Конструкторське бюро «Південне» забезпечує проведення й аналіз теплових розрахунків для ракетно-космічної, авіаційної і народногосподарської техніки.

ВИБІР СПОСОБІВ ТЕПЛОВОГО ЗАХИСТУ Й ОПТИМАЛЬНОГО НЕОБХІДНОГО ТЕПЛОЗАХИСТУ РАКЕТ-НОСІЇВ, КОСМІЧНИХ АПАРАТІВ З ВИКОРИСТАННЯМ ІНЖЕНЕРНИХ ПІДХОДІВ, ЗАСНОВАНИХ НА АНАЛІЗІ Й УЗАГАЛЬНЕННІ ДОСВІДУ ДП «КБ «ПІВДЕННЕ»

Створено програмно-методичне забезпечення для вибору оптимального теплозахисту з використанням ефективних методів розрахунку винесення і прогрівання теплозахисних матеріалів РН і КА, вірогідність яких підтверджено натурними випробуваннями виробів розробки ДП «КБ «Південне».

Програма дозволяє оперативно розраховувати лінійні винесення теплозахисних матеріалів РН і КА, профіль температур за товщиною покриття і силовою оболонкою, обрати потрібні товщини теплозахисних матеріалів на активному відрізку польоту РН і КА і на ділянці спуску КА в атмосфері Землі.

Пропоноване ПМЗ широко використовувалося у процесі проектування і розроблення теплового захисту декількох поколінь РН і космічних апаратів на ДП «КБ «Південне».

ВИЗНАЧЕННЯ АЕРОДИНАМІЧНОГО НАГРІВАННЯ РАКЕТИ-НОСІЯ

Визначаються теплові потоки, що надходять до поверхні ракети-носія під час польоту у щільних шарах атмосфери.

Простота і точність визначення теплових режимів достатні для вирішення широкого кола інженерних завдань, пов’язаних з визначенням аеродинамічного нагрівання ракети-носія.

На підставі систематичних розрахункових та експериментальних даних за параметрами набіжного потоку може бути визначено аеродинамічний тепловий потік до поверхні ракети-носія на активному відрізку польоту. Похибка визначення теплового потоку ~15%.

Цей підхід, що широко застосовується під час розробляння ракетних комплексів, може бути з успіхом застосовано для визначення теплових режимів у авіаційній техніці.

ВИЗНАЧЕННЯ ТЕМПЕРАТУРНО-ВологісниХ УМОВ НАВКОЛО КОСМІЧНОГО АПАРАТА у СКЛАДІ РАКЕТИ-НОСІЯ НА ВСІХ ЕТАПАХ ЕКСПЛУАТАЦІЇ

Визначаються температурно-вологісні умови навколо космічного апарата під час робіт у монтажно-випробувальному корпусі, транспортування ракети-носія на стартовий комплекс (і назад у разі пуску, що не відбувся), під час підготування РКП до пуску на стартовому комплексі.

Розроблене програмно-методичне забезпечення (ПМЗ) дозволяє оперативно провадити наскрізні розрахунки температури та вологості повітря навколо космічного апарата на всіх етапах експлуатації (з моменту капсулювання у монтажно-випробувальному корпусі до старту ракети-носія з космічним апаратом).

Крім температури і вологості повітря навколо космічного апарата, може бути визначено теплове навантаження на космічний апарат на всіх етапах експлуатації.

ПМЗ дозволяє розрахувати зміну у часі температури і відносної вологості повітря в будь-якому умовно герметичному обсязі (у відсіку, кесоні, контейнері тощо).

РОЗРАХУНОК КОНВЕКТИВНОГО І ПРОМЕНИСТОГО НАГРІВАННЯ ЗА ТРАКТОМ ДВИГУНІВ

Визначення нестаціонарного теплового стану багатошарової стінки (плоскої, циліндричної, сферичної) зі змінними за температурою теплофізичними характеристиками матеріалів з урахуванням двостороннього нагрівання і віднесення під час змінних за часом граничних умов I, II і III родів і теплоти хімічних реакцій. Застосовують у процесі проектування сопел РДТП, металургійних установок (кесонів, міксерів), витяжних пристроїв тощо.

  • Розрахунок полів температур сопел РДТП зі змішаними граничними умовами I, II і III родів та можливість задання експериментальних швидкостей віднесення і початкового теплового стану конструкції.
  • Інтерфейс користувача побудови полів температур, віднесення і параметрів теплообміну у розрахунковому перерізі.

Для проведення теплового розрахунку необхідна конструкція розрахункового перерізу, теплофізичні характеристики матеріалів, хімічний склад продуктів згоряння, режим роботи двигуна, параметри траєкторії польоту.

Розроблену програму застосовували під час розрахункУ теплового стану спеціальної техніки, а також металургійних устаткувань (конвертерів, міксерів, витяжних пристроїв тощо), вітроенергетичних установок (ВЕУ) та інших народногосподарських машин.

РОЗРАХУНОК ОХОЛОДЖЕННЯ КАМЕРИ ЗГОРЯННЯ РІДИННОГО РАКЕТНОГО ДВИГУНА

Розроблено методику і програму розрахункУ охолодження камери згоряння рідинного ракетного двигуна. Основні вихідні параметри розрахунку:

  • температура охолодної рідини;
  • температура вогневої стінки з боку газу і охолоджувача;
  • щільність питомого теплового потоку.

У методиці враховують конвективний теплообмін і теплообмін випромінюванням. Визначаючи конвективні теплові потоки від газу до стінки, слід враховувати залежність теплофізичних властивостей продуктів згоряння від тиску у камері згоряння і від розподілу коефіцієнта співвідношення компонентів палива у пристінковому шарі по довжині камери, яке визначалося розрахунковим шляхом. Коефіцієнт тепловіддачі від стінки до рідини визначаються за критеріальними рівняннями, одержаними у результаті оброблення дослідних даних щодо теплообміну у каналах різного перерізу. Під час розрахунку враховують залежність теплофізичних властивостей матеріалів стінки від температури.

Методика дозволяє оперативно розраховувати та оптимізувати основні параметри системи охолодження камери згоряння на різних режимах роботи РРД. Вона пройшла успішну апробацію у процесі проектування і експериментального відпрацювання систем охолодження.

Пропоновану методику успішно застосовують й у цей час використовують у процесі проектування камер згоряння різних РРД. Результати розрахунків за пропонованою методикою підтверджено експериментальними даними.

ТЕМПЕРАТУРНІ РЕЖИМИ КОНСТРУКЦІЇ КОРПУСУ РАКЕТИ-НОСІЯ

Визначаються температури конструкції корпусу ракети-носія.

Простота і точність визначення температурних полів конструкції корпусу достатні для вирішення широкого кола інженерних завдань, пов’язаних з визначенням температурних режимів ракети-носія у польоті.

На підставі систематичних розрахункових й експериментальних даних можуть бути визначені температурні режими елементів конструкції з урахуванням поздовжнього й поперечного силового наборів, панелей паливних баків з урахуванням внутрішньобакових процесів під час аеродинамічного нагрівання і нагрівання на позаатмосферному відрізку польоту.

Цей підхід, який широко застосовують під час розробляння ракетних комплексів, може бути з успіхом застосовано для визначення температурних режимів конструкцій авіаційної техніки і народного господарства під час вирішення завдань поширення тепла у твердому тілі за відомим тепловим навантаженням.

ТЕМПЕРАТУРНІ РЕЖИМИ ПРИЛАДІВ та ЕЛЕКТРОННИХ СИСТЕМ РАКЕТИ-НОСІЯ

Визначаються температури приладів та електронних систем ракети-носія під час передстартової підготовки й у польоті.

Оперативність і точність визначення температурних полів приладів та електронних систем достатні для вирішення широкого кола інженерних завдань, пов’язаних із визначенням температурних режимів приладів і електронних систем ракети-носія.

На підставі систематичних розрахункових й експериментальних даних може бути визначено температурні режими приладів і електронних систем з урахуванням внутрішнього тепловиділення, взаємовпливу з навколишнім середовищем і конструкцією ракети-носія.

Розроблене програмно-методичне забезпечення, яке широко застосовують під час розробляння ракетних комплексів, може бути з успіхом застосоване для визначення температурних режимів приладів і електронних систем авіаційної техніки і народного господарства.

ТЕПЛОВИЙ СТАН КОМПОНЕНТІВ ПАЛИВА ПІД ЧАС ЗАПРАВЛяННЯ І СТОЯНКИ РАКЕТИ-НОСІЯ НА СТАРТОВІЙ ПОЗИЦІЇ (НАГРІВАННЯ, ВИПАРОВУВАННЯ, ТЕПЛОВЕ РОЗШАРУВАННЯ)

Визначаються параметри температурного поля компонентів палива у баках ракети-носія (середньомасова температура, вертикальний градієнт температури, швидкості випаровування низкокиплячого палива) залежно від навколишніх метеорологічних умов (температури, швидкості вітру, сонячної радіації, вологості та атмосферного тиску) з урахуванням можливої конденсації вологи на стінках баків.

Оперативність і точність визначення температурних режимів компонентів палива у баках ракети-носія у процесі передстартової підготовки.

Теплотехнічні розрахунки за пропонованими методиками може бути використано:

  • у балістичних розрахунках для визначення температури доз компонентів палива;
  • під час вибору параметрів пневмогідравлічних систем подачі палива у двигуни (для визначення температури перших і останніх порцій палива на вході у двигуни, параметрів наддування баків, мінімального обсягу газової подушки баків тощо).

Розроблена методика дозволяє визначати вертикальні температурні профілі рідини у нафтосховищах, танкерах, цистернах тощо.

назад в каталог

ВГОРУ