Данил> В связи с безвременной кончиной темы Из космоса на винте считаю своим долгом начать новую, т.к. кой-какие вопросы все-таки остались.Данил> Собственно, вопросы к Streamflow:Данил> 1)Данил> Какова была причина неудачного запуска?Данил> 2) В чем суть решения, предложенного Вами для устранения проблемы?
Наши пограничники – храбрые ребята…
В. С. Высоцкий
Свои вопросы я все выяснил, можно и ответить на чужие
Сам запуск был вполне удачным, неудачным было возвращение изделия на винте, работающем в режиме авторотации на гиперзвуковых скоростях. Для того, чтобы объяснить причину этого, несколько слов об основах сверхзвуковой газовой динамики.
При обтекании тел сверх-, а тем более, гиперзвуковым потоком газа, возникают поверхности разрыва – скачки уплотнения, то есть ударные волны, неподвижные в избранной системе координат, например в системе координат, связанной с летящим телом. На этих поверхностях разрыва рвутся все параметры потока: давление, плотность, температура, скорость. В потоке могут появиться и другие поверхности – контактные разрывы. Там тоже рвётся всё, кроме давления. Интенсивность скачков уплотнения на гиперзвуковых скоростях полёта велика, то есть перепад параметров на них может быть очень значителен. Особенно это относится к давлению.
Рост плотности на скачке при этом ограничен, например, в идеальном газе с постоянной теплоёмкостью при показателе адиабаты 1.4 (что соответствует воздуху при не очень больших температурах) перепад плотности на скачке не может быть больше 6 при любом перепаде давления. В реальном газе такого чёткого ограничения увеличения плотности нет, но всё равно оно сильно отстаёт от роста давления. Интенсивность скачка уплотнения при прочих равных условиях зависит от угла наклона его поверхности к вектору скорости набегающего потока: прямой (нормальный к вектору скорости) скачок наиболее «сильный», косой – слабее. Когда угол наклона скачка оказывается равен arcsin(1/M), где M – число Маха потока, скачок становится бесконечно слабым (все отношения параметров перед и за ним стремятся к 1), то есть вырождается в звуковую волну.
Таким образом, получается, что при прохождении гиперзвукового потока через сильный, прямой или близкий к нему, скачок уплотнения, скорость потока становится малой, практически вся кинетическая энергия потока переходит в его энтальпию (теплосодержание), и газ за скачком сильно нагревается. Однако, из-за ограничения роста плотности, давление заторможенного потока за таким скачком гораздо ниже, чем можно было бы его получить, тормозя поток, скажем адиабатически (что на практике невозможно сделать).
Однако, если один сильный скачок заменить системой из нескольких более слабых скачков, через которые последовательно проходит поток, то можно многократно снизить описанные выше потери давления на скачках. И при одинаковом торможении потока, и при одинаковой температуре, давление потока за системой скачков может быть во много раз выше, чем за единичным скачком с тем же торможением потока. Не зря входные устройства (диффузоры) воздухозаборников сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов делают в виде ломаных клиньев или конусов, на изломах которых и формируется система скачков уплотнения, которая позволяет получить существенно более высокие давления на входе в двигатель, чем те, которые получились бы без всего этого хозяйства. Например, даже при таком относительно низком гиперзвуковом числе Маха, равном 6, после торможения в прямом скачке уплотнения давление составит, навскидку, около 2 % от того, которые получилось бы при адиабатическом торможении. А при использовании оптимального трёхскачкового диффузора давление составит уже около 20 % от адиабатического. При увеличении числа Маха подобное расхождение в давлениях становится просто катастрофическим.
Вернёмся теперь к гиперзвуковому «вертолёту». Около его лобового тормозного щита возникает головной скачок уплотнения, близкий к прямому (в одной из точек, вблизи точки торможения потока на теле он – прямой). За пределами лобового щита головной скачок быстро разворачивается и становится сильно наклонным. При этом диаметр скачка на гиперзвуковых скоростях в окрестности винта не слишком превышает диаметр лобового щита изделия.
Скачки уплотнения, близкие к прямым, возникают и на каждой лопасти винта «вертолёта». Они располагаются вблизи поверхности лопасти. И на эти скачки падает скачок головной. При их пересечении образуются сложные системы разрывов. Гиперзвуковой поток проходит через них, тормозится, нагревается примерно также как и на лобовом щите, но давление потока за системой скачков, как и на поверхности лопасти в малой окрестности зоны пересечения скачков может оказаться в разы или даже в десятки раз выше, чем в точке торможения на лобовой щите. Тепловые потоки от газа на стенку сильно коррелируют с давлением газа. Вследствие этого тепловые потоки на лопасти винта в точке пересечения головного скачка уплотнения и скачка от лопасти оказываются многократно больше, чем в самой теплонапряженной точке лобового щита. И в этом месте поток очень быстро пережигает лопасти.
Если изделие идёт под нулевыми углами атаки и скольжения, сечение головного скачка лопастями винта – окружность, и зона максимальных тепловых потоков на лопасти винта неподвижна. Лопасть тут же отваливается. Если имеются углы атаки и/или скольжения, сечение головного скачка лопастями винта – некий овал, и зона максимальных тепловых потоков периодически перемещается по лопасти с частотой, равной частоте вращения винта, что резко ослабляет проблемы перегрева лопастей. Однако, даже в этом случае, вследствие того, что ось симметрии этого овала проходит через ось вращения, заметную часть оборота винта это смещение в окрестности оси симметрии мало (точка скользит почти вдоль линии сечении головного скачка этой точкой), и этого хватает для того, чтобы лопасть была быстро пережжена тепловым потоком.
P.S. На крылатых аппаратах типа «Бурана» нечто подобное может возникнуть в зоне падения головного скачка на консоль крыла.
P.S. Прослушал "Песню о нейтральной полосе" Высоцкого и уточнил эпиграф.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero