Проблемы аэродинамики аппаратов капсульного типa, рассчитанных на вход в атмосферу плaнеты Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАТ И Том XXVIII ' 1997 ~~

№2

УДК 629.78.015.076.8:523.2/.7

ПРОБЛЕМЫ АЭРОДИНАМИКИ АППАРАТОВ КАПСУЛЬНОГО ТИПА, РАССЧИТАННЫХ НА ВХОД В АТМОСФЕРУ, ПЛАНЕТЫ

К. П. Петров

Рассматриваются аэродинамические проблемы аппаратов, предназначенных для освоения околоземною космоса. Исследуются аэродинамические характеристики (сопротивление, аэродинамическое качество, продольная балансировка и пр.) аппаратов, рассчитанных на баллистический спуск в атмосфере и спуск с аэродинамическим качеством. Приводятся сведения об экспериментальном оборудовании, используемом для решения аэродинамических проблем.

Освоение космического пространства, и в первую очередь околоземного космоса, привело к возникновению нового класса летательных аппаратов (ЛА), рассчитанных на вход в атмосферу и посадку на поверхность планеты. .

Эти аппараты условно можно разделить на две группы. Одна из них, обладая высоким аэродинамическим качеством, обеспечивает возможность посадки на аэродром. Обычно аэродинамическая компоновка таких аппаратов предполагает наличие крыльев или несущего корпуса. Примерами таких аппаратов являются «Спейс Шаттл» и «Буран». Эти уникальные аппараты многоразового применения рассчитаны на выполнение экипажем разнообразных задач в космическом полете. Создание таких аппаратов требует огромных материальных затрат и может быть осуществлено либо крупными государствами, либо группой государств. Кроме того, задачи, которые призваны решать эти аппараты, несмотря на их важность, вряд ли могут принципиально различаться между собой. Поэтому не следует ожидать большого разнообразия аэродинамических компоновок этих аппаратов. 1

Другая группа аппаратов с малым значением аэродинамического качества предназначена не для посадки на аэродром, а для спуска в заданном районе планеты. Обычно такие аппараты призваны решать оперативные задачи космических полетов. К ним, в первую очередь, относятся доставка со спутников и космических станций различных грузов (в виде фото- и киноматериалов, результатов опытов, продуктов

V-

У-

космического производства), а также штатное и аварийное возвращение космонавтов. По мере обживания космического пространства и увеличения космических станций (особенно обитаемых) потребность в таких аппаратах будет возрастать. В соответствии с оперативными задачами, которые они должны решать, характером грузов конструкции

таких аппаратов могут различаться. Тем не менее большинство из них, вероятно, будет иметь форму тел вращения малого удлинения (капсульную форму, рис. 1).

Условия спуска в атмосфере требуют решения определенных аэродинамических проблем, которые, в первую очередь, связаны с аэродинамическим сопротивлением (при баллистическом спуске), аэродинамическим качеством (при «скользящем спуске») и аэродинамической стабилизацией при входе в атмосферу. Успешное решение этих проблем в определенной мере зависит от возможностей экспериментальной базы.

Аэродинамическое сопротивление. В целях гашения скорости при спуске с орбиты аппарат капсульной формы должен обладать (при всех режимах полета) определенным значением аэродинамического сопротивления. На рис. 2 приведена зависимость схо = /(Мда) для лобовой и донной частей тел различных форм [1]. Наибольшим лобовым сопротивлением обладает диск или пластина, перпендикулярная к набегающему потоку (или торец тела вращения). Однако значение схпшх * 1>7 (при а = 0) оказывается меньшим значения сх =2,0, которое может быть достигнуто при максимальном и постоянном по всей поверхности давлении (в ньютоновском представлении). В реальных условиях давление падает при перемещении от центра к периферии

Рис. 1

Рис. 2

лобовой поверхности вследствие увеличения скорости растекания потока от критической точки. При этом распределение давления по лобовой поверхности существенно зависит от ее формы. Чем более вы-пую&й является поверхность, тем быстрее убывает давление по направлению к ее периферии. Наиболее «полная» эпюра ’распределения давления достигается на плоской лобовой поверхности, что и определяет ее большее сопротивление. Представляет интерес найти такую лобовую поверхность, которая обладала бы сопротивлением ббльшим, чем плоская поверхность. Одним из средств увеличения сопротивления является кольцо с диаметром, равным диаметру торца тела вращения, установленное перед ним. Такое кольцо способствует образованию головной волны более плоской формы, чем при обтекании изолированного торца. В итоге происходит дополнительное увеличение давления на периферийных частях торца. Эпюра давления По торцу приближается к прямоугольной форме. Поскольку периферийная площадь торца превосходит его центральную часть, то в итоге наблюдается заметное увеличение лобового сопротивления (рис. 3). Еще более эффективным средством увеличения лобового сопротивления является сочетание специальной формы торца и кольца перед ним. При этом происходит увеличение эффективного диаметра тела за счет веерной струи, вытекающей между кольцом и торцом тела (см. рис. 3). Наиболее полно этот эффект проявляется при а = 0. Приведенные примеры указывают на принципиальную возможность получения сопротивления большего, чем у плоской поверхности.

На практике для аппаратов капсульного вида используется тело вращения, состоящее из лобового сегмента с хвостовой цилиндрической или, чаще, слабо конической частью.

В этом случае при баллистическом спуске (а = 0) кривизна лобовой поверхности тела оказывает наибольшее влияние на лобовое сопротивление. Если изменять форму в пределах, от шара до плоской пластины, то сопротивление при сверхзвуковых скоростях будет принимать значения сх в диапазоне от 1,0 до 1,6.

Увеличение сопротивления путем изменения донного давления вряд ли практически возможно. Однако для увеличения сопротивления можно использовать открывающиеся щитки, расположенные в кормовой части тела (см. рис. 1). Располагая щитки рациональным образом, можно избежать отрыва потока перед ними и отрицательных последствий этого явления. Следут, однако, иметь в виду, что в условиях сильного аэродинамического нагрева может возникнуть перекос щитков, приводящий к вращению аппарата вокруг продольной оси. Специальные исследования [2] показали, что при двенадцати щитках, отклоненных на 40*, перекос пяти из них на 5° вызывает вращение аппарата вокруг продольной оси с угловой скоростью, превышающей 210 град/с. При этом скорость вращения зависит гак от числа М.,, так и от угла атаки. Естественно, что вращение аппарата может быть недопустимым для здоровья экипажа и работы приборов, находящихся в нем.

Наконец, торможение аппарата при баллистическом спуске может быть достигнуто путем использования тормозящих струй двигателей, направленных навстречу потоку. Как показали исследования [3], дополнительное приращение аэродинамического сопротивления (кроме реактивной силы) может быть достигнуто при расположении струй двигателей по периферии аппарата. При расположении струй двигателей в центре аппарата происходит уменьшение аэродинамического сопротивления.

Аэродинамическое качество. Баллистический спуск с орбиты аппарата капсульного вида совершается при отсутствии подъемной силы. В то же время так называемый «скользящий» спуск предполагает наличие у тела вращения аэродинамического качества, определяемого его формой и углом атаки.

По ряду соображений сферическая форма может представлять интерес для аппарата, предназначенного для спуска с орбиты. Однако при этом отсутствует возможность использования подъемной силы. Такая возможность появляется только при деформации контура сферы, например при срезе части сферической поверхности. Как показали опыты [4], эта деформация может обеспечить (в зависимости от угла наклона среза) достижение аэродинамического качества К и 0,2 (рис. 4). Такое значение аэродинамического качества сохраняется в диапазоне углов атаки а «0...100. Последнее обстоятельство является благоприятным, так как не требует точного выдерживания балансировочного угла атаки.

' У других тел вращения аэродинамическое качество в большей степени зависит от угла атаки. Так, например, на сегментальноконических телах (рис. 5) может быть достигнуто аэродинамическое качество К»0,7 [5], которое соответствует большому углу атаки а я 50°. Достижение такого балансировочного угла атаки путем смещения центра масс с продольной оси вряд ли практически возможно. Более реальной представляется балансировка на ушах атаки а « 15—20', при этом аэродинамическое качество достигает примерно 0,2 ...0,3.

> ?

М^¥,0

Рис. 4

Ъ/в-1,0

г/D-0,273

Рис. 5

Известен и другой способ достижения приемлемого аэродинамического качества у тела сегментально-конической формы, который заключается в придании определенного угла наклона лобовой поверхности относительно продольной оси тела. Однако и в этом случае центр масс необходимо смещать из центра объема тела, а сам объем тела при наклонной лобовой поверхности становится менее удобным для размещения полезных хрузов.

Для того чтобы избежать указанных недостатков и уменьшить смещение центра масс в продольной оси (в целях балансировки), предложен способ, идея которого заключается в следующем. Участки лобовой поверхности, расположенные на краях, создают наибольший момент относительно ее центра. Несимметричная деформация краев лобовой поверхности сопровождается возникновением балансировочного угла атаки при расположении центра масс на продольной оси тела. В работе [6] исследовались аппараты сегментально-конической формы, у которых лобовая поверхность «обрезалась» по дуге круга с диаметром, равным максимальному диаметру модели, при этом центр Круга сдвигался с продольной оси модели (рис. 6). Если такая деформация поверхности аппарата совмещается с перемещением центра масс, то вполне реально достигнуть значения аэродинамического качества, близкого к максимальному. Так, например, если на аппарате сегментально-конической формы типа «Аполлон» уменьшить площадь миделя на 3,7% и сместить центр масс с оси аппарата на 4% его диаметра, то аппарат при центровке хц.м = хп м/Б = 0,269 балансируется на угле атаки а я 32°, а аэродинамическое качество составляет К * 0,5 (см. рис. 6). К этому следует добавить, что уменьшение площади лобовой поверхности (или площади миделевого сечения аппарата) по

одному из ее краев ведет к уменьшению объема, который весьма трудно использовать при размещении грузов в реальном аппарате.

В целях получения еще больших значений аэродинамического качества К > 1 могут использоваться космические аппараты конической формы. В зависимости от задач, которые должен решать такой аппарат, могут применяться как круговые, так и эллиптические конусы, а также конусы с наклонной плоскостью донного среза или иными деформациями кормовой части конуса. Носовая часть конуса, имея относительно малую площадь, создает меньшую часть аэродинамического качества конуса.

Этот недостаток можно устранить, придав носовой части конуса клиновидную форму [7]. Увеличение подъемной силы при незначительном росте сопротивления такой конфигурации приводит к заметному увеличению аэродинамического качества и сдвигу его максимального значения в сторону меньших углов атаки (рис. 7).

По-видимому, такие аппараты могут быть уже отнесены к типу «летающий корпус».

В итоге можно рассчитывать на достижение следующих значений аэродинамического качества (при Мда *6):

Рис. 7

Форма тела II

Сфера со срезом лобовой поверхности под углом у = 45' 0,2

Сегментально-коническая, с полуутом обратною конуса в = 30" со смещенным с оси центром масс (яцмД) = 0,269, З'ц.м/Л = °.°4> 0,35

То же, но с несимметричным уменьшением площади на краях лобовой поверхности 0,5

Острый конус с полуутом при вершине 0^ = 10° 1,0

Острый конус с клиновидной носовой частью с полуутом при вершине 0^ = 10° 1,4

Острый конус с эллиптической формой поперечного сечения Около 2,0

Самобалансировка летательного аппарата при входе в атмосферу.

В большинстве случаев стабилизация аппаратов капсульной формы при входе в атмосферу не осуществляется, поэтому аппарат может войти в атмосферу под любым углом атаки вплоть до а* 180°. Поскольку донная часть аппарата не имеет тепловой защиты, продолжительный полет под а «180° может привести к прогару конструкции и ее резрушению. Во избежание Этого необходимо стабилизировать аппарат на единственном угле атаки, на котором должен продолжаться полет. Этому

требованию отвечает характеристика т, = /(а), имеющая единствен* '■ ' *■ - ' --.

ную статически устойчивую балансировку. К сожалению, не все капсульные аппараты при реальных центровках удовлетворяют этому условию, и приходится прибегать к специальным устройствам, обеспечивающим нужную аэродинамическую стабилизацию при входе в атмосферу. - ,

У аппарата, близкого по форме к «Аполлону», при реальной центровке в широком диапазоне углов атаки от а * 90° до 180° имеется участок с нейтральной устойчивостью (рис. 8). Естественно, что при такой центровке аппарат может «зависать» на этих углах атаки, подвергая аэродинамическому нагреву боковые и донную поверхности. Этот недостаток может быть устранен (без изменения центровки) с помощью установки Дополнительного кормового конуса или крестообразного дестабилизатора. < : ,;

по С

Экспериментальные методы определения аэродинамических характеристик. При создании и доработке космических аппаратов в ЦАГИ использовалось имеющееся экспериментальное оборудование и создавались новые экспериментальные установки.

На рис. 9 показана зависимость = /(М*,), примерно соответствующая условиям полета в атмосфере аппарата типа «Союз». Там же приведены соответствующие значения, отвечающие условиям испытаний моделей в основных аэродинамических трубах ЦАГИ. Как видно,

Ч Т-106;АЧООмм Л Т-121 ;й-50мм

° т-103) 300 І / А т-123; 300 ; 1

X Т~116; 200 ; 3 ® МБУ; 10 ;

У Т-117\ 170мм; 3% х ИТ-2; 100 мм \ 3%

для большинства режимов полета в атмосфере условия моделирования могут быть обеспечены. В тех случаях, когда эта возможность отсутствует (особенности гиперзвукового режима полета), необходимо использовать теоретические методы определения аэродинамических характеристик.

Для специфических задач аэродинамики космических аппаратов в ЦАГИ были дополнительно созданы специальные установки и методика исследований на них. В частности, для исследования взаимодействия струй управляющих и маршевых двигателей были созданы передвижные и стационарные установки, позволяющие проводить необходимые опыты. Основные параметры главных экспериментальных установок, работающих на холодном воздухе высокого давления, указаны в таблице.

Аэродина-Пара-^'"\_ мические метры труб^'''\-^ трубы Трансзвуковые трубы Гиперзвуковые трубы

и установок Т-108 Т-114 Т-109 Т-121 Т-116

М. >' 0,5 * 1,7 0,6 -5- 4 0,6x4 4*9 2-5-10

Размер рабочей части, м 1 X 1 0,6 х 0,6 2,15 х 2,15 0,2 х 0,2 1 х 1

Диапазон й.ем (10+ 18) х (11+ 39) х (lO + 25) х (5 + 50) х (1,25-5-30)х

хЮ6 , х-10* хМ* хЮ6 хЮ6

Вид струйной установки Большая Малая пе- Стацио- Стацио- Стацио-

• передвиж- ная редвижная нарная нарная нарная

Объем емкости высокого давления, м3 0,560 0,160 4000 * 600 160 120

Максимальное давление в емкости, атм До 200 До 200 До 320 До 200 До 200

Максимальный расход воздуха, кг/с 2 1 100 ч- 150 5,5 35

Известно, что с наименьшей точностью (в сравнении с другими величинами) определяется производная /я“ и особенно балансировочный угол атаки. Поэтому весьма желательно использовать принципиально различные методы определения этих величин.

В этих целях были разработаны и внедрены в практику исследований некоторые весовые и невесовые методы измерения балансировочного угла атаки при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях потока. Особую остроту этот вопрос имеет в гиперзвуковых трубах кратковременного действия. Так, в работе [2] предложен специальный метод, позволяющий измерять балансировочный угол аппарата капсульной формы.

ЛИТЕРАТУРА

1. П е т р о в К. П. Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик плоских тел при нормальном выпекании потока на лобовую поверхность Ц Труды ЦАГИ.—1993. Вып. 2515.

2. Петров К. П.> Экспериментальные методы исследования аэродинамики транспортных космических систем при их создании и отработке //

Сб. докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». Ч. I: Методы исследования гиперзвуковых летательных аппаратов,—1992. ; .

3. Жирников Б. Л., Петров К. П. Исследование взаимодей-

ствия с внешним потоком струй, вытекающих из лобовой поверхности тела вращения // В сб.: Прикладные вопросы аэродинамики летательных аппаратов.— Киев: Наукова Думка.—1984. : . . .

4. Петров К. П. Экспериментальная аэродинамика сферических

тел//Труды ЦАГИ.- 1993. Вып: 2515. ; ■

5. Артонкин В. Г., Петров К. П. Исследования аэродинамических характеристик сегментально-конических тел // Труды ЦАГИ,—1971.

Вьш. 1361.

6. Артонкин В. Г., Петров К. П. Влияние несимметричного уменьшения площади миделя тела вращения на его аэродинамические характеристики // Ученые записки ЦАГИ.—1973. Т. IV, № 4.

7. Жирников Б. Л., Петров К. П. Исследование возможности увеличения аэродинамического качества конических тел // Ученые записки ЦАГИ.—1970. Т. 1, № 1.

Рукопись поступила 16/11995 г.