Под общ. ред. И.В. Бармина
Технологические объекты наземной инфраструктуры
ракетно-космической техники
(Книга 1)

Москва 2005

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

   

ГЛАВА 3
Газодинамика стартовых комплексов ракетной техники

В.А. Хотулев, С.М. Паджев

3.1. Газодинамические нагрузки,
возникающие при пуске ракет

При проектировании СК одним из важных факторов, влияющих на облик стартовых сооружений и размещенного на них оборудования, является учет действия газодинамических нагрузок, возникающих при старте РКН.

Опасность возможного высокого уровня силового и теплового нагружения корпуса РН и элементов ПУ, а также близко расположенных агрегатов наземного оборудования обуславливается большой мощностью газовых струй продуктов сгорания высокоэнтальпийного топлива ДУ РН.

Это нагружение может превышать допустимое в отдельности или в совокупности с нагрузками других видов. Поэтому одной из основных задач при проектировании ПУ является обеспечение наиболее полного отвода газовых струй двигателей от РН. Это достигается применением специально спрофилированных отражательных экранов и газоотводных каналов, которые принимают на себя силовые нагрузки и тепловую энергию струй ДУ, уменьшая возникающие нагрузки на РН и ПУ.

При этом взаимодействие газовых струй ДУ ракет с элементами ПУ приводит к возникновению сложных газодинамических процессов, различных по механизмам их протекания, а также по видам и формам энергии этих процессов, которые тесным образом связаны во времени и пространстве. Для удобства проведения анализа расчета параметров из сложного комплексного газодинамического процесса выделяют и схематизируют как самостоятельные следующие его основные виды:

• ударно-волновые (нестационарные) процессы, происходящие при запуске ДУ:
• квазистационарные процессы течения в газоходах при движении ракеты на начальном участке траектории;
• тепловые процессы;
• акустические процессы.

Ударно-волновые давления при запуске ДУ РН являются основными нагрузками при расчете прочности днища и кормы ракеты. По ним определяются проходные сечения газоходов, влияющие на габариты стартовых сооружений и конструктивные решения отдельных элементов ПУ.

Схема развития газодинамических процессов при пуске РН представлена на рис. 3.1.1. Газодинамические нагрузки, действующие при старте на днище и кормовую часть РН, как правило, превышают нагрузки в полете. Очень велики тепловые нагрузки на газоотражатель стартового сооружения. Поэтому весьма важно, чтобы в ходе проектирования стартового сооружения и ПУ были не только определены все нагрузки на их элементы и РН, но и разработаны меры по снижению этих нагрузок с целью обеспечения безопасности пуска ракет.

Рис.3.1.1. Развитие газодинамических процессов, возникающих при пуске ракет

Именно эти задачи являются предметом исследований, проводимых в рамках прикладного расчетно-теоретического направления – газодинамика старта ракет.

В своем развитии газодинамика старта основывалась, как и в настоящее время, на достижениях и методах классической газодинамики летательных аппаратов и газовых машин: эжекторов, турбин и др. Однако сложность геометрии стартового сооружения и ПУ, пространственность и нестационарность течений газов, наличие в ограниченном пространстве одновременно сравнительно слабых и сверхзвуковых течений газа делали необходимыми проведение специальных экспериментальных исследований, а также разработку методик и программ расчета специфических процессов, возникающих при пуске ракеты, новых по отношению к обычной газодинамике, рассматривающей все процессы в обобщенном виде.

В ходе исследований, в том числе и натурных, при пуске первых РН были вскрыты новые, неизвестные ранее явления и эффекты.

В частности, впервые были выявлены и исследованы ударно-волновые процессы при запуске ДУ, автоколебания сверхзвуковых струй и особенности процессов теплообмена в условиях сильного акустического воздействия.

Импульсное повышение давления, появление волн сжатия и разрежения, а также ударных волн в газоходах стартового сооружения при запуске двигателей РН впервые были обнаружены при пусках ракеты Р-9А и позже при пусках РН «Протон», где величины давлений были столь значительны, что для защиты днища ракеты пришлось устанавливать защитные эластичные экраны.

При пусках ракет из шахт был обнаружен новый акустический эффект – выделение мощной акустической энергии (до 185 дБ) на отдельных (дискретных) частотах, вызванный неустойчивостью движения струй ДУ в контейнере. Это явление в отдельных случаях приводило к аварийным ситуациям на борту ракеты. Для подавления акустического шума на дискретных частотах был предложен и отработан перфорированный экран, позволивший снизить воздействие шума до допустимых пределов.

Впервые были получены данные о том, что турбулентный теплообмен может усиливаться под воздействием акустических пульсаций при сверхзвуковых обтеканиях в 1,5 раза, а при дозвуковых – в несколько раз. Были получены новые закономерности для определения теплообмена, иногда противоположные классическим.

Бурное развитие ракетно-космической техники в 60-70-е годы способствовало накоплению опыта в теории и практике газодинамики старта, что стимулировало развитие расчетно-теоретической основы проектирования газоотводных устройств, методов экспериментальной отработки старта ракет на газодинамических моделях разного масштаба, а также развитие стендовой базы отрасли.

За эти годы благодаря работам Ленинградского механического института, ЦНИИмаш, КБОМ, КБСМ и др. были отработаны методы расчета сверхзвуковых струй и позже разработана стандартизированная методика расчета турбулентных струй газа. Трудами специалистов ЦНИИмаш раскрыта и изучена физика ударно-волновых процессов, что позволило разработать инженерные и численные методы расчета параметров этих процессов; отработаны методы моделирования на специальных установках и крупномасштабных моделях с помощью испытательных реактивных снарядов (ИРС).

В ЦНИИмаш совместно с КБОМ, КБСМ, ОКБ «Вымпел» была создана и отработана методика расчета газодинамики старта РН из ШПУ, которая применяется при их проектировании.

В процессе создания СК были приняты и внедрены различные технические решения по снижению газодинамических и акустических нагрузок и защите от них стартующей РН.

В КБОМ совместно с ЦНИИмаш были созданы система газовой защиты РН «Союз» от восходящих горячих газов (система эжекции), перфорированный экран для снижения акустических нагрузок на ракету Р-12 и защитный экран для снижения ударно-волнового давления на стартовое сооружение для РН «Протон». КБТМ и КБОМ применили насосные системы водоподачи с охлаждаемыми насадками для тепловой защиты отражателя, которые также оказались эффективными для снижения ударно-волнового давления и акустических нагрузок на стартовое сооружение для РН «Зенит» и на УКСС для РН «Энергия». Позднее КБОМ разработало вытеснительную систему струйной водоподачи для снижения ударно-волнового давления и акустических нагрузок на стартовое сооружение для МТКС «Энергия – Буран».

Многие из этих устройств и способов были признаны изобретениями и защищены авторскими свидетельствами.

3.2. Источники энергии
и виды газодинамических процессов

Как отмечалось, источником энергии газодинамических процессов при пуске ракет являются струи продуктов сгорания высокоэнтальпийного топлива ДУ. Для ракет с ДУ тягой от 50 до 3500 тс мощность струй составляет от 106 до 108 кВт. Поэтому одной из основных задач, решаемых при разработке стартового сооружения, является обеспечение отвода газовых струй на безопасное расстояние от РН, а также защита наземного оборудования от их воздействия.

Для решения этой задачи необходимо знать свойства и структуру струй ДУ ракет и уметь рассчитать параметры течения газа в струях.

Сопла ДУ первых ступеней РН, как правило, имеют давление на срезе P_а<0,1 МПа и нерасчетность n = P_а/P_н<1, где P_н – давление окружающей среды. Давление в струе выравнивается с атмосферным давлением на пути, равном 15-20 da (калибров сопла двигателя). При этом в струе возникают периодические волновые структуры, так называемые «бочки» (5-6 структур) со скачками уплотнения (P>1 ата) и волнами разрежения (P<1 ата). Этот участок струи является неизобарическим. На нем происходит потеря полного давления газа в струе за счет скачков в периодических волновых структурах и выравнивание статического давления с атмосферным. Однако и далее по потоку струя продуктов сгорания, смешиваясь по внешней границе с воздухом, теряет скорость и избыток удельного теплосодержания и становится дозвуковой (M<1). На дозвуковом участке процесс турбулентного смешения продуктов сгорания с воздухом становится более интенсивным. В образовавшейся смеси протекают термохимические реакции.

Граница газовой струи, вытекающей из сопла двигателя, постепенно расширяется. Если принять за границу струи линию, на которой скорость газа составляет 1% от скорости на оси струи, то полуугол конуса раствора струи на сверхзвуковом участке будет равен 5-7°, а на дозвуковом – около 14°. В пределах этих границ имеют место интенсивные пульсации скоростей и давлений и вихри различных размеров.

В соответствии с этим можно представить схему сверхзвуковой струи, как показано на рис. 3.2.1.

Рис.3.2.1. Схема сверхзвуковой струи

Давление на перпендикулярную преграду в различных точках по длине струи меняется на неизобарическом (газодинамическом) участке скачкообразно, а далее – монотонно. Температура струи на газодинамическом участке меняется незначительно, а далее – падает в соответствии с падением скорости. Интеграл количества движения в пределах границы струи, то есть полная сила, действующая на преграду, равен тяге струи.

Использование современных численных методов расчетов позволило создать методики расчета всего поля сверхзвуковой турбулентной струи. Применительно к задачам старта ракеты такая методика была разработана в ЦНИИмаш.

В этой методике для поля сверхзвукового течения используются параболизированные уравнения Навье – Стокса, а для поля дозвукового течения – уравнения пограничного слоя при условии равенства давления, Р = Р„. Методика позволяет рассчитать все газотермодинамические процессы, проходящие в турбулентной струе продуктов сгорания топлив ДУ современных ракет при истечении газа в воздух.

3.2.1. Формирование и структура начального участка струи (на примере плоской струи)

Для примера рассмотрим схему формирования начального участка перерасширенной плоской струи, когда давление на срезе сопла P_а<P_н (рис. 3.2.2).

Рассмотрим последовательно зоны 1-6 в структуре течения газовой струи.

В зоне 1 параметры струи на срезе сопла распространяются на всю зону.

В зоне 2, в точках а в сверхзвуковом потоке с давлением P_а<P_н , под действием повышенного внешнего давления возникает косой скачок из-за отклонения потока на угол β с возрастанием давления в зоне до атмосферного (P₂=P_н). Угол наклона скачка α, угол β и значение числа Маха, M₂, в зоне 2 можно определить по ударной поляре или формулам косого скачка:

где k – показатель адиабаты.

Рис.3.2.2. Схема начального участка плоской струи

При больших значениях M можно пренебречь величиной . Тогда:

Например, при M_а = 3 и P_а/P_н = 0,5 получим M₂ = 2,35 и P₂ = P_н.

В зоне 3 направление потока меняется на осевое, то есть поток, начиная с точки О, поворачивается на угол β с косым скачком. Параметры в зоне 3 определяются по следующим формулам.

Угол наклона скачка потока с числом Маха, M₂, на клине β_1,2:

Давление за скачком в зоне 3:

,

поэтому в зоне 3 имеем M₃ = 2,15.

Повышенное давление в зоне 3 вызывает расширение потока от давления P₃ (1,52 ата) до атмосферного (P_н) с увеличением числа Маха по закономерности адиабатического течения Прандтля – Майера с точкой разворота P (рис. 3.2.3)

Рис.3.2.3. Схема течения Прандтля – Майера

В зоне 4 имеем: M₄ = 2,3 и P₄ = P_н.

Переход от зоны 4 к зоне 5 определяется дополнительным расширением потока в отношении P₅/P₄ = P₄/P₃.

В зоне 5 имеем: P₅ = 0,065 МПа.

В соответствии с этим увеличивается число M:

Переход от зоны 5 к зоне 6 определяется действием волн давления, образующихся при отражении волн разрежения от свободной поверхности. В результате давление в зоне 6 будет равно атмосферному (P₆ = P_н). Параметры в зоне 7 будут сходны с параметрами зоны 3 с несколько меньшими значениями M₇ и P₇. Количественная оценка параметров в зоне 7 в общем случае не может быть определена аналитически и считается по одной из методик расчета параметров струи (см. раздел 3.3.5).

Давление торможения на преграде за прямым скачком в зонах 1, 3 и 5 по полученным величинам M₁, M₃, M₅ определяется по таблицам газодинамических функций. Окончательно получим Pʹ_0,1 = 0,54 МПа, Pʹ_0,33 = 1 МПа, Pʹ_0,5 = 0,615 МПа.

Из полученных результатов видно, что давление на перпендикулярную преграду меняется вдоль струи волнообразно.

Формирование начального участка осесимметричной струи – процесс пространственного осесимметричного течения, и рассмотренное плоское течение характеризует его лишь с качественной стороны. Однако следует отметить, что при этом сохраняются следующие основные выводы о структуре и свойствах течения:

1. Течение имеет периодическую структуру с зонами уплотнения и расширения.
2. На границе струи статическое давление P_н = 1 ата, внутри струи оно больше атмосферного (P₃> P_н) в сечениях е минимальной площадью (F_min) и меньше атмосферного (P₅ < Р_н) в сечениях с максимальной площадью (F_max).
3. Давление на преграде в сечениях F_min в несколько раз превышает давление в сечениях F_max.
4. В сечениях F_min и F_max распределение давления можно считать равномерным, что позволяет применить для расчета метод одномерного течения.

3.2.2. Структура начального участка сверхзвуковой осесимметричной струи

Течение струи определяется числом Маха (M_а), нерасчетностью (P_а/P_н = n), показателем адиабаты (k) и геометрией сопла (α_с – угол полураствора сопла на срезе).

1. Если n = 1 и α_с = 0, то линии тока параллельны оси струи. Скачки отсутствуют. Имеют место лишь слабые возмущения:

(линии Маха).

Схема течения струи представлена на рис. 3.2.4.

Рис.3.2.4. Схема течения струи при Ра = Рн

Однако такое течение может реализоваться только для профилированных расчетных сопел. На практике для конических сопел и сопел с укороченной сверхзвуковой частью будут иметь место скачки уплотнения, а не линии Маха.

2. При небольшом отклонении давления P_а от P_н при т > 1 образуются слабые волны разрежения, отражающиеся от свободной границы в виде волн давления (рис. 3.2.5).

Рис.3.2.5. Схема течения струи при Pа > Pн

Таким образом, наблюдаются небольшие изменения давления в зонах 2-5.

3. При n > 1 (недорасширенная струя) наблюдается два режима:

а) регулярное отражение скачков (Х-образные скачки);		б) нерегулярное отражение скачков (при п большем, чем в режиме За).
Рис.3.2.6. Схема течения струи при регулярном (слева) и нерегулярном отражении скачков (n > 1)

4. При n<1 (перерасширенная струя) также наблюдается два режима

а) регулярное отражение скачков (Х-образные скачки);		б) нерегулярное отражение скачков (при п меньше, чем в режиме 4а).
Рис.3.2.7. Схема течения струи при регулярном (слева) и нерегулярном (справа) отражении скачков (п < 1)

Отличие перерасширенной струи от недорасширенной состоит в наличии участка I.

3.2.3. Ударно-волновые процессы, протекающие при запуске ДУ РН

При запуске ДУ ракет возникают ударно-волновые процессы вследствие «поршневого» действия высокотемпературных газов продуктов сгорания топлива на газовую (воздушную) среду с начальным давлением P_н.

Волны сжатия с избыточным давлением АР образуются на движущейся поверхности раздела высокотемпературного газа и перемещаются в воздушной среде со скоростью, близкой к звуковой (a₀), догоняя волны предшествующего образования и складываясь в более сильную волну сжатия. При достаточной длине газоходного канала волны сжатия, складываясь, могут образовать ударную волну с вертикальным фронтом нарастания давления. Темп нарастания ударно-волнового давления (ΔP_ув) в начальном сечении газохода тем выше, чем выше скорость нарастания давления в камере сгорания.

Схема образования ударно-волнового процесса в газоходных каналах ШПУ показана на рис. 3.2.8.

Рис.3.2.8. Схема развития ударно-волнового процесса при запуске ДУ

Для получения основных зависимостей качественного характера принимают ряд упрощений, не затрагивающих основу механизма образования ударных волн:

• при рассмотрении движения элементарных волн в канале стартового сооружения пренебрегают дифракцией волн на контактной поверхности раздела высокотемпературной и низкотемпературной сред;
• течение струи считают одномерным, без учета взаимодействия газов с элементами ПУ и стартового сооружения;
• возмущения струи считают малыми и для оценок качественного характера определяют конечное возмущение как сумму малых возмущений (принцип суперпозиции).

Для наглядного графического представления процесса разобьем расходную характеристику G = f(τ) ДУ на i участков (i=5) по времени со ступенчатым нарастанием расхода продуктов сгорания.

Каждая дополнительная порция газа (ΔG)_i будет создавать возмущение ΔP_i, распространяющееся по каналу со скоростью «a₀». От свободного конца канала (длина L_rx, площадь F_rx) волна давления будет отражаться волной разрежения и распространяться к нижнему сечению канала также со скоростью звука (a₀).

В начальном сечении канала, вблизи днища РН, сначала будут суммироваться волны сжатия (P_ув = ΣΔP_i) в течение времени выхода ДУ на режим, τ_ду. Затем, с момента прихода в это сечение волны разрежения, суммарное давление будет уменьшаться.

Время начала падения давления ΔP_ув будет равно времени пробега волнами возмущения двойной длины канала (2Lтк) со скоростью a₀:

Отношение характерных времен процесса – времени пробега двух длин канала волной возмущения, , и времени набора режима, τ_ду – называется числом Струхаля ударно-волнового процесса,

Если

Упрощенно можно считать, что волны сжатия сливаются в общую волну в начале газохода, образуя единую стационарную ударную волну (см. нижний график на рис. 3.2.8), т.е. волну с постоянным давлением во фронте. Эта волна отражается от выходного сечения газохода в виде волны разрежения, которая движется в обратном направлении. Процесс нарастания давления на днище РН заканчивается, когда волна разрежения достигает днища. Для определения давления в такой стационарной волне на днище РН и на элементы ПУ ЦНИИмаш предложил простую формулу:

Расчеты по этой формуле дают хорошую сходимость результатов с экспериментальными данными, что говорит о правильно выбранной схематизации процесса.

Если, как показано на рис. 3.2.8, волна приходит к днищу РН раньше, чем расход газа из сопел достигает величины G_max, процесс заканчивается до окончания выхода ДУ на режим и ударно-волновое давление будет меньше максимально возможного. Влияние длины газохода учитывается путем использования числа Струхаля ударно-волнового процесса. При этом

P_ув = P_{дв max} Sh_ув,

где

Существуют более точные методы расчета параметров ударно-волнового процесса путем численного решения системы нестационарных уравнений газовой динамики. На рис. 3.2.9 приведены результаты расчета ударно-волнового давления на днище РН «Протон», проведенного по программе «СЕТКА», разработанной в КБОМ на основе метода Годунова. Максимальное давление на днище РН составляет 0,52 кгс/см². Расчет по формуле ЦНИИмаш дает результат 0,66 кгс/см², что близко к этим данным. Однако расчет численным методом дает не только максимальную величину ударно-волнового давления, но и картину развития всего процесса, а также величину разрежения. Он позволяет учесть влияние зазора между РН и стартовым сооружением, предварительный прогрев газоходов при разновременном запуске двигателей, ступенчатость запуска ДУ и другие факторы.

Рис.3.2.9. Ударно-волновое давление на днище РН «Протон» при запуске ДУ. Расчет для случая отсутствия экрана

3.2.4. Тепловое воздействие на элементы стартового сооружения и пускового устройства

Наибольшему тепловому воздействию струй ДУ подвергаются газоотражатели и газоотводные устройства, воспринимающие силовое и тепловое воздействие отводимой от ракеты газовой струи.

Тепловое воздействие на газоотражатели характеризуется следующими данными:

• плотность теплового потока (в среднем) q ≡ 3000 ккал/(м²с);
• суммарное тепловое воздействие Q = 5000-10000 ккал/м²;
• время теплового воздействия (от 3 до 10 с).

Плотность теплового потока на отражателях распределяется аналогично давлению на поверхности. Это может быть проиллюстрировано приближенной эмпирической формулой:

q = ΔPμ_т(T_o – T_w) · 10^-4,

где   ΔP – давление на отражатель (кг/м²);

μ_т – согласующий коэффициент, зависящий от свойств топлива и равный 1 для топлива с компонентами керосин – кислота, и равный 1,2 – для топлива керосин – кислород [ккал/(кГК)];

T_o – температура торможения газа в струе;

T_w – температура стенки.

Для определения суммарного теплового воздействия необходимо интегрирование по времени действия сверхзвукового участка струи произведения переменных величин в приведенной выше формуле (до окончания теплового влияния при T_o = T_w):

где    L_cc – длина сверхзвукового участка струи;

L_o – начальное расстояние от сопла до преграды;

n – тяговооруженность ракеты при старте.

3.2.5. Процесс теплопередачи от газового потока к конструкциям

Приведенная выше формула для оценки теплового потока далеко не полностью отражает существо процесса теплопередачи от газа к стенке конструкции, омываемой струей, а также влияние на него параметров газа и масштабного фактора. Поэтому рассмотрим «классическую» схему механизма теплопередачи от газа к стенке.

Теплопередача происходит в пограничном слое и ее интенсивность зависит как от уровня параметров потока, так и от градиента изменения параметров в пограничном слое на толщине «5».

Частицы газа тормозятся на стенке (v_w = 0). По толщине пограничного слоя режим течения определяется числом Рейнольдса (), то есть отношением сил инерции к силам вязкости. Если Re < 10⁵, течение в пограничном слое слоистое с устойчивыми траекториями частиц, или ламинарное. При Re ≡ 10⁵ течение неустойчивое (переходный режим), при Re > 10⁶ течение в пограничном слое турбулентное.

Температура газа в пограничном слое из-за торможения возрастает от термодинамической (T_д) до температуры восстановления (T_е), близкой к температуре торможения (T_o.) Однако непосредственно вблизи теплопроводной стенки, в ламинарном подслое, температура газа падает вследствие теплопередачи от значения T_е до значения T_w непосредственно на стенке.

Плотность теплового потока определяется формулой:

q = α(T_o – Т_w).

При кажущейся простоте формулы, определяющей теплоотдачу от газа к стенке при температурном перепаде T_o – T_w, следует обратить внимание на то, что вся сложность расчета механизма теплопередачи состоит в сложности определения коэффициента α. Этот коэффициент определяет влияние на теплообмен газодинамических параметров обтекания, теплофизических свойств газа, переменных по толщине пограничного слоя и других параметров.

Коэффициент а определяется из критериальных значений числа Нуссельта – критерия, характеризующего повышение интенсивности передачи тепла конвекцией по сравнению с передачей тепла за счет теплопроводности газа:

Каждый из входящих в эту формулу критериев определяет те или иные свойства потока, от которых зависит теплообмен:

• число определяет в зависимости от параметров потока режим течения в пограничном слое и интенсивность тепломассообмена;
• число определяет соотношение толщин динамического и теплового пограничных слоев и зависит от теплофизических характеристик: теплопроводности (λ), теплоемкости (c_p) и вязкости (μ) газа пограничного слоя;
• температурный фактор T_w/T_o характеризует влияние изменения температуры газа в пограничном слое на теплофизические параметры газа.

Здесь следует отметить, что влияние температурного фактора в условиях старта существенно в силу значительной разницы температуры газа (T_o) и температуры материала конструкций (T_w) как в начале нагревания, так и при плавлении в случае использования металлических стенок или низкотемпературных теплозащитных покрытий.

Влияние фактора T_w/T_o выражается либо непосредственно в виде зависимости (T_w/T_o)^-0,17 (Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике под ред. В.К. Кошкина), либо через теплофизические параметры в пограничном слое, которые определяются с учетом падения температуры газа от T_o до T_w. Это падение температуры может быть определено по одной из следующих формул:

T_* = ½ (T_o+ T_w),

T_* = 0,28T_δ + 0,51T_w + 0,22T_e,

где

По температуре T_* определяются параметры c_p*, λ_*, μ_*, ρ, и соответственно Re_*, Pr_*. Таким образом учитывается влияние температурного фактора T_w/T_o.

Агрегаты ПУ имеют сложную геометрию, поэтому при рассмотрении воздействия на них струй целесообразно выделить отдельные элементы, чтобы свести схемы воздействия к некоторым изученным случаям.

Аналогом воздействия на газоотражатель является обтекание клина внешним потоком. Параметры струи непостоянны по сечению и по длине. При расчетах применяют осреднение параметров по сечению струи.

Принимаемые (типовые) параметры нагрузок на отражатель:

P ≈ 10 ата, q_ср = 3000 ккал/(м² · с), Re ≥  10⁸.

3.2.6. Зависимости для расчета теплового воздействия

Условия теплового воздействия при старте характеризуются:

• высокими значениями числа Рейнольдса (Re = 10⁸);
• большим диапазоном изменения температуры в пограничном слое (T_w/T_o = 0,1-0,3) при высоких значениях T_o – до 3800 К;
• высоким уровнем пульсаций давления в потоке вследствие действия акустического излучения струй ДУ (L_Σ = 160-185 дБ).

Последнее существенно отличает условия теплообмена при старте от условий теплообмена при обтекании тел невозмущенным потоком.

Несмотря на отмеченную специфику, закономерности изменения теплового воздействия, вызываемого изменением газодинамических и теплофизических параметров газа, аналогичны закономерностям теплообмена при обтекании поверхностей внешним потоком. Это выражается известной формулой Эккерта для коэффициента теплообмена в турбулентном потоке:

α = 0,03 c_pgρ_*v_δ Re_*^-0,2 Pr_*^-2/3.

Однако значения α, полученные при натурных испытаниях с тепловыми измерениями, оказывались выше, чем рассчитанные по приведенной формуле, в несколько раз, а иногда на порядок. Данные натурных испытаний находились в противоречии также и с данными модельных испытаний.

Исследования этого процесса позволили выявить новый, ранее неизвестный механизм воздействия на пограничный турбулентный слой акустических пульсаций большой мощности, генерируемых струями ДУ в каналах стартового сооружения.

Механизм увеличения интенсивности теплообмена состоит в воздействии на турбулентный пограничный слой поперечно перемещающихся частиц потока и проявляется наиболее сильно при автоколебаниях на дискретных частотах. Для оценки интенсивности перемещения частиц вводится число Рейнольдса акустического процесса, которое прямо пропорционально квадрату амплитуды акустического давления и обратно пропорционально частоте колебаний: . Последнее обстоятельство весьма важно, так как приводит к качественно новым результатам и зависимостям изменения коэффициента а от линейного размера элементов, подвергающихся нагреву, и от масштабного фактора. Так, вместо известной закономерности α = f(Re) = f(x^-0,2) = f(L^-0.2) при увеличении масштаба может наблюдаться рост коэффициента теплообмена вследствие масштабного уменьшения частоты f. Наоборот, с уменьшением масштаба интенсификация теплообмена уменьшается и при некотором критическом значении Re_a = (2-3)·10³ и соответствующем значении масштаба (μ_L) рост теплообмена прекращается полностью. Этим, в частности, объясняется то обстоятельство, что явление усиления теплообмена было обнаружено впервые на крупных натурных объектах (в пусковых шахтах).

Для учета влияния пульсаций на теплообмен были разработаны зависимости для двух условий протекания акустических процессов, которые имеют место при старте:

• при реализации автоколебательных резонансных процессов;
• при акустических процессах с обычным шумовым спектром.

При реализации в каналах ПУ автоколебательных процессов на резонансной частоте f_p усиление интенсивности теплообмена определяется формулой:

где α₀, = 0,03c_pgρ_*v_δ Re_*^-0,2 Pr,

Для воздуха μ₀ = 1,155 · 10^-6 кг·с/м², для водяного пара μ₀ = 0,87 · 10^-6кг·с/м². При

Для условий воздействия акустических колебаний с шумовым спектром в диапазоне частот Δf= 30-1000 Гц усиление теплообмена может быть определено по формуле:

где L^p_Δf – спектральная плотность в полосе частот 30-1000 Гц.

В этой формуле пороговое значение (L^p_Δf), при котором начинается влияние акустических колебаний, составляет 135 дБ/Гц.

Определение зависимостей влияния на теплообмен акустических пульсаций с шумовым спектром было особенно актуальным для прогнозирования тепловых нагрузок на кормовую часть ракеты при минометном старте. Экспериментальные исследования этого влияния были проведены в ЦНИИмаш на моделях достаточно крупного масштаба с измерениями газодинамических, тепловых и акустических параметров. Результаты критериальной обработки показывают, что влияние шумовых акустических пульсаций на турбулентный теплообмен более полно характеризуется зависимостью а от комплекса В, являющегося безразмерной спектральной плотностью и учитывающего соотношения между параметрами Re_a и Re_L в пограничном слое:

Этот комплекс можно представить через величины Re_a, Re_L и число потока:

Из формулы видно, что при увеличении числа M влияние акустических пульсаций уменьшается. На основании полученных закономерностей можно рекомендовать следующие формулы для расчета.

При обтекании отражателя (градиентное течение)

α = 0,037 k_акc_pgρ_*v_δ Re_*^-0,2 Pr_*^-2/3,

где k_ак = 1,25B^0,33 или k_ак = 1,2-2,0.

Иногда применяют формулу α = 0,045c_pgρ_*v_δ Re_*^0,2 Pr_*^2-2/3.

При расчете по формуле параметры ρ_*, μ_* берут при температуре

где φ – угол наклона отражателя.

Параметры струи изменяются скачкообразно по длине струи на участке от среза сопла до 25d_а:

• в зоне 1-й «бочки» q = (6-0) · 10³ ккал/(м² · с);
• на длине струи в зоне от 2-й до 6-й «бочки» q_ср = 3200 ккал/(м² · с).

За время старта Σq = (5-6) · 10³ ккал/(м² · с).

При натекании струи на преграду коэффициент теплоотдачи зависит от градиента скорости растекания потока:

После определения коэффициента теплоотдачи производится расчет нагрева конструкции, которая подвергается действию струи.

Наиболее точные результаты дает численный метод расчета по уравнению теплопроводности:

где λ – коэффициент теплопроводности.

Рис.3.2.10. Изменение температуры по толщине (δ) поперечного сечения стенки вертикальной поверхности опорного кольца для различных моментов времени при старте РН «Союз»

Так как при старте ракеты параметры обтекания преграды струями ДУ меняются по времени, переменным является и внешний тепловой поток, а коэффициент теплоотдачи вычисляется на каждом шаге счета. В КБОМ такой расчет производится по собственной программе конечно-разностного расчета «НАГОТРА» (пример расчета см. на рис. 32.10).

3.2.7. Акустические процессы, возникающие при пуске ракет

Сверхзвуковая струя является мощным источником акустической энергии, изучаемой турбулентным слоем при смешении высокоскоростных частиц струй с воздухом. Мощность акустического излучения составляет примерно 0,5 % мощности струи. Однако зависимость акустической отдачи от скорости весьма сложная. Так, для высокоскоростных струй при V = 1000 м/с коэффициент акустической отдачи может достигать 1,0 %. При дальнейшем увеличении скорости от 1000 до 4000 м/с он падает до 0,25 %.

Помимо этого процесса, достаточно известного и освещенного в зарубежной и отечественной литературе, при взаимодействии струй с элементами ПУ могут возникать акустические процессы иного вида, связанные с колебаниями давления газа в полостях в результате действия обратной акустической или газодинамической связи и приводящие к возникновению автоколебаний, иногда с потерей устойчивости струи.

Возникают и другие источники акустических излучений. Излучение от взаимодействия сверхзвуковых струй с преградами сильнее, чем от простого отражения акустических волн.

Таким образом, при пуске ракеты окружающее ее пространство является акустическим полем, колебания давления газа в котором воздействуют на ракету и агрегаты ПУ, вызывая вибрацию их элементов и, тем самым, создавая опасность потери их работоспособности. Этому способствуют как широкий спектр пульсаций давления, так и широкий спектр частот собственных колебаний элементов и агрегатов конструкций, вследствие чего возможны резонансы. Спектр акустического поля струи имеет диапазон 8 октав. Уровень акустической мощности на отдельных частотах в ШПУ при автоколебаниях может достигать 185 дБ. Акустические нагрузки на днище ракеты при старте, как правило, превосходят акустические и пульсационные нагрузки в полете и достигают 165-170 дБ. Источники акустических нагрузок представлены на рис. 3.2.11.

		f – средняя частота октавной полосы (Гц); P – давление в октавных частотных полосах, измеренное в децибелах; d – диаметр сопла в дюймах; F – тяга ракетного двигателя в фунтах (1тс – 2,2·103 фунт). Нижняя шкала соответствует современным ракетным двигателям. Примечание: Если имеется отражатель, превосходящий по ширине модель ракеты, то следует вычесть по 5 дБ в каждой из октавных полос.
Рис.3.2.11. Уровни звукового давления в различных точках ракеты при статических испытаниях или перед началом подъема

Для дальнейшего рассмотрения вопросов акустики старта РН полезно привести общие понятия и закономерности акустических процессов.

Звуковая волна – распространение возмущения в среде со скоростью звука:

где      R – газовая постоянная;

T – температура (K).

При ΔT = -50 °С a = 300 м/с; при ΔT = +50 °С a = 360 м/с.

Звуковые колебания – движение частиц воздуха под действием возмущения.

Фронт волны – поверхность, соединяющая точки с одинаковой фазой колебаний.

Звуковой луч – направление звуковых колебаний.

Интенсивность звука мощность или энергия, проходящая в единицу времени через единицу поверхности, J (Вт/м²).

Для периодических процессов

где   P и v – мгновенные значения давления и скорости частиц.

Для синусоидальных колебаний

J =  0,5 P_mv_mcosψ,

где       P_m, v_m – амплитудные значения давления и скорости,

ψ          – сдвиг по фазе между P и v.

При этом единицы измерений в акустических процессах следующие.

Давление (P) измеряется в Паскалях и 1 Па = 1 Н/м² = 0,1 кгс/м² = 10^-5 кгс/см².

Интенсивность звука (J) измеряется в Вт/м², уровень интенсивности звука (L_j) – в децибелах (дБ) или в Белах (Б) (1 дБ = 0,1 Б):

где J₀ = 10^-12 Вт/м² – пороговая интенсивность.

Уровень акустического давления определяется по J₀ и акустическому сопротивлению (400 кгс/м²с). Тогда:

– пороговое давление,

Например, давлению P = 0,1 ати соответствует уровень звукового давления L_Р= 174 дБ.

В табл. 3.2.1 представлены уровни звукового давления (дБ) и соответствующие им средние квадратические значения звукового давления (Па).

Частотный состав акустических колебаний определяется его спектром. Частота колебаний (число колебаний в секунду) измеряется в герцах (Гц). Диапазон, в котором частота колебаний изменяется в 2 раза, то есть , называется октавой.

Таблица 3.2.1

Уровни звукового давления (дБ)
и средние квадратические значения звукового давления (Па)

Каждая третья часть октавы (в логарифмическом масштабе частот) определяет третьоктавную полосу спектра. Соотношения для граничных частот выражены следующим образом:

– средняя частота.

Основным источником акустического излучения, общим для всех струй, является турбулентный слой смешения высокоскоростных частиц струи с воздухом, в котором возникают поперечные и продольные пульсации скорости, u_i. Согласно полуэмпирической теории Прандтля пульсации скорости пропорциональны длине пути смешения частиц L_см, которая постоянна в каждом поперечном сечении струи и увеличивается пропорционально длине струи: L_см = 0,27x.

Зависимость для пульсации скорости:

Рис.3.2.12. Схема сдвигового механизма возникновения пульсаций

Очевидно, что в соответствии с изменением пути смешения и скорости течения будут меняться частоты пульсаций скорости и излучаемого давления, а частота с максимальным уровнем излучения в каждом сечении будет равна:

Вихревые движения в слое смешения образуются вследствие потери устойчивости границы струи, при которой ускоряющиеся внутренние вихри переносят в пограничный слой частицы струи, а замедляющиеся внешние вихри увлекают внутрь струи окружающий воздух (рис. 3.2.12). Этот механизм пульсаций называется «сдвиговым». Он способствует турбулизации течения и действует как усилитель излучения шума.

	Рис.3.2.13. Схема излучения звука струей

Одним из источников шума сверхзвуковой струи является излучение вихрей, движущихся со сверхзвуковой скоростью по границе струи. Фронт излучения располагается под углом к оси струи:

(рис. 3.2.13),

где     V_к – скорость конвекции  вихрей, V_к = (0,6-0,8)V_стр,

– внешнее число Маха струи.

Пересечение скачков движущимся возмущением на границе струи приводит к излучению акустической энергии на дискретных частотах, зависящих от длины, L, бочек, скорости струи и скорости звука в воздухе, по которому возмущение передается обратно к кромке сопла, синхронизируя излучение на частоте:

3.2.8. Мощность акустического излучения

Количественная характеристика акустического излучения определяется экспериментально, хотя теория Лайтхилла – Филлипса показывает закономерность изменения интенсивности излучения от скорости потока и направленности излучения. Экспериментальная зависимость коэффициента мощности акустического излучения от скорости струи, η_ак = f(v_а), представлена на рис. 3.2.14, где (Вт) – механическая мощность струй ДУ ракеты, [G] = кгс/с, [v_а] = м/с, η_ак = 0,0025-0,01.

Рис.3.2.14. Экспериментальная зависимость коэффициента мощности акустического излучения от скорости течения газа в струе

При мощности ДУ РН до 10³ МВт может использоваться эмпирическая формула

П_aΣ = 6,3 · 10^-6 W^1,35,

то есть η_ак = 6,3 · 10^-6 W^0,35.

Если для выражения акустической мощности в дБ принять, что П₀ = 10^-13 Вт, то

Суммарная акустическая мощность сверхзвуковой струи практически реализуется на 20-24 калибрах сопла, причем основная часть мощности акустического излучения приходится на первые 14 калибров. Закономерность распространения звука от струи в дальнем акустическом иоле определяется формулой для сферической волны. В дальнем акустическом поле газовая струя принимается как точечный источник, при этом давление и скорость колебаний не имеют сдвига по фазе. Тогда

где S – площадь сферы или полусферы,

L^Р = L^П – 10 lgS + 30 дБ.

Если S = 4π · r², то L^Р = L^П – 20 lg r + 19.

Если S = 2π · r², то L^Р = L^П – 20 lg r + 22,2,

где [r] = см, [S] = см².

В диапазоне расстояний, соответствующих неравенству 3<r<50 , струю нужно рассматривать как цилиндрический источник с линейно расположенными единичными источниками акустического излучения (рис. 3.2.15а). С изменением расстояния от струи интенсивность акустического излучения должна изменяться как , а давление как Это ближнее акустическое поле. Здесь давление и скорость колебаний совпадают по фазе на средних частотах около 1000 Гц. Суммарные уровни давления в ближнем поле достигают 158-160 дБ.

Зона, расположенная на расстояниях, соответствующих неравенству (газодинамическая зона), является зоной индукции. Здесь колебания давления и скорости не совпадают по фазе. Уровни акустического давления в этой зоне достигают 168 дБ. Спектр акустической мощности струи в дальнем поле определяется единой экспериментальной зависимостью, известной как обобщенный спектр фон Гирке. Частоты выражаются через число Струхаля, , где . Мощность в полосах частот 1 Гц (П_{1 Гц}) выражается в дБ относительно суммарной мощности, отнесенной к характерной частоте f₀ как к полосе частот:

Зависимость β = f(Sh) представлена на рис. 3.2.15б.

Рис.3.2.15а,б. Характеристики акустического излучения струи

Sh = f/f_o; f = v_a · а_o/d_a а_o;
v, a – скорости газа и звука соответственно;
_a – срез сопла;
_o – окружающая среда;
П_Σ – суммарная мощность излучения струи;
П_{1 Гц} – мощность излучения в полосе 1 Гц

Максимальное значение β имеет место при Sh = 0,3.

Спектр в ближнем поле единой зависимостью не объединяется. При удалении от среза сопла вниз по потоку частота максимума спектра, f_m, сдвигается в область низких частот, при приближении – в область высоких.

Излучение слоя турбулентного смешения – «собственный» шум – дает сферическую диаграмму направленности акустического излучения струи.

«Сдвиговый» шум, вызванный колебаниями границ струи, имеет минимум в поперечном направлении.

Конвекция снижает уровень интенсивности акустического воздействия в направлении, обратном движению струи, на 10-20 дБ, и повышает на ~5 дБ по направлению струи.

Влияние дифракции звука в слоях с различной плотностью горячей струи приводит к отклонению звуковых лучей от оси. В результате этого образуется провал интенсивности по оси струи спереди и сзади и наблюдается повышение интенсивности в секторе под углом 40-45° к оси. Диаграмма направленности излучения представлена на рис. 3.2.16.

Рис.3.2.16. Диаграмма направленности излучения струи ракетного двигателя

3.2.9. Акустическое излучение из зон пульсаций давления на поверхностях агрегатов наземного оборудования

Зоны сильного взаимодействия струй ДУ с поверхностями агрегатов наземного оборудования и пусковой площадки являются источниками излучения акустических волн, воздействующих на ракету и агрегаты наземного оборудования, не попадающие в зону непосредственного воздействия струй.

Уровни звукового давления L_Σ в точках на различных расстояниях, R, от зоны пульсаций на преграде могут быть определены по эмпирической формуле в зависимости от максимальных уровней пульсаций давления на преграде

Зависимость LΣ блоков Ц и А

Зависимость LΣ на боковой поверхности РН от высоты подъема
Рис.3.2.17. Акустические давления на днищах блоков Ц и А и боковой поверхности МТКС «Энергия – Буран» и на моделях масштаба М1:72 и М1:10

Таким образом, пульсации в зонах взаимодействия являются дополнительным источником акустической мощности. Хотя этот источник имеет малые объем и протяженность, и его мощность невелика по сравнению с мощностью, излучаемой всей поверхностью сверхзвуковой струи, однако он оказывает существенное влияние на уровень мощности ближнего акустического поля, особенно на уровень акустического давления в точках, близких к источнику излучения.

Для холодных струй, имеющих скорости газа ~100 м/с и соответственно малые мощности акустического излучения при η_ак << 0,5 %, влияние зон взаимодействия струй с преградами может быть весьма существенным не только в ближнем, по и в дальнем поле.

Однако и для горячих струй, для которых акустический к.п.д. достаточно высок, влияние акустической мощности на ближнее поле необходимо учитывать при определении акустического давления на элементах стартующей ракеты и пускового устройства.

Этим эффектом, в частности, помимо отражения звука от поверхности стартовой площадки и других поверхностей, объясняется повышенный уровень звукового давления при запуске и работе двигателей на старте перед подъемом ракеты. На рис. 3.2.17 представлены данные по акустическим давлениям в различные периоды старта для различных высот подъема, полученные на моделях и при натурных пусках: давление на днищах блоков РН достигает максимального значения до ее подъема, а на боковой поверхности РН и ПУ – на высотах ≈ 10-15 d_а.

3.3. Меры по снижению газодинамических нагрузок на ракету и наземное оборудование, принимаемые на стартовых комплексах

3.3.1. Выбор газодинамической схемы пуска РН

Вследствие высокой концентрации энергии в газовых струях продуктов сгорания топлив в ДУ РН при проектировании ПУ ставится условие, как правило, полного отвода газов от ракеты с помощью отражателей и газоотводных устройств.

Газодинамической схемой старта принято называть совокупность схемных конструктивных решений по ПУ и стартовому сооружению, с помощью которых осуществляется отвод газов ДУ от ракеты или снижаются нагрузки на пусковое оборудование и ракету при ее пуске.

Состав данных, характеризующих газодинамическую схему стартового сооружения, включает в себя ожидаемые нагрузки от воздействия на ракету и ПУ ударно-волновых, газодинамических, акустических и тепловых процессов, которые определяются расчетным или экспериментальным путем.

Газодинамическая схема в значительной мере определяет облик и размеры ПУ и стартового сооружения. Классификация газодинамических схем СС дастся на рис. 3.3.1.

Различают следующие виды стартовых сооружений:

• пусковой стол для ракет малой тяги (R_н < 250 тс, рис. 3.3.2а, б);
• заглубленное стартовое сооружение с газоотводным лотком или заглубленными каналами для РН большой тяги (R_н = 500-5000 тс);
• шахтная пусковая установка с газоходами для пусков РН с ДУ тягой 60-600 тс. Для обеспечения пусков РН, сопла двигателей первой ступени которых расположены по окружности диаметром не более 2,5 м, обычно применяются газоотражатели с гранями, отводящими каждую струю ДУ ракеты. Эти газоотражатели устанавливаются непосредственно на поверхности стартовой площадки (рис. 3.3.2а, б).

Рис.3.3.1. Классификация газодинамических схем стартовых сооружений

Экспериментально отработанные геометрические характеристики газоотражателя (α, B, R), обеспечивающие полный отвод газов ДУ, представлены на рис. 3.3.3. Без газоотражателя высота пускового стола должна быть не менее 10 м для ракеты с диаметром сопла d_а ≈ 1,0 м. Схемы и параметры газоотражателей представлены на рис. 3.3.2 а,б.

а) Пусковой стол     б) Компоновка граней отражателя с соплами ДУ		Наименование параметра № изделия 2 3 4 Высота отражателя B, м 1,20 1,86 1,50 1,34 2,33 1,70 Расстояние от среза сопел до плоскости схода H,м 2,54 1,91 2,94 2,6 2,4 3,3 Длина клиновой части l, м 1,09 1,9 1,78 l 1,22 2,38 2,00 Угол при вершине отражателя α,° 85 90 35 Угол встречи оси струи с отражателем β,° 35 30 35 Расстояние от среза сопел до точки встречи струи с отражателем h, м 1,9 1,3 2,5 2,12 1,63 2,80 Радиус закругления у основания R, м 1,17 0,915 0,9 R 1,31 1,14 1,01 Диаметр среза сопел dа, м 0,89 0,8 0,89 Диаметр ракет Dм, м 2,4 2,68 3,0 Радиус центров сопел Rнс 0,63 0,8 0,94 Снос начала закругления 0,00 0,25 0,135

Рис.3.3.2а,б. Пусковой стол с газоотражателем

Рис.3.3.3. Геометрическое параметры газоотражателей минимальных размеров

Для первых РН («Восток» и «Восход»), имевших многоблочную компоновку с 20-ю соплами маршевых двигателей, были созданы газоотводные сооружения лоткового типа. Носитель подвешивался на откидных фермах на значительной высоте от газоотводного лотка, имеющего общую глубину около 42 м. За счет значительного расстояния от отражателя до сопел ДУ обеспечивалось практически полное отсутствие влияния стартового сооружения на кормовую часть ракеты. Газодинамические условия старта РН были близки к условиям начала свободного полета.

Однако проблема отвода горячих газов не всегда решается выбором размеров газоотражателя. В данном случае значительные размеры глубины лотка (около 42 м) привели к мощному гравитационному эффекту. Дело в том, что двигатели на предварительной ступени набора тяги работали при очень малом давлении в камере сгорания (около 10 ати). При этом расход керосина был близок к расходу на более высокой промежуточной ступени, и его основная масса не сгорала в камере сгорания двигателя, а догорала в газоходе лотка. В результате возникали мощные восходящие течения горячих газов, воздействовавших на носитель по всей его высоте и особенно интенсивно – на кормовую часть. Для защиты от теплового воздействия кормовая часть первых ракет защищалась стекло- и асбестовой тканью. Для отвода этих «вялых» потоков горячих газов в газодинамическую схему старта была введена специальная система газовой защиты – система эжекции, отводящая горячие газы от ракеты за счет эжекции и активного воздействия.

Схема образования восходящих течений горячего газа представлена на рис. 3.3.4а; схема течения горячего газа при работе системы эжекции двух вариантов – на рис. 3.3.46, в.

Для тяжелых и сверхтяжелых носителей были созданы стартовые сооружения, газодинамическая схема которых сочетала в себе основные схемные решения для пусковых столов и заглубленных сооружений. Схемы применения центрального многогранного отражателя, направляющего газы ДУ в несколько газоходов, представлены на рис. 3.3.5 и 3.3.6.

Выбор количества газоходов является важным для определения габаритных размеров и, прежде всего, глубины стартового сооружения. Эти размеры весьма значительны, в особенности для носителей тяжелого и среднего класса, и, как отмечалось, достигают 42 м.

Как показали эксперименты, основную роль в определении геометрических параметров газоотражателя играют размеры сопел ДУ и геометрические характеристики их компоновки.

Более полно учитывать свойства компоновки ДУ носителя может геометрическая характеристика, включающая в себя как разнесение сопел по днищу, так и их суммарную площадь. В качестве такой характеристики был выбран размер, равный среднегеометрическому значению между максимальным диаметром (D_m) окружности, охватывающей струи (сопла), и диаметром окружности, эквивалентной по площади сумме площадей всех сопел ДУ (D_э). Для односкатного газоотражателя такой размер будет равен:

где    i – число сопел.

При применении центрального газоотражателя с несколькими (N) газоходами значение D_m должно быть уменьшено в два раза, а значение D_э в раз в соответствии с разделенисм потока по газоходам и уменьшением максимального диаметра в 2 раза. Тогда

Каждая выбранная газодинамическая схема экспериментально обосновывается и проходит отработку по всем ее элементам.

в) Схема системы газовой защиты (эжекции)
с двумя ярусами струй

Рис.3.3.4. Схема работы системы газовой защиты РН «Союз»

Рис.3.3.5. Газодинамические схемы стартовых сооружений

Газодинамические схемы стартового сооружения, выполненные на СК и УКСС для РН «Энергия», приведены на рис. 3.3.5. Газодинамическая схема стартового сооружения для РН «Протон» показана на рис. 3.3.6.

В газодинамическую схему ПУ для РКН «Зенит» и ПУ УКСС были введены аналогичные друг другу системы охлаждения струй водой, подаваемой насосами непосредственно в центр каждой струи газа с помощью патрубков. Эти системы обеспечивали прежде всего надежную тепловую защиту отражателя, а также снижение уровней шума и ударно-волнового давления при пусках. Система водоподачи, примененная в ПУ для МТКС «Энергия Буран», существенно отличалась от этих систем. Основное ее назначение – снижение ударно-волновых давлений при запуске ДУ РН и глушение шума. Вода с помощью вытеснительной системы подавалась через специальные струйные насадки под сопла ДУ с некоторого расстояния от струй. Впервые для глушения шума была применена водяная завеса в виде яруса струй, подаваемых под сопла поднимающейся ракеты.

Рис.3.3.6. Газодинамическая схема стартового сооружения для пуска РН «Протон»: а) продольный разрез; б) вид сверху

3.3.2. Сравнение стартовых сооружений по характерным размерам

В табл. 3.3.2 приведены основные габаритные характеристики стартовых сооружений для отечественных РН с ДУ различной тяги, от 300 до 4500 тс, и американской РН «Сатурн V» (США).

Таблица 3.3.2

Сравнение относительных размеров стартовых сооружений
и испытательных стендов

Наиме- нование СК	Кол-во газо- ходов	РН		Y	R	Q	Dx, м	H1, м	H2, м	H1	H2	H
УКСС	1	«Энергия»	20,56	0,04	0,73	0,73	102	40,0	46.0	4,0	4,5	42
«Энергия»	3	«Энергия»	20,56	0,07	128	128	5,5	21,0	27,0	3,8	4,9	43
СК-30 (старт)	2	«Сатурн»	34,62	0,11	1,15	1,15	5,1	15,0	24,8	3,0	4,9	4,0
СК-30 (стенд)	1	«Сатурн»	34,62	0.0%	0.95	0,95	3,6	30,0	30,0	3,5	33	3,5
11П852	3	Н-1	30,58	0,11	1,53	1,53	5,0	21,0	19,0	33	32	33
«Протон»	6	«Протон»	527	0,18	2,88	2,367	2,72	8,5	7,0	3,13	237	2,8
«Зенит»	1	«Зенит»	4,17	0,03	ОД)	0,50	2,95	22,0	182	7,45	3,16	5,8
«Союз»	1	«Союз»	3,48	0,01	0,12	0,12	4,0	27.0	203	6,7	5.1	5,9

ΔJ_ow – перепад энтальпии продуктов сгорания при изменении температуры от T₀ до T_w относительно энтальпии ΔY_ow системы «керосин + O₂»; i – число сопел; N – число газоходов; m = 1 при N = 1; m = 2 при N = 2

Следует отметить, что относительная глубина газохода (₁) и расстояния от сопел до днища газохода (₂) являются величинами, характеризующими габаритные размеры сооружения и определяющими возможность обеспечения поворота струй ДУ без появления отраженных течений. Величина ₂ определяет также возможность снижения уровня удельных силовых и тепловых нагрузок. В таблице дается среднее значение

Поперечный размер газохода также важен при выполнении условия отвода газовых струй ДУ, так как на стенки газохода воздействуют растекающиеся по газоотражателю потоки. Сужение газохода приводит к увеличению толщины потока в газоходе и его движению вдоль боковых стенок с подъемом вверх, к выходу из газохода. Увеличение толщины выходящего из лотка потока может привести к «закольцовке» газа в проем между РН и стартовым сооружением и потребует удлиннения лотка.

В то же время поперечные размеры газоходов должны обеспечивать вход (прием) составной струи ДУ при боковых смещениях РН. Как известно, для обеспечения приема струи в газоходы при пуске МТКС «Спейс шаттл» установлены дополнительные боковые газоотражатели.

Отношение количества движения составной газовой струи, R_н, к минимальной проходной площади газохода и окружающему давлению, Р_н, характеризует газонапряженность стартового сооружения: . Эта величина максимальна для СС РКН «Протон и достигает ≈ 3. Для большинства сооружений ≤ 1. Для ШПУ эта величина может быть значительно больше. Например, для ШПУ одной из противоракет «Амур П» = 6,5.

Если представить величину как произведение:

то относительная величина показывает, какую часть газохода занимает газовый поток струй ДУ при статическом давлении P_н. Отношение является характеристикой проходных сечений, а величина – характеристикой интенсивности силовых и тепловых нагрузок.

Для более полной оценки теплонапряженности принимают во внимание, что тепловая нагрузка (плотность теплового потока q) характеризуется числом Стантона:

где G – расход газа из сопел ДУ, а I_o – I_w – избыточная энтальпия продуктов сгорания.

В то же время G(I_o – I_w) ~ GV² ~ R_н.

Поэтому уровень относительной теплонапряженности газоходов можно характеризовать величиной – перепад энтальпий для продуктов сгорания топлива рассматриваемой ДУ, отнесенный к перепаду энтальпий топлива «керосин – кислород».

На основании анализа реализующихся на СК газодинамических условий, представленных в табл. 3.3.2, можно сделать следующие выводы.

Наибольшие размеры (=8,0) имеют СС для РКН «Союз». Для них, как отмечалось выше, газодинамические условия при старте РН близки к условиям начала полета. Однако размеры этих сооружений нельзя признать оптимальными. В силу малой изученности газодинамических процессов при старте размеры первых сооружений были значительно завышены. Если перенести эти подходы на выбор размеров СС типа УКСС для РН «Энергия», то его размер H₂ должен быть равен ~ 80 м. Минимальные относительные размеры (=3,1) имеет СС комплекса РКН «Протон». При этом практика его использования показала, что весьма высокая газонапряженность приводит к значительным тепловым нагрузкам, требующим специальных мер защиты поверхности отражателя и стен газоходов, и к необходимости периодического проведения ремонтно-восстановительных работ. Поэтому наиболее оптимальными относительными размерами являются = 3,5—4,5.

Сопоставление отечественных и зарубежных образцов ПУ и методов отработки вопросов газодинамики показывает, что, несмотря на различия в отдельных решениях, вызванных разной технологией подготовки к пуску и различиями в характеристиках РН, можно отметить общие подходы и решения.

Так, общим для всех стартовых сооружений является требование полного отвода газов, снижения импульсных и акустических нагрузок на РН при запуске двигателей и подъеме РН, а также снижения тепловых нагрузок на газоотражатель и другие элементы, подвергающиеся воздействию струй ДУ. Общие подходы можно отметить и в методах экспериментальной отработки и снижения нагрузок.

Следует отметить также, что созданная система экспериментальных исследований газодинамики старта позволяла своевременно отрабатывать газодинамические схемы стартов различных РН и находить оптимальные направления в разработке универсальных и надежных в отношении газодинамики стартовых сооружений.

Выбор размеров проходных сечений газоходов напрямую связан с допустимым уровнем ударно-волнового давления на днище РН. При необходимости уменьшения больших площадей газоходов и, как следствие, большой глубины СС, часто прибегают к мерам снижения ударно-волнового давления.

3.3.3. Методы снижения УВД

Рассмотренные далее методы снижения УВД основаны на полученных выше зависимостях ударно-волновых нагрузок (раздел 3.2.3):

1. Метод снижения величины ΔP_ув за счет уменьшения расхода газа, G, является наиболее приемлемым при условии, если:

• ДУ ракеты состоит из нескольких двигателей и можно использовать разновременность запуска групп двигателей так, что тяга запускаемых с опережением по времени двигателей не будет превышать массу ракеты;
• можно ввести в циклограмму запуска ДУ предварительную ступень, чтобы время выхода на нее было больше величины τ = 2L/a₀ (то есть Sh < 1).

В первом случае ΔP_ув уменьшается пропорционально уменьшению С, то есть если G = nG_i и одновременно запускается n/3 двигателей, то .. Запуск последующих групп двигателей или всей ДУ на главную ступень тяги после работы на предварительной ступени происходит в прогретую среду, поэтому, как показано ниже, он не приводит к повышенным ударно-волновым давлениям.

2. Для снижения УВД особенно эффективным может оказаться метод предварительного запуска рулевых двигателей ракеты, так как при этом расход топлива на старте будет минимальным. Снижение УВД при этом методе достигается за счет прогрева газа в газоходе пропорционально величине

3. Метод снижения величины ΔP_ув за счет уменьшения скорости выхода ДУ на режим, то есть повышения t_ду, требует доработки системы запуска ДУ. Снижение ΔP пропорционально снижению числа , если число Sh < 1.

Перечисленные выше три метода в основном исчерпывают методы снижения УВД за счет ДУ. Далее рассматриваются способы снижения УВД за счет стартового сооружения:

• повышения температуры газа в газоходе и скорости звука, a_o, что возможно за счет генераторов горячего газа, обеспечивающих «продувку» среды в газоходах;
• увеличения проходных сечений газоходов, F_rx;
• сокращения длин газоотводных каналов, L_rx, для обеспечения снижения числа Струхаля:
• уменьшения температуры газовой струи благодаря вводу воды в струю ниже среза сопла, что приводит к снижению комплекса GRT, так как GRT ~ GV и, соответственно, к снижению УВД.

При вводе воды имеем: G = G_п.с. + G_вод и, так как GV = R_н = const, то и, соответственно, Влияние различных факторов на снижение ударно-волнового давления приводится в табл. 3.3.3.

Таблица 3.3.3

Влияние различных факторов на снижение УВД

Эффективным конструктивным решением для снижения УВД также является установка различных экранов, время действия которых должно ограничиваться только временем запуска ДУ. Такое решение было реализовано для РН «Протон». На рис.3.3.6 показано место установки экрана под соплами РН «Протон», позволяющего снизить давление на днище и кормовую часть ракеты за счет уменьшения площади прохода ударной волны к днищу РН.

	Рис.3.3.7. Схема взаимодействия струи с отражателем

3.3.4. Определение параметров воздействия струи на отражатель

Исходными данными при определении воздействия струи на отражатель являются параметры потока в сечениях струи перед отражателем, определяемые по алгоритму, приведенному в разделе 3.2. Схема взаимодействия струи с отражателем представлена на рис. 3.3.7.

Для расчета воздействия струи на отражатель определяем:

угол наклона скачка:

давление за скачком на отражателе:

, где – в сечении 3-й струи;

скорость потока (число M) после скачка на отражателе:

относительную скорость потока:

и скорость за скачком:

полное давление:

и плотность:

где     – плотность потока для расчета теплообмена.

Тогда    

Следует иметь в виду, что зависимость α = f(M_i, β) пригодна только до максимальных значений, β_max, соответствующих регулярному режиму отражения, то есть для присоединенных скачков. При дальнейшем увеличении угла β угол поворота потока будет уменьшаться, то есть поток после скачка будет не параллелен поверхности отражателя.

Для расчета воздействия струи на отражатель необходимо знать параметры течения газа в струе непосредственно перед отражателем.

3.3.5. Алгоритм расчета параметров начального,
неизобарического, участка струи

Наиболее простым и в то же время наглядным, дающим достаточно полное представление о структуре струи и позволяющим достаточно точно определять максимальные значения параметров струи, является одномерный метод расчета струи, разработанный в ЦНИИмаш Г.В. Куловым. Метод основан на возможности осреднения параметров течения в характерных сечениях струи, а именно в узких и широких сечениях «бочек», где давление торможения газа максимально и минимально соответственно. Кроме того, принимается, что падение полного давления газа от «бочки» к «бочке» равномерное. Экспериментально установлено также, что количество «бочек» на начальном участке струи равно 5.

Формулы для проведения расчетов выводятся из системы уравнений сохранения массы, избыточного импульса и энергии для выделенных сечений с использованием обычных газодинамических функций коэффициента скорости,

и введенных критериев как функции параметров λ_a и

В результате преобразований получают для i-х сечений следующие зависимости:

,

(1)

,

(2)

,

(3)

,

(4)

Полное давление после прямого скачка P_oni определится из соотношения

,

(5)

Исходными данными для расчета являются: M_a, n = p_a/p_н, k = c_p/c_v; R_{прод.сг.}, T_o, F_a, λ_а, ρ_оа, ρ_а, ρ_о, T_а, G/g, где индексом «a» обозначены параметры на срезе сопла.

Порядок расчета следующий:

1. Находим величины

2. Определяем длину «бочки» (L = 1,8 – 1) и находим расположение конечного сечения К: L_Σ = 8 – 3, откуда получаем положение сечений 1,2,3,4 и K (рис. 3.3.8). Сечения 1ʹ-4ʹ откладывают в середине между i-ми сечениями.

3. Находим параметры течения в конечном сечении K из условия P_к = Р_н = 1 ата. Тогда P_0i = P_0к = P₀ (λ_к) и т.д.

4. Строим графическую зависимость P_0i /Р_н = f(λ_i) в диапазоне

λ_a > λ_к > [λ_к – (λ_a – λ_к)] ⁼ 2λ_к – λ_a,

две точки которой уже определены координатами λ_a – P_0a и λ_к – P_0к. Значения P_0i могут быть заданы для всех сечений путем деления диапазона на 5 частей:

ΔP_o = (P_oа – P_oк)/5.

Тогда P₀₁ = P_0а – ΔP, P₀₂ = P_0а – 2ΔP, то есть P_0i = P_0a – iΔP₀, где i = 1 – 4. Под значения P_0i могут быть подобраны значения λ_i (с помощью ЭВМ). Однако для графического решения целесообразно задаться несколькими значениями λ_i, например из условия

Δλ_i = 0,1 [λ_a – (2λ_к – λ_a)] = (λ_a – λ_к)/5,

и для этих значений определить P₀₁. Таким образом, можно построить график P_0i = f(λ_i), представляющий собой кривую параболического вида.

5. По построенному графику можно определить точные значения λ_i в сечениях i = 1, 1ʹ, 2, 2ʹ и т.д. по значениям P_0i определенным в п. 4.

	Рис.3.3.8. Схема графического определения давлений торможения в характерных сечениях струи

Изменения P_0i в сечениях можно представить на графике (см. рис. 3.3.8). От сечения а до сечения 1 течение проходит с ударно-волновыми потерями давления, ΔP₀ (сужение потока). От сечения 1 до сечения 1ʹ течение проходит изоэнтропически, без потерь Р₀ (расширение потока). Далее циклически повторяется сужение и расширение потока до сечения K, после которого течение становится изобарическим.

6. По имеющимся значениям λ_i в каждом сечении струи по формулам 1-5 определяем все параметры течения. Параметры сводятся в таблицу и даются графически функцией f(X/d_а).

7. При расчете параметров струи с n = 1,0 возникают трудности счета из-за малых различий параметров в сечениях и на срезе сопла. В то же время реальная струя в силу неравномерности в распределении параметров на срезе будет иметь достаточно ярко выраженную волновую структуру.

Поэтому рекомендуется проводить расчеты по данной методике, определяя параметры в расчетных сечениях для условий n_а = 0,6-0,8, а затем – пересчет на условие n_а = 1,0.

3.3.6. Приближенная оценка тепловой нагрузки на отражатель и уноса материала с его поверхности

Тепловая нагрузка на отражатель определяется интегрированием теплового потока по времени. Для упрощения оценки тепловой нагрузки на отражатель заменим определенную в натурных условиях кривую q = f(τ) ступенчатой кривой изменения q, по так чтобы тепловые нагрузки были одинаковыми:

Определим в качестве примера температуру стенки отражателя, T_w при заданном тепловом потоке по приближенной формуле прогрева полубесконечного тела:

где    a = = 14,2 мм²/с. Тогда время начала плавления стального газоотражателя (Т_w = 1400 °С) при q = 4500 ккал/м²*с равно: τ = . Для стали γ = 7850 кг/м³, c = 0,11 ккал/кг·град, λ = 40 ккал/м·К·ч. Тогда при q = 4500 ккал/(м²·с) и T_пл = 1400 °С τ_нач.пл = 0,72 с. При достижении равенства T_w = T_пл начнется унос металла. Количество тепла, расходуемого на унос металла, можно принять приближенно как избыточное интегральное количество тепла, определяемое как площадь графика над кривой q_пл = f(τ_нач.пл) от точки начала плавления до точки снижения теплового потока ниже значения q_пл = f(τ_нач.пл) в момент τ_к < T_пл.

Пример: Найдем координаты кривой q(τ_пл) для стальной пластины.

Тогда можно определить избыточную теплоту, уходящую на плавление материала:

ΔQ = Δq · Δτ ≈ ½ · 400 · 0,2 ккал/м²,

Т_н.пл 0,53 с, Т_к.пл 0,73 с.

Унос материала отражателя можно определить через теплоту плавления H (ккал/кг) по формуле:

где S = 1 м², H = 80 ккал/кг.

В рассматриваемом примере ΔQ = 40 ккал/м², поэтому

Рассмотрим работу некоторых материалов при одинаковых значениях q_ср. Из данных табл. 3.3.4 следует, что целесообразно применять более теплопроводные материалы.

Таблица 3.3.4

Работа материалов при одинаковых значениях q_ср

Работа материалов конструкций характеризуется следующим. Отражатель из стали Ст 20 нагревается до температуры T_w = 1300-1400 °С за 0,7-0,9 с, с градиентом температуры = 400 °С/мм. Сравним работу материалов А1-19, Ст 20, Ст 1Х18Н9Т и бетон для теплового потока q_ср = 3200 ккал/м²·с (см. табл. 3.3.4). В случае применения теплозащитных покрытий толщина уносимого слоя может быть подсчитана из условия баланса энергии по приближенной формуле:

где    T_доп – допустимая температура металлической конструкции;

H_эфф – эффективная энтальпия покрытия, ккал/кг;

T_разр – температура разрушения покрытия,

Т_разр ≪ T₀ – легкоразрушимое покрытие.

Для покрытия ПКМ-6: H_эфф = 280 ккал/кг, T_разр = 600-800 K, γ_n = 1500 кг/м³, λ = 0,3 ккал/(м·град·ч).

Для покрытия ТТПС-15: H_эфф = 500 ккал/кг, T_разр = 900 K, γ_n = 700 кг/м³. Для бетона: H_эфф ≈ 500 ккал/кг, Т_разр = 1600-2500 К. Расчет потребной толщины теплоизоляции без уноса ее с поверхности можно проводить по осредненным параметрам струи и параметру а по формуле (Шапиро Я.М., Мазинг Г.Ю., Прудников Н.Е. Теория РДТТ. 1966):

где a_n, γ_n, c_n – коэффициент температуропроводности, удельный вес и теплоемкость покрытия соответственно; (T_{м доп} – допустимая температура металла).

3.4. Основные методы моделирования и испытаний газодинамических процессов, принятые при отработке газодинамических схем стартовых сооружений

Как уже отмечалось, при старте ракета и ПУ подвергается ударно-волновым, акустическим, газодинамическим и тепловым нагрузкам, возникающим от энергии газовой струи ДУ, взаимодействующей с элементами ПУ. Модельные и стендовые испытания, а также натурные пуски показали, что при старте ракет возникают также принципиатьно новые газодинамические, тепловые и акустические процессы, выходящие за рамки ранее известных отечественной и зарубежной науке.

Сложность происходящих при старте процессов, возможность возникновения непредвиденных ранее явлений, трудности в получении точных расчетных результатов (особенно при определении параметров переходных и комплексных процессов), необходимость отработки газоотводящих устройств и мер снижения нагрузок требуют проведения для новых и модернизируемых СК большого объема экспериментальных исследований.

Экспериментальная отработка газодинамических процессов начинается с маломасштабных испытаний моделей ПУ и моделей РН, снабженных генераторами струй, и имеет целью определение параметров отдельных процессов (и нагрузок) на основе законов частичного подобия. Необходимый объем работ в ходе проектирования и отработки газодинамики ПУ обеспечивается последовательно усложняющимися экспериментальными исследованиями, увеличением масштаба и полноты воспроизведения процессов.

При этом программы исследований составляются с учетом вопросов, возникающих на соответствующих этапах проектирования и испытаний СК.

При модельных испытаниях на специальных стендах осуществляется, как правило, полное комплексное моделирование газодинамических процессов в их реальной последовательности. Стенды для этих испытаний были созданы на испытательных площадках КБ и научно-испытательных предприятий (ЦНИИмаш, КБСМ, НИИхиммаш, НИИХСМ).

Натурные испытания подразделяются на следующие специальные испытания в системе отработки ракетных комплексов:

• специальные «бросковые» испытания проводятся для отработки стартового участка полета ракеты, поэтому иногда – с пониженной дальностью полета и упрощенной комплектацией ракеты агрегатами системы управления и др.;
• огневые стендовые испытания проводятся для отработки ДУ в сборе с ракетой, закрепленной на стенде. Они дают возможность отработать фрагменты ПУ, фрагменты тепловой и водяной защиты, а также от воздействия натурных струй;
• летно-конструкторские испытания являются завершающими перед сдачей комплекса в эксплуатацию. В ходе испытаний обычно проводятся специальные газодинамические измерения для подтверждения выданных рекомендаций.

При маломасштабных лабораторных испытаниях имитация струй ДУ осуществляется специальными газогенераторами, обеспечивающими параметры струй, удовлетворяющие условиям моделирования. Тяга этих модельных ДУ обычно не превышает 1,0 тс. Рабочим телом могут служить продукты сгорания компонентов топлива ЖРД или порохов, если используются твердотопливные двигатели. В массовых экспериментах при исследованиях газодинамических процессов широко применяется холодный воздух.

При крупномасштабных испытаниях, проводимых на специальной стендовой базе, в качестве моделей ДУ используются двигатели (РДТТ или ЖРД) тягой от 5 до 50 тс.

В соответствии с диапазоном тяги ДУ РН и модельных двигателей (газогенераторов струй) диапазон масштабов исследований обычно составляет:

1:100-1:10 при маломасштабных испытаниях,

1:10-1:1 при крупномасштабных испытаниях.

Такие масштабы определяют условия моделирования полной системы струй ДУ ракеты, ее корпуса и кормовой части, а также ПУ и агрегатов, расположенных на стартовой площадке и попадающих в зону сильного действия струй. Испытания такого вида называются полносистемными. Однако модели для полносистемных испытаний достаточно сложны, поэтому их проводят как «чистовые» испытания.

На предварительных этапах проводятся фрагментные испытания с моделированием отдельных фрагментов ПУ. Они дают возможность увеличить масштаб исследования, так как позволяют использовать мощность модельных газогенераторов для воспроизведения не всех сопел многодвигательной ДУ, а только одного из них или части сопел.

Этот вид испытаний успешно применяется для исследования теплообмена, так как он позволяет увеличить геометрические размеры отдельных элементов ПУ и значения числа Re при обтекании этих элементов высокотемпературными струями.

Виды испытаний подразделяются также по способу моделирования ситуаций при сходе ракеты с ПУ. Испытательные стенды и установки должны иметь устройства, обеспечивающие продольные перемещения (H) модели ракеты с одновременным боковым смещением (z) по заданной программе. Для имитации относительных перемещений моделей ракеты и ПУ возможно перемещение модели ПУ.

Проведение продувок при фиксированных положениях модели ракеты относительно ПУ в различных точках траектории, начиная с исходного положения, позволяет получить комплекс характеристик по всем процессам квазистационарного характера. Кроме того, в исходном положении (H = 0) происходит запуск ДУ и реализуется сложный ударно-волновой процесс с максимальными значениями силовых нагрузок на ракету и наземное оборудование. Испытания при закрепленном положении модели ракеты (H = const) называются «позиционными».

Однако в силу нестационарности процессов при старте наиболее полно воспроизводить натурные условия могут только испытания с моделированием скорости движения ракеты по критерию гомохронности: , где V_газ – скорость газа; τ – время прохождения ракетой или моделью сходственных точек траектории, L [L = H(τ)].

Выполнение этого критерия обеспечивает аналогичность перемещения газов и ракеты соответственно при модельных испытаниях и натурном пуске. Такие испытания называются условно динамическими и являются весьма сложными, особенно при малых масштабах моделей. Здесь надо иметь в виду, что для обеспечения подобия требуется, чтобы ускорения в моделях малого масштаба были в μL раз больше, чем натурные. Кроме того, для достижения близких к натурным скоростей в сходственных точках требуется введение дополнительного силового фактора, например увеличение тяги модельного двигателя.

Осуществление экспериментальной отработки в полном объеме с проведением модельных испытаний, как показала практика, способствует обеспечению надежности функционирования ПУ с точки зрения газодинамики. Поэтому на стадии летно-конструкторских испытаний объем газодинамических измерений может быть уменьшен или ограничен контролем максимальных значений параметров. В то же время при проведении этих испытаний могут быть выявлены процессы, которые зависят от особенностей режимов функционирования натурных систем. Так например, хотя в целом натурные измерения подтверждали данные лабораторной и крупномасштабной отработки газодинамики старта РН «Зенит» и «Энергия», в ходе испытаний были выявлены новые акустические процессы, связанные с пульсациями давления в камере сгорания на переходных режимах при запуске ДУ.

Отработка отдельных газодинамических параметров на моделях, стендах и натурных стартовых сооружениях дополнительно отражена в разделах следующих книг инженерного пособия.

3.5. Последовательность обоснования газодинамической схемы СС и ПУ

Исходными данными для обоснования газодинамической схемы стартового сооружения и ПУ являются: компоновка ракеты; расположение опор и двигателей, работающих при старте; газодинамические параметры двигателей; циклограмма выхода ДУ на режим; траектория РН на стартовом участке полета; допустимые нагрузки на днище и борт РН – газодинамические, тепловые и акустические; возможность аварийного старта с частично работающей ДУ и соответствующая траектория полета.

До разработки газодинамической схемы стартового сооружения проводятся конструкторские работы, определяющие способ опирания РН (внутренние или внешние опоры), расположение опор на ПУ, общий облик ПУ и принципиальные решения ее конструкции (наличие переходного блока в составе РН, подвижные или неподвижные опоры и т.п.).

В зависимости от расположения сопел двигателя ракеты и их числа принимается решение о количестве граней газоотражателя и газоходов.

Производится расчет ударно-волнового давления и по величине допустимого давления на днище РН определяются площади проходных сечений газоходов. При этом ширина газоходов обычно выбирается из конструктивных соображений так, чтобы крайние струи вписывались в него с некоторым запасом для снижения тепловых нагрузок на стенки газоходов и из обеспечения подхода установщика, средств обслуживания и т.д.

В случае слишком большой глубины стартового сооружения увеличивают количество граней отражателя и газохода или для уменьшения глубины принимается решение о введении мер снижения ударно-волнового давления (установка экранов, водоподача и т.п.)

Выбираются профили основных элементов газодинамической схемы отражателя, лотков, рассекателей и т.д. Угол наклона грани отражателя обычно составляет 30-35° (из условия получения присоединенного скачка уплотнения при взаимодействии струи ДУ с гранью), радиус выкружки – 1-2da, угол наклона лотка – 20-35°.

Длина прямой части газохода выбирается так, чтобы вышедший на поверхность газ не мог быть «закольцован» во входной проем эжекционным потоком.

При больших расстояниях от среза сопел ДУ РН до отражателя, т.е. при большой эжектирующей поверхности свободных струй, проверяется достаточность проходных сечений ПУ для пропуска подсасываемого воздуха по допустимой величине разрежения на днище РН. Величина расхода эжектируемого воздуха может быть определена по формуле О.В. Яковлевского:

где   G₀   – расход газа на срезе сопла;

n      – количество струй;

   – относительная длина струи до встречи с отражателем;

   – отношение плотностей воздуха и газа.

Давление (разрежение) в донной области определяется по формуле:

где    q(λ) – газодинамическая функция.

По таблицам газодинамических функций для воздуха по величине q(λ) находят значения функции π(λ). Разрежение составит:

P = P_и – Pн · π(λ).

где    P_и  и T_и – атмосферное давление и температура,

F_пу         – проходные площади, образованные зазорами между РН, ПУ и проемом стартового сооружения.

Если величина разрежения больше допустимого значения, принимаются меры по увеличению входных площадей F_пу .

Производится расчет параметров струй ДУ и растекающейся струи и определяются силовые и тепловые нагрузки на отражатель и стены газоходов, на элементы ПУ и агрегаты наземного оборудования с учетом заданной траектории полета РН на начальном участке старта.

Полученные результаты используют для создания газодинамической модели.

3.6. Газодинамические нагрузки на элементы стартовых комплексов

При старте РН наибольшие газодинамические нагрузки воспринимаются стартовым сооружением, однако значительные нагрузки действуют и на оборудование, расположенное вблизи него. Для ряда агрегатов эти нагрузки могут оказаться определяющими при расчетах их на прочность и влиять на расположение агрегатов вокруг СС.

Очевидно, что газодинамические нагрузки на агрегаты наземного оборудования вызываются действием струй ДУ РН, как непосредственно истекающих из сопел ДУ, так и «веерных» струй, образующихся при взаимодействии истекающих струй с поверхностью площадки, окружающей СС.

3.6.1. Газодинамические нагрузки на СК от струй ДУ РН

По мере подъема и бокового сноса РН струи ДУ выходят из проема газохода и попадают на поверхность стартовой площадки. Поэтому для определения величин нагрузок на нее необходимо иметь расчет параметров струи и траекторию полета РН. По траектории с учетом угла наклона оси РН определяется высота подъема РН над данной точкой стартовой площадки, т.е. длина струи, по которой определяются давление газа в данной точке, его температура и другие параметры, необходимые для проведения силового и теплового расчета. Также определяются и нагрузки на агрегаты СК, расположенные вблизи СС. Длина струи в этом случае определяется с учетом высоты расположения расчетной точки агрегата над уровнем стартовой площадки.

3.6.2. Взаимодействия газовой струи с ветром

Струя ДУ попадает на поверхность стартовой площадки обычно в то время, когда РН находится на большой высоте и струя имеет большую боковую поверхность. Под действием ветра струя газа искривляется и (при попутном ветре) попадает на более отдаленные точки поверхности СК, чем при безветрии, то есть нагрузки в этих точках возрастают. Учесть это искривление и определить отклонение оси струи можно по формуле Ю.В. Иванова, приведенной Г.Н. Абрамовичем в книге «Теория турбулентных струй», 1960 г.:

где    y – длина струи;

x – величина отклонения струи на длине y;

d – диаметр сопла или эквивалентный диаметр составной струи многоблочной РН;

α – угол между направлениями струи и сносящего потока,

q_о1 и q_о2 – скоростные напоры соответственно в сносящем потоке и в начальном сечении струи.

Практика проектирования СК для тяжелых РН показывает, что учет искривления струи необходим. При подъеме РН на длину сверхзвукового участка струи (~ 100 м для ракеты H1) искривление составляет ~ 10%. Элементы наземного оборудования, которые не должны попадать в сферу действия струи, могут подвергнуться значительному газодинамическому воздействию, если при выборе их расположения искривление струи не учитывалось.

3.6.3. Расчет растекающейся струи

При встрече струи ДУ РН с горизонтальной поверхностью площадки СК поток разворачивается на 90°, преобразуясь в «веерную» струю. Такая струя, растекаясь по поверхности площадки, оказывает значительное воздействие на наземное оборудование на высоте от 0 до ~ 5 м от поверхности площадки.

Методика расчета растекающейся струи была разработана в Ленинградском механическом институте в 1977 году в ходе НИР по заданию КБОМ.

На рис. 3.6.1 приведена схема растекающейся струи.

Рис.3.6.1. Схема растекающейся струи

За расчетный случай берется момент, когда, при подъеме РН на высоту Н, ось составной струи газа ДУ РН попадает на край огневого проема стартового сооружения. Образующаяся растекающаяся струя в этом случае оказывается наиболее мощной и дальнобойной.

Поэтому для определения скоростного напора в начальном сечении растекающейся струи, который вычисляется по формуле:

величина скоростного напора на оси струи, ρV²_стр, берется из расчета струи ДУ РН в точке H от среза сопла.

Величина ξ = 0,7 в приведенной формуле – величина потери импульса при встрече струи с перпендикулярно стоящим препятствием.

Определение параметров течения газов на переходном участке

Скоростной напор в конце переходного участка определяется по формуле:

где    Q – тяга ДУ РН, в тоннах, x_а = 3R_стр, R_стр – радиус струи ДУ в расчетной точке.

Максимальный скоростной напор в любом сечении растекающейся струи по ее длине рассчитывается по формуле

где    

Для расчета профиля скоростного напора в растекающейся струе используется следующая зависимость:

где    

φ = kΨ;

h – толщина потока от поверхности растекания до рассчитываемой точки;

Определение параметров на автомодельном участке

Изменение максимального в сечении струи скоростного напора по радиусу растекания струи определяется по формуле

Профиль ρV² определяется так же, как на переходном участке, по при k = 1.

Разработанные и используемые в нашей стране расчетно-теоретические основы газодинамических процессов, подтвержденные экспериментальными работами и натурными пусками ракет, в значительной мере способствовали созданию на высоком научно-техническом уровне всей гаммы эксплуатировавшихся и находящихся в эксплуатации передвижных и стационарных СК и отечественных баллистических ракет легкого, среднего и тяжелого классов различного назначения.

Литература

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., «Наука», 1969.
2. Аржанников Н.С., Садекова Г.С. Аэродинамика больших скоростей. М.: «Высшая школа», 1965.
3. Абрамович Г.Н. Теория турбулентных струй. М.: «Физматгиз», 1960.
4. Гинзбург И.П. Прикладная гидрогазодинамика. Л.: изд-во Ленинградского университета, 1958.
5. Сырчин А.Ф., Хотулев В.А. Акустические процессы при старте РН сложной компоновки, РКТ. Серия II, выпуск 2. ЦНИИмаш, 1993.
6. Куровский Г.Ф., Сенкевич М.В., Сенкевич Е.А. и др. Теплообмен при старте. Международная конференция «Научно-технические проблемы космонавтики и ракетостроения». ЦНИИмаш, 1996.
7. Сенкевич М.В., Румынский А.Н. Влияние на теплообмен пульсаций сплошного спектра. Известия Академии Наук СССР, МЖГ № 2. 1975.
8. Сенкевич М.В. Диссертация (к. т. н.). ЦНИИмаш, 1967.
9. Белошенко Б.Г., Ершов И.В., Клевитов А.А. и др. Методы снижения ударно-волновых нагрузок. Международная конференция «Научно-технические проблемы космонавтики и ракетостроения». ЦНИИмаш, 1996.
10. Кулов Г.В. Диссертация (к. т. н.). КБОМ, 1970.

Сведения об авторах главы

		ХОТУЛЕВ Владилен Алексеевич – начальник отдела ЦНИИмаш, доктор технических наук, профессор, Заслуженный машиностроитель РФ, действительный член Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского, лауреат Государственной премии СССР. Награжден орденом Трудового Красного Знамени и медалями.
		ПАДЖЕВ Станислав Матвеевич – заместитель начальника расчетно-теоретического отдела КБОМ. Заслуженный машиностроитель РФ. Награжден орденом «Знак Почета» и медалями.

Авторы главы выражают искреннюю благодарность сотрудникам ЦНИИмаш Б.Г. Белошенко, Т.В. Шуваловой, М.В. Сенкевич, принявшим активное участие в подборе материалов главы, и сотрудникам КБОМ В.М. Самуйловой, Н.В. Титовой и ЕЛО. Гарбарчик  – в ее подготовке к изданию, а также выражают благодарность Главному специалисту КБОМ Н.М. Корнееву, проделавшему большую работу по построению материалов главы и давшему ряд полезных советов по ее содержанию и оформлению.