Расчет и проектирование двухканального воздухозаборного устройства для современных ракетно-прямоточных двигателей на твердом ракетном топливе

Calculation and design of a two-channel air intake device for modern rocket-direct-flow engines with solid rocket fuel

Введение.

 

В последние годы возрастает использование ракетно-прямоточных двигателей на твердых (пастообразных) топливах (РПДТ) для ракет с внутри атмосферной зоной эксплуатации [1-4].

Это обстоятельство обусловлено преимуществами применения РПДТ как для стартово-разгонной ступени, так и для повышения эффективности маршевой ступени ракетного двигателя. Улучшение летных характеристик ракет при обеспечении сохранения их оптимальных габаритно-массовых параметров приводит к повышению требований к тяговым характеристикам ракетных двигателей. Одним из направлений при создании новых РПДТ для обеспечения максимальной дальности полета ракет является совершенствование конструктивно-компоновочных схем элементов двигателя [5]. При этом многообразие схем и конструктивных элементов комбинированного ракетно-прямоточного двигателя твердого топлива (КРПД-Т) вызвано различиями обла­стей их эффективного применения [6,7].

Сложность моделирования и расчетов при проектирова­нии интегральных регулируемых РПДТ связана с необходимостью определения методов расчета и проектирования отдельных узлов и систем двигателя для обеспечения их взаимосвязанности с целью повышения эффективности работы двигателя в составе ракеты [8-10].

Воздухозаборное устройство (ВЗУ) является важным конструктивным узлом РПДТ. Основными показателями при выборе конструкции и компоновки ВЗУ на ракете являются дальность, скорость и высота полета, маневренность и возможности систем управления летательным аппаратом (ЛА). Таким образом, от правильного выбора конструкции и геометрии ВЗУ зависит надежность и эффективность его работы, работы двигателя в целом [11,12].

Цель работы заключалась в расчете и проектировании высокоэффективного 2-х канального входного устройства (ВУ) для ВЗУ двигательной установки (ДУ) на основе схемы КРПД-Т и предназначенной для полетов в широком диапазоне параметров набегающего потока воздуха. В работе предложена схема ДУ с плоскими 3-х скачковыми ВЗ, симметрично расположенными ниже горизонтальной плоскости и повернутыми влево и вправо на 45° относительно вертикальной плоскости ДУ. При решении поставленной цели использовался численный метод, позволяющий рассчитывать пространственные вязкие трехмерные турбулентные течения газа в процессе установления по времени с помощью интегрирования осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса (RANS) [13].

Проведены численные исследования обтекания входного устройства, получены локальные параметры течения и интегральные характеристики ВЗ в широком диапазоне параметров набегающего потока на режимах с дросселированием и без него.  Расчет проводился с разбиением расчетной области на гексагональные ячейки, для моделирования условий обтекания.

 

Выбор геометрии входного устройства КРПДТ

 

Условия для моделирования и расчета геометрических размеров ВУ были следующими:

- диапазон полетных чисел Маха,  Мпол = 1,5 ÷ 4;

- углы атаки, a= -5 ÷ 20°;

- углы скольжения, b = 0; 2,5; 5°;

- число Маха подхвата, Мподхв = 2;

- высота полета, Н = 0,5 ÷ 10 км.

Выбрана следующая геометрия ВУ для  ракеты диаметром Æ 178 мм:

- 2 воздухозаборника, расположенные ниже горизонтальной  плоскости и симметрично в вертикальной плоскости ДУ под углом 90° друг к другу;

-  воздухозаборники располагаются около цилиндрического фюзеляжа ракеты на клиньях слива пограничного слоя (ПС) высотой 14 мм;

- угол поворота дозвукового воздушного канала за ВЗ по отношению к оси камеры  сгорания (КС) и ракеты 37 градусов с целью уменьшения потерь импульса на смешение в цилиндрическом канале КС.

На рисунках 1а и 1б представлены 3D модели ЛА.

 

Рисунок 1а. 3D-модель ЛА с камерой  сгорания  и поворотным каналом

Рисунок 1 б. 3D-модель ЛА с воздухозаборниками и обозначения углов атаки (a) и скольжения (b) для потока, набегающего на ЛА


Основываясь на ранее полученных теоретических и экспериментальных данных по проектированию воздухозаборников для ЛА и предполагаемых условиях эксплуатации ЛА, были приняты следующие значения  данных для  расчетов:

- расчетное число Маха Мрасч для определения размеров ВЗ выбрано равным Мрасч = 2,3.

- торможение набегающего потока при М = Мрасч осуществляется в системе трех косых скачков уплотнения на тормозящем клине с замыкающим прямым скачком перед кромкой обечайки, т.е. реализуется схема с внешним торможением потока.

- положение обечайки относительно многоступенчатого клина и длины панелей торможения определяются из условия схождения всех скачков уплотнения при Мпол = Мрасч на передней кромке обечайки. Схема плоского воздухозаборника для Мрасч = 2.3 приведена на рисунке 2. Величины углов поворота потока на тормозящих клиньях qI выбирались из условия минимизации потерь полного давления на участке торможения. Номера и координаты точек соответствуют изломам контура воздухозаборника и поворотного канала (см. таблицу 1).

 

Рисунок 2. Схема тракта плоского воздухозаборника с поворотным каналом

 

Таблица 1. Координаты точек контура ВЗ

X, мм

Y, мм

Z, мм

1

0

0

0

2

43.028

-3.764

0

3

79.714

-11.56

0

4

139.31

-33.25

0

5

125.97

-72

0

6

161.71

-32.67

0

7

211.98

-33.5

0

8

110.12

-36.75

-2

9

219.93

2.25

0

10

204.88

2.25

0

11

576.06

0

0

12

576.06

-73.5

0

 

- соотношение Нвх (высота) и Ввх (ширина) воздухозаборников определялось необходимостью их размещения вблизи гаргрота на корпусе ракеты. Значение площади Fвх задавалось из предварительных оценок тяговых характеристик ЛА по предполагаемой траектории полета. Относительная площадь горла ВЗ рассчитывалась из условия захвата всего потока (j = 1) при Mпол = Мрасч = 2,3  и средней скорости в горле Мг = 1,5 с увеличением площади горла на 10% для обеспечения требуемых расходных характеристик при Мпол = 2,0 и ниже. Для выбранной схемы размещения ВЗ под углом 900 друг к другу и значения Мрасч = 2,3 площадь входа ВЗ была принята равной Fвх = Нвх´Ввх = 72´75 мм2 = 54 см2. Для реализации расчетного втекания потока в условиях образования толстого пограничного слоя на теле ракеты и, особенно, на режимах a ¹ 0 и b ¹ 0 воздухозаборники устанавливаются на клиньях слива высотой Нкл.сл = 14мм. Схема размещения ВЗ с клином слива представлена на рисунке 3, контур и основные геометрические параметры ВЗ – на рисунке 4.

 

Рисунок 3.Схема размещения воздухозаборников

 

Рисунок 4. Контур и основные геометрические параметры воздухозаборника:

1 - поверхность торможения; 2 - полость слива (ПС) в горле; 3 – выброс воздуха из ПС; 4 – обечайка; 5 - клин слива ПС с фюзеляжа.

 

Дополнительно на многоступенчатом клине торможения в сечении горла по всей ширине канала была выполнена щель для слива пограничного слоя, образующегося на клине с предполагаемым выбросом воздуха через внешнюю стенку каналов ВЗУ. Расход через щель слива ограничивался площадью выходного окна, чтобы на расчетном режиме (Мпол = Мрасч) относительный расход воздуха в щели слива не превышал » 2,5%. Для этого ширина щели была выбрана равной значению 21 мм, а ширина выходного окна – равной 14 мм.

Из конструктивных соображений и минимизации внешнего сопротивления ВЗ внешний угол обечайки выполнен равным 32°, толщина боковых стенок (щек) и обечайки принята равной 2мм. Внешний угол щеки в сечении горизонтальной плоскостью принят равным 20°.

За участком горла выполнены расширяющийся дозвуковой диффузор (ДД) (см.рис.5) с площадью выхода FДД = Fвх и длиной 0,36 м, и канал постоянного сечения длиной 0,15 м, переходящий в поворотный канал с углом 37° для подвода воздуха в камеру сгорания (КС).

 

 

 

Рисунок 5. Твердотельная модель исследуемого воздухозаборника с дозвуковым диффузором и каналом КС в КРПДТ

 

ВЗ КРПД рассчитывался в предположении обтекания воздушным потоком при М¥ = 1,5 ÷ 4,0, Н = 10 км (Р¥ = 26,5 кПа и Т¥ = 223,2 К), углах атаки α  = -5° ÷ +20° и скольжения β = 0, 2.5 и 5° в компоновке с корпусом ЛА (рис.1а, 1б).

 

Методы расчета и моделирования.

Геометрические объекты и расчетная область для численного моделирования

        

Для моделирования высокоэффективного воздухозаборника с переходным каналом использовалась методология проектирования проточного тракта ВЗ и интеграции с корпусом ЛА. Основной принцип моделирования заключался в организации торможения потока в системе пространственных скачков уплотнения и выборе координат поверхностей торможения таким образом, чтобы избежать градиентов давления на стенках канала, приводящих к отрыву пограничного слоя. Полученный контур канала ВЗ и параметры потока в его выходном сечении используются для проектирования дозвукового диффузора и интеграции его с КС, создания высокоэффективного входного устройства ДУ, интегрированной с корпусом ЛА.

Для различных областей исследуемого течения использовались разные типы граничных условий. Для вязкого течения на стенках задавались условия прилипания (qw = 0, где qw – вектор скорости на стенке). Параметры на стенке определялись из «законов стенки» для турбулентных течений. На левой границе (вход в канал) задавались давление, температура, вектор абсолютной скорости (ее модуль и направление), значения энергии турбулентности k и скорости диссипации e. Кроме того, на входе и выходе из канала задавались нулевые производные от параметров течения. На боковых границах расчетной области задавалось условие «не отражения возмущений», которое предполагает задание «левого» инварианта Римана на границе. В качестве начальных условий для всех областей течения задавались параметры невозмущенного потока. На выходе из канала воздухозаборника задавалось комбинированное граничное условие в виде значения статического давления, изменением которого моделировались различные режимы на выходе воздухозаборника, которые могут возникать при совместной работе с двигателем. Решение задачи проводилось при использовании регулярной сетки из прямоугольных ячеек, адаптированной для расчета вязких пристеночных слоев для лучшего разрешения пограничного слоя и с достаточной густотой в ядре потока. Вся расчетная область разбивалась на подобласти, в соответствии с особенностями течения и геометрии воздухозаборника. Расчет проводился с помощью интегрирования системы осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, описывающих пространственные течения вязкого сжимаемого газа в декартовой системе координат. Для решения задачи использовался численный метод, позволяющий рассчитывать пространственные вязкие течения совершенного газа с постоянными теплоемкостями в процессе установления по времени.

 

Начальные и граничные условия

 

Параметры однородного набегающего потока (давление, температура и компоненты скорости) задавались на внешней границе расчетной области согласно условию «inflow-outflow» численного пакета, что обеспечивало на этих границах практически условие не отражения (возмущения, приходящие на эти границы изнутри расчетной области проходят сквозь них почти беспрепятственно). При этом «передняя» и «задняя» границы и угол раскрытия внешней конической границы выбирались таким образом, чтобы исключить их влияние на течение вблизи объекта, в том числе – отражение ударной волны от границы расчетной области.

На поверхности объекта ставились условие прилипания и не протекания. В качестве начальных во всех подобластях расчетной области задавались, как правило, параметры набегающего потока. По мере накопления опыта и различных вариантов полей течения в качестве начального для нового режима течения выбиралось поле наиболее близкое к нему из ранее рассчитанных.

 

Расчетная сетка

 

При построении сетки вся расчетная область разбивалась на блоки. Общее количество подобластей варьировалось от 70 до 140. Структура подобластей формировалась таким образом, чтобы обеспечить максимальное качество построенной расчетной сетки.

Вблизи поверхности объекта сетка сильно сгущалась, что обеспечивает лучшее разрешение вязких пристеночных течений в рассматриваемой области.  На рисунке 6 представлен фрагмент расчетной сетки разбиения области для трехмерной математической модели  исследуемого воздухозаборника.

 

Рисунок 6. Фрагмент расчетной сетки для расчета ВЗУ вблизи входа во внутренний канал

 

Полученные результаты и обсуждение.

 

В результате расчетов были получены распределения локальных параметров течения воздуха (давление Р, число Маха М, скорость V) по длине ВЗ и его суммарные характеристики (коэффициенты: восстановления полного давления s, расхода ВЗ j) в промежуточных и выходном сечении ДД, а также  в промежуточном сечении КС за поворотным каналом. Суммарные характеристики определялись усреднением локальных значений рассматриваемого параметра по площади сечения.

 

Оценка дроссельных характеристик при различных углах атаки в точках согласования с маршевым двигателем

 

Величина давления Ругл, соответствующая угловой точке предполагаемой дроссельной характеристики s = f(j), определялась по осредненным значениям давления и числа Маха в сечении горла при условии торможения Мг до дозвуковых скоростей в замыкающем нормальном скачке уплотнения. Получающиеся значения Ругл определяют, в нулевом приближении, эффективность процесса торможения в воздухозаборнике. Варьирование значений Ругл в процессе расчетов течения в ВЗ позволяет определить дроссельные характеристики ВЗ с различной степенью дросселирования  (табл.2). Таблица 2.Значения степени дросселирования = Ругл/Р¥ в выходном сечении КС.

М¥

1.5

2

2.3

2.5

3

4

2.5

6

8.5 ÷ 10

10

15

28 ÷ 30

 

На рисунке 7 приведено  расположение характерных сечений по длине тракта ВЗ и КС и результатов расчета полей чисел Маха в плоскости симметрии тракта ВЗ для расчетного числа Маха М = 2,3 и угла атаки a = 2,5° на режиме без дросселирования течения в тракте КС ( = Ругл / Р¥ = 1).

 

 

Рисунок 7.  Расположение характерных сечений по длине тракта ВЗ и КС.

Течение в канале ВЗ и дозвуковом диффузоре при М¥ и a=var и b=0.

 

На рисунке 8 представлен пример распределения числа Маха (изолинии М = const) в плоскости симметрии ВЗ при М¥ = 1,5 ÷ 4 и углах атаки a = -5 ÷ +20° при симметричном обтекании воздухозаборников воздушным потоком, т.е. при b=0.

 

Рисунок 8. Пример распределения числа Маха в плоскости симметрии ВЗ

 

Анализ распределения числа Маха позволяет отметить определенные  закономерности:

1.При М¥ = 1,5 и малых углах атаки a = 2.5° удается реализовать течение с дросселированием, но уже при a = 10 ÷ 20° перед ВЗ образуется отошедшая ударная волна со значительным перепуском воздуха.

2. При М¥ = 2 и a = 0 отошедшая ударная волна располагается практически перед обечайкой, но с ростом a отход ударной волны увеличивается и уже при a = 10° система скачков уплотнения разрушается, а при a = 15° и 20° реализуется единая отошедшая ударная волна перед ВЗ.

3. При М¥  = 2,3 и углах a = 0 ÷ 2.5° ударная волна перед обечайкой отсутствует, но уже при a = 5° можно видеть ее появление и далее при a = 10° наблюдается сначала разрушение системы косых скачков уплотнения, а потом и срыв течения в ВЗ (a = 15°)

4. При М¥ = 2.5 и a = 0 ÷  5° перед обечайкой отсутствует отошедшая ударная волна и ее появление наблюдается только при a > 5°.

5. На режимах обтекания с М¥ > Mрасч обтекание поверхности сжатия ВЗ реализуется с образованием системы косых скачков уплотнения с тройными точками и интенсивными зонами дозвуковых скоростей вблизи обечайки, особенно при a = 15 и 20°. В горле реализуется двуслойное течение: дозвуковое у обечайки и сверхзвуковое - вблизи клина. Для случаев обтекания ракеты потоком на отрицательных углах атаки a = -5 и -2.5° при М¥ = 4, система скачков уплотнения разрушается и реализуется течение с существенно неоднородным по ширине ВЗ потоком. Течение в воздухозаборниках, установленных под углом 45° по отношению к вертикальной плоскости симметрии изделия,  при их обтекании потоком с М¥ = var, и даже при a = 00, всегда отлично от равномерного по ширине канала, присущего течению в плоском ВЗ при этих же условиях. Т.е. течение в ВЗ в рассматриваемой компоновке на ЛА всегда является пространственным и поэтому торможение потока в реализующейся системе скачков уплотнения и слив ПС в горле ВЗ имеют место в условиях отсутствия симметрии течения относительно плоскости симметрии ВЗ. И только на дроссельных режимах и больших углах атаки, когда перед ВЗ реализуется отошедшая ударная волна, течение в ВЗ несколько выравнивается по его ширине. В большинстве режимов с дросселированием и М¥ < 4 в сечении горла канала вблизи внешней стенки образуется заметная зона с дозвуковыми скоростями,  особенно при больших углах атаки.  Таким образом, слив пограничного слоя  через щель в сечении горла также осуществляется в условиях неравномерных параметров потока по ее ширине. 

На длине дозвукового диффузора Lдд = 2,58 1,98 = 0,6 м течение несколько выравнивается и при всех значениях М¥ и углах атаки a ³ 0, поток становится дозвуковым.

 

Оценка характеристик ВЗУ в зависимости от угла скольжения β

 

На рисунке 9 приведен пример распределения чисел Маха в сечении ВЗ для режимов с углами скольжения β > 0.

 

Рисунок 9. Пример распределения чисел Маха в сечении горла ВЗ (Х = 1,98 м) на режимах обтекания ЛА при М и b = var, a = 0 с дросселированием (Рдр = Ругл) течения в канале КС и без (= 1).

 Анализ результатов расчетов показывает, что с увеличением угла скольжения происходит увеличения коэффициента расхода j1 в наветренном (левом) воздухозаборнике и, соответственно, уменьшение коэффициента расхода j2  в подветренном (правом). Суммарный коэффициента расхода j по двум ВЗ с увеличением угла скольжения падает.60). Причем, при угле скольжения β = 5° падения расхода в подветренном ВЗ при М = 4 происходит наиболее значительно, что связано с появлением срывов течения в подветренном ВЗ. Также можно отметить, что средний коэффициент полного давления s в точках согласования уменьшается с увеличением угла скольжения во всем рабочем диапазоне чисел М.

 

Заключение.

Проведенные расчетные исследования показывают, что схема 2-х канального ВУ работоспособна в диапазоне по углам атаки α = -5° ÷ 20° и скольжения b = 0 ÷ 5° при изменении числа Маха полета М = 1,5 ÷ 4,0. Применение слива пограничного слоя в горле ВЗ позволяет обеспечить устойчивость ВЗ при больших уровнях сжатия потока в выходном сечении и достичь относительно высоких значений коэффициентов расхода j и полного давления s вблизи расчетного значения числа Маха М = 2,3, равных, соответственно,  j = 0,92 ÷ 0,95 и s = 0,75 ÷ 0,8 при изменении во всем рабочем диапазоне углов атаки и скольжения. При изменении углов скольжения b происходит ухудшение обтекания подветренного ВЗ. Особенно при максимальных значениях числа М = 4,0, что начинает приводить к заметному ухудшению интегральных характеристик и более раннему срыву течения в ВЗ. Из-за отсутствия регулирования ВЗ с возрастанием числа М > 3 происходит значительное снижение коэффициента полного давления s.

Проведенные  расчетные исследования подтвердили перспективность двухканального входного устройства воздухозаборного устройства для  применения в  современных РПДТ ЛА различного назначения.

 

Список литературы

1.Ракетно-прямоточные  двигатели на твердых и пастообразных топливах. Основы  проектирования  и экспериментальной  отработки. – М.:ФИЗМАТЛИТ,.2010. – 320с.

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

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

4.Состояние и перспективы развития оружия класса «воздух – воздух» для самолетов 5-го поколения  // Аналитический обзор по материалам зарубежных информационных источников / Под общей редакцией академика РАН Е.А. Федосова. — М.: Научно-информационный центр ГосНИИАС,  2004. С. 70.

5. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твёрдых топливах (Основы теории и расчёта) / Александров В.Н., Быцкевич В.М., Верхоломов В.К. и др. М.: ИКЦ «Академкнига». 2006. 343 с. ]

 [6.Тарарышкин М. С., Яновский Л. С. К выбору оптимальных параметров ракетно-прямоточных двигателей твердого топлива // Авиакосмическая техника и технология, 1999. №2. С. 40-47.]

7.Граменицкий М. Д., Рыбаулин С.Н., Животов Н.П. Конструктив­ные особенности комбинированного ракетно-прямоточного двигате­ля твердого топлива малого калибра // II Международная научно­техническая конференция «Авиадвигатели XXI века». — М.: Москва, 2005, С. 204-205.]

8. Сорокин В.А., Норенко А.Ю., Тихомиров М.А., Логинов А.Н., Кобко Г.Г., Мокрецова О.В., Сомов О.В. Моделирование и результаты расчета перспективной конструкции воздухозаборного устройства для современных ракетно-прямоточных двигателей на твердом ракетном топливе // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2018. № 3 (103). С. 76-81.]

9.Дулепов Н.П., Котенков Г. К., Яновский Л. С. Прямоточные воздушно­реактивные двигатели на твердых топливах // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем: процессы, модели, экспери­мент. 2001. Т.6, №2(12), С. 1-21.

10.Захаров Н.Н., Суриков Е.В., Шаров М. С. Демонстратор переходного канала воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя с несимметричным подводом воздуха в камеру дожигания // Актуаль­ные проблемы российской космонавтики: Материалы XXXI академиче­ских чтений по космонавтике. Москва, 2007. С. 46-47.

11.Конструкция и проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом

топливе: учеб. пособие/ [Б.. В. Обносов и др.] ; под общ. ред. Б. В. Обносова, В. А. Сорокина . – М. : Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012. – 279 с.

12.Ветров В.В., Дикшев А.И., Костяной Е.М., Федоров А.С. Выбор рациональной конфигурации воздухозаборного устройства бикалиберной ракеты с ракетно-прямоточным двигателем  // Известия ТулГУ. Технические науки. Тула. Изд-во ТулГУ. 2014.  Вып. 12. Ч.2. с. 29-37.

13. Седов Л.И. Механика сплошной среды : в 2 т./ Л.И. Седов. – Москва : Наука, 1994.–2 т.