- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
384 |
Глава 3.7. ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ ОТСЕКОВ РАКЕТ |
|
|
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.Болотин В.А., Дядькин А.А., Казаков М.И., Лебедев В.И. Способ регулирования аэродина мических нагрузок, действующих на корпус ле тательного аппарата, и устройство для его реа лизации (варианты): пат. RU 2145564 С1. В64С 1/100, опубл. 20.02.2000.
2.Болотин В.А., Дядькин А.А., Казаков М.И., Лебедев В.И. Способ регулирования аэродина мических нагрузок, действующих на отсек ле тательного аппарата, и устройство для его осу ществления (варианты): пат. RU 2145563 С1. В64С 1/100, опубл. 20.02.2000.
3.Абрамович Г.Н. Прикладная газовая ди намика. 5 е изд., перераб. и доп. М.: Наука, 1991. 304 с.
4.Идельчик И.Е. Справочник по гидрав лическим сопротивлениям. 3 е изд. М.: Маши ностроение, 1992. 672 с.
5.Болотин В.А., Дядькин А.А., Казаков М.И., Лебедев В.И. Способ определения расходных характеристик дренажных устройств отсека ле тательного аппарата и система для его осущест вления: пат. RU 2253095 С2; заявл. 06.08.2003; опубл. 27.05.2005. Бюл. № 15.
6.Алиев В.Г., Болотин В.А., Дядькин А.А.,
Казаков М.И., Лебедев В.И., Легостаев В.П., Шорин А.Н. Способ определения расходных ха рактеристик дренажных устройств корпуса ле тательного аппарата и система для его осущест вления: пат. RU 2267108 С2; заявл. 06.08.2003; опубл. 27.05.2005. Бюл. № 36.
7.Болотин В.А., Дядькин А.А., Казаков М.И., Лебедев В.И. Способ определения негерметич ности отсека летательного аппарата с дренаж ными устройствами: пат. RU 2246708 С1. G1M3/00, опубл. 20.02.2005.
8.Болотин В.А., Дядькин А.А., Лебедев В.И.
Несущая панель корпуса космического аппарата: пат. RU 2283799 С1; заявл. 28.06.2004; опубл. 20.09.2006. Бюл. № 26.
Глава 3.7
ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ ОТСЕКОВ РАКЕТ ПРИ НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКЕ
3.7.1. ЗАДАЧИ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ. ОГРАНИЧЕНИЯ. МЕТОДЫ РЕШЕНИЯ
Системы термостатирования предназна чены для поддержания заданного в документа ции теплового режима КА, размещаемых в
блоке полезного груза (БПГ), приборов систем управления РБ и ракет, криогенных баков ДУ
идругих систем в процессе наземной подго товки РН. Как правило, предъявляются жест кие требования к допустимому диапазону тем ператур КА и систем РН в процессе их назем ных автономных и комплексных испытаний и в процессе подготовки РКН к пуску.
Для поддержания теплового режима чаще всего используются воздушные системы тер мостатирования, обеспечивающие подачу в зо ну размещения КА или других объектов тер мостатирующего воздуха требуемой температу ры и заданного расхода для отвода или подво да тепла. Термостатирующий воздух проходит предварительную очистку до подачи в зону термостатирования для исключения загрязне ния КА в процессе подготовки, которая может длиться часами или сутками.
Важную роль при организации термоста тирования играют схема и устройства подачи воздуха внутрь отсеков.
Решение задачи выбора оптимальной схе мы подачи термостатирующего воздуха в отсеки РКН и организации его течения внутри отсеков осуществляется в два этапа. На первом этапе вы бирается принципиальная схема устройств пода чи воздуха и оптимизируются их параметры, а на втором этапе определяются места располо жения устройств в отсеках и формируется с их помощью течение термостатирующего воздуха.
На рис. 3.7.1 показана типичная конфи гурация БПГ с КА, пристыкованного к РБ, ко торый, в свою очередь, пристыкован к прибор4 ному отсеку (ПО) второй ступени РН. В про цессе подготовки РН к пуску термостатирова нию подлежат КА, приборы разгонного блока
иконтейнеры системы управления ракеты, размещенные в ПО ракеты.
При обеспечении теплового режима КА и систем требуется выполнить ряд дополнительных требований, которые играют роль ограничений:
•должно быть исключено или миними зировано попадание в зону КА менее чистого воздуха из РБ или отсеков РН;
•местные скорости течения термостати рующего воздуха вблизи поверхности КА не должны превышать 3…5 м/с;
•поток термостатирующего воздуха дол жен равномерно омывать поверхность зон КА, чувствительных к нагреву;
•суммарный уровень акустического дав ления (шума) в зоне КА не должен превышать 120…125 дБ при длительном термостатировании.
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ЗАДАЧИ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ. ОГРАНИЧЕНИЯ. МЕТОДЫ РЕШЕНИЯ |
385 |
|
|
Рис. 3.7.1. Формирование течения термостатирующего воздуха в отсеках РКН. Поле скоростей в продольной плоскости:
1 — устройства подачи термостатирующего воздуха (диффузоры); 2 — дренажные устройства
Зачастую требования к термостатирова нию КА и систем РКН могут быть противо речивыми: КА требуется подогревать, а бло ки систем управления РБ и РН — охлаждать, что создает дополнительные трудности при формировании оптимальной схемы подачи воздуха.
Для исключения попадания менее чисто го воздуха из РБ в зону КА в конструкцию БПГ может быть введен разделительный экран с клапанами одностороннего действия, кото рые обеспечивают перетекание термостати рующего воздуха, подаваемого в зону КА, в РБ для эвакуации его наружу в атмосферу через дренажные устройства на РБ или отсеках РН (рис. 3.6.4). При такой конструкции БПГ яв ляется капсулированным, т.е изолированным от отсеков РБ и РН.
Разделительный экран может быть вы полнен также из проницаемой ткани. Анало гичного эффекта достигают и при отсутствии
разделительного экрана за счет правильной организации течения внутри БПГ и РБ. Схема такого варианта конструкции показана на рис. 3.7.1, а схема течения в продольных и по перечных сечениях БПГ — на рис. 3.7.2 и 3.7.3. Такая конструкция системы подачи воздуха в БПГ сложнее в отработке, но выгоднее в весо вом отношении.
Современные программные комплексы расчета течений вязкой несжимаемой жидко сти, например FlowVision, позволяют достаточ но эффективно решать подобные задачи [1].
Использование расчетных методов позво ляет выбрать оптимальную форму устройств для подачи воздуха в отсек, место их распо ложения и ориентацию, обеспечивающие вы полнение заданных требований и ограниче ний [2]. Благодаря оптимизации можно зна чительно уменьшить максимальный потреб ный расход термостатирующего воздуха и вес конструкции.
Рис. 3.7.2. Поле скоростей термостатирующего воздуха в продольных сечениях БПГ:
а — в вертикальной плоскости 1–3 БПГ; б — в горизонтальной плоскости 2–4 БПГ
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
386 |
Глава 3.7. ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ ОТСЕКОВ РАКЕТ |
|
|
Рис. 3.7.3. Поле скоростей термостатирующего воздуха в поперечных сечениях БПГ:
сечения 1 и 2 соответствуют рис. 3.7.2
Проверка эффективности выбранной схе мы и устройств подачи термостатирующего воздуха в отсеки РКН и БПГ осуществляется в процессе комплексных испытаний на собран ной РКН прежде всего по конечному результа ту, путем контроля изменения температуры среды в термостатируемых отсеках при рабо тающих системах и сравнения ее с допустимой температурой на момент окончания испыта ний или подготовки РКН к пуску.
Контроль выполнения ограничений по уровню шума от устройств подачи термостати рующего воздуха (коллектор, диффузор и др.) осуществляется сначала в автономных испыта ниях устройства, а затем в составе РКН, ряя шум в ряде точек пространства тируемого отсека. Контроль скорости и температур воздуха проводится лишь
трольных точках в зонах около КА, критичных
кэтому воздействию.
3.7.2.ВЫБОР КОНФИГУРАЦИИ ВЫХОДНЫХ
УСТРОЙСТВ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТЕРМОСТАТИРУЮЩЕГО ВОЗДУХА
В зависимости от задач, которые ставятся перед разработчиками системы термостатирова ния, могут использоваться различные конструк тивные решения выходных устройств, форми рующих течение внутри термостатируемых отсе ков. Общими требованиями, предъявляемыми к таким устройствам, являются следующие:
• проходные сечения устройств должны обеспечивать заданный потребный расход тер мостатирующего воздуха при заданной ограни ченной скорости течения на выходе из устрой ства;
•параметры течения на выходе из уст ройства должны быть максимально равномер ными по сечению;
•устройство должно иметь минималь ные габариты;
•простота конструкции устройства и возможность изменения его положения без до работок в целях регулирования течения внутри отсеков.
Различные варианты возможного конст руктивного выполнения выходных устройств показаны на рис. 3.7.4…3.7.6.
Простейшее устройство представляет со бой коллектор тороидальной формы с равно мерно распределенными по его поверхности от верстиями для подачи воздуха внутрь термоста тируемого отсека по его перифирии. Данная конструкция проста, но имеет значительный вес
игабариты и не обеспечивает равномерную по окружности коллектора скорость на выходе из отверстий, она максимальна у отверстий вблизи входного трубопровода системы термостатиро вания и минимальна в удаленных отверстиях.
Значительно более эффективны выход ные устройства диффузорного типа (рис. 3.7.5, 3.7.6). Они имеют значительно меньшие габа риты и вес и большие возможности в части ор ганизации течения внутри отсеков.
Для выбора оптимальной конфигурации (конструкции) диффузоров успешно использу ются численные методы расчета течения газа. На рис. 3.7.7 показана оптимизированная, с использованием численного метода, конструк ция диффузора типа «фонарь».
Для исходного варианта диффузора с тре мя выходными отверстиями (см. рис. 3.7.6) ха рактерны большие местные скорости на выходе
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ВЫБОР КОНФИГУРАЦИИ ВЫХОДНЫХ УСТРОЙСТВ |
387 |
|
|
Рис. 3.7.4. Выходное устройство подачи термостатирующего воздуха в отсек (коллекторного типа)
Рис. 3.7.5. Выходное устройство подачи термостатирующего воздуха
вотсек (диффузорного типа):
а— геометрические обводы диф фузора «закрутка»; б — распреде ление модуля скорости на выхо де из диффузора
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
388 |
Глава 3.7. ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ ОТСЕКОВ РАКЕТ |
|
|
Рис. 3.7.6. Варианты выходных устройств подачи термостатирующего воздуха в отсеки:
а — распределение модуля скорости в продольном сечении и в выходном сечении диффузора «рас труб»; б — геометрические обводы диффузора «фонарь»; в — распределение модуля скорости в про дольном сечении диффузора «фонарь»
Рис. 3.7.7. Оптимизированная конструкция диффузора «фонарь»:
а — конструкция б — поле скоро стей на выходе из центрального отверстия верх него диффузора
и значительная неравномерность параметров по сечению. Использование в конструкции раз делительных вкладышей (перегородок) позво ляет существенно изменить схему течения внутри диффузора и добиться приемлемых ре зультатов на выходе из отверстий устройства. При скорости газа на входе в устройство пода чи воздуха ~40 м/с скорость в выходных сече ниях не превышает ~15 м/с.
Рассмотренный диффузор компактен, прост в изготовлении и позволяет за счет ва риации числа выходных отверстий и поворота устройства вокруг собственной оси менять на правление течений термостатирующего возду ха около термостатируемого объекта.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.Дядькин А.А., Симакова Т.В. Опыт ис пользования программного комплекса «FlowVisi on» в процессе проектирования ракетно косми ческой техники в РКК «Энергия» им. С.П. Ко ролева // Науч. практ. конф. «Инженерные сис темы 2007». ТЕСИС, 2007. С. 20–27.
2.Патент № 2285640. Болотин В.А., Дядь кин А.А., Серафимов В.П. Способ термостати рования объектов ракетного блока и бортовая система для его реализации; опубл. 20.10.2006. Бюл. № 29.
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ВИДЫ ВОЗДЕЙСТВИЙ НА РН ПРИ СТАРТЕ И ИХ ОТЛИЧИЕ ОТ ПОЛЕТНЫХ 389
Глава 3.8
ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ
3.8.1. ВИДЫ ВОЗДЕЙСТВИЙ НА РН ПРИ СТАРТЕ И ИХ ОТЛИЧИЕ ОТ ПОЛЕТНЫХ
Задачей исследований газодинамики стар
та является определение газодинамических, |
|
ударно волновых, акустически |
и тепловых |
воздействий струй ДУ на |
пусковые уста4 |
новки (ПУ ), начиная от момента запуска дви гателей первой ступени на режимы промежу точной и главной ступени тяги и далее в про цессе движения РН по траектории в непосред ственной близости от ПУ и стартового соору4 жения (СС).
Ударно,волновые нагрузки. Рост тяги в процессе запуска ДУ по временному закону нарастания тяги Rн f (9), истечение продук тов сгорания топлива из сопел ДУ и их движе ние в газовой среде, ограниченной поверхно стями газоходов, обуславливают суперпози цию и дифракцию волн сжатия, отходящих от фронта раздела продуктов сгорания со средой, как от движущегося поршня. В результате раз вивается ударно волновой процесс с избыточ ным давлением Руд f (9) за волнами сжатия в среде и на поверхностях конструкций РН и ПУ, что является одним из отличий нагруже ния РН при старте от нагружения в полете.
Уровень избыточного давления* на кормо вой части РН при протекании ударно волно вых процессов может достигать до 100 кПа (1 кгс/см2), а на конструкции ПУ — до 200 кПа (2 кгс/см2).
Отражение волн сжатия от свободной по верхности окружающей среды при выходе из газохода и эжектирующее действие струй при водят также к появлению волн разрежения с уровнем избыточного давления до (50… …60) кПа (( 0,5…0,6) кгс/см2).
Ударно4волновые давления (УВД) на кор мовую часть РН, как правило, существенно превышают донное давление в полете и явля ются расчетными для конструкции донных эк ранов и хвостовых отсеков РН. Ударно волно вые процессы должны учитываться также при анализе нагружения полезных грузов, выводи мых РН.
Уровень УВД зависит от энергетики ДУ, циклограммы выхода двигателя на режим, кон фигурации и параметров пусковой установки. В общем случае:
Руд /Р1 (GRT0 /Р1aнFг/х)Sh,
где Руд — абсолютное УВД, кгс/м2; Р1 — на чальное давление среды, кгс/м2; G — расход топлива, кг/с; R — газовая постоянная про дуктов сгорания, кг м/град.; T0 — темпера тура торможения газа в камере сгорания, К; aн — начальная скорость звука в каналах ПУ, м/с; Fг/х — площадь газохода, м2; Sh
2Lг/х /(aн ДУ), Lг/х — длина газохода, м;ДУ — время выхода ДУ на режим, с.
При Sh 1 принимается максимальное зна
чение Руд /Р1.
Снижение УВД обеспечивается ступенча тым и разновременным запуском групп двига телей, применением защитных экранов и вво дом воды в струи ДУ у среза сопел.
Газодинамические нагрузки. Величины воз действий струй двигателей определяются их тягой и компоновкой, а также конфигурацией отражательных устройств ПУ.
Результаты определения газодинамиче ских воздействий струй ДУ используются при формировании исходных данных для расчета нагружения конструкций РН и ПУ, а также
при разработке |
снижения нагрузок до |
допустимых уровней |
|
В случае многосопловых ДУ большой тя ги 5…50 МН (500…5 000 тс) в результате взаи модействия струй с ПУ и поверхностями стар тового сооружения могут возникать отражен ные (возвратные) к кормовой части РН тече ния со скоростями, близкими к скорости зву ка, и с температурами продуктов сгорания Тг − − (0,6…0,75)Т0 (где Т0 — температура торможе ния в камере сгорания). Опасность воздейст вия такого течения на кормовую часть РН тре бует исключения возвратных токов при штат ных траекториях.
Суммарные силовые воздействия на ПУ от струй двигателей достигают значений (1,3…1,8)Rн в зависимости от способа и на правления отвода газового потока газохода ми. Давление на поверхности ПУ достигает значений 500…2 000 Па (5…20 кгс/см2) и оп
* Здесь и далее принята в основном техническая система единиц измерения, так как все данные по дав лениям на агрегаты наземного оборудования и на ракету при старте рассматривались с первых натурных испытаний (1954 г.) в технической системе единиц.