подробно рассмотрен в работе [1].
Исследования аэродинамики ОГБ САС с неработающими двигателями проведены в 2010 г. сотрудниками РКК «Энергия» и ЦНИИмаш в рамках совместного договора с использованием методологии, изложенной в статье [2].
Методики расчета
Расчет аэродинамических характеристик ОГБ САС ПТК НП проведен по программам, основанным на решениях уравнений Эйлера (ЦНИИмаш) и уравнений Навье–Стокса (РКК «Энергия»).
В качестве исходных данных используются геометрические обводы ОГБ, число Маха, пространственные углы атаки и крена, числа Рейнольдса. В результате расчетов выводится информация по параметрам течения в расчетной области около ОГБ (местные значения скорости, плотности, давления в узлах расчетной сетки), распределение статического давления по поверхности изделия в виде коэффициента давления и интегральные значения коэффициентов аэродинамических сил и моментов.
Расчеты обтекания модели ОГБ САС методом установления в рамках невязкой модели воздуха, описываемой уравнениями Эйлера, проведены в диапазоне чисел Маха М∞ = 0,3…6,0 с помощью программы, реализующей модификацию метода С.К. Годунова [3], предложенную А.В. Родионовым [4].
В этих расчетах не полностью моделировалась геометрия выступающих сопел двигательной установки ОГБ САС, что связано с проблемами, возникающими при построении вычислительной сетки.
Выяснилось, что необходимо использовать два варианта вычислительных сеток. Первый — вычислительные сетки топологии «О» — применялись для расчета дозвукового и трансзвукового обтекания модели, второй — сетки топологии «С» — использовались для расчетов сверхзвукового обтекания. В первом случае, при расчетах дозвукового обтекания, для проведения корректного расчета внешнюю границу расчетной области необходимо отодвигать как можно дальше от тела. При задании граничных условий также необходимо, в зависимости от приходящих изнутри возмущений, задавать либо нулевые производные параметров течения, либо параметры набегающего потока, давление, температуру и число Маха.
На рис. 1 показан общий вид вычислительной сетки для расчета до- и трансзвукового обтекания, а на рис. 2 — та же сетка, но вблизи поверхности анализируемой конфигурации.
На рис. 3 приведена вычислительная сетка для расчетов на поверхности ОГБ САС, а на рис. 4 — вычислительная сетка, использовавшаяся для расчетов сверхзвукового обтекания ОГБ САС.
Размеры вычислительной сетки выбраны, исходя из соображений достаточно точного описания поверхностей объекта исследования, получения результатов необходимой точности, а также приемлемого времени счета.
Рис. 1. Вычислительная сетка для расчета до- и трансзвукового обтекания (общий вид)
Рис. 2. Вычислительная сетка для расчета до- и трансзвукового обтекания вблизи поверхности
На поверхности ОГБ САС расчетная сетка имела размер 130 х 100 расчетных интервалов в продольном и поперечном направлениях, соответственно.
При расчетах сверхзвуковых течений в направлении от тела к внешней границе бралось 40 расчетных интервалов, при расчете дозвуковых течений — 80.
Расчеты сверхзвукового обтекания, как правило, проведены с выделением головной ударной волны. На ее поверхности, совпадающей с внешней границей расчетной области, задавались условия Рэнкина–Гюгонио [5], а на выходной границе — условия нулевых производных параметров течения. В процессе расчетов поверхность головной ударной волны формировалась автоматически в соответствии с работой алгоритма программы.
Рис. 3. Вычислительная сетка на поверхности отделяемого головного блока системы аварийного спасения
Рис. 4. Вычислительная сетка, использовавшаяся для расчетов сверхзвукового обтекания отделяемого головного блока системы аварийного спасения
Расчеты проведены на многопроцессорной ЭВМ МВС ТEdge -58.
На рис. 5 в качестве примера дана расчетная картина распределения давления на поверхности ОГБ САС при М∞ = 0,9.
Рис. 5. Поле давлений на поверхности отделяемого головного блока системы аварийного спасения при М∞ = 0,9 (расчет)
Список литературы Численное и экспериментальное определение аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения пилотируемого транспортного корабля нового поколения
- Андреев В.Н., Боровков А.И., Войнов И.Б., Дроздов С.М., Дядькин А.А., Казаков М.И., Михайлов М.В. Особенности аэрогазодинамики отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками//Космическая техника и технологии. 2014. №4(7). С. 10-20.
- Алабова Н.П., Брюханов Н.А., Дядькин А.А., Крылов А.Н., Симакова Т.В. Роль компьютерного моделирования и физического эксперимента в исследованиях аэрогазодинамики ракетно-космических систем в процессе проектирования//Космическая техника и технологии. 2014. № 3(6). С. 14-21.
- Годунов С.К. Численное решение многомерных задач газовой динамики. М.: Наука, 1976. 400 с.
- Родионов А.В. Численный метод решения уравнений Эйлера с сохранением аппроксимации на деформируемой сетке//Вычислительная математика и математическая физика. 1996. Т. 36. № 3. С. 117-129.
- Булат П.В., Усков В.Н. Газодинамические волны и разрывы/Ударные волны. Сборник статей. Краснодар: ООО «Издательский Дом -Юг», 2015. С. 9-23.
- Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlyaev A.N., Odintsov E.V. etc. Computation modelling of the combastion problems with the use of «Aeroshape3D» Numerical Technique-lSTS 94-d-27,1994.
- Курант Р., Фридрихс К., Леви Г. О разностных уравнениях математической физики//Успехи математических наук. 1941. № 8. С. 125-160.
