Содержание к диссертации
Введение
1. Постановка задачи исследования 15
1.1 Актуальные задачи стартовой газодинамики, возникающие при проектировании и эксплуатации пусковых установок 15
1.2. Аналитический обзор работ по исследованию взаимодействия струй с преградами 26
1.3. Цель работы и обоснование выбора методов решения поставленной задачи исследования 46
1.4. Выводы по 1 главе 52
2. Разработка методики расчета воздействия струй ракетного двигателя на газоотражатели пуско вых установок 53
2.1. Применение методологии структурно-элементного моделирования газоструйных процессов к расчету взаимодействия струй с преградами 53
2.2. Физическая картина течения в зоне прямого воздействия струи на наклонную преграду 64
2.3. Математическая модель взаимодействия струй с преградами в плоскости симметрии течения 68
2.4. Расчет силового воздействия струи ракетного двигателя на газоотражательное устройство пусковой установки 88
2.5. Выводы по 2 главе 96
3. Практические рекомендации по проектированию пусковых установок 98
3.1. Модернизация конструкций пусковых установок 98
3.2. Расчет движения качающейся и вращающейся части ПУ 104
3.3. Аспекты структурно — параметрической оптимизации ЗПУ 110
3.4. Применение методов условной оптимизации для проектирования пусковых установок 118
3.5. Выводы по 3 главе 129
Заключение 130
Список литературы 132
- Аналитический обзор работ по исследованию взаимодействия струй с преградами
- Цель работы и обоснование выбора методов решения поставленной задачи исследования
- Физическая картина течения в зоне прямого воздействия струи на наклонную преграду
- Применение методов условной оптимизации для проектирования пусковых установок
Введение к работе
Актуальность задачи. В связи с широким применением сверхзвуковых газовых струй в различных отраслях экономики; в ракетно-космической технике, в машиностроении, в металлургии, в химической промышленности, в энергетике и других, проблемы исследования процессов взаимодействия струйных течений с преградами являются по-прежнему актуальными. Учитывая универсальный характер аэрогазодинамических исследований, проводимых в последнее время, следует отметить, что наибольшие успехи достигнуты в ракетно-космической технике, поскольку ее стратегическая роль общеизвестна.
При проектировании СК с целью обеспечения безопасного и надежного старта ракет необходимо знать закономерности аэрогазодинамических процессов, возникающих при взаимодействии струй РД с газоотражательными устройствами ПУ. Такие процессы являются характерными для комплексов различного типа: возимых и самоходных, шахтных и корабельных, космических стартовых комплексов. Достаточно подробное изучение процессов, сопутствующих старту, вызвано существенным силовым, тепловым и акустическим воздействием образующихся течений на газоотражательные устройства ПУ и ракеты. Это воздействие входит в число основных факторов, варьированием которых решается задача условной много параметрической оптимизации при выборе конструктивных характеристик СК.
Происходящие при старте аэрогазодинамические процессы во многом определяют технический облик создаваемой техники, так как необходимо исключить аварийные ситуации путем соответствующего выбора газодинамических схем старта, конструкционных материалов, прочностных, жестко-стных, массогабаритных характеристик отдельных узлов и деталей. Обоснованный учет этих воздействий без аэрогазодинамических расчетов и исследований невозможен, так как эмпирический подход при экспериментальных отработках натурных образцов технически и экономически не эффективен
s из-за большого числа факторов, сложным образом влияющих на выбор конструктивных параметров. Принципиальные трудности в разработках методов аэрогазодинамического расчета системы «ракета - ПУ» возникают из-за отсутствия строгой физико-математической теории турбулентности.
Важный вклад в решение проблем стартовой газодинамики внесли работы, выполненные в научно-исследовательских институтах (ЦНИИмаш, ЦАГИ, НИИТМ, ЦИАМ, НИИ Механики МГУ, ИТПМ и ИФ СО РАН), конструкторских бюро (НТПО «Энергия», КБСМ, КБТМ, МИТ, КБОМ, КБ «Южное», КБМ г. Коломна, КБМ г. Миасс, КБ ПО «Полет» г, Омск), ряде учебных заведений (БГТУ «ВОЕНМЕХ», МГТУ им. Н.Э. Баумана, МАИ, СПбГУ, ОмГТУ). Становление теории процессов стартовой газодинамики как одного из разделов прикладной аэрогазодинамики в значительной мере определено трудами отечественных ученых. В известных автору работах Белова И.А., Ваграменко Я.А., Добросердова ИЛ., Савельева ЮЛ,, Сизова А.М., Ускова В.Н., Хотулева В.А, развивается теория, углубляющая и расширяющая понимание сложных газодинамических явлений, сопутствующих запускам ракет, и повышающая в итоге эффективность и надежность создаваемой техники.
Характеризуя в целом достигнутый уровень изучения вопросов стартовой газодинамики, можно отметить, что в основных чертах были выявлены и содержательно описаны за небольшим исключением наиболее существенные аэрогазодинамические процессы, сопутствующие стартам ракет различного назначения. Тем не менее, тенденция к расширению и углублению исследований в области стартовой газодинамики сохраняется, так как имеются нерешенные вопросы, затрудняющие разработки перспективных комплексов-
Одной из важных научно-технических задач, которую в целом еще предстоит решить, является задача построения универсального программного обеспечения аэрогазодинамических расчетов при старте ракет. Имеются приемлемые по точности во всем диапазоне стартовых условий программы лишь для некоторой части типовых течений, создаваемых струями ракет. С
небольшим расходом машинного времени рассчитываются одномерные течения, изобарические участки одиночных и составных струй, отдельных видов однофазных осесимметричных течений. Для большинства же реальных стартовых течений универсальные программы расчета отсутствуют. Слабо также решены вопросы совместимости имеющихся программ.
При этом часто требуется рассматривать возможности использования имеющихся стартовых комплексов под пуски ракет с большой тяговоору-женностью, учитывать экономические требования, изыскивая пути применения недорогих материалов и технологий- Приходится выявлять резервы надежности строящихся стартовых комплексов для стратегических ракет и ракет-носителей космических аппаратов, когда изменяются характеристики разрабатываемых ракет, но отсутствуют возможности внесения изменений в проектные параметры пусковых установок. Задачи обеспечения надежности создаваемых комплексов часто усложняются и отсутствием возможностей проведения натурных испытаний с воспроизведением аэрогазодинамических воздействий в различных неблагоприятных сочетаниях.
Все это приводит к тому, что без хорошо развитого программного обеспечения аэрогазодинамических расчетов системы «ракета - пусковая установка», без физического моделирования реальных условий старта проектирование РК становится все более трудно осуществимым, а в перспективе и неприемлемым, если учитывать современные экономические условия работы предприятий- Необходимо последовательное изучение типовых аэрогазодинамических процессов применительно ко всей совокупности ракетных комплексов различного назначения с учетом тенденций их развития, рассматривая теоретические и экспериментальные методы стартовой газодинамики как систему, функционирующую в составе общей системы проектирования.
Цель и задачи исследований. Целью диссертации является совершенствование газоотражательных устройств ЗПУ на основе инженерной методики расчета взаимодействия сверхзвуковой неизобарической струи с наклонной преградой- Указанной цели подчинены следующие задачи.
Обобщение экспериментально - теоретических результатов исследования воздействия струй РД на газоотражательные устройства ПУ различных типов для уточнения физической картины течений и основных механизмов газодинамических процессов, происходящих при старте ракет.
Разработка моделей структур течений и осуществление для них математического моделирования на базе интегральных методов для решения центральной задачи исследования — взаимодействие сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами.
Создание на основе анализа теоретических разработок и экспериментальных данных методики расчета силового воздействия струй на газоотражатели ПУ.
Анализ влияния формы и расположения газоотражателя на функционирование ПУ для выработки практических рекомендаций по их проектированию.
Научная новизна работы заключается в следующем,
1. Развитие комплексного подхода к решению газодинамических задач,
возникающих при старте ракет, на основе системотехнических принципов и
концепции СЭМ газоструйных процессов.
Определение зависимости газовых течений, содержащих ударно-волновые, вязкие, вихревые и отрывные зоны, от основных характеристик РК.
Построение математических моделей газодинамических процессов, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы: пространственный характер течения и вязкость газа, в форме, удобной для их реализации на ЭВМ.
Разработка методов расчета силовых нагрузок, действующих на газоотражательные устройства ПУ.
Методы исследования являются развитием концепции СЭМ, эффективно используемого для решения родственных задач стартовой газодинамики, например, для расчета начального участка сверхзвуковых нерасчетных
II струй- В части работы, посвященной разработкам математических моделей, применялись интегральные методы, широко используемые для решения аналогичных задач теории турбулентных течений.
Достоверность результатов. Основные результаты диссертации являются научно-обоснованными по следующим причинам.
Теоретические основы базируются на фундаментальных методах, имеющих строгие математические и физические обоснования и широко апробированных в различных областях исследования. Например, в работе используются интегральные методы расчета струйных течений для построения математических моделей, реализуемых на ЭВМ с минимальными затратами времени.
В соответствии с существом концепции СЭМ газоструйных процессов область применения методов расчета окончательно устанавливается из сравнительного анализа расчетных и экспериментальных данных, привлекаемых из работ других авторов.
Научное значение проведенного исследования.
Обобщены ранее полученные результаты в частных газодинамических задачах и различных условиях старта ракет,
Углублены физические представления о сложных сверхзвуковых турбулентных течениях.
3- Установлена физическая картина пространственного течения, содержащая ударно-волновые, вязкие, вихревые и отрывные зоны.
4. Созданы математические модели, адекватно учитывающие основные факторы, влияющие на происходящие процессы: пространственный характер течения и вязкость газа.
Практическое значение заключается в следующем.
1. Создание методик расчета, базирующихся на интегральных методах и характеризующихся достаточным быстродействием и приемлемой точностью.
Уточнение информации о механизмах влияния конструктивных и режимных параметров старта на силовые воздействия газовых потоков на газоотражательные устройства ПУ для совершенствования их конструкции и снижения мощности приводов наведения и установки ракет.
Разработка практических рекомендаций по проектированию ПУ на основе методов условной оптимизации и конструктивных патентоспособных разработок.
Реализация результатов. Полученные к настоящему времени основные результаты уже используются и могут найти применение в организациях отрасли КБТМ, КБОМ, ЦНИИмаш (г.Москва), КБСМ (г.Санкт-Петербург), КБ ПО «Полет» (г.Омск) и других для построения программного обеспечения САПР, сокращения объемов летно-конструкторских испытаний, создания экспериментального оборудования и проведения научно-исследовательских работ по рассматриваемой проблеме.
Экспериментально-теоретическое исследование аэрогазодинамических процессов при старте ракет определилось как одно из научных направлений для подготовки аспирантов и студентов аэрокосмического факультета Ом-ГТУ. В связи с этим, материалы по теме диссертации систематически используются в курсовом и дипломном проектировании, при чтении лекций по дисциплинам: «Механика жидкости и газа», «Аэрогазодинамика», «Проектирование установок», «Системы автоматизированного проектирования автоматических установок».
Апробация работы. Наиболее существенные результаты работы были представлены на научно-технических конференциях в 2004 - 2005 гг. в гг. Москве, Ижевске, Красноярске, Миассе, Новосибирске, Омске, на научно-технических семинарах аэрокосмического факультета ОмГТУ.
Публикации. По теме диссертации опубликованы 12 статей и тезисов докладов; получено 4 патента и 2 приоритетные справки на полезные модели. Все основные научные и практические результаты, выводы и рекомендации получены автором впервые и лично, В большинстве работ, выполненных в
соавторстве, автор являлся инициатором: выдвигал идею, формулировал задачу, намечал пути ее решения, осуществлял обработку, анализ и обобщение полученных результатов, а также обосновал патентоспособные конструктивные варианты ПУ.
Структура работы. Диссертация, содержащая страниц основного
текста, состоит из введения, трех глав, выводов по главам, заключения с изложением основных результатов и списка литературы.
В первой главе: рассматриваются актуальные газодинамические задачи, возникающие при старте ракет различного назначения; представлено обобщение происходящих процессов и обоснован выбор центральной задачи исследования — исследование взаимодействия сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами в плоскости симметрии течения; по материалам отечественных и зарубежных публикаций выполнен анализ современного состояния вопроса по данной задаче; рассмотрены методы исследований, используемые в стартовой газодинамике; сформулированы цель и задачи исследования настоящей работы.
Центральная задача инженерных методик расчета аэрогазодинамических процессов решена во второй главе, где обосновывается выбор научного направления для разработки инженерных методик - развитие концепции СЭМ газоструйных процессов применительно к расчету воздействия струй РД на газоотражательные устройства ПУ, На основе метода интегральных соотношений предложена математическая модель взаимодействия струй с преградами в плоскости симметрии течения. На основе обработки экспериментальных данных получены расчетные зависимости для оценки силового воздействия струи на газоотражательные устройство ПУ,
Третья глава содержит практические рекомендации по проектированию ПУ различного типа. Здесь рассмотрены различные конструктивные варианты модернизации газоотражательных устройств ЗПУ и ТПК, Численный эксперимент, выполненный по разработанным математическим моделям, доказывает работоспособность и эффективность представленных патентоспособ-
ных конструкций. Газодинамический модуль, входящий в рабочую программу многопараметрической условной оптимизации, позволяет рассчитать оптимальные конструктивные характеристики ПУ.
Автор выражает благодарность коллективу аэрокосмического факультета Омского государственного технического университета, особенно д.т.н., профессору Ланшакову Владимиру Лазаревичу за ценные советы при обсуждении основного содержания и результатов работы; искренне признателен своему научному руководителю к.т.н., доценту Белькову Валентину Николаевичу за постоянное внимание и большую помощь в подготовке диссертационной работы.
Аналитический обзор работ по исследованию взаимодействия струй с преградами
При исследовании воздействия течений, возникающих при старте, на га-зоотражательные устройства ПУ, корпуса и днища ракет, необходимо знать параметры свободных струй.
Обобщению и анализу имеющихся к настоящему времени результатов по исследованию течений на начальном участке сверхзвуковых струй посвящен ряд фундаментальных работ, к их числу следует отнести [10-13]. В них отмечается, что развитие методов расчета происходит в двух направлениях. Исторически первым сложилось направление, разрабатывающее приближенные решения на основе выполненных разнообразных аппроксимаций для относительно больших областей изменения независимых переменных, Оно использует эмпирические, полуэмпирические, интегральные методы расчета. Появление второго направления обязано развитию математической теории интегрирования дифференциальных уравнений газовой динамики с помощью интерполяций на сетке. К сожалению, сеточным методам свойственен относительно большой расход машинного времени, что зачастую неприемлемо при решении оптимизационных задач и разработках программного обеспечения САПР- Вместе с тем, среди многочисленных методов расчета сверхзвуковых неизобарических струй выделяется методика, разработанная в Балтийском государственном техническом университете [14 - 17]. Она вполне отвечает требованиям по точности и быстродействию вычислительных алгоритмов.
Течение, возникающее при взаимодействии с преградой одиночных и составных, затопленных и спутных струй, характеризуется сложной ударно-волновой структурой, наличием зон до- и сверхзвуковых областей. К настоящему времени существует большое количество работ по данной проблеме.
Наиболее изученным является вопрос о воздействии струи на перпендикулярную к ее оси преграду. Первые работы в этом направлении носили экспериментальный характер [18 - 20], Измеренные распределения статического давления на преграде, которые в зависимости от расстояния сопла до преграды можно разделить на три характерных участка, послужили основой для приближенного расчета силового воздействия струи, В результате исследования был определен режим, при котором отсутствует воздействие струй порохового РД на преграду, даны рекомендации по моделированию воздействия, дана оценка влияния различных параметров, определяющих взаимодействие составных струй с преградами, В одной из работ задача о силовом воздействии решена расчетным путем. После определения параметров затопленной струи распределение давления по преграде рассчитано с помощью метода Ньютона, а для определения суммарного силового воздействия использовался закон сохранения количества движения. Но поскольку при этом не учитывалась реальная схема газового течения со сложной ударно-волновой структурой, то по данной методике нельзя определить максимальное значение статического давления на преграде и параметры, необходимые для расчета теплового воздействия.
На основе экспериментального исследования качественной картины течения получена полуэмпирическая методика расчета взаимодействия струи с перпендикулярной преградой, с помощью которой можно построить ударно-волновую структуру потока, определить газодинамические параметры, необходимые для расчета силового и теплового воздействия струи. Установлено, что для разных газов при постоянстве критерия уМ2а можно получить практически одинаковые эпюры давления на преграде, которые описываются эмпирическими формулами.
Дальнейшие исследования связаны с определением качественной картины взаимодействия сверхзвуковых струй с перпендикулярными преградами- В одной из работ отмечено возникновение центральной срывной зоны, когда максимум статического давления находится на некотором расстоянии от оси симметрии течения. В зависимости от расстояния среза сопла до преграды выделяются следующие режимы взаимодействия недорасширеиной струи с преградой: -нормальное взаимодействие, при котором волновая структура струи устойчива и статическое давление максимально в центре преграды, -сильная неустойчивость, возникающая при увеличении расстояния до преграды вследствие выравнивания давления на периферии и в центральной части преграды, -взаимодействие с обратными токами при дальнейшем увеличении расстояния до преграды, которое обуславливает появление периферийного максимума давления,
В результате дальнейших исследований обнаружена зона слабой неустойчивости, которая наблюдается до расстояния, при котором происходит резкая смена ударно-волновой структуры струи. Также отмечается, что особенности взаимодействия, которые наблюдаются при изменении расстояния до преграды, можно наблюдать, изменяя нерасчетность струи.
При натекании сверхзвуковой нерасчетной струи на плоскую преграду, установленную под углом 0 ф 90 к оси струи, газодинамическая картина значительно усложняется. Исследования, проведенные в ЛМИ и ЦАГИ, показали [12], что при б0 ф 90 режимы взаимодействия, характерные для ф=90? в основном, сохраняются, по имеют свои специфические особенности. При ф 60 картина взаимодействия дополнительно усложняется и значительно отличается от описанной в работах, выполненных ранее. Исследования взаимодействия сверхзвуковых струй с наклонными преградами носят, в основном, экспериментальный характер.
Установлено, что суммарная сила, действующая на наклонную преграду, приближенно определялась произведением реактивной силы на sirup. В экспериментальных работах содержатся эмпирические формулы, которые применимы только для узкого диапазона параметров струй РД и их расположения относительно преграды, например, силовое воздействие сверхзвуковых перерасширенных струй исследовалось при расстояниях от среза сопла до преграды в пределах начального и основного участка струи.
Методика расчета взаимодействия струй с наклонными преградами [22] создана на основе экспериментального исследования физической картины течения на базе модели идеальной жидкости- Связанное с такой моделью допущение о при соединенности пристеночной ударной волны к поверхности преграды приводит к расхождениям экспериментальных данных и расчетных значений при больших расстояниях среза сопла до преграды.
Разработанный приближенный метод определения газодинамических параметров сверхзвукового потока, падающего на преграду, основан на результатах, полученных при экспериментах. В программу экспериментального исследования входило изучение растекания газовой струи по плоской преграде, а также измерение статических давлений на ней. Опыты проводились на сверхзвуковой аэродинамической трубе, работающей на сжатом воздухе (к=1.405). Сверхзвуковая струя создавалась коническими соплами, которые имели следующие геометрические и газодинамические параметры: сіа=20мм, оа 5, Ма=1,5; 2,0; 2,5; 3,0, В рабочей части трубы на координатном устройстве крепилась стальная плоская преграда (400x350x10 мм). Координатное устройство позволяло менять угол наклона плоскости преграды к оси сопла ф и расстояние от среза сопла до преграды s. Для изучения распределения давления газовой струи на преграду последняя была дренирована (диаметр отверстий 0,7мм, шаг 4мм). Для выяснения зоны растекания струи по преграде на нее накладывалось прозрачное органическое стекло толщиной 10мм. Нанесение перед продувкой на поверхность стекла тонкого слоя вязкого вещества, например тавота, смешанного с порошкообразным графитом, позволило установить зависимость угла растекания от угла наклона преграды ф, числа Маха на срезе сопла, расстояния от среза сопла до преграды и нерасчетности течения струи п=Ра/Рн.
Цель работы и обоснование выбора методов решения поставленной задачи исследования
Научную задачу можно сформулировать на основе анализа актуальных газодинамических задач, возникающих при старте ракет, и достигнутых результатов по их решению, которые целесообразно кратко упомянуть ниже [69 - 72].
1. При взаимодействии струй РД с газоотражательными элементами СК возникают усилия, сопоставимые с тягами двигателей. Под действием таких усилий и сопутствующего им интенсивного нагрева в элементах конструкций стартовой техники часто возникают напряженно-деформированные состояния, близкие к критическим.
2. К настоящему времени на основе обширных исследований решены вопросы газодинамики и теплообмена в зоне прямого воздействия струй на газоотражательные поверхности комплексов и установлены предельные соотношения для взаимного расположения ракеты и газоотражателя, при которых отсутствует тепловое воздействие обратного потока на корпус ракеты. В связи с развитием наземных комплексов и постановкой задач оптимизации по уменьшению габаритных размеров проектируемых СК или использованию уже имеющихся комплексов, например, для ракет с геометрическими характеристиками, увеличенными по сравнению с теми, для которых данный СК проектировался, возникает необходимость исследования таких компоновок, где часть характерных размеров может выходить за рамки ранее установленных соотношений. В этом случае ставится задача о расширении границ применимости известных методов и более подробного изучения процессов формирования и распространения газовых течений в СК.
Итак, научная задача, которую необходимо решить, состоит в исследовании процессов: формирования отраженных газовых потоков при истечении и воздействии струй РД на газо отражатель ПУ; распространения сформированных течений в СК,
Для решения поставленной проблемы необходимо рассмотреть различные подходы, применяемые в стартовой газодинамике для исследования аналогичных процессов.
Экспериментальные исследования играют большую роль в раскрытии механизмов происходящих газодинамических процессов, на основании чего создается модель структуры течений, необходимая при разработке математической модели. Однако следует учесть, что чисто экспериментальный путь получения результатов имеет ряд существенных недостатков. 1. При исследовании сложных задач практически весьма трудно, а часто невозможно без искажения структуры потока осуществить измерения параметров, интересующих разработчиков стартовых систем: суммарных усилий, полных и статических давлений в характерных точках поля течения, температур, концентраций газовых компонент и т. д. 2. Отказ от использования физико-математических моделей может привести к необходимости постановки натурных экспериментов, так как при уменьшении размеров ПУ и ракет невозможно одновременно сохранить постоянство всех критериев подобия. Отрицательные экономические и другие последствия крупномасштабного экспериментирования хорошо известны 3. Экспериментальные методы многопараметрической оптимизации требуют проведения исключительно большого количества опытов, что препятствует оперативному определению оптимальных характеристик РІС 4. Эксперименты, поставленные с целью проверки работоспособности технических устройств, как правило, не выявляют причины, порождающие то или иное воздействие, и не позволяют устанавливать закономерности, которые были бы полезны для последующих разработок. Ограниченность применения полученных результатов значительно понижает ценность затраченных труда и средств.
Анализируя упомянутые математические методы, следует отметить, что их целесообразно применять для течений невязкого газа. Принципиальные трудности в разработках достоверных методов расчета аэрогазодинамических процессов при старте ракет возникают из-за отсутствия строгой физико-математической теории турбулентности. Необходимость упрощения уравнений позволяет заключить, что одно лишь математическое моделирование без привлечения физического эксперимента не гарантирует достоверность получаемых результатов по следующим причинам. 1. Системы уравнений, решение которых могут быть получены, являются приближенными. Степень их соответствия реальным процессам не поддается доказательным оценкам без использования экспериментальных данных. 2. Результаты экспериментальных и теоретических исследований в области стартовой газодинамики еще не обобщены в той мере, которая необходима для практического применения полуэмпирических соотношений теории турбулентности. Возможности проведения таких обобщений не ясны из-за постановки новых задач в связи с развитием СК.
Физическая картина течения в зоне прямого воздействия струи на наклонную преграду
Исследованию параметров газового потока, возникающего при воздействии струй на наклонные преграды, посвящено большое количество работ (см. параграф 1.2). На основании анализа этих работ, в которых выполнены визуализации течений и измерения газодинамических параметров установлены следующие физические процессы, происходящие при взаимодействии струй с преградами.
При натекании сверхзвуковой нерасчетной струи на преграду в окрестности начальной точки их встречи зарождается пристеночная ударная волна 5 (рис. 2,1), что сопровождается повышением статического давления на преграде. В связи с последующим растеканием потока, наблюдается уменьшение давления, и дальнейшее его изменение по преграде определяется ударно-волновой структурой течения. - внешняя граница струи; 2 - внутренняя граница струи; 3 — висячий скачок уплотнения; 4 - волны сжатия; 5 - пристеночная ударная волна; 6 - результирующий скачок уплотнения; 7 — тангенциальный разрыв; 8 — маховский диск; 9 - обратный поток /- область изобарического течения; //—область градиентного течения.
Образование пристеночной ударной волны происходит в результате наложения слабых волн сжатия 4, которые образуются в сверхзвуковой части потока за счет градиента давления, возникающего при воздействии струи на преграду. Расстояние от стенки до пристеночной ударной волны (отход волны от стенки) зависит, главным образом, от толщины пограничного слоя струн, а также от угла встречи оси струи с преградой ф. Пристеночная ударная волна 5, которая распространяется в сжатом слое струи, взаимодействует с её висячим скачком, что приводит к образованию ударно-волновой структуры течения 6,7,8.
При воздействии сверхзвуковой нерасчетной струи на наклонную преграду всегда есть центр растекания и обратный поток, направленный вверх по преграде в сторону среза сопла. Следует отметить, что его интенсивность резко падает при уменьшении угла встречи оси струи с преградой ср.
Применение различных способов визуализации: покрытие преграды масляным раствором краски, пластилином, закрепление шелковинок позволило определить характер растекающегося по преграде газового потока. Такая картина является характерной для всего исследуемого диапазона определяющих параметров струй и расположения среза сопла относительно преграды. Существенным обстоятельством является то, что линии тока на преграде направлены из точки с максимальным статическим давлением, находящейся в плоскости симметрии течения.
На основании анализа визуализации течения с помощью оптических приборов ИАБ-451 и ИАБ-458, нитяного зонда, визуализирующей смазки, пластилина, закрепленных на преграде шелковинок, а также измерений тепловых потоков и температур газа у стенок преграды и модельного двигателя, можно построить физическую картину распространения обратного потока, представленную на рис. 2.2, Процесс распространения обратного потока происходит следующим образом: в начальной зоне взаимодействия струи РД 1 с газоотражательным устройством 2 формируется поток, распространение которого в зоне Рис. 2.2. Анализ аэрогазодинамических процессов при старте РКН: 1 - струя РД; 2 - газоотражательное устройство; 3 - зона интенсивного растекания обратного потока; 4 — центр растекания; 5 - линия отрыва; 6 - индуцированное течение; 7 — пристеночная вихревая зона; 8 - отсоединенная вихревая зона; 9 - сопло; 10 - линии тока на газо отражательном устройстве. интенсивного растекания 3 происходит от центра растекания 4, которым является точка с максимальным статическим давлением в области градиентного течения, С увеличением расстояния от центра растекания скоростной напор обратного потока уменьшается и на линии 5 вследствие большой эжекционнои способности струи, которая индуцирует над преградой течение 6, происходит его отрыв. За линией отрыва обратный поток отходит от стенки и под действием положительного градиента давления разделяется на две вихревые зоны, которые характеризуются пространственной картиной течения. В пристеночной вихревой зоне 7 линии тока на преграде направлены к области взаимодействия струи с преградой. В отсоединенной вихревой зоне 8 часть потока может достигать обратной относительно преграды стороны ракеты. Следует отметить, что в обеих вихревых зонах происходит интенсивное смешение обратного потока с окружающим воздухом.
Применение методов условной оптимизации для проектирования пусковых установок
Для определения минимальных размеров ПУ, обеспечивающих требуемые условия старта ракет, можно использовать различные методы условной оптимизации [73 - 88]. При этом математическая модель содержит целевую функцию, характеризующую конструктивные параметры ПУ, и ограничения, представленные на рис. 3.11.
Для решения подобных задач оптимизации с ограничениями может быть использован метод Хука - Дживса. При этом общая процедура поиска минимума целевой функции дополняется проверкой принадлежности изменяемых переменных области допустимых решений, определяемой ограничениями задачи. И если переменная выходит за допустимую область, то целевой функции присваивается некоторое большое предварительно заданное значение, что адекватно неудаче при поиске направления движения в пространстве параметров.
В случае принадлежности значений переменных области допустимых решений общая процедура решения задачи не изменяется. Кроме того, и метод Лагранжа можно использовать в случае ограничений в виде неравенств. Вводя дополнительные переменные, ограничения - неравенства можно преобразовать в уравнения, причем на дополнительные переменные накладываются ограничения неотрицательности. Ниже представлен краткий обзор и других методов условной многопараметрической оптимизации.
Суть метода штрафных функций заключается в преобразовании исходной целевой функции путём включения в нее функции от ограничений, получая, таким образом, задачу безусловной оптимизации, для решения которой можно использовать известные методы. Существуют различные типы штрафов и различные процедуры учёта ограничений при переходе к задаче безусловной оптимизации. Квадратичный штраф. Этот вид штрафа используется для учёта ограничений — равенств.
Логарифмический штраф. Этот и рассматриваемые далее виды штрафов учитывают ограничения — неравенства. На начальном этапе необходимо обеспечить попадание в допустимую область. Поскольку преобразованная задача решается одним из численных методов, то возможно появление недопустимых точек в процессе решения (например, как результата большого первого шага при одномерном поиске). В связи с этим должны быть предусмотрены специальные меры по предотвращению этой ситуации либо её обнаружению и устранению.
Штраф, заданный обратной функцией, не имеет отрицательных значений в допустимой области. Как и предыдущий, он является барьерным штрафом. В допустимых точках вблизи границы значения штрафа положительны и быстро убывают при продвижении внутрь допустимой области. Как и в предыдущем случае, возможно появление недопустимых точек. Штраф типа квадрата срезки. Недопустимые точки не создают в данном случае сложностей по сравнению с допустимыми. Различие между ними состоит в том, что в допустимых и граничных точках штраф равен нулю.
Кроме упомянутых методов оптимизации, к настоящему времени разработаны и другие. Однако опыт оптимального проектирования ПУ показывает, что наиболее эффективным является комплексный метод, что обуславливает его подробного рассмотрения.
Такой метод является модификацией симплексного метода Нелдера - Ми-да. Метод Нелдера - Мида (поиск по деформированному многограннику) является развитием симплексного метода Спендли, Хекста и Химсворта. Множество (п+1)-й равноудалённой точки в n-мерном пространстве называется регулярным симплексом. Следовательно, в двумерном пространстве симплексом является равносторонний треугольник, а в трёхмерном пространстве — правильный тетраэдр. Идея метода состоит в сравнении значений функции в (п+1) вершинах симплекса и перемещении симплекса в направление оптимальной точки с помощью итерационной процедуры. В симплексном методе, предложенном первоначально, регулярный симплекс использовался на каждом этапе. Нелдер и Мид предложили несколько модификаций этого метода, допускающих, чтобы симплексы были неправильными. В результате получили очень надёжный метод прямого поиска, являющийся одним из самых эффективных, если п не превышает шести.
Для учета ограничений Боксом создан комплексный метод, суть которого заключается в следующем.
