Исследование динамики ракеты при ее выходе из пусковой шахты при работающем двигателе (стр. 8 из 12)

Рисунок 5.2. Сгенерированная блочная сетка

Необходимо отметить, что при разных углах атаки приходится изменять количество ячеек на поверхности тела, так как, к примеру, при изменении угла атаки с 15 на 90 градусов под особое внимание будет попадать сетка на цилиндрической части, а не на носовой. То есть при отработке модели требуется неоднократное корректирование сгенерированной сетки для конкретного расчетного случая.

· Подготовка решателя расчетного комплекса и проведение расчета

Для примера примем, что на ракету в перпендикулярном направлении дует «свежий» ветер, эта характеристика соответствует 10 м/с. Скорость и высоту выхода ракеты возьмем из предыдущего расчета. Для данной схемы (рис.5.1) проведем расчеты в П.П.П. AnsysCFX.

В рассматриваемой схеме суммарная скорость и направление набегающего потока определяются из скорости набегающего потока при движении, вычисленной в предыдущем расчете, и скорости ветра

;

.

Для предварительной оценки проведем шесть расчетов с параметрами, указанными в таблице 5.2. Параметры расчетной среды приведены в таблице 5.3.

Таблица5.2. Расчетные параметры

№	H, м	, м/с	, град
1	0,492	12.93	50.65
2	1,341	16.73	36.7
3	2,225	19.82	30.29
4	3,307	22.95	25.82
5	4,575	26.07	22.55
6	6,398	29.87	19.55

Таблица 5.3. Параметры расчетной среды

Параметр	Значение
давление, Па	99600
температура, K	298
плотность воздуха,	1,2

Данный расчет проведен с использованием SST-модели турбулентности, так как данная модель более точна и надежна для широкого класса потоков (т.е., потоков подверженных градиентам давления, обтекание профилей), чем стандартная k-w модель турбулентности. [16]

Напомним, что жидкость, находящаяся в расчетной области, при M << 1 будет считаться несжимаемой.

· Получение результатов

В результате расчета были получены теневые картины обтекания ракеты. Приведем такие картины для расчетного примера №6 (рис.5.3, рис.5.4).

Кроме того, получены силы, действующие на ракету, которые будут рассмотрены позже.

Рисунок 5.3. Теневая картина распределения скоростей потоков (расчетный пример №6)

Рис.5.4. Теневая картина распределения давления (расчетный пример №6)

Полученные результаты следует сравнивать с теоретическими и представленными в литературе подобными экспериментами. Необходимо оценивать схожесть с физическими законами.

5.3 Анализ полученных результатов

В нашем случае угол атаки составляет

, для этих углов влияние аэродинамических сил на ракету очень разнообразно. Напомним, что на рассматриваемое тело действуют потоки по двум направлениям ( ):

.

Образуемые от этих потоков силы, складываются векторно, но можно предположить, что аэродинамические эффекты, возникающие от продольных и поперечных сил, будут накладываться и присутствовать на ракете выходящей из шахты. Поэтому, для проверки правильности расчета, проведем дополнительные численные эксперименты с последовательным исключением одной из составляющих потока (

, ).

5.3.1 Вертикальная составляющая потока (

)

На ракету действует под углом атаки

поток = 24,079 м/с, равный скорости ракеты для расчетного случая № 4 (H=4,575 м) (I случай). Расчет проводится без учета донного давления.

Данный расчет обладает хорошей сходимостью решения (рис.5.5). Решение было получено через 19 итераций, что составило 20 мин.

Рисунок 5.5. График сходимости для расчета при

= 24,079 м/с, =0

Как видно из рис.5.6, обтекание проходит по контуру ракеты в соответствии с теорией потенциальных течений.

Рисунок 5.6. Линии тока от продольной составляющей (

) (I сл.)

Определим аэродинамические коэффициенты сил, действующих в данной расчетной схеме, и построим графики распределения давлений по поверхности ракеты (рис.5.7).

Рисунок 5.7. Диаграмм распределения коэффициента давления по контуру (ось Y) ракеты в продольном направлении

Ввиду отсутствия симметрии в расчетной области наблюдается незначительное неравномерное распределение давлений по контуру ракеты в поперечном направлении (Δ С_p=

). Антисимметрия вызвана наличием в граничных условиях вертикальной стенки входа потока ( =0) (рис.5.1).

Аэродинамические характеристики ЛА непосредственно зависят от сил, действующих на ракету. Зная продольную и нормальную силу, можно определить необходимые коэффициенты.

Коэффициенты продольной и нормальной сил

где q – скоростной напор, Па;

S – площадь миделя ракеты, м²;

- суммарная продольная сила, Н;

- суммарная нормальная сила, Н.

Замечание: При выходе ракеты из шахты на нее действуют силы в проекции на ось Х от давления в «подракетном» пространстве, от атмосферного давления и от скоростного напора. Так как влияние давлений атмосферы и «подракетного» пространства были учтены при расчете основных параметров, то следует вычитать действие силы от атмосферного давления на ракету в проекции на ось Х из общей силы F_x.

Так как данные о интегральных характеристиках данной задачи отсутствуют, то для сравнения и подтверждения правильности расчета проведем дополнительный расчет обтекания ракеты при тойже скорости потока и угле атаки, включающий донную часть (II случай) (рис.5.8).

Рисунок 5.8. Линии тока от продольной составляющей (

) (с учетом донной части - IIсл.)

Результаты вычислений и сравнение с моделью без донной части представлены в таблице 5.4

Таблица 5.4. Результаты вычислений

I сл.	II сл.	Δ, %
Корпус	872,8	862,3 (Н)	1,2%
Донная часть	–	-851 (Н)	–
	872,8	11,3	–

что составляет около 15% различия от физических экспериментов (

).

5.3.2 Поперечная составляющая потока (

)

Проведем сравнительный численный эксперимент обтекания ракеты, находящейся вертикально к ветровому потоку (

=20м/с) (I случай).

В стартовом положении ракета обтекается так же, как цилиндр бесконечно большой длины. Ввиду этого результаты исследований цилиндров бесконечно большой длины представляют большой практический интерес для определения как ветровых нагрузок на отдельные участки ракеты, так и ее общих аэродинамических характеристик при больших углах атаки.

Характер обтекания и силы, действующие на круговой цилиндр при углах атаки, близких к 90º, является функциями чисел Re и M. (При поперечном обтекании аэродинамические силы относятся к максимальной площади продольного сечения S = l × d.) При небольших скоростях обтекания проявляются силы вязкости воздуха, и основным критерием подобия является число Re, с которым связано так называемое явление «кризиса обтекания» – резкое уменьшение сопротивления при достижении критической величины числа Re_кр ≈ 2,5 ∙

, подсчитанного по диаметру цилиндра. В зависимости от скорости ветра и диаметра соответствующего участка ракеты числа Re могут превосходить значения Re = 3 ∙ (при скорости ветра >20м/с). [1]