Возникновение ударного запуска течения в газодинамической трубе, предназначенной для испытаний высотного ракетного двигателя
Авторы: Захаров В.С., Гуськов О.В., Бережной В.Н.
Опубликовано в выпуске: #1(85)/2019
DOI: 10.18698/2308-6033-2019-1-1841
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Рассмотрено влияние скорости повышения давления в камере сгорания ракетного двигателя на формирование и структуру течения в газодинамической трубе круглого сечения, используемой при имитации высотных условий во время проведения стендовых испытаний. Такие явления характерны для сопел ракетных двигателей третьих ступеней ракет-носителей, разгонных блоков и межорбитальных буксиров, обладающих большой степенью расширения (100…500) и большой кривизной профиля в осевом направлении. Примерами подобных двигателей могут служить разрабатываемые в настоящее время двигатель Vinci для ракеты-носителя Ariane 6, двигатель РД0146Д и др. Исследования основаны на численном моделировании течения сжимаемого вязкого газа с переменными теплофизическими свойствами. В качестве модели турбулентности использована однопараметрическая модель Spalart-Allmaras, для расчета потоков на границах ячеек расчетной сетки — схема AUSM+. Термодинамические свойства рабочей среды рассчитаны на основе равновесной модели химически реагирующей смеси водорода и кислорода. Продемонстрировано принципиальное отличие структур течения в сопле и тракте газодинамической трубы при внезапном и плавном повышении давления в камере сгорания ракетного двигателя
Литература
[1] Бережной В.Н. Обеспечение стендовой отработки ЖРД с соплами больших степеней расширения. Тезисы докладов 14-й Международной конференции «Авиация и космонавтика — 2015». Москва, МАИ, 2015, с. 99–101.
[2] Pempie P., Vernin H. Liquid Rocket Engine Test Plan Comparison. 37th Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2001, p. 3256.
[3] Bullock J.R., Popp M., Santiago J. Program Status of the Pratt & Whitney RL60 Engine. Pratt & Whitney Space Propulsion, 2002.
[4] Asraff A.K., Muthukumar R., Ramnathan T.J., Balan C.G. Structural analysis of propulsion system components of an indigenous cryogenic rocket engine. 44th Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2008, p. 5120.
[5] Shankar G.P. FE Modelling and Analysis of: Carbon-carbon Nozzle Exit Cone for Use in CE-20 Cryogenic Engine and Metal-composite Interface Joints Subjected to Thermo-structural Loads. Department of Aerospace Engineering Indian Institute of Space Science and Technology, 2016.
[6] Liu D. et al. Research on the Overall Design of Low Cost Launch Vehicle. Journal of Aerospace Science and Technology, 2017, vol. 5 (1), pp. 1–11.
[7] Negoro N., Ogawara A., Onga T., Manako H., Kurosu A., Yamanishi N., Miyazaki K., Hori S., Okita K., Kumakawa A. Next Booster Engine LE-X in Japan. Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2007, p. 5490.
[8] Шишков А.А., Силин Б.М. Высотные испытания реактивных двигателей. Москва, Машиностроение, 1985, 208 с.
[9] Галеев А.Г. Основы устройства испытательных стендов для отработки жидкостных ракетных двигателей и двигательных установок. Руководство для инженеров-испытателей. Пересвет, Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности, 2010, 178 с.
[10] Харитонов А.М. Техника и методы аэрофизического эксперимента. Ч. 1. Аэродинамические трубы и газодинамические установки. Новосибирск, Изд-во НГТУ, 2005, 220 с.
[11] Черный Г.Г. Газовая динамика. Москва, Наука, 1988, 424 с.
[12] Гальперин Р.Н., Гуляев Ю.И., Ивашин Ю.С., Нигодюк В.Е., Рыжков В.В., Сулинов А.В. Исследования эффективности применения кормовых диффузоров в вакуумных системах стендов для высотных огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 2016, т. 15, № 4, с. 20–32. DOI: 10.18287/2541-7533-2016-15-4-20-32
[13] Волков Н.Н., Волкова Л.И., Гурина И.Н., Козаев А.Ш. Экспериментальная установка и методика исследования характеристик выхлопного диффузора с центральным телом для отработки ракетных двигателей. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение, 2012, № 4 (89), с. 51–60.
[14] Sung H.G., Yeom H.W., Yoon S., Kim S.J., Kim J. Investigation of Rocket Exhaust Diffusers for Altitude Simulation. Journal of Propulsion and Power, 2010, vol. 26 (2), pp. 240–247.
[15] Соколовский М.И., Лапин И.Н., Бондаренко А.С. Экспериментальное исследование имитации высотных условий работы для сопел с высокой степенью расширения. Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук, 2015, т. 86, № 1, с. 32–40.
[16] Manikanda Kumaran R., Sundararajan T. Performance Evaluation of Second-Throat Diffuser for High-Altitude-Test Facility. Journal of Propulsion and Power, 2010, vol. 26 (2), pp. 248–258.
[17] Liou M.S., Steffen C.J., Jr. A New Flux Splitting Scheme. Journal of Computational Physics, 1993, vol. 107 (1), pp. 23–39.
[18] Liou M.S. A Sequel to AUSM: AUSM+. Journal of Computational Physics, 1996, vol. 129, pp. 364–382.
[19] Spalart P., Allmaras S. A One-equation Turbulence Model for Aerodynamic Flows. 30th Aerospace sciences meeting and exhibit., 1992, p. 439.
[20] Трусов Б.Г. Программная система TERRA для моделирования фазовых и химических равновесий. Труды XIV Междунар. конф. по хим. термодинамике. Санкт-Петербург, 2002, 57 с.
[21] Пономарев А.А., Пономарев Н.Б. Об отрывных течениях в сверхзвуковых соплах. Вестник Московского авиационного института, 2011, т. 18, № 3, с. 55–64.
[22] Пономарев А.А. Экспериментальные и расчетные исследования условий появления нетипичного отрыва потока в соплах и потерь удельного импульса тяги из-за неоднородного состава продуктов сгорания. Дис. ... канд. физ.-мат. наук. Москва, МАИ, 2011.
[23] Frey M., Hagemann G. Restricted Shock Separation in Rocket Nozzles. Journal of Propulsion and Power, 2000, vol. 16 (3), pp. 478–484.
[24] Chen C.L., Chakravarthy S.R, Hung C.M. Numerical Investigation of Separated Nozzle Flows. AIAA Journal, 1994, vol. 32 (9), pp. 1836–1843.
[25] Xianzong M., Zhengyin Y. The Transition of Flow Pattern and the Influence of Outflow on Flow Pattern in Volvo-S1 Nozzle. 53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2017, p. 5067.