Конструкторское бюро «Южное» обеспечивает проведение и анализ тепловых расчетов для ракетно-космической, авиационной и народнохозяйственной техники.

Выбор способов тепловой защиты и оптимальной необходимой теплозащиты ракет-носителей, космических аппаратов с использованием инженерных подходов, основанных на анализе и обобщении опыта ГП «КБ «Южное»

Создано программно-методическое обеспечение по выбору оптимальной теплозащиты с использованием эффективных методов расчета уноса и прогрева теплозащитных материалов РН и КА, достоверность которых подтверждена натурными испытаниями изделий разработки ГП «КБ «Южное».

Программа позволяет оперативно рассчитывать линейные уносы теплозащитных материалов РН и КА, профиль температур по толщине покрытия и силовой оболочке, выбирать потребные толщины теплозащитных материалов на активном участке полета РН и КА и на участке спуска КА в атмосфере Земли.

Предлагаемое ПМО широко использовалось при проектировании и разработке тепловой защиты нескольких поколений РН и космических аппаратов в ГП «КБ «Южное».

Определение аэродинамического нагрева ракеты-носителя

Определяются тепловые потоки, поступающие к поверхности ракеты-носителя при полете в плотных слоях атмосферы.

Простота и точность определения тепловых режимов достаточны для решения широкого круга инженерных задач, связанных с определением аэродинамического нагрева ракеты-носителя.

На основании систематических расчетных и экспериментальных данных по параметрам набегающего потока может быть определен аэродинамический тепловой поток к поверхности ракеты-носителя на активном участке полета. Погрешность определения теплового потока ~15%.

Данный подход, широко применяемый при разработке ракетных комплексов, может быть с успехом применен для определения тепловых режимов в авиационной технике.

Определение температурно-влажностных условий вокруг космического аппарата в составе ракеты-носителя на всех этапах эксплуатации

Определяются температурно-влажностные условия вокруг космического аппарата при работах в монтажно-испытательном корпусе, транспортировании ракеты-носителя на стартовый комплекс (и обратно в случае несостоявшегося пуска), при подготовке РКН к пуску на стартовом комплексе.

Разработанное программно-методическое обеспечение (ПМО) позволяет оперативно проводить сквозные расчеты температуры и влажности воздуха вокруг космического аппарата на всех этапах эксплуатации (с момента капсулирования в монтажно-испытательном корпусе до старта ракеты-носителя с космическим аппаратом).

Кроме температуры и влажности воздуха вокруг космического аппарата, может быть определена тепловая нагрузка на космический аппарат на всех этапах эксплуатации.

ПМО позволяет рассчитать изменение во времени температуры и относительной влажности воздуха в любом условно герметичном объеме (в отсеке, кессоне, контейнере и др.).

Расчет конвективного и лучистого нагрева по тракту двигателей

Определение нестационарного теплового состояния многослойной стенки (плоской, цилиндрической, сферической) с переменными по температуре теплофизическими характеристиками материалов с учетом двухстороннего нагрева и уноса при переменных по времени граничных условиях I, II и III рода и теплоты химических реакций. Применяется при проектировании сопел РДТТ, металлургических установок (кессонов, миксеров), вытяжных устройств и др.

  • Расчет полей температур сопел РДТТ со смешанными граничными условиями I, II и III рода и возможность задания экспериментальных скоростей уноса и начального теплового состояния конструкции.
  • Пользовательский интерфейс построения полей температур, уноса и параметров теплообмена в расчетном сечении.

Для проведения теплового расчета необходима конструкция расчетного сечения, теплофизические характеристики материалов, химический состав продуктов сгорания, режим работы двигателя, параметры траектории полета.

Разработанная программа применялась при расчете теплового состояния специальной техники, а также металлургических устройств (конвертеров, миксеров, вытяжных устройств и др.), ветроэнергетических установок (ВЭУ) и других народнохозяйственных машин.

Расчет охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя

Разработаны методика и программа расчета охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Основные выходные параметры расчета:

  • температура охлаждающей жидкости;
  • температура огневой стенки со стороны газа и со стороны охладителя;
  • плотность удельного теплового потока.

В методике учитываются конвективный теплообмен и теплообмен излучением. При определении конвективных тепловых потоков от газа к стенке учитывается зависимость теплофизических свойств продуктов сгорания от давления в камере сгорания и от распределения коэффициента соотношения компонентов топлива в пристеночном слое по длине камеры, которое определялось расчетным путем. Коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости определяется по критериальным уравнениям, полученным в результате обработки опытных данных по теплообмену в каналах различного сечения. В ходе расчета учитывается зависимость теплофизических свойств материалов стенки от температуры.

Методика позволяет оперативно рассчитывать и оптимизировать основные параметры системы охлаждения камеры сгорания на различных режимах работы ЖРД. Она прошла успешную апробацию при проектировании и экспериментальной отработке систем охлаждения.

Предлагаемая методика успешно применяется и в настоящее время, используется при проектировании камер сгорания различных ЖРД. Результаты расчетов по предлагаемой методике подтверждены экспериментальными данными.

Температурные режимы конструкции корпуса ракеты-носителя

Определяются температуры конструкции корпуса ракеты-носителя.

Простота и точность определения температурных полей конструкции корпуса достаточны для решения широкого круга инженерных задач, связанных с определением температурных режимов ракеты-носителя в полете.

На основании систематических расчетных и экспериментальных данных могут быть определены температурные режимы элементов конструкции с учетом продольного и поперечного силового набора, панелей топливных баков с учетом внутрибаковых процессов при аэродинамическом нагреве и нагреве на внеатмосферном участке полета.

Данный подход, широко применяемый при разработке ракетных комплексов, может быть с успехом применен для определения температурных режимов конструкций авиационной техники и народного хозяйства при решении задач распространения тепла в твердом теле по известной тепловой нагрузке.

Температурные режимы приборов и электронных систем ракеты-носителя

Определяются температуры приборов и электронных систем ракеты-носителя при предстартовой подготовке и в полете.

Оперативность и точность определения температурных полей приборов и электронных систем достаточны для решения широкого круга инженерных задач, связанных с определением температурных режимов приборов и электронных систем ракеты-носителя.

На основании систематических расчетных и экспериментальных данных могут быть определены температурные режимы приборов и электронных систем с учетом внутреннего тепловыделения, взаимовлияния с окружающей средой и конструкцией ракеты-носителя.

Разработанное программно-методическое обеспечение, широко применяемое при разработке ракетных комплексов, может быть с успехом применено для определения температурных режимов приборов и электронных систем авиационной техники и народного хозяйства.

Тепловое состояние компонентов топлива при заправке и стоянке ракеты-носителя на стартовой позиции (нагрев, испарение, тепловое расслоение)

Определяются параметры температурного поля компонентов топлива в баках ракеты-носителя (среднемассовая температура, вертикальный градиент температуры, скорости испарения низкокипящего топлива) в зависимости от окружающих метеорологических условий (температуры, скорости ветра, солнечной радиации, влажности и атмосферного давления) с учетом возможной конденсации влаги на стенках баков.

Оперативность и точность определения температурных режимов компонентов топлива в баках ракеты-носителя в процессе предстартовой подготовки.

Теплотехнические расчеты по предлагаемым методикам могут быть использованы:

  • в баллистических расчетах для определения температуры доз компонентов топлива;
  • при выборе параметров пневмогидравлических систем подачи топлива в двигатели (для определения температуры первых и последних порций топлива на входе в двигатели, параметров наддува баков, минимального объема газовой подушки баков и др.).

Разработанная методика позволяет определять вертикальные температурные профили жидкости в нефтехранилищах, танкерах, цистернах и пр.