ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА
ISSN 1561-9184 (друкована версія), ISSN 2616-6380 (електронна версія)

ГОЛОВНА    ПРО ЖУРНАЛ    РЕДКОЛЕГІЯ    АВТОРАМ    ПОТОЧНИЙ ВИПУСК    АРХІВ    КОНТАКТИ

УДК 629.7.036

Технічна механіка, 2020, 2, 36 - 46

ЧИСЛОВЕ МОДЕЛЮВАННЯ ГАЗОДИНАМІЧНИХ ПРОЦЕСІВ ДЛЯ ОПТИМІЗАЦІЇ ПРОЄКТУВАННЯ ОБТІКАЧА РАКЕТИ

DOI: https://doi.org/10.15407/itm2020.02.036

Василів С. С., Прядко Н. С.

Василів С. С.
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України,
Україна

Прядко Н. С.
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України,
Україна

      Обтікач необхідний для захисту корисного навантаження від впливу зовнішніх факторів під час польоту ракети. Він повинен витримувати значні силові та температурні навантаження і безпечно відстиковуватись та відводитись від ракети. В роботі розглянуто процес відстикування стулок обтікача ракети при надзвуковому обтіканні в приземних щільних шарах атмосфери. Для процесу відведення стулки від корпуса ракети запропоновано використовувати детонаційний шнуровий ракетний двигун, що розвиває значну силу тяги при малій масі та нетривалій роботі. Це суттєво дозволяє знизити масу обтікача. Визначення сил, що діють на обтікач, проводилося за допомогою комп’ютерного моделювання цього процесу. Розроблено методику розрахунку основних параметрів детонаційного шнурового ракетного двигуна для відведення стулки обтікача від ракети. В математичній моделі руху обтікача відносно ракети в процесі розстикування й відведення розглядаються два варіанти: розрахунковий варіант відриву і прискорення стулок при нерозривному механічному контакті з ракетою, а також випадок автономного руху стулки по інерції окремо від ракети. Результатами комп’ютерного моделювання є проекції аеродинамічних сил і обертаючого моменту, картина розподілу тиску повітря за найбільш характерними кутами відведення стулок обтікача від ракети. Змодельоване обтікання п’ятьох варіантів стулок з різними за формою захисними перегородками: конічною, вгнутою конічною, сферичною, вгнутою сферичною та плоскою. Оптимальним, з точки зору мінімальних затрат енергії, виявився варіант з вгнутою сферичною захисною перегородкою. Було визначено оптимальну форму, розмір та розміщення перегородки. Виявлено ефекти, що дозволяють знизити необхідну тягу двигуна для відведення стулки від корпуса ракети. У всіх випадках визначено картини розподілу тиску, що в подальшому дозволяє провести розрахунки на міцність. Визначено мінімальну необхідну тягу шнурового детонаційного двигуна для відведення стулки від корпуса ракети.
     

детонаційний шнуровий ракетний двигун, надзвукова течія, обертання, моделювання, розподіл тиску

1. Dotson K. W., Engblom W. A. Vortex-induced vibration of a heavy-lift launch vehicle during transonic flight. Journal of Fluids and Structures. 2004. V. 19. Iss. 5. Pp. 669–680. https://doi.org/10.1016/j.jfluidstructs.2004.04.009

2. Rogers S. E., Dalle D. J., Chan W. M. CFD Simulation of the Space Launch System Ascent Aerodynamics and Booster Separating. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2015. 33 p. https://doi.org/10.2514/6.2015-0778

3. Groves C. E. Computational Fluid Dynamics Uncertainty Analysis for Payload Fairing Spacecraft Environmental Control. A dissertation submitted in partial fulfillment of the requirements for the PhD degree in the Department of Mechanical and Aerospace Engineering in the College of Engineering and Computer Science at the University of Central Florida Orlando, Florida. 2014. 164 p. https://doi.org/10.2514/6.2014-0440

4. Murman S. M., Diosady L. T. Simulation of a hammerhead payload fairing in the transonic regime. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2008. Paper 2016-1548. 17 p. https://doi.org/10.2514/6.2016-1548

5. Tsutsumi S., Takaki R., Takama Y., Imagawa K., Nakakita K., Kato H. Hybrid LES/RANS Simulations of Transonic Flowfield around a Rocket Fairing. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2012. https://doi.org/10.2514/6.2012-2900

6. Nallasamy R., Kandula M., Schallhorn P., Duncil L. Three-dimensional flowfield in the scaled payload. fairing model of an expendable launch vehicle. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2008. Paper 2008–4302. https://doi.org/10.2514/6.2008-4302

7. Frolov S. M. (Ed.). Pulsed Detonation Engines. Moscow: TORUS PRESS, 2006. 592 p. (in Russian).

8. Bykovsky F. A., Zhdan S. A. Continuous Spin Detonation. Novosibirsk: SORAN, 2013. 423 p. (in Russian).

9. Shank Jason C. Development and Testing of a Rotating Detonation Engine Run on Hydrogen and Air. Thesis presented to the Faculty Department of Aeronautics and Astronautics Graduate School of Engineering and Management Air Force Institute of Technology Air University Air Education and Training Command in partial fulfillment of the requirements for the degree of Master of Science in Aeronautical Engineering. USAF, 2012. 70 p.

10. Russo Rachel M. Operational Characteristics of a Rotating Detonation Engine using Hydrogen and Air. Thesis presented to the Faculty Department of Aeronautics and Astronautics Graduate School of Engineering and Management Air Force Institute of Technology Air University Air Education and Training Command in partial fulfillment of the requirements for the degree of Master of Science in Aeronautical Engineering. USAF, 2011. 90 p.

11. International Organization for Standardization, Standard Atmosphere, ISO 2533:1975. 108 p.

12. Vargaftik N. B. Handbook on Thermal Fluid Properties. Moscow: Nauka, 1972. 720 p. (in Russian).

Copyright (©) 2020 Василів С. С., Прядко Н. С.

Copyright © 2014-2020 Технічна механіка