Проблемы аэрогазодинамики и аэроакустики

     Многоблочная несимметричная схема ракеты-носителя с параллельным размещением ракетных блоков и полезной нагрузки повлекла за собой ряд новых проблемных вопросов по аэрогазодинамике, решение которых в значительной мере определило динамику, нагрузки, устойчивость и управляемость.
     В процессе проектирования с целью снижения донного сопротивления, уменьшения уровня акустических нагрузок и ударно-волновых давлений был реализован комплекс конструктивных мер: выбрана рациональная компоновочная схема кормовой часта ракеты, определен допустимый вынос сопел маршевых двигателей за донный срез, установлена разумная последовательность запуска двигателей с обеспечением программированного прогрева газоотходов, предусмотрены способы снижения нагрузок на донные экраны и хвостовую часть ракеты.
     Особую опасность с точки зрения статических и динамических нагрузок, прочности и теплозащиты ракеты вызывал стартовый участок движения. На этом участке уровни ударно-волнового давления, пульсации давления, статические нагрузки на хвостовые отсеки ракеты при ветровом воздействии достигают максимальных значений. При подъеме ракеты действуют газодинамические нагрузки на днище от отраженных от сооружений и блока Я струй маршевых двигателей. При этом, в зависимости от траектории начального движения ракеты, эти нагрузки могут достигать высоких значений и быть определяющими.
     Появление узкополосных пульсаций давления на стартовом участке движения, опасных как для ракеты, так и для отсека полезной нагрузки, хвостовая часть которого расположена близко к двигателям ракеты, повлекло за собой проведение комплекса научно-исследовательских работ экспериментального подтверждения.

     Нестационарная и стационарная газодинамика изучалась на основе многочисленных модельных и стендовых испытаний. Известно, что при испытании моделей сравнительно небольшого масштаба на экспериментальных установках невозможно воспроизвести натурные условия и реальные физические процессы по ряду параметров. Поэтому были разработаны и в процессе экспериментальных исследований апробированы методы моделирования для всех видов газодинамических воздействий на ракету.
     Траектория полета ракеты "Энергия" на маршевом участке существенно отличается от траектории ранее разработанных ракет. Здесь нет короткого участка движения с явно выраженным максимумом скоростного напора, где нагрузки небольшие. Расчетные случаи нагружения по траектории полета помимо стартового участка охватывали также участок движения, где число Маха изменяется в достаточно широком диапазоне - от 0,4 до 2. Причем расчетные случаи нагружения для блоков однозначно не определяются, а существенное изменение аэродинамических характеристик по числу Маха в области трансзвуковых скоростей (М=0,8-1,3) требовало проведения испытаний при непрерывном их изменении с дискретностью 0,02. В этой связи объем аэрогазодинамических испытаний по определению суммарных и распределенных нагрузок больше, чем для моноблочной схемы ракеты.
     Уровни пульсаций давления на поверхности ракеты-носителя на маршевом участке полета, обусловленные отрывными зонами течения, турбулентным слоем, осцилляцией скачков уплотнения и истекающими струями основных двигателей для носовой и срединной частей ракеты достигают высоких значений, близких к значениям пульсации на хвостовых частях при старте. В связи с этим проводились исследования по выявлению зон узкополосных пульсаций, а также исследования и мероприятия, направленные на их уменьшение.
     Особенности аэродинамической компоновки ракеты-носителя исключали возможность широкого применения существующих расчетных методов, поэтому основной объем исходных данных определялся по результатам экспериментальных исследований на моделях. В ряде случаев использовались аналоговые методы исследований.
     Для решения уникальной задачи аэрогазодинамики разработан новый подход к организации и проведению экспериментальных исследований, проектированию и изготовлению аэродинамических моделей, измерению аэродинамических характеристик, обработке и анализу результатов исследований, подготовке исходных данных.
     С целью увеличения информативности каждого эксперимента, уменьшения погрешности измерений осуществлялось совмещение весовых, тензометрических и дренажных измерений в одном эксперименте.
     Впервые были реализованы возможность первичного контроля и вторичной обработки получаемой информации практически в темпе эксперимента, безбумажный способ передачи информации на магнитных носителях. Это позволило сократить сроки проведения экспериментов и обработки данных, а также значительно повысить качество выполнения работ.
     Были проведены экспериментальные исследования по определению корреляционных характеристик, существенно влияющих на вибронагружение конструкции. Потребовалась разработка и использование специальных средств измерения и анализа с применением электронно-вычислительных машин для получения необходимой информации в реальном масштабе времени.
     Объем и сложность экспериментальных исследований по аэрогазодинамике и аэроакустике, проведенных в аэродинамических трубах и на натурных стендах, значительны и не имеют аналогов в отечественной ракетной технике.
     За период с 1975 по 1987 г. было спроектировано, изготовлено и испытано около 200 моделей и их модификаций. Большинство из них принципиально новые с высокими параметрами (по давлению до 500 атм., температуре 3800 °С и большим объемом измерений - до 1200 статических и 75 динамических параметров на каждой модели).
     Результаты пусков ракеты-носителя "Энергия", анализ данных измерений в полной мере подтвердили основные аэродинамические характеристики, параметры стационарных и нестационарных процессов, данные по акустике и тепловому воздействию, полученные ранее при модельных испытаниях.
     Аэродинамические характеристики использовались в расчетах баллистики, устойчивости и управляемости ракеты, динамики нагружения и прочности конструкции, блоков и выступающих элементов, процесса отделения параблоков, нагружения рулевых приводов двигательных установок, регулирования наддува баков окислителя и горючего, а также при определении зон отчуждения для падения отработавших блоков и элементов конструкции, при транспортировании, установке ракеты на стартовое устройство и при решении зачастую специфичных вопросов, например, безопасности заправки ракеты компонентами топлива в условиях пылевого воздействия.
     Сложность задач аэродинамики определилась, прежде всего, спецификой аэродинамической компоновки. Параллельное расположение ракетных блоков и полезного груза, наличие каналов большой протяженности между ними влекут за собой появление многочисленных зон интерференции и отрыва потока, приводящих к нелинейности изменения аэродинамических характеристик по углам атаки и скоростям полета, появлению нестационарных нагрузок. Наличие протяженного участка полета с примерно постоянными величинами скоростного напора, близкими к максимальным значениям, привело к необходимости рассмотрения большого числа расчетных случаев аэродинамического нагружения ракеты в диапазоне чисел Маха от 0,8 до 2,0 и широком диапазоне кинематических параметров.
     Использование данных по суммарным аэродинамическим характеристикам в контуре управления ракетой предъявляло высокие требования к точности и достоверности их определения. Аналогичные требования накладывались также особенностями стартового участка движения, в частности, малыми зазорами между элементами конструкции ракеты и стартового сооружения в условиях ветрового воздействия. Жесткие требования предъявлялись также к точности определения исходных данных по распределенным аэродинамическим характеристикам и перепадам давления, так как из-за больших абсолютных размеров блоков сравнительно малые, порядка 0,01 атм., погрешности давления приводили к ошибкам в десятки тонн при определении нагрузок на блоки.
     Поскольку носитель "Энергия" является универсальным, аэродинамические характеристики определялись для ряда компоновочных схем с различными полезными грузами, в том числе и с крылатыми. При этом для каждого варианта требовалось повторение в полном объеме. Рабочая документация по аэрогазодинамическим характеристикам ракеты-носителя "Энергия" составляет 10 томов графического и текстового материала.
     Основной объем исходных данных определялся по результатам экспериментальных исследований на моделях в аэродинамических трубах. При этом, основные аэродинамические исследования проводились на экспериментальной базе, имеющей аэродинамические трубы, наиболее полно удовлетворяющие условиям моделирования (большие масштабы моделей, необходимые параметры потока, углы атаки и скольжения). В ряде случаев использовались аналоговые методы исследований. Исследования аэродинамических характеристик сопровождались методическими исследованиями по определению влияния поддерживающих устройств, полей течений и стенок аэродинамических труб на точность определения аэродинамических характеристик.
     Для аэродинамических исследований, наряду с моделями масштаба 1:50 (основной масштаб), использовались модели масштабов 1:200, 1:120, 1:90 и 1:30. По оценкам, суммарные затраты трубного времени составили 16 тысяч трубочасов (непрерывное время работы труб). Это соответствует примерно семи годам работы одной аэродинамической трубы в одну рабочую смену продолжительностью 8 часов. Подобного объема исследований не проводилось ни для одного летательного аппарата, разрабатывавшегося в стране. Исследования охватывали диапазон чисел Маха от 0 до 10, пространственного угла атаки от 0 до 180 градусов, угла крена от 0 до 360 градусов и числа Рейнольдса от 100 тысяч до 10 миллионов. Наиболее ответственные исследования, требующие высокой точности определения аэродинамических характеристик, проводились на двух-трех моделях разного масштаба в нескольких аэродинамических трубах, При этом использовались самые большие аэродинамические трубы Т-106, Т-109, Т-128 ЦАГИ с размерами рабочих частей 2,2х2,2 и 2,8х2,8 метра. Результаты экспериментальных исследований изложены в 270 научно-технических отчетах.
     При создании аэродинамических моделей был применен модульный принцип. Каждая модель создавалась таким образом, что могла использоваться для решения ряда задач в различных аэродинамических трубах. При этом, путем замены отдельных блоков можно было с малыми затратами получить различные компоновочные схемы ракеты-носителя и проводить испытания одной и той же модели в разных аэродинамических трубах. Один и тот же модуль, например модуль полезного груза, использовался в составе двух - трех моделей. Создание моделей по модульному принципу позволило в 1,5-2 раза снизить затраты на их производство и сократить сроки изготовления. Благодаря такому подходу, за все время разработки для исследований ракеты на участке выведения были созданы 15 базовых моделей и на их основе - 51 модификация.
     С целью снижения затрат трубного времени и увеличения информативности каждого эксперимента, а также с целью уменьшения погрешности измерений, осуществлялось совмещение в одном эксперименте весовых, тензометрических и дренажных экспериментов. Этого удалось добиться благодаря разработке и промышленному внедрению внутримодельных малогабаритных пневмокоммутаторов, малогабаритных пяти -шести компонентных тензовесов и уникальных автоматизированных стендов с дистанционным управлением, обеспечивающих относительное перемещение моделей разделяющихся блоков по заданной программе. Эти разработки впервые были использованы при проведении работ по программе ракеты "Энергия", что позволило увеличить информативность весовых и дренажных испытаний в пять-шесть раз по сравнению со стандартными исследованиями в аэродинамических трубах.
     На основе использования малогабаритных внутримодельных тензовесов и пневмокоммутаторов создан ряд уникальных моделей ракеты "Энергия", не имеющих аналогов в отечественной технике. К числу таких моделей относятся дренажно-акустическая модель масштаба 1:50 для исследования распределения давления и акустических нагрузок по наружной поверхности блоков и дренажно-весовая и акустическая струйная модель масштаба 1:50 для исследования влияния струй работающих двигательных установок ракеты на распределение давления и аэродинамические характеристики в аэродинамической трубе Т-109 ЦАГИ.
     Дренажно-акустическая модель была оснащена 27 пневмо-коммутаторами, 75 акустическими датчиками пульсации давления и специальной автоматизированной системой отбора и обработки информации, которая позволяла измерять статическое давление одновременно в 1200 точках. На струйной модели осуществлялось одновременное измерение распределения статического давления по поверхности ракетных блоков, суммарных аэродинамических сил, действующих на полезный груз, и пульсации давления по поверхности в условиях имитации струй двигательных установок сжатым воздухом. Специально для этой модели была спроектирована и изготовлена стационарная автоматизированная струйная установка для подвода воздуха высокого давления (до 300 атмосфер). Высокие параметры этой установки позволили моделировать истекающие струи двигательной установки на участке полета первой ступени.
     Впервые была реализована возможность первичного контроля и вторичной обработки получаемой информации практически в темпе эксперимента. При этом был применен принципиально новый подход к контролю наиболее сложной и объемной информации - распределения давления, создана база экспериментальные данных по аэродинамическим характеристикам ракеты "Энергия".
     К началу летных испытаний ракеты "Энергия" аэродинамические характеристики были определены в полном объеме и практически все подтверждены результатами экспериментальных исследований.
     Результаты летных испытаний ракеты-носителя "Энергия" подтвердили правильность исходных данных, приведенных в документации по аэродинамики ракеты. Аэродинамические характеристики, полученные по результатам измерений при летных испытаниях, лежат в пределах полосы исходных данных. Выбранные внешние обводы блоков и выступающих элементов конструкции ракеты, рациональная компоновка ее хвостовой части позволили получить очень небольшое для такого класса ракет аэродинамическое сопротивление. При этом донное сопротивление ракеты близко к нулю. Принятый вариант компоновки обеспечил наименьшие возмущающие аэродинамические моменты и малые изменения суммарных аэродинамических характеристик при существенных изменениях обводов полезного груза от цилиндрической формы до крылатой схемы. С учетом исходных данных по аэродинамическим силам и моментам, действующим на ракету, сопла двигателей и отделяемые блоки, правильно выбраны управляющие моменты, мощности рулевых приводов двигателей, средств разделения и районов падения отработанных блоков А. Оптимальная схема стравливания воздуха из отсеков из-под обтекателей, а также предложенные новые технические решения по запениванию свободных объемов обтекателей кабелей и трубопроводов на наружной поверхности блоков позволили существенно снизить нагрузки на оболочки отсеков и обтекателей и узлы их крепления до допустимых значений и снизить вес конструкции. Аэродинамические исследования позволили повысить летно-технические характеристики ракеты-носителя.
     Одним из источников, вызывающим динамические нагрузки на ракету, является пульсационная компонента давления, воздействующая на ее поверхность и порождаемая газодинамикой течений в донной области от струй маршевых двигателей, в том числе акустическим излучением и набегающим потоком на маршевом участке полета.
     Максимальные уровни пульсации давления на ракету наблюдаются на начальном участке движения при взаимодействии струй маршевых двигателей со стартовым сооружением и на маршевом участке полета при трансзвуковых скоростях.
     Определить расчетным путем всю совокупность характеристик пульсации, необходимых для выполнения прочностных расчетов конструкции ракеты, и путем проведения виброакустических испытаний ее элементов не представляется возможным, поэтому эти характеристики определялись экспериментально.
     Для исследования пульсации давления на указанных выше двух участках полета ракеты проводились соответствующие виды экспериментальных модельных исследований: эксперименты на стендах со струйными моделями, где имитировался отход ракеты от стартового сооружения, и эксперименты в аэродинамических трубах без струй и с имитацией струй натурных двигателей, где воспроизводились условия полета ракеты с различными параметрами набегающего потока.
     До первого пуска "Энергии" в части динамических нагрузок, вызываемых пульсацией давления на его внешней поверхности, решены основные проблемы и проведены исследования, позволившие получить достаточно надежные исходные данные.
     На начальном этапе работ были проведены исследования по оптимизации компоновочной схемы ракеты в целом с целью снижения воздействующих на конструкцию уровней пульсирующего давления. В частности, рассредоточение двигателей, что исключает образование закрытых донных областей, увеличенный вынос среза сопел за донные экраны блоков и наличие протоков между блоками создали условия, существенно уменьшающие вероятность возникновения интенсивных узкополосных составляющих в спектрах пульсации донного давления, определяемых газодинамикой кормовой части. Эти же факторы благоприятно сказались и на величине донного сопротивления.
     Положительную роль с точки зрения уменьшения уровней пульсации донного давления при старте сыграло и то обстоятельство, что начальное положение ракеты на стартовом сооружении смещено на 7,2 м выше нулевой отметки старта.

         В частности, на трансзвуковых режимах обтекания в "каналах" между блоками А и Ц было обнаружено возникновение узкополосных составляющих в спектрах пульсаций давления с характерными частотами 9-14 Гц. Одновременно были проведены экспериментальные проверки различных способов, обеспечивающих подавление этих узкополосных составляющих. В результате были получены достаточно надежные данные, подтверждающие конкретные возможности снижения динамических нагрузок на ракету при трансзвуковых режимах полета, которые при необходимости по результатам конструкторских проработок могут быть реализованы на ракете.
     Был проведен ряд исследований, позволивших продвинуться в понимании механизмов, способствующих развитию процессов пульсации, вызываемых как струями двигателей, так и внешним потоком. Были получены параметрические зависимости, что крайне важно для моделирования исследуемых процессов и перерасчета модельных данных на натурные условия. Например, получены новые результаты, связанные с особенностями акустического излучения высокоскоростной кислородно-водородной струи. Найдены параметры, наиболее сильно влияющие на ее акустические характеристики.
     Для исследования характеристик пульсации давления были созданы и испытаны маломасштабные модели и крупномасштабные модельные установки (М 1:140 - М 1:10), на которых изучались все участки полета ракеты и различные режимы работы ее двигателей. Для проведения испытаний этих моделей были доработаны и модернизированы существенные стенды и аэродинамические трубы экспериментальной базы ракетной и смежных отраслей, а также построены новые стенды и установки. Особое внимание уделялось оснащению экспериментальной базы отвечающими современному уровню средствами измерений и обработки данных.
     Наряду с исследованиями на моделях был проведен также ряд акустических измерений при стендовых испытаниях натурных блоков А и Ц, одиночных двигателей и их связок в составе этих блоков.
     Были изучены процессы, связанные с особенностями работы натурной двигательной установки, которые либо невозможно предсказать, либо крайне сложно воспроизвести на моделях. В частности, обнаружено, что запуск двигателей блока Ц и блоков А сопровождается кратковременным возникновением узкополосных составляющих в спектрах пульсации в ближнем поле струи с характерными частотами 60-100 Гц и 160-172 Гц соответственно. Было установлено, что возникновение этих узкополосных составляющих связано с нестационарностью рабочих процессов в двигателях на переходных режимах тяги.
     Экспериментальное определение характеристик пульсации, прежде всего, было связано с проблемой создания специализированных аппаратурных систем измерений и обработки данных, удовлетворяющих практические потребности.
     Созданные прецизионные системы измерений и обработки с последовательным наращиванием их мощности и функциональных возможностей были многократно опробованы как в условиях модельного эксперимента, так и в условиях стендовых натурных блоков. Накопленный опыт позволил успешно использовать созданные прецизионные системы измерений и обработки данных и при первом пуске ракеты "Энергия".    

     Испытания на стенде "СВОД" модели ракеты (М 1:10), проводившиеся с использованием модельных твердотопливных двигателей, показали снижение суммарного уровня пульсации для случая начала движения:
     - на днищах модели блока Ц и модели блока А (5-8 дБ),
     - на боковой поверхности кормовой части (3-5 дБ),
     - на боковой поверхности модели орбитального корабля (6-8 дБ), При подъеме ракеты на высоту до 12 м боковым смещением снижение суммарных уровней пульсаций давления составляла:
     - на днищах Ц и А - 0-2 дБ,
     - на боковой поверхности кормовой части А и Ц - 3-5 дБ,
     - на боковой поверхности модели орбитального корабля - 4-6 дБ, Снижение уровней пульсаций давления наблюдается в диапазоне частот от 20 до 100 Гц.
     Отличия модельных испытаний по типу и составу топлива, используемого в модельных агрегатах, от натурных агрегатов привело к завышению степени влияния подачи воды на уровни пульсации давления.
     Испытания же натурного двигателя РД-0120 показали, что подача воды в факел двигателя РД-0120 в условиях натурного автономного стенда практически не приводит к снижению уровней давления в ближнем акустическом поле двигателя, т.е. в районе днища блока Ц.
     Испытания натурного двигателя РД-170 в составе стендового блока А показали, что подача воды в факел двигателя в условиях натурного стенда приводит к снижению уровней пульсации в ближнем акустическом поле примерно на 1 дБ на режиме 100 %-й тяги и на 3-4 дБ на режиме 50 %-й тяги.
     Испытания модельного блока Ц (М 1:10) на специальной установке ЭУ-360 с подачей воды, имитирующей условия стендового испытания блока Ц, не показали снижения уровней пульсации на днище модели: снижение уровней давления на боковой поверхности кормовой части блока Ц составляет примерно 4 децибела, а в районе межбакового отсека доходит до 6 децибел в начале движения.
     Таким образом, обобщая результаты всех проведенных испытаний с учетом особенностей каждого вида испытаний, можно было сделать вывод, что в условиях реального старта при начале движения подача воды в факел двигателей ракеты приводит к снижению уровней пульсации давления:
     - на днищах блоков А и Ц на 0-2 дБ;
     - на боковой поверхности кормовой части блоков А и Ц на 2-4 дБ,
     - в районе межбакового отсека на 4-6 дБ.
     Анализ результатов проведенных крупномасштабных и маломасштабных модельных исследований показал, что при штатном подъеме ракеты над стартом на высоту до 20-30 м уровни пульсаций давления на поверхности ракеты остаются практически постоянными, а при нештатных ситуациях могут возрастать на 2-3 дБ.
     Подача воды приводит к снижению уровней пульсации давления только на участке до 20 м, влияние подачи воды уменьшается по мере подъема ракеты и практически прекращается при достижении высоты 15-20 м.
     По результатам совокупности всех видов исследований сделан вывод, что подача воды в факел работающих двигателей создает щадящий режим для ракеты при воздействии нестационарных газодинамических потоков, но при выходе из строя системы подачи воды нагрузки не превысят допустимых для ракеты. Снижение акустических нагрузок важно для орбитального корабля и может быть необходимо для полезного груза ракеты.
     Опыт создания ракеты-носителя Н-1 говорит о важности проблемы нестационарного газодинамического нагружения. Величины нагрузок для таких мощных носителей, как Н-1, в ряде случаев оказывались критическими для конструкции. Близость отсека полезной нагрузки к маршевым двигателям - основным источникам акустического шума, приводящего к пульсациям давления на поверхности, а также высокие требования к ресурсу конструкции, которые диктуются многоразовостью использования, все это вместе делает необходимым тщательнейшее изучение этих нагрузок на этапе проектирования и экспериментальной отработки.
     Поскольку такие нагрузки не поддаются расчету, основным инструментом их исследования является проведение испытаний модельных установок различного масштаба с дальнейшим пересчетом данных на натуру.
     В первую очередь с проблемой нестационарных газодинамических воздействий мы должны были столкнуться при первом пуске ракеты без орбитального корабля со стенда-старта.
     При старте ракеты, в процессе выхода на режим двигателей, возникают ударно-волновые нагрузки, действующие на донную и хвостовую части. Эти нагрузки являются основными при расчете на прочность конструкции хвостовой части блоков А и Ц, так как перепады давлений на оболочке хвостового отсека могут составлять 0,4-0,5 атм. Определить расчетным путем эти нагрузки с достаточной степенью точности не представляется возможным ввиду сложности картины течения в каналах стартового сооружения, обусловленной трехмерностью и нестационарностью процесса.
     Надежное экспериментальное определение величин ударно-волнового воздействия, прежде всего, зависит от полноты моделирования основных параметров:
     - градиента нарастания давления в камере сгорания;
     - температуры и газовой постоянной в камере сгорания;
     - состава и параметров среды в стартовом сооружении.
     Моделирование указанных условий потребовало создания газодинамических моделей с высокими параметрами. Особенно следует отметить, что в модельных условиях необходимо было обеспечить нарастание давления в камере сгорания в десятки раз большее, чем в маршевых двигателях "Энергии" при их выходе на предварительный и номинальный режимы работы. Одновременно ставилась задача о разработке мероприятий по снижению ударно-волновых давлений. В основном велись исследования на маломасштабных (М 1:72) моделях, а на заключительном этапе - и на крупномасштабной (М 1:10) модельной установке. На моделях М 1:72 в качестве рабочего тела использовались продукты взрыва кислородно-водородных смесей, на крупномасштабной модели - продукты сгорания твердых теплив.
     Величины ударно-волнового давления для ракеты определялись для расчетных максимальных градиентов нарастания давления в камерах сгорания двигателей РД-170 и РД-0120. При таких градиентах подача воды приводит к снижению уровней ударно-волнового давления в 2-3 раза. Однако результаты многочисленных автономных стендовых испытаний двигателей РД-170 и РД-0120 показали, что реальные наибольшие значения градиентов нарастания давления в камерах меньше расчетных в 1,75-2 раза. При таком уменьшении градиентов нарастания давления в камерах величина ударно-волнового давления уменьшается в 2-3 раза. Стендовые испытания ракетных блоков первой и второй ступеней подтвердили эти данные, таким образом, при пуске первой ракеты без подачи воды только за счет уменьшения градиентов нарастания давления в камерах сгорания двигателей ожидалось снижение величин ударно-волнового давления на днищах блоков А и Ц в 2-3 раза. Подача воды, естественно, осуществила бы дальнейшее снижение величин волнового давления.
     К одной из опасных газодинамических нагрузок, действующих на ракету при старте, относится силовое и тепловое воздействие отраженных от стартового сооружения струй маршевых двигателей. Опыт разработки различных носителей показал, что величина силового воздействия отраженных струй может существенно превышать ударно-волновое давление и привести к недопустимым для ракеты нагрузкам.
     Газодинамические нагрузки от отраженных струй зависят, главным образом, от конфигурации стартового сооружения и траектории отхода ракеты от стартового сооружения. Определить расчетными методами эти нагрузки не представляется возможным ввиду исключительно сложной газодинамической картины течения. Решение этой проблемы экспериментальным путем сводится к большому объему модельных испытаний. Это связано с тем, что при отходе ракеты от стартового сооружения могут иметь место многочисленные реализации траекторий как для штатных, так и нештатных ситуаций. Кроме того, зоны воздействия носят локальный характер, что требует тщательного экспериментального исследования.
     Испытания проводились на модели М 1:72. Первая серия испытаний проводилась для штатных траекторий. Результаты испытаний показали, что при малом боковом смещении ракеты относительно стартового сооружения (0,25 м на высоте 3-4 м) воздействия на ракету от отраженных струй практически отсутствуют.
     Вторая серия испытаний проводилась для нештатных траекторий, где боковые смещения существенно больше, чем для штатных. На высотах 3-4 м боковые смещения для некоторых реализаций траекторий составляют 0,8 м. В этих случаях имеет место воздействие отраженных струй на донную часть блока А. Величины этих воздействий находятся в допустимых пределах и не превышают 0,37 атм.
     Кроме того, были проведены методические исследования, в которых определены условия, где могут иметь место недопустимые воздействия на днище. Уровни давлений в этих случаях достигают величин 0,7-0,8 атм. В общей сложности было проведено более 500 экспериментов.
     Таким образом, в результате исследований были установлены уровни давления, действующие на ракету от отраженных струй в зависимости от положения ракеты в процессе отхода, и определены зоны положения ракеты, где реализуются недопустимые величины давлений.
     Результаты первого пуска ракеты “Энергия” показали, что силовое воздействие на днище от отраженных струй отсутствует, так как траектория отхода ракеты от стартового сооружения близка к штатной.
     Для отделения параблоков А от блока Ц с установленным на нем полезным грузом было использовано на внешней стороне параблоков 22 твердотопливных двигателя - по 11 на каждом. При этом 7 устанавливались в верхнем и 4 - в нижнем отсеках. Двигатели работали на смесевом топливе.
     В процессе отвода параблоков с работающими двигателями элементы конструкции блока Ц и полезного груза подвергаются силовому, тепловому и эрозионному воздействиям продуктов сгорания. Струи продуктов сгорания, истекающие из сопла, взаимодействуют между собой и образуют сложную пространственную структуру ударных волн. Физическая картина течения струй существенно усложняется за счет внешнего спутного потока, взаимодействия со струями двигателей увода противолежащих параблоков, поверхностью блока Ц и полезного груза. Сложность газодинамической картины течения в областях взаимодействия газовых потоков двигателей увода между собой и с поверхностью ракеты, а также с внешним набегающим потоком не позволяла с достаточной точностью определить расчетным путем величины давлений на элементы конструкции ракеты.
     Был предложен метод определения динамического силового воздействия струй продуктов сгорания на поверхность произвольной формы при пространственном перемещении параблоков. Этот метод позволил определить пространственное перемещение плоскостей взаимодействия струй, размеры примыкающих к ним интерференционных ударных волн и уровни давлений в этих зонах.
     На основе разработанного метода был составлен алгоритм и программа машинного расчета газодинамического воздействия струй двигателей на центральный блок и полезный груз в процессе их перемещения в поле взаимодействующих струй. Программа была использована при выборе компоновки двигателей с целью минимизации силового, теплового и эрозионного воздействия на элементы конструкции ракеты в процессе отделения параблоков. Наряду с расчетными исследованиями был проведен большой цикл экспериментальных исследований с целью подтверждения силового воздействия струй и определения эрозионного воздействия конденсированной фазы оксида алюминия на теплозащиту ракеты, полезного груза или орбитального корабля.
     При решении вопросов уменьшения или исключения разрушающего воздействия на теплозащитное покрытие полезного груза и блока Ц был разработан ряд способов и устройств, защищенных авторскими свидетельствами.
     Способы и устройства, устраняющие или уменьшающие газодинамическое и эрозионное воздействие, сводились к отклонению конденсированной фазы от защищаемой поверхности за счет воздействия на струи дополнительным потоком газа соседнего двигателя, изменением контура выходной части сопел, использования для стенок сопел сублимационных и не смачиваемых материалов, а также специальных ловушек для жидкого конденсата, текущего по внутренней поверхности сопел.
     Решенная проблема газодинамического воздействия струй двигателей увода параблоков, работающих на смесевом топливе, при продольном отделении параблоков в целом не имеет аналогов в отечественном ракетостроении.
     Основными целями наземной экспериментальной отработки процесса и средств разделения блоков А, Ц и составных частей ракеты являлись:
     - проверка правильности проектно-конструкторских решений, реализованных в виде узлов связи и систем разделения;
     - исследование процессов разделения этих составных частей ракеты при различных циклограммах функционирования элементов системы и средств разделения для обеспечения безударного разделения.
     Основные задачи наземной экспериментальной отработки:
     - определение кинематических параметров (относительные линейные и угловые скорости) процессов разделения в условиях, заданных для каждого испытания циклограмм функционирования элементов;
     - определение режимов виброударного нагружения конструкции составных частей ракеты, сопровождающих процесс разделения;
     - выявление особенностей степени влияния работы средств разделения на конструкции составных частей ракеты.
     Испытаниям на комплексных экспериментальных установках предшествовал продолжительный этап автономной отработки элементов средств разделения.
     Работы по созданию экспериментальной базы для отработки процессов и средств разделения составных частей ракеты начались в 1979 г. после выпуска технического проекта. Стремясь максимально приблизить картину отделения составных частей ракеты при наземной экспериментальной отработке к натурной, предполагалось создание стендовых комплексов для размещения экспериментальных установок с вертикальным расположением объектов испытаний, причем испытывать предполагалось те составные части, которые последовательно отделяются в соответствии с программой полета ракеты, то есть параблоки и блоки Ц. Должны были задействоваться двигатели увода параблока при отделении от блока Ц.
     Поиски более простых способов наземной экспериментальной отработки процесса и средств разделения были приняты по двум основным направлениям:
     - дополнительного тщательного анализа особенностей реального процесса разделения и разработки математических моделей отдельных его этапов;
     - детальной проработки схемы экспериментальных установок с горизонтальным расположением объектов испытаний и исследованием процесса разделения на них при условии, что отделяется меньшая по массе часть объекта испытаний.
     Это дало возможность решения задач наземной экспериментальной отработки процесса и средств разделения составных частей на экспериментальных установках, в которых:

- объекты испытаний в исходном положении располагаются горизонтально;     - нет необходимости запускать твердотопливные двигатели увода в случае отделения параблока от блока Ц или разведения параблока на моноблоки;      - возможно использование упрощенных габаритно-массовых макетов объектов испытаний;    - возможно довести протяженность участка исследования процесса отделения до 1,0-1,5 м.     Разработка такой схемы экспериментальных установок существенно расширила возможности ее реализации в виде достаточно простого по конструкции стенда и одновременно свела задачу к поиску производственных сооружений для использования их в качестве рабочих мест при организации указанных экспериментальных работ.      В качестве объектов испытаний на экспериментальных установках по отработке процессов и средств разделения использовались габаритно-массовые макеты блоков А, блока Ц и орбитального корабля.
Испытания разделения ступеней на стенде разделения ЭО-648 (НИИХиммаш)

     Проблемы создания объектов испытаний, с учетом требований к ним, сводились к следующему:
     - к необходимости разработки объекта испытаний с габаритами, ограниченными заданными размерами стенда;
     - к необходимости в заданных габаритах объекта обеспечить требуемые массовые, инерционные и центровочные характеристики для моделирования натурного процесса разделения;
     - к необходимости подобия жесткостных характеристик объекта испытаний и штатной конструкции составной части, в то время как геометрические размеры и форма его существенно отличаются от соответствующих характеристик воспроизводимой составной части ракеты;
     - к необходимости создания конструкции объекта испытаний, которая в совокупности с устройствами, обеспечивающими его установку на стенде, по массе не превысит грузоподъемности кранового устройства.

Далее...