МАЛОГАБАРИТНЫХ РАКЕТ

Типичная аэродинамическая компоновка малогабаритной ракеты представляет собой осесимметричный корпус, на котором располагается тонкое оперение - руль, крыло, стабилизатор, дестабилизатор.

Использование методов вычислительной аэродинамики на основе уравнений Эйлера для решения задач определения АДХ малогабаритных ракет было положено в начале 80-х годов [6, 36]. Ранее предложенные методы были применимы для компоновок типа «изолированный корпус» [8] или «корпус с толстым крылом» (крыло можно представить в виде наплыва на корпусе) [31,32]. В последнем случае геометрические характеристики корпуса включают в себя и крыло. Развитие методов расчета течения около данных компоновок диктовалось проблемами проектируемых спускаемых космических аппаратов.

Применение маршевых методов решения уравнений Эйлера для расчета обтекания малогабаритных ракет связано с рядом дополнительных трудностей: 1) наличием тонких крыльев, с которых при ненулевом угле атаки срывается вихревая пелена; 2) отрывом потока с подветренной поверхности корпуса при достаточно большом угле атаки. Вихри, срывающие с кромок крыла и с поверхности корпуса, оказывают влияние на АДХ ракеты.

Большое влияние вихревых структур на АДХ является следствием того факта, что рассматриваемые малогабаритные ракеты летают со сверхзвуковыми (а не гиперзвуковыми, как спускаемые космические аппараты) скоростями, и давление на подветренной поверхности ракеты не является пренебрежимо малым по сравнению с давлением на наветренной стороне.

Проблемы аэродинамического проектирования малогабаритных ракет решались с помощью аэродинамического эксперимента в трубах, натурных пусков и инженерных методов. В настоящее время рост цен на продувки в трубах и изготовление моделей, а также существенный рост эффективности вычислительной техники сделали необходимым и возможным внедрение методов вычислительной аэродинамики в проектирование и отработку новых перспективных ракет.

Единственным способом реального внедрения в практику аэродинамического проектирования методов вычислительной аэродинамики является создание в конструкторских бюро собственных программ, которые учитывают геометрические особенности проектируемых изделий.

Целями данной главы является: 1) разработка достаточно простого и эффективного метода расчета поля течения около ракеты на основе учета геометрических особенностей малогабаритных ракет; 2) проведение тестовых расчетов; 3) определение области применения; 4) выработка рекомендаций для дальнейшего развития как программы, так и физических подходов для определения АДХ малогабаритных ракет.

Расчет поля течения около ракеты, движущейся со стационарной сверхзвуковой скоростью, состоит из расчета в дозвуковых областях (затупленый нос корпуса и другие возможные дозвуковые области) и расчета в X-сверхзвуковых областях (боковая поверхность).

Расчет методом установления около затупленной части здесь не рассматривается - начальное условие для стационарной задачи строится либо посредством использования данных, приведенных, например в [8], либо посредством решения задачи об обтекании конуса (гл. 2). Замена затупленного носка острым (конусом) при небольшом относительном радиусе затупления дает возможность получить достаточно точные результаты при сокращении объема вычислений. Течение около боковой поверхности ракеты везде предполагается Х-сверхзвуковым.

В области Х-сверхзвукового течения система уравнений Эйлера является гиперболической с временеподобной координатой - координатой Х. Решение получается с помощью маршевого метода посредством пошагового интегрирования по координате Х. Для выделения аэродинамических поверхностей строится, по крайней мере, 2 области; на границе областей расположены поверхности оперения. Предполагается, что кромки крыльев острые и толщина профиля мала. Граничное условие непротекания на данных поверхностях сносится на меридиональную плоскость. Точные граничные условия на консоли заменяются приближенными, которые получаются в пределе при стремлении к нулю толщины консоли. Граничные условия могут быть построены с учетом поворота консоли в целом и вращения ракеты по крену.