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

390	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

ределяется высокими значениями парамет ров ДУ на срезе сопла: Ма 3,0…4,8; степени нерасчетности nа Ра /Рн 0,5…0,8; 1,2; Т (3 000…3 200) К и комплекса газона пряженности

Ra Rн /(FaРн),

(3.8.1)

где Rн — сила тяги; Fа — площадь выходного се чения сопла; Рн — атмосферное давление.

Акустические нагрузки. В полете на по верхности РН возникают в основном ло кальные зоны пульсаций давления и акусти ческого излучения. В условиях же старта вся РН и ПГ находятся в акустическом поле большой интенсивности. Уровни акустиче ского давления определяются не только ис точниками турбулентных пульсаций в слое смешения струй ДУ с воздухом, но возмож но появление и автоколебательных процес сов с концентрацией акустической мощно сти на отдельных «дискретных» частотах. Их природа может быть обусловлена процесса ми в камере сгорания ДУ или условиями взаимодействия струй ДУ с пусковой уста новкой, имеющей газоотводные каналы, ус тупы и кромки на обтекаемых струями эле ментах конструкции.

При старте мощность акустического из лучения может составлять от 0,5…1 % от меха нической мощности газовых струй ДУ (W0,5RнVа эф, Vа эф — эффективная скорость га за на срезе сопла). Для ракет с тягой 0,5… 50 МН (50…5 000) тс данная мощность имеет порядок (1 106…1 108) кВт.

За счет акустического излучения от зон взаимодействия струй ДУ с ПУ, а также отра жений от поверхностей СС уровни звукового давления на донной и хвостовой частях РН могут достигать ~165 дБ, на отсеке ПГ ~155 дБ. Широкий диапазон частот акустиче ского излучения от струй ДУ, восемь октав (fв /fн 28), создает определенную опасность возникновения резонансного воздействия на элементы системы управления (СУ) и различ ные агрегаты.

При старте из шахт суммарные уровни пульсаций давлений достигают 170 дБ, а в слу чае автоколебательных процессов — 185 дБ с концентрацией энергии на дискретных часто тах 120…150 Гц. Такие процессы необходимо подавлять средствами шумоглушения. Ввод воды в струи ДУ обеспечивает снижение уров ня акустического давления в широком спектре частот.

Специфическим для условий старта и стендовых испытаний является образование зон пониженного давления на поверхностях ПУ большой площади, вблизи которых струи проходят или своими границами каса ются этих поверхностей. Уровень разреже ния может достигать 10 кПа ( 0,1 ати), а в локальных зонах за уступами и угловыми кромками конструкции ПУ, обтекаемых струями, 30… 50 кПа ( 0,3…0,5 ати). На этих поверхностях возникают значительные отрывающие усилия.

Затекание потока газовых струй под плиты облицовки газоотражателей может вы

зывать отрывающие усилия до 0,5 МН (50 тс) на 1 м2.

Параметры процессов, воздействую щих на РН и ПУ, помимо прогнозирования определяются по результатам эксперимен тальной отработки на моделях различных масштабов.

Тепловые нагрузки. Элементы конструкций РН и ПУ, кроме силового воздействия, подвер гаются значительному тепловому воздейст вию, уровень которого определяется интенсив ностью теплопередачи и высокой энтальпией продуктов сгорания топлив ДУ. Плотность теплового потока может достигать (6,3… 8,4) 104 кВт/м2 ((1,5…2,0) 104 ккал/(м2 с)), а число Стантона, определяющее уровень турбу лентного теплообмена, составит:

St q /(Ga/Fa)(Ja Jw) − 0,02, (3.8.2)

где Ga — весовой расход продуктов сгорания; Ja, Jw — энтальпия газа на срезе сопла и стенке эле мента конструкции.

Для защиты локальных зон и отдельных агрегатов используется нанесение тепло защитны покрытий, которые должны рабо тать при постоянном влиянии погодных ус ловий. Однако основной способ снижения тепловых воздействий — ввод в струи ДУ за срезом сопел воды с расходом, в полтора два раза превышающим расход продуктов сгора ния топлива.

3.8.2. КЛАССИФИКАЦИЯ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК ПО ИХ КОНСТРУКТИВНЫМ СХЕМАМ

Схемно конструктивные решения ПУ в первую очередь определяются общими зада чами, стоящими перед стартовым комплек сом, технологиями установки ракет, обслу

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

КЛАССИФИКАЦИЯ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК	391

живания, подготовки и проведения пуска. Обеспечение безопасности старта также влияет на облик ПУ.

Схемно конструктивные решения, обес печивающие отвод газовых струй ДУ от ракеты (газоотражатели, экраны), а также снижающие воздействия различного вида на РН и ПУ, принято называть газодинамической схемой старта.

Для РН легкого класса с ограниченной тягой 0,5…2,5 МН (50…250 тс), как правило, используется наиболее простая схема старта ракеты с пускового стола, располагаемого от крыто на стартовой площадке. Высота пуско вых столов обычно не превышает 2,0 м. Отвод газов ДУ от ракеты и их растекание в горизон тальном направлении по стартовой площадке или над ней обеспечивается установкой газо отражателя с числом граней, соответствующим числу сопел ДУ (рис. 3.8.1).

В класс газодинамических схем старта «пусковой стол с газоотражателем» входят не сколько разновидностей ПУ — с четырех (для РН «Космос 2»), с шестискатным газоотража

Рис. 3.8.1. Старт РН «Циклон 2»

телем (для РН «Циклон 2») и др. Газоотводное сооружение для РН «Циклон 3» имело общий газоотводный латок для отвода всех шести

струй	РН.
	РН среднего и тяжелого классов с
	тягой ДУ первой ступени 3…45 МН

(300…4 500 тс) используются преимуществен но ПУ, в которых ракета донным срезом или срезом сопел располагается на высоте уровня нулевой отметки стартовой площадки или с некоторым заглублением ( 1… 6 м). В этой схеме старта газоходы, отводящие струи ДУ, заглубляются с последующим выводом струй над уровнем стартовой площадки дополни тельным лотком с углом подъема приблизи тельно 30 . С использованием схемы стартово го сооружения с двумя или тремя газоходами удается уменьшить глубину стартового соору жения. На практике имеются стартовые со оружения с заглублением газоходов от 27 до 42 м, что можно реализовать с использовани ем рельефа местности.

Стартовое сооружение с заглубленными газоходами в отечественной практике является основным. При этом типе сооружения упро щается использование транспортно устано вочных агрегатов, транспортирующих ракеты в горизонтальном положении (рис. 3.8.2). Впер вые такие газоотводные лотки сооружались для стендовых испытаний ракеты Р 7 из за пусков этой ракеты и ее модификаций с кос мадрома Байконур. Глубина сооружения со ставляла 42 м [1].

Аналогично для первых отечествен ных носителей типа «Восток» построено стартовое сооружение также лоткового ти па, а для РН «Протон» — с двумя заглублен ными газоходами. Для носителя «Зенит» создано газоотводное сооружение с одним газоходом и охлаждением струй газов ДУ водой, что впервые применено при старте [2]. Это позволило создать безремонт ное СС.

Для РН «Энергия» созданы два сооруже ния. Первое — основное штатное, глубиной 21 м с тремя заглубленными газоходами, ко торое переоборудовано из стартового соору жения носителя Н 1. Второе — «Универсаль4 ный комплекс стенд4старт» (УКСС) глубиной 40 м лоткового типа, являющееся универсаль ным и используемое для проведения стендо вых огневых испытаний и осуществления старта. На двух стартовых сооружениях раке та устанавливается на стартовой пусковой ус4

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

392	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА	РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Рис. 3.8.2. Схема стартовой площадки РН «Зенит»:

а — стыковка РН «Зенит» с кабель мачтой, подъем и установка РН на пусковой стол, подготовка РН «Зенит» к пуску; б — РН «Зенит» на пусковом столе перед пуском; 1 — гидроцилиндры подъема стрелы транспортно установочного агрегата; 2 — пусковой стол; 3 — пусковое сооружение; 4 — стрела транспортно установочного аг регата; 5 — транспортно установочный аг регат; 6 — буферные платформы; 7 — элек троаккумуляторный тягач; 8 — гидроопо ры транспортно установочного агрегата; 9 — газоотражатель пускового стола; 10 — газоход пускового сооружения; 11 — боко вая плата РН; 12 — блок стыковки ка бель мачты; 13 — кабель мачта; 14 — про тивовес кабель мачты; 15 — патрубки сис темы охлаждения пусковой установки

тановке (СПУ ) высотой около 6,3 м над нуле вой отметкой [1].

Для ракеты «Сатурн 5», которая транс портировалась на старт в вертикальном поло жении по наклонной эстакаде длиной прибли зительно 2 км, применялась пусковая плат форма приблизительно 14,3 м высотой, кото рая устанавливалась на два газохода, заглуб ленных на 12,2 м.

При конверсионном использовании ра кет как носителей КА в качестве ПУ может служить шахтная пусковая установка (ШПУ). На используемую ракету устанавливается до полнительная разгонная ступень с космической головной частью (КГЧ), которая может высту пать за верхний срез ШПУ. Технологическое обслуживание РН и КГЧ при использовании

ШПУ не требует создания высоких башен, мачт и эстакад.

Старт и движение РН в шахте может осу ществляться запуском ДУ первой ступени из исходного положения в шахте (газодинамиче ский способ старта). В этом варианте исполь зования ШПУ должна иметь газоходы, распо лагаемые внутри шахтного ствола, образуемого его стенками и стенкой металлического стака на, устанавливаемого соосно с шахтным ство лом (рис. 3.8.3). Он экранирует РН от воздей ствия горячих газов, внутренний канал стакана представляет собой стартовый ствол. Тяга ДУ ракет, стартующих из ШПУ такого типа, дос тигает 0,6…2,5 МН (60…250 тс).

Выход ракеты без касания стенок внутри шахтного стакана обеспечивается работой СУ

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

КЛАССИФИКАЦИЯ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК	393

Рис. 3.8.3. Варианты газоотводного аппарата:

а — штатный; б — улучшенная газоотводная решетка

РН. При х диаметрах стакана ШПУ раке та в нем движется по двум направляющим, про по всей его высоте, с помощью двух поясов подрессоренных бугелей, устанав ливаемых на ракете.

Внижней части ШПУ таких схем ис пользуются газоотражатели, аналогичные от ражателям открытых пусковых столов. На верхнем срезе ШПУ должен быть установлен

газоотводный аппарат (ГОА) в виде газопово ротных козырьков или решеток, отклоняю щих поток горячих газов от корпуса РН. Глу

бина шахтных сооружений такого типа дости гает 430 м.

ВШПУ последних поколений роль эк ранирующего стакана может выполнять

транспортно4пусковой контейнер (ТПК), в котором расположена ракета, центрируе мая в его направляющих с помощью буге лей с упругими элементами. Тяга ДУ РН та кого типа составляет 0,8…1,8 МН (80… …180 тс) [3, 4].

Ударно волновые, газодинамические, те пловые и акустические воздействия на РН в схеме старта из шахты максимальны, но их

можно снизить с помощью специальных экра нов и газоотводных элементов до уровня до пустимых [5].

Другой вариант ПУ при конверсионном использовании ракет в качестве носителей КА — ПУ на основе открытого пускового стола с расположением на нем ТПК с РН при помощи специальной поддерживающей колонны (проект «Рокот»). Все виды воздей ствий на РН при старте в варианте этой схе мы минимальны (рис. 3.8.4). Для уменьше ния донного разрежения на РН в нижнем се чении ТПК устанавливается дроссельное кольцо, снижающее скорость газа в контей нере.

При конверсионном использовании боевых ракет преимуществом минимального газодинамического воздействия на РН с КГЧ при старте обладают ПУ с запуском ра кеты из ТПК с помощью пороховых аккуму4 ляторов давления (ПАД), располагаемых в ТПК под днищем ракеты. Такие схемы ШПУ называются минометными. Газы от одного ПАД (или нескольких последова тельно включаемых ПАД) создают давление

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

394	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Рис. 3.8.4. Ракетно стартовый комплекс «Рокот»

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

КЛАССИФИКАЦИЯ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК	395

на днище и поясе амортизации ракеты или дополнительный защищающий днище РН отделяемый поддон, необходимое для выхо да ракеты из ТПК со скоростью от 20 до 30 м/с [6].

Как следует из сравнения газодинамиче ских и «минометных» схем старта, уровни га зодинамических и акустических нагрузок на РН при «минометной» схеме значительно ни же. Однако должны учитываться ударно вол новые нагрузки на РН в период раскупорки ТПК при выходе из него обтюраторов или поддона. При запуске маршевого двигателя имеет место ударно волновое воздействие на РН, а также струйное воздействие истекаю щих из ТПК газов ПАД или отраженных струй после запуска ДУ вблизи верхнего среза шахты или ТПК.

Схемы развития газодинамических про цессов и характерные зависимости изменения величин воздействий для различных пусковых установок показаны на рис. 3.8.5–3.8.7.

Рис. 3.8.5. Развитие газодинамических процес сов при старте с пусковых столов:

а — запуск ДУ; б — период работы ДУ на режи ме; в — характерные зависимости изменения величины воздействий

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. На земле и в космосе / под ред. И.В. Бар мина. М.: КБОМ им. В.П. Бармина, 2001.

2. Макарычев В.Г., Бызалов Б.Ф., Пи кин А.Н., Шилов Л.А. и др. Космический ра кетный комплекс «Зенит» глазами его создате лей / под ред. В.Н. Соловьева, Г.П. Бирюкова. М.: МАИ, 2003.

3. Молчанов В.Г., Драгун Д.К., Пере дов О.И., Верещако Д.В. и др. 40 лет в строю. М.: Цитадель Трейд, 2003.

4.	Уткин А.Ф. и др. Отечественные страте
гические ракетные комплексы. СПб: 1999.
5.	Белошенко Б.Г., Ершов И.В., Клеви

тов А.А., Семенов С.С. Методы снижения удар но волновых нагрузок при старте // Междунар. конф. «Научно технические проблемы космо навтики и ракетостроения». Москва. 1996.

С.165–166.

6.Конюхов С.Н., Логачев П.П. Миномет ный старт баллистических ракет. Днепропет ровск: КБЮ, 1997.

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

396	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Рис. 3.8.6. Развитие газодинамических процессов при старте с заглубленных ПУ:

а — стадия запуска; б — период работы ДУ на режиме; в — характерные зависимости изменения ве личин воздействий

3.8.3. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ СТАРТА РН С МНОГОСОПЛОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Режимы течения у кормовой части РН при взаимодействии струй с элементами ПУ

Кормовая часть РН с многосопловыми ДУ в условиях старта может подвергаться теп ловому и силовому воздействиям горячих струй газа, проникающих при отражении от поверхности и элементов ПУ между струями к донному срезу РН.

Обратные течения приводят к росту тем пературы газа в донной области, при донном давлении 50 кПа (0,5 ати) температура газа может достигать (0,6…0,75)Т0. Однако подроб ного общего исследования структур и парамет ров обратных течений не проводилось, так как все проектно конструкторские решения на правлялись на обеспечение условий полного отвода струй ДУ от кормовой части РН.

При старте с пусковых столов и старто вых сооружений с заглубленными газоходами при взаимодействии струй с газоотражателем и возможности обратного влияния этого взаи

модействия на днище и кормовую часть раке ты реализуются различные газодинамические условия в зависимости от геометрических ха рактеристик газоотражателя. Реализующиеся режимы характеризуются уровнем отношения избыточных давлений на днище ракеты без учета и с учетом действия струй двигателей в режиме начала полета при отсутствии влияния СС на РН и избыточном донном давлении, как правило, отрицательное Рд .

С момента, когда влияние старта на дни ще ракеты прекращается, давление на днище можно определить по приближенной эмпири

формуле:

	Pд 0,01		qa		,	(3.8.3)
		Fзазор

где Рд — донное давление на бесконечном уда лении от СС, когда прекращается его влияние,

Рд Рд Рн;									(3.8.4)
	q				1	V 2;			(3.8.5)
			a		2		a a
							Fзазор	,	(3.8.6)
F
	зазор						Fa

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

СТАРТ РН С МНОГОСОПЛОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ	397

Рис. 3.8.7. Стадии и периоды развития газоди намических процессов при старте из ШПУ:

а — эжекционного типа; б — минометного типа

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

398	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Рис. 3.8.8. Газодинамические условия у днища изделия для ПУ 1–4

где Fзазор — площадь зазора между соплами; Fа — площадь среза сопла; Рн — атмосферное

давление,

Р

д

Р

н

Н

P

f

f

&

)

(H ), (3.8.7)

д

Рд 1 Рн

1&

)

2

% da (

где H H , H (15...20)da — окончание влия

H

ния элементов ПУ на донное давление.

Для условий взаимодействия четырехсо пловой компоновки с плоской преградой рас стояние, на котором отсутствуют отраженные

к днищу течения, определяется по эмпириче ской зависимости:

			Н
	Н			6 6d		3,7.	(3.8.8)

da	cp

Здесь dа — диаметр сопла; dcp — диаметр окруж ности размещения центров среза сопел.

Однако	высоты, с которой пре
кращается	стартовой площадки или
элементов	других сопловых компоно

вок может быть больше.

Выделяются четыре характерных режима изменения относительного донного давления

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

СТАРТ РН С МНОГОСОПЛОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ	399

P	Рд Рн		для взаимодействия струй с га
д	Рд 1	Рн

зоотражателем (рис. 3.8.8).

Первый режим. Полный отвод струй газо отражателем при углах газоотражателя 5 кр,кр 35 и высоте газоотражателя 2dа, при этом 16 Pд 6 0. При вертикальном положении сопел это соответствует углу атаки воздействия потока на грань отражателя.

Эта зона изменения относительного дав ления является зоной «комфорта», так как га зодинамические нагрузки на РН практически отсутствуют.

Второй режим. Режим воздействия на днище обратных течений, при котором Pд + 0, возникает при 6 кр и уменьшенной высоте газоотражателя.

Третий режим. Он характеризуется отсут ствием обратных течений в исходном началь ном положении сопел c последующим появле нием отраженных течений примерно на сере дине участка подъема ~ 0,5Hк , т.е. появляются «вторичные» отраженные течения: 16 Pд 6 0

при αH + 0,5Hк , Pд + 0 при 0,5Hк + H + Hк . Эти условия возникают при отсутствии верхней

клиновидной части газоотражателя или при натекании струй на горизонтальную площадку при боковом траекторном смещении многосо пловой компоновки ДУ.

Такой режим появляется, как правило, при взаимодействии многосопловой компо новки струй ДУ, 20 сопел пятиблочного носи теля, с контуром переходного опорного блока, достаточно плотно примыкающего к контуру днища носителя в силу необходимости стыко вок с опорными элементами и элементами за правки РН. Для предотвращения возникнове ния отраженных течений с помощью специ альных алгоритмов работы СУ ограничивается боковое смещение РН относительно ПУ на начальном участке подъема РН.

Четвертый режим. Он может реализо вываться при старте с сооружений с заглуб ленными газоходами и из ШПУ, характери зуется повышенным уровнем разрежения у днища вследствие влияния каналов газохо дов как камеры смешения эжектора. В этом случае Pд 6 0, и могут быть опасными отры вающие усилия, приложенные к днищу кор пусов РН большой площади ( −100 м2) при избыточном разрежении (50…60) кПа ( (0,5… …0,6) ати).

Для обеспечения отвода газовых струй с помощью газоотражателей экспериментально

отработаны требования к соотношению гео метрических характеристик их граней. Опти мальный угол при вершине газоотражателя30…35 .

практике выбираются, как правило, большие геометрические размеры элементов газоотражателя, учитывающие отклонения осей сопел вертикали при их установке и откло нении при работе системы управления.

Характеристики стартовых сооружений, обеспечивающих отвод газовых струй ДУ от РН. Выбор заглубления стартовых сооружений

и количества газоходов

Для первых РН («Союз»), имевших пяти блочную компоновку с 20 маршевыми двига телями тягой − 4 МН (400 тс), созданы газоот водные сооружения лоткового типа глубиной от 27 до 42 м. В кольцевом проеме этой ПУ носитель подвешивается на четырех раскры вающихся при подъеме РН фермах. Выбором расстояния сопел ДУ над поверхностью газо отражателя и большим диаметром кольцевого проема − 15 м обеспечивалось практически от сутствие влияния СС на кормовую часть раке ты, благодаря минимальному взаимодействию струй с элементами ПУ. Условия у кормовой части РН близки к условиям начала свободно го полета.

Однако проблема отвода горячих газов от РН «Союз» в данном случае не была ре шена полностью лишь выбором значитель ной глубины лотка. В силу наличия в цикло грамме запуска ДУ предварительной ступени тяги с малым давлением в камере сгорания (+100 кПа (10 ати)) и большим избытком ке росина в расходе компонентов, значительная глубина лотка приводила к появлению гра витационных горячих течений с температу рой Ν К из лотка «вверх» практически по всей высоте ракеты. Потребовалось теп лозащитное покрытие кормовой части РН весом до 300 кг.

Для ликвидации горячих течений старто вое оборудование было дооснащено струйной системой газовой защиты (эжекции), работаю щей на воздухе высокого давления с расходом до 100 кг/с. Струйная воздушная система обес печила отвод горячих газов от корпуса РН по газоотводному лотку.

Для тяжелых и сверхтяжелых носителей выбирались СС, газодинамическая схема кото рых сочетала типовые схемные решения для пусковых столов и сооружений с заглубленны

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

400	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Рис. 3.8.9. Газодинамические схемы стартовых сооружений:

а — штатный старт; б — испытания

ми газоходами. Это, прежде всего, применение центрального многогранного газоотражателя, направляющего газы от сопел ДУ в несколько газоходов (два или три).

Поскольку глубина СС значительна (до 40 м), то выбор количества газоходов весьма важен, так как применение центрально ус тановленного газоотражателя и нескольких газоходов позволяет существенно умень шить глубину сооружения. На рис. 3.8.9 представлены различные схемы сооруже ний, позволяющие уменьшить их глубину для сверхтяжелых РН с ДУ больших уров ней тяги до 45 МН (4 500 тс) и для перспек тивных РН с большей тягой.

Главное условие при определении мини мально допустимых размеров газоходов — от сутствие отраженных течений. Важным для уменьшения УВД при пуске тяжелых и сверх тяжелых носителей является реализация опти мальной циклограммы с разновременным за пуском групп двигателей.

Оценка влияния компоновки ДУ на выбор

заглубления газоотводного сооружения. В фор мировании условий отвода газовых струй большую роль играют геометрические характе ристики компоновки многосопловых ДУ. Га зодинамические параметры на срезе сопел ДУ при этом определяют уровень нагрузок на га зоотражатель в соответствии с характеристика ми удельных нагрузок: Rн /(FаPн) − Ма2nа, где

cp /cv, na Рa /Рн.

Для отображения свойств компоновок ДУ носителя используется геометрическая ха рактеристика, учитывающая как суммарную площадь среза сопел ( Da2 / 4i), так и величину разнесения центров сопел на площади среза днища. В качестве такой комплексной харак теристики выбран характерный размер (диа метр Dx), равный среднегеометрическому значению между диаметрами окружностей, максимальной, охватывающей все струи ДУ (Dм) и эквивалентной по площади сумме пло щадей всех сопел ДУ (Dэ). По этому размеру Dx DмDэ , служащему «калибром», может быть определена безразмерная высота (за глубление) односкатного лотка или одногазо ходного СС. Диаметр эквивалентного сопла определяется по геометрическому диаметру среза сопел с корректировкой влияния на площадь газовой струи степени нерасчетно сти сопла:

	n	Pa	; D D		,	(3.8.9)
				in
			э a
		Pн

где i — число сопел,

Dx мDэ . (3.8.10)

При использовании газодинамической схемы сооружения с центральным газоотража телем и несколькими N газоходами значение Dм должно быть уменьшено в два раза, а зна чение диаметра Dэ в N раз, что отражает де

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

СТАРТ РН С МНОГОСОПЛОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ	401

ление составной струи на две части, т.е. учи тывается распределение расхода газа по N га зоходам:

D	Dм	Dэ		.	(3.8
x		N
2

Помимо профилирования газоходов условиям газодинамики, выбор их числа про водится с учетом целого ряда факторов: усло вий строительства, например ограниченной глубины, условий размещения на площадке подъездных путей и различного технологиче ского оборудования.

Каждая выбранная к разработке газоди намическая схема экспериментально отраба тывается на геометрически и газодинамиче ски подобных моделях для обеспечения тре буемых условий по отводу газовых струй и непревышения допустимого уровня нагрузок на РН и ПУ.

Для оценки относительной теплонапря4 женности можно принять приближенно оди наковыми условия интенсивности нагрева по числу Стантона (3.8.2).

Сопоставление отечественных и зарубеж ных образцов ПУ и методов отработки вопро сов газодинамики показывает, что, несмотря на различия в отдельных конструктивных ре шениях, вызванных разной технологией под готовки пуска и другими характеристиками, используются аналогичные подходы к выбору геометрических размеров СС, обеспечиваю щих безопасность старта.

Примеры газодинамических схем старта различных РН

Газодинамические схемы для старта пя тиблочной РН «Энергия» с четырехсопловыми двигателями с диаметрами сопел ~1,4 м на ка ждом боковом блоке и 2,8 м на центральном существуют двух видов (рис. 3.8.10).

Штатное (только для осуществления старта) СС с тремя газоходами имеет глуби ну 21 м. Сооружение лоткового типа с одним газоходом для проведения стендовых огневых испытаний блоков и связки (универсальный комплекс стенд4старт УКСС) имеет глубину 40 м. УКСС также предназначен для обеспе чения старта носителя «Энергия» с различны ми ОК [1].

Штатное сооружение преобразовано из сооружения для старта 30 двигательной РН Н 1 с расширением входной части газоходов.

Над проемом при доработке установлена до полнительно СПУ высотой − 6,3 м. Ее ориен тацией над стартовым трехгазоходным соору жением обеспечивается примерно одинаковая газонапряженность каждого из трех газоходов. Кроме того, использование СПУ, имеющего окна в боковых стенках в районе среза сопел, способствует уменьшению УВД.

Аналогично этому над проемом УКСС также устанавливается СПУ, на которую монтируется РН своим переходным блоком «Я» от борта РН к старту. Профиль газоот водного лотка на УКСС имеет переменные по высоте углы в целях обеспечения гаран тированного отвода газов при испытании блоков с углами качания сопел до 16 . В со ответствии с этим углы профиля составляют 20, 30 и 35 .

Для обеспечения теплостойкости обли цовки лотка в режиме испытаний блоков и связки блоков первой ступени под всеми со плами ДУ (до 30 сопел) установлены на СПУ патрубки подачи воды в газовые струи с расхо дом Gв в 1,5…2 раза больше расхода продуктов сгорания [2, 3].

Для уменьшения воздействия УВД на днище ОК «Буран» под ним установлен газо отражатель, перекрывающий площадь движе

ния газов и ударны	снизу	из объема
лотка в процессе	ДУ и	отводящий

струи ДУ стартующей ракеты. На штатном СС создана система водяного охлаждения струй на трех ярусах в пределах 6,6…2 м с подачей воды на струи с помощью жиклеров, которая в первую очередь в целях снижения удар но волновых и акустических воздействий на РН и ОК. Первый ярус подает воду перед за пуском ДУ для снижения УВД и имеет расход воды Gв Ν 1,0 т/с. Второй ярус включается пе ред командой на запуск ДУ боковых блоков, третий ярус — с момента срабатывания кон такта подъема РН при прохождении срезом сопла отметки 6,6 м.

Газодинамическая схема стартовых соору жений РН «Зенит» и «Зенит 3SL». В газодина мическую схему старта РН «Зенит» система охлаждения струй водой из патрубков введена в целях обеспечения безремонтных многоразо вых пусков в высоком временном темпе. Глу бина 21 м СС в схеме односкатного газоотвод ного лотка выбрана для того, чтобы до встречи струй ДУ с поверхностью газоотражателя реа лизовалось практически полное смешение во ды с газовой струей. Опорные элементы для

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

402	Глава 3.8. ГАЗОДИНАМИКА СТАРТА РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ

Рис. 3.8.10. Газоотражатель пусковой установки комплекса «Морской старт»

удержания РН, располагаемые выше системы ввода воды, отводятся в ниши и закрываются металлическими крышками после начала дви жения РН. Аналогично защищаются наполни тельные элементы системы заправки РН.

Перенос схемно конструктивных реше ний по ПУ «Зенит» на морскую платформу «Одиссей» осуществлен путем перехода с одно скатного газоотводного лотка на двухскатный газоотражатель, что позволило уменьшить рас

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

СТАРТ РН С МНОГОСОПЛОВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ	403

стояние от среза сопел до основания газоотра жателя, расположив его в пространстве между срезами сопел ДУ и водной поверхностью (рис. 3.8.10). Расстояние между срезом сопел и поверхностью газоотражателя сохранено таким же, как и для ПУ «Зенит». Ребро двухскатного газоотражателя охлаждается подачей воды из двух дополнительных патрубков.

Наиболее газонапряженным представля ется СС РН «Протон», имеющего шестисоп ловую ДУ тягой 9 МН (900 тс). Глубина стар тового сооружения не превышает 8 метров. Достаточно полный отвод газовых струй ДУ в таких малых по высоте габаритах обеспечива ется сложной конфигурацией из шести газо ходов, принимающих каждую струю, сходя щую с граней шестискатного отражателя. В верхней части газоотражателя располага ются электропневмосоединения, которые по сле расстыковки закрываются щитами, обра зующими вершину газоотражателя с углом наклона граней 45 . Затем струи разводятся по двум направлениям через три газохода в каждом и газоотводными лотками выводятся на поверхность под углом 30 .

МТКК «Спейс Шаттл» устанавливается на подвижной пусковой платформе (ППП) вы сотой 14,3 м над заглубленным двухсторонним

газо	общей длиной 149,4 м, глубиной
12,2	шириной 17,7 м. В газоходе установ
лен	хскатный газоотражатель, грань кото

рого для отвода струй от наклонно установ ленных сопел маршевого двигателя имеет больший наклон (примерно 45 ). В газоходы и на отражатель подается вода для снижения те пловых и акустических нагрузок.

Для снижения пускового импульса, кро ме ввода воды под сопла, используется секци онный экран из нейлоновых желобов, покры тых пленкой, с размерами 0,38 6,1 м. Эти же лоба заполняются перед пуском водой по 0,5 т в каждом. Экран демпфирует действующий снизу пусковой импульс. Продолжительность монтажных операций с экраном составляет 11 ч (30 желобов).

Следует отметить также наличие двух бо ковых подвижных отражателей высотой 13 м, шириной 17,4 м и длиной 12,8 м. Необходи мость установки этих отражателей вызвана тем, что поперечный размер (17,7 м) газохода сооружения, использованного ранее для отво да газов РН «Сатурн V», недостаточен для от вода струй широко разнесенных боковых уско рителей МТКК.

Отработка газодинамики стартовых комплексов, внедренных в эксплуатацию, проводилась на основе критериев моделиро вания с моделями различного масштаба, на чиная с использования лабораторных уста новок с тягой модельных ДУ до 0,01 МН (1,0 тс) и до крупномасштабных стендов с тягой ДУ до 0,5 МН (50 тс). При лаборатор ных испытаниях процессы при выходе ДУ в режим и при подъеме ракеты под действием тяги изучались раздельно, а при штабных испытаниях воспроизводился весь комплекс процессов в натурной тельности. Проводимые измерения газоди намических параметров при натурных пусках подтверждали данные проведенной модель ной отработки.

Экспериментальная отработка допол нялась элементами математического моде лирования, которое приобретает особенно важное значение с развитием компьютер ных технологий. Методической основой яв лялись материалы обобщений по газодина мике старта, проведенных по результатам создания отечественных ракетно старто вых комплексов. Эти материалы приведены в [4–13Γ.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генераль ный конструктор, академик Владимир Павло вич Бармин, основные этапы жизни и деятель ности. М., 1999.

2.На Земле и в космосе / под ред. И.В. Бар мина. М.: КБОМ им. В.П. Бармина. 2001.

3.Соловьев В.Н., Бирюков Г.П., Шилов Л.А.

идр. Космический ракетный комплекс «Зенит» глазами его создателей. М.: КБТМ, 1999.

4. Лапыгин В.И., Хотулев В.А., Сафро нов А.В. Методы математического моделирова ния в исследованиях проблем старта РН // Космонавтика и ракетостроение. Вып. 17. 1999.

5.Кудрявцев В.В., Хотулев В.А., Сафро нов А.В. Особенности экспериментальной от работки газоотражателей с близким к критиче скому углом при вершине с использованием струй холодного воздуха // Космонавтика и ра кетостроение. Вып. 17. 1999.

6.Белошенко Б.Г., Кудрявцев О.Н., Пад жев С.Н., Шилов Л.А., Хотулев В.А. Результаты экспериментальной отработки газодинамики старта ракет, создание отраслевой базы и сис темы экспериментальной отработки.