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

462	Глава 3.14. AЭРОАКУСТИКА РАКЕТНО КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ

Рис. 3.14.5. Суммарный уровень пульсаций давления L в зоне воздействия струй на верхнюю палубу в натурных испытаниях в зависимости от высоты подъема РН:

1 — АДВП8; 2 — АДВП9

все стартовое оборудование размещалось в по мещениях СП в непосредственной близости от ПУ и требовало разработки специальных мер защиты от виброакустических воздействий. Для этого стены помещений с оборудованием обли цовывались звукопоглощающими покрытиями, оборудование устанавливалось на основаниях, крепящихся к полу через амортизирующие уст ройства, наиболее чувствительное заключалось в звукозащитные кожуха.

Одновременно разрабатывались меро приятия по минимизации газодинамического и акустического воздействий при старте РН «Зенит 3SL» на верхнюю палубу платформы, а также на размещенные на ней надстройки и оборудование.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Дементьев В.К., Решетин А.Г., Рыбак С.П.

Определение характеристик аэроакустических воздействий на поверхность ракетно космиче ских систем // Космонавтика и ракетострое ние. 1995. № 3.

3.14.3. АЭРОАКУСТИЧЕСКИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА РАКЕТЫ В ПОЛЕТЕ

При полете ракеты в плотных слоях ат мосферы ее конструкция и оборудование под вергаются динамическим воздействиям, обу словленным пульсациями давления в обтекаю щем внешнем потоке.

Интенсивность пульсаций давления на внешней поверхности ракеты зависит от усло вий и режимов обтекания, определяющихся ее геометрическими обводами и параметрами траектории движения (число Маха, скорост ной напор, угол атаки). Наиболее интенсив ные пульсации реализуются обычно в диапазо не чисел Маха от 0,6

Для геометрически обводов ракеты ха рактерно наличие таки конфигураций, как конус–цилиндр, выступы и уступы (ступень ки, расположенные по потоку и против пото ка), изломы образующей, формирующие углы сжатия и разрежения, надстройки, узлы связей блоков и т.д. (см. гл. 3.1).

Данные особенности обуславливают ло кальные возмущения внешнего обтекания: от рывные течения различного типа (замкнутые и открытые отрывные зоны с фиксированны ми или свободными границами отрыва и при соединения потока), трансзвуковые, индуци рованные и падающие скачки уплотнения, зо ны турбулентного течения, в том числе с по ложительным продольным градиентом стати ческого давления, вихревые жгуты и др. Такие зоны возмущенного обтекания поверхности ракеты подвержены интенсивным пульсациям давления.

Динамические воздействия на обтекае мую внешним потоком поверхность характе ризуются общей интенсивностью, спектраль ным составом пульсаций давления (распреде

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

АЭРОАКУСТИЧЕСКИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА РАКЕТЫ В ПОЛЕТЕ	463

лением интенсивности пульсаций по часто там) и корреляционными характеристиками (параметрами взаимосвязи пульсаций давле ния в различных точках поверхности).

Общее свойство процесса пульсаций дав ления — пропорциональная зависимость их интенсивности от скоростного напора внеш него потока q.

В безотрывном турбулентном течении на обтекаемой поверхности ракеты среднеквадра тические значения Α пульсаций давления со ставляют (0,005…0,008)q, причем большие зна чения соответствуют обтеканию шероховатых поверхностей при наличии на обтекаемой по верхности положительного продольного гра диента статического давления, присоединен ному турбулентному пограничному слою за отрывными течениями и т.д.

Среднеквадратичные значения Α в зонах отрывного обтекания поверхности ЛА для различных типов отрывных течений состав ляют (0,01…0,05)q. При этом минимальные значения характерны для зоны «плато» стати ческого давления в развитом отрывном тече нии, например при обтекании уступа, а мак симальные реализуются на линиях отры ва/присоединения потока в свободных от рывных течениях (с нефиксированными на обтекаемой поверхности линиями отрыва и/или присоединения потока). Свободные отрывные течения бывают, например, при поперечном обтекании цилиндра или некото рых углов сжатия.

На поверхности ЛА под фиксирован ными скачками уплотнения при сверхзвуко вом обтекании, например скачок уплотне ния перед клином или уступом, падающий

или индуцированный скачок уплотнения, Α (0,08…0,12)q.

Наиболее интенсивные пульсации давле ния со среднеквадратическими значениями до 0,2q генерируются при перестройках транс звуковых течений (при перестройках течения за выпуклыми углами излома образующей со ставного тела конус–цилиндр–обратный ко нус и т.д.).

Спектры пульсаций давления в зонах с различными типами возмущенного обтекания также существенно отличаются как по форме, так и по интенсивности. Основная мощность пульсаций давления на низких частотах сосре доточена: под скачками уплотнения, на сред них — в отрывных течениях, а на высоких — в турбулентных пограничных слоях.

Для иллюстрации на рис. 3.14.6 приведе изменение среднеквадратического суммар ного уровня пульсаций давления на цилиндри ческой части головного обтекателя вблизи ли нии сопряжения с носовой частью головного обтекателя в процессе полета ракеты «Со юз ФГ», а на рис. 3.14.7 спектры пульсаций давления для различных режимов течения в

этой зоне.

Из за особенностей геометрических обво дов ракеты и условий обтекания существует возможность взаимодействия локальных возму щенных течений. Так, при околозвуковом обте кании надкалиберного головного обтекателя перемещающийся вниз по его цилиндрической поверхности трансзвуковой скачок уплотнения может индуцировать отрыв потока на безот рывно обтекавшемся обратном конусе.

Тем не менее, за малым исключением (например, резонансные аэродинамические

Рис. 3.14.6. Суммарные уровни пульсаций давления на цилиндрической поверхности головного обте кателя ракеты в полете (за линией сопряжения с носовым конусом)

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

464	Глава 3.14. AЭРОАКУСТИКА РАКЕТНО КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ

Рис. 3.14.7. Спектры пульсаций давления на цилиндрической поверхности головного обтекателя ракеты в полете (за линией сопряжения с носовым конусом):

1 — трансзвуковой скачок уплотнения, М 0,8; 2 — отрывное течение, М 0,65; 3 — турбулентный пограничный слой, М 3

взаимодействия) среднеквадратичные значе ния пульсаций давления на обтекаемой по верхности ракет в полете соответствуют выше приведенным оценкам, которые могут исполь зоваться для расчетов динамического нагруже ния конструкции и оборудования ракет на ранних стадиях проектирования.

Спектры пульсаций давления в присоеди ненных турбулентных пограничных слоях, от рывных течениях и под скачками уплотнения при этом аппроксимируются соотношениями:

Ф( f ) / 2 (1 /f	)/[1 (f /f )n](n 1)/n, (3.14.13)
0	0

где Ф( f ) — спектральная плотность пульсаций давления, Н2 с м 4; f — частота, Гц; Α — сред неквадратичное значение пульсаций давления, Н/м2; f0 — характерная частота, Гц.

Значения показателя степени n, а также соотношения для характерной частоты f0 для различных условий обтекания приведены в табл. 3.14.2, где Um — местная скорость обте кания непосредственно перед возмущением;m — местная толщина пограничного слоя не посредственно перед возмущением.

3.14.2. Данные для расчета спектров пульсаций давлений

	Условия обтекания	n	f0
	Турбулентный погранич	0,9	0,15Um /
	ный слой
	Отрывное течение	0,83	0,1Um / m
	Скачок уплотнения	1,55	0,004Um / m

При всем многообразии реальных осо бенностей обтекания на ранних стадиях про ектирования спектры пульсаций давления на поверхности ракеты в полете можно оценивать либо приведенными выше, либо их линейны ми комбинациями.

В основном спектры пульсаций давления на поверхности ракеты в полете широкополос ные и гладкие, но в некоторых случаях, наряду с широкополосными пульсациями давления на поверхности ракеты, могут реализоваться зна чительно более интенсивные пульсации давле ния в узких полосах частот. Обычно они обу славливаются резонансными аэроакустически ми явлениями либо неустойчивостью аэроди намического течения.

Примерами таких случаев являются аэроакустическое возбуждение или расходные колебания в межблочных каналах ракет с па раллельной компоновкой ступеней, в кавернах и полостях, в том числе и на поверхности КА в процессе раскрытия и сброса створок ГО.

Характерные частоты таких явлений можно оценить по известным геометрическим параметрам и параметрам обтекания ракеты. Однако ввиду высокой чувствительности дан ных процессов к различным контролируемым (Re, и др.) и неконтролируемым (возмуще ния в набегающем потоке, влажность окру жающей среды и др.) факторам реальные уров ни узкополосных колебаний определяются только измерениями при летных испытаниях.

На рис. 3.14.8 приведен для примера спектр пульсаций давления в межблочном

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

АЭРОАКУСТИЧЕСКИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА РАКЕТЫ В ПОЛЕТЕ	465

Рис. 3.14.8. Пульсации давления в межблочном канале МТКС «Энергия–Буран». Модель М1:50

вАДТ Т 109 ЦАГИ при М 0,9 a 0 :

1 — модель; 2 — пересчет на натуру

канале модели многоразовой транспортной космической системы (МТКС) «Энер гия»–«Буран» с выраженной узкополосной составляющей на частоте ~700 Гц (М 1:50; М ~ 0,9; 0).

Корреляционные характеристики пульса ций давления (масштабы корреляции и фазо вая скорость) зависят от условий обтекания и частоты.

Для процессов пульсаций давления в присоединенном турбулентном пограничном слое и под скачками уплотнения масштабы корреляции принимают максимальные зна чения на низких частотах. Обычно они про порциональны толщине пограничного слоя и составляют (2…4) m. Большие значения масштабов корреляции, достигающие на по верхности ракеты нескольких метров, реали зуются в областях с отрицательным продоль ным градиентом местного статического дав ления.

В отрывных течениях масштабы корреля ции пульсаций давления сопоставимы с разме рами области отрыва.

Для процессов аэроакустического возбу ждения резонансного типа или типа расход ных колебаний пульсации давления могут быть полностью коррелированными во всей области явления.

Фазовая скорость процессов пульсаций давления на поверхности ракеты пропорцио нальна скорости набегающего потока U1 и со ставляет обычно (0,3…0,8)U1, причем б льшие значения соответствуют присоединенному турбулентному пограничному слою, а мень шие — зоне скачка уплотнения.

Воздействие газовых струй — еще один источник пульсаций давления на по верхности ракеты в полете. В донной об ласти ракеты такой источник — возврат ные газодинамические течения, порождае мые взаимодействием недорасширенных струй многосопловой ДУ ракеты. Боковая поверхность ракеты подвергается воздейст виям струй, обеспечивающих отделение и увод ее блоков и ступеней, при этом газо динамическим воздействиям обычно под вергаются локальные зоны поверхности ракеты. Размеры зоны и интенсивность га зодинамических пульсаций давления на подвергающейся воздействию поверхности зависит от ее геометрических обводов и положения относительно сопла двигателя, а также от газодинамических характери стик струй и параметров траектории полета

ракеты. Интенсивные газодинамические воз действия от вспомогательных двигателей отде ления, разделения и увода блоков ракеты не продолжительны, а их суммарные уровни не превышают 165 дБ.

Наиболее интенсивные пульсационные газодинамические воздействия реализуются при «горячем» разделении ступеней ракеты, когда использующиеся для разделения струи маршевого двигателя верхней ступени натека ют на близко расположенные элементы ниж ней ступени, суммарные уровни газодинами ческих пульсаций давления на поверхности нижней ступени могут достигать 192 дБ.

Вопросы моделирования аэрогазодинамических пульсаций давления. Методы и средства экспериментальных исследований

способ определения характери стик аэродинамических пульсаций давления на хности ракеты в полете на этапах ее проектирования — физическое моделирова ние обтекания модели ракеты (составных частей ракеты) в АДТ. При этом модель раке ты помещается для испытаний в рабочую часть аэродинамической установки, в кото рой создается однородный поток воздуха с требуемыми скоростями.

Для строгого моделирования процессов пульсаций давления при полете ракеты необ ходимо обеспечить выполнение требований геометрического, кинематического и динами ческого подобия ракеты и ее модели, а также натурного и модельного полей течения. Гео метрическое подобие подразумевает модели

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

466	Глава 3.14. AЭРОАКУСТИКА РАКЕТНО КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ

рование в масштабе внешних обводов ракеты и воспроизведение натурного значения про странственного угла атаки.

Набор критериев кинематического и ди намического подобия определяется из систе мы нестационарных уравнений аэрогазодина мики, описывающих движение вязкой среды, например системы уравнений Навье–Стокса. В общем случае набор параметров подобия для моделирования полета ракеты в атмосфере со стоит из чисел Маха, Рейнольдса, Струхаля, Прандтля и Нуссельта, а также показателя адиабаты среды.

К специфическим параметрам подобия процессов пульсаций давления относятся сте пень турбулентности с набегающего потока и интегральный масштаб турбулентности i:

		2 /U1 ;			(3.14.14)
	u
		(?)d?;			(3.14.15)
R(?)	u (0)u (?)			,	(3.14.16)
		2U12

где R( ) — коэффициент корреляции пульсаци онных составляющих скорости u в двух точках турбулентного течения, расположенных на произвольном расстоянии друг от друга;U1 — средняя скорость набегающего потока.

Данные критерии следуют из требова ния подобия касательных напряжений в тур булентном течении w на обтекаемой поверх ности и учитывают добавку к среднему на пряжению, связанную с пульсационными составляющими скорости потока, которые обеспечивают дополнительный перенос ко личества движения. Само требование подо

связано с тем, что спектральная плот мощности пульсаций давления в тур пограничном слое на обтекаемой поверхности пропорциональна квадрату па

раметра w.

Наиболее интенсивные пульсации давле ния на поверхности ракеты реализуются в диа пазоне чисел Маха М 0,6…2,0 (рис. 3.14.6). На этих режимах энергия тепловых процессов мала по сравнению с энергией инерционных и вязких процессов, что позволяет для воздуш ного потока ограничиться моделированием только по числам М и Re. Число Струхаля Sh f L /U — параметр подобия, который ис пользуется для пересчета по частоте спек тральных и корреляционных характеристик

пульсаций давления, полученных в модельных испытаниях на натурные условия. Здесь f — частота, L и U — характерные линейный раз мер и скорость исследуемого явления. Инте гральные и спектральные среднеквадратиче ские значения пульсаций давления пересчиты ваются пропорционально отношению скорост ных напоров натурного и модельного набегаю щего потока.

Имеющиеся экспериментальные и на турные данные свидетельствуют об отсутст вии автомодельности по числу Рейнольдса процессов пульсаций давления в турбулент ных течениях на поверхности ЛА. Однако су ществующие ограничения на предельную за грузку АДТ моделью для минимизации влия ния границ потока, площадь миделя ракеты должна составлять не больше 1 % площади поперечного сечения рабочей части трубы, и реальные размеры ракет и рабочих частей АДТ допускают испытания моделей масштаба не более М1:30–М1:50. В этих условиях вос произведение натурного числа Рейнольдса весьма проблематично.

Если натурные числа Re при модельных испытаниях не воспроизводятся, то высоко частотные процессы пульсаций давления не будут моделировать соответствующие процес сы на натурной ракете. Поэтому для них не допустим формальный пересчет модельных данных, например спектров пульсаций давле ния, на натурные условия по числу Струхаля, что связано со следующим. Число Re харак теризует соотношение сил инерции и вязко сти в потоке. Турбулентный пограничный слой (слой смешения) можно представить со вокупностью вихрей различного масштаба, перемещающихся со средней местной скоро стью течения. Причем существует выражен ная корреляция размеров вихрей и частот пульсаций давления на обтекаемой поверхно сти. Измерения фазовой скорости распро странения возмущений показывают, что низ кочастотные пульсации давления генериру ются крупномасштабными вихрями, находя щимися во внешней части пограничного слоя, а высокочастотные — мелкомасштаб ными в приповерхностном слое.

Число Re определяет диапазоны размеров вихрей и, соответственно, частот пульсаций давления (чисел Sh), в которых преобладают силы инерции или вязкости. Отличия модель ного числа Re от натурного приводят к смеще нию границ данных диапазонов. При этом на

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

АЭРОАКУСТИЧЕСКИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА РАКЕТЫ В ПОЛЕТЕ	467

модели резкое снижение интенсивности высо кочастотных пульсаций давления из за силь ной вязкой диссипации мелких вихрей проис ходит при меньших числах Sh, чем на натур ной ракете. Поэтому пересчет модельных дан ных по пульсациям давления на натурные ус ловия можно осуществлять только в «инерци онном» диапазоне частот, для которого эф фекты вязкости не будут определяющими.

Выражения для спектральных плотностей пульсаций давления на поверхности ЛА пока зывают, что основная мощность пульсаций давления в зонах возмущенного течения (от рывных течений, скачков уплотнения) сосре доточена на низких и средних частотах, а вы сокочастотные составляющие определяют энергию пульсаций давления только под при соединенным турбулентным пограничным слоем.

В промышленны аэродинамических ус тановках степень турбулентности набегающего потока существенно выше значений данного параметра в свободной атмосфере. Кроме то го, в рабочей части АДТ формируется интен сивное акустическое поле, обусловленное шу мом, генерируемым при обтекании перфори рованных стенок рабочей части трубы, эле ментов поддерживающего модель устройства и т.д. При этом среднеквадратичные значения фонового динамического давления в рабочей части АДТ на трансзвуковых режимах ее рабо

ты	обычно составляют Α 0,01q, тогда как
в	невозмущенном пограничном слое Α

(0,005…0,008)q, где q — скоростной напор набегающего потока. Поэтому измерения ха рактеристик пульсаций давления в присоеди ненных турбулентных пограничных слоях на поверхности моделей в промышленных АДТ обычно оказываются недостоверными.

В результате, при наземных испытаниях геометрически подобных моделей ракет обыч но исследуются характеристики пульсаций давления в зонах возмущенного течения (от рывные течения, скачки уплотнения и т.д.), при этом в АДТ воспроизводятся только числа Маха и углы атаки. Вместе с тем для миними зации эффектов немоделирования по числу Re масштаб модели, параметры потока АДТ и размещение средств измерений задаются та

образом, чтобы перед исследуемыми зо поверхности модели воспроизводился развитого турбулентного течения.

качестве критерия обычно использует ся значение динамического числа Рейнольдса:

Re	u /Σ	w	6 1,5 103,	(3.14.17)
9	9

где — толщина турбулентного пограничного слоя; u9 — динамическая скорость; Σw — коэф фициент кинематической вязкости среды для температурных условий на стенке;

u9

9w / 7w

;

(3.14.18)

где 7w — плотность среды для температурных условий на стенке.

Оценки характеристик пульсаций давле ния в зонах присоединенного турбулентного пограничного слоя получают с использовани ем соотношений, основанных на обобщении результатов методических исследований в спе циализированных малотурбулентных АДТ, и измерений при испытаниях натурных ЛА.

Исследования спектральных и корреля ционных характеристик пульсаций давления на поверхности моделей ракет в АДТ прово дятся на установившихся режимах работы аэродинамической установки с фиксирован ными числом Маха потока и положением мо дели в рабочей части АДТ. Для получения ста тистически достоверных данных по корреля ционным характеристикам процессы пульса ций давления регистрируются не менее 10 с. При исследованиях только спектральных ха рактеристик пульсаций давления приемлемым считается проведение испытаний с непрерыв ным изменением числа Маха потока или угла атаки модели.

Испытания по возможности проводятся в АДТ, в которых реализованы специальные ме роприятия по уменьшению фоновых возмуще ний в рабочей части (установка мелкоячеи стых сеток на перфорированные стенки рабо чей части АДТ, оптимизация положения ство рок диффузора и т.д.). Примеры таких устано вок — АДТ Т 109 ЦАГИ, У 21 и У 3М ЦНИИМаш.

Измерения пульсаций давления осущест вляются датчиками давления, устанавливае мыми в выбранных зонах заподлицо с поверх ностью модели. Использование дифференци альных датчиков, подключаемых по схеме с компенсацией статического давления, позво ляет существенно повысить амплитудное раз решение динамической составляющей давле ния (пульсаций давления).

Амплитудно частотная характеристика измерительного тракта должна быть линейной в широком диапазоне частот, по крайней мере

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

468	Глава 3.14. AЭРОАКУСТИКА РАКЕТНО КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ

до 40 кГц, чтобы зарегистрировать процессы пульсаций давления на модели в энергонесу щем диапазоне частот.

К датчикам, усилительно преобразова тельной аппаратуре, регистраторам и к кабель ной сети предъявляются специальные требова ния: высокая помехозащищенность от фоно вых электрических полей вибраций, низкий собственный электрический шум, способность передачи на большие расстояния без затухания высокочастотных электрических сигналов.

Существенным требованием к чувстви тельному элементу датчика является необходи мость малых размеров его приемной поверх ности, что связано с малостью пространствен ных масштабов корреляции поля турбулент ных пульсаций давления в потоке, обуславли вающих уменьшение отклика датчика за счет усреднения высокочастотных случайных воз действий (пульсаций давления) по поверхно сти чувствительного элемента. Во избежание данных искажений линейный размер чувстви тельного элемента не должен быть больше, чем местная толщина вытеснения турбулент ного пограничного слоя в зоне установки дат чика на модели.

Чувствительный элемент датчика при ма лых размерах должен обладать высоким коэф фициентом преобразования, поскольку мини амплитуды исследуемых пульсаций

не превышают 100 Па.

Наиболее приемлемые для исследований пульсаций давления на моделях по совокупно сти значимых параметров: габариты, чувстви тельность, частотный диапазон, помехоустой чивость — тензорезистивные датчики давле ния, например датчики динамического давле ния типа 8506 2 фирмы Endevco, США, со специализированными усилителями форми рователями сигнала и источниками питания. Чувствительный элемент такого датчика пред ставляет собой мембрану из кремния диамет ром ~1 мм и толщиной ~10 мкм, в которой диффузионным способом сформирована элек трическая схема — мостик Уинстона, запиты ваемая постоянным напряжением. При воз действиях пульсаций давления на мембрану ее деформация вызывает разбаланс сопротивле ний в плечах мостика, обуславливающий про порциональный воздействию выходной сиг нал. Чувствительность датчика составляет ~10 мкВ/Па, верхняя граница частотного диа пазона ~35 кГц, а диапазон измеряемых уров ней пульсаций давления от 100 до 190 дБ.

Цикл экспериментальных исследований характеристик пульсаций давления на поверх ности ракеты в полете состоит из нескольких этапов.

На первом этапе для различных режимов по числу Маха и углам атаки полета ракеты определяются особенности обтекания, при близительные положения и размеры зон воз мущенного обтекания ракеты, где возможна реализация интенсивных пульсаций давления. При этом используются результаты предвари тельных расчетных исследований, а также дан ные по визуализации течения и исследовани ям распределения давления на других моделях данной ракеты.

На втором этапе с учетом возможностей

ипараметров существующих АДТ и задач ис следования выбирается конфигурация и мас штаб модели, анализируется полнота ее соот ветствия требованиям моделирования. В ряде случаев, из за ограниченных размеров АДТ, исследования проводятся на модели фрагмен та ракеты: космической головной части, вклю чающей головной обтекатель, третью ступень

ифрагмент второй ступени ракеты и т.д. Далее разрабатывается программа испытаний, вы полняются предварительные оценки диапазо нов характеристик пульсаций давления для выбранных режимов испытаний и зон поверх ности модели.

На третьем этапе на основе анализа ха рактеристик и возможностей имеющихся датчиков, преобразовательной и регистри рующей аппаратуры и условий их размеще ния на стенде АДТ формируется система из мерений и регистрации процессов пульса ций, максимально удовлетворяющая задачам исследований. Разрабатывается схема рас становки датчиков на модели, а также техни ческое задание на ее проектирование и изго товление.

Четвертый этап состоит в проектирова нии и изготовлении модели, монтаже, на стройке по амплитудному и частотному диапа зонам, калибровке системы измерений и реги страции, монтаже собранной модели в рабочей части АДТ и тестовых испытаний для провер ки функционирования всех систем.

Затем выполняется программа испыта ний. В процессе испытаний производятся экспресс анализ результатов измерений, на основании которого уточняются параметры настройки системы измерений и регистра ции. Также по этим данным может уточнять