buran, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSRburan, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSR

This page was automatically translated,
it may contains errors.
Original version here.

Problems аэрогазодинамики and aeroacoustics

The multibank asymmetrical scheme{plan} of a booster rocket with parallel accommodation of rocket blocks and useful loading has caused a number{line} of new problem questions on аэрогазодинамике which decision has appreciably defined{determined} dynamics{changes}, loadings, stability and controllability.
During designing with the purpose of decrease{reduction} in ground resistance, reduction of a level of acoustic loadings and with great dispatch-wave pressure the complex of constructive measures has been realized: the rational layout scheme{plan} fodder is chosen is frequent rockets, admissible carrying out is certain snuffled mid-flight engines for a ground cut, the reasonable sequence of start of engines with maintenance of the programmed warming up газоотходов is established{installed}, ways of decrease{reduction} in loadings on ground screens and a tail part of a rocket are stipulated.
Special danger from the point of view of static and dynamic loadings, durabilities and heat-shieldings of a rocket was caused with a starting site of movement. On this site levels of with great dispatch-wave pressure, a pulsation of pressure, static loadings on tail compartments of a rocket at wind influence reach{achieve} the maximal values. At rise of a rocket operate{work} газодинамические loadings on the bottom from reflected from constructions and the block I of jets of mid-flight engines. Thus, depending on a trajectory of initial movement of a rocket, these loadings can reach{achieve} high values and to be defining{determining}.
Occurrence of narrow-band pulsations of pressure on a starting site of the movement, dangerous both for a rocket, and for a compartment of useful loading which tail part is located close to engines of a rocket, has caused carrying out of a complex of research works of experimental acknowledgement{confirmation}.

Non-stationary and stationary газодинамика it was studied{investigated} on the basis of numerous modelling and bench tests. It is known, that at test of models of rather small scale for experimental installations it is impossible to reproduce natural conditions and real physical processes on a number{line} of parameters. Therefore have been developed and during experimental researches methods of modelling for all kinds газодинамических influences on a rocket are approved.
The trajectory of flight of a rocket of "Energia" on a mid-flight site essentially differs from a trajectory before the developed rockets. Here there is no short site of movement with obviously expressed maximum of a high-speed pressure, where loading small. Settlement cases нагружения on a trajectory of flight besides a starting site covered also a site of movement where the number of the Move changes in wide enough range - from 0,4 up to 2. And settlement cases нагружения for blocks unequivocally are not defined{determined}, and essential change of aerodynamic characteristics on number of the Move in the field of transonic speeds (М=0,8-1,3) demanded carrying out of tests at their continuous change with step-type behaviour 0,02. In this connection the volume аэрогазодинамических by definition of the total and distributed{allocated} loadings is more than tests, than for the monoblock scheme{plan} of a rocket.
Levels of pulsations of pressure upon surfaces of a booster rocket on a mid-flight site of the flight, caused отрывными zones of current, a turbulent layer, осцилляцией jumps of condensation and expiring jets of the basic engines for a nose and median parts of a rocket reach{achieve} the high values close to values of a pulsation on tail parts at start. In this connection researches on revealing zones of narrow-band pulsations, and also researches and the actions directed on their reduction were carried out.
Features of aerodynamic configuration of a booster rocket excluded an opportunity of wide application of existing settlement methods, therefore the basic volume of initial data was defined{determined} by results of experimental researches on models. In some cases analog methods of researches were used.
The new approach is developed for the decision of a unique problem{task} аэрогазодинамики to the organization and carrying out of experimental researches, designing and manufacturing of aerodynamic models, measurement of aerodynamic characteristics, processing and the analysis of results of researches, preparation of initial data.
With the purpose of increase информативности each experiment, reduction of an error of measurements overlapping weight, тензометрических and drainage measurements in one experiment was carried out.
For the first time the opportunity of the primary control and secondary processing of the received information practically in rate of experiment, a paperless way of transfer of the information on magnetic carriers{bearers} has been realized. It has allowed to reduce terms of carrying out of experiments and data processing, and also considerably{much} to raise{increase} quality of performance of works.
Experimental researches by definition of the correlation characteristics essentially influencing on вибронагружение of a design have been lead. Development and use of special means of measurement and the analysis with application of электронно-computers for reception of the necessary information in real time Was required.
The volume and complexity of experimental researches on аэрогазодинамике and aeroacoustics, lead to wind tunnels and at natural stands, are significant and have no analogues in domestic rocket technics{technical equipment}.
For the period with 1975 on 1987 it has been designed, made{produced} and tested about 200 models and their updatings. The majority of them essentially new with high parameters (on pressure up to 500 атм., temperature 3800 ╟С and great volume of measurements - up to 1200 static and 75 dynamic parameters on each model).
Results of start-up of a booster rocket of "Energia", the analysis of the given measurements have to the full confirmed the basic aerodynamic characteristics, parameters of stationary and non-stationary processes, data on acoustics and the thermal influence, received earlier at modelling tests.
Aerodynamic characteristics were used in calculations of ballistics, stability and controllability of a rocket, dynamics{changes} нагружения and durabilities of a design, blocks and acting elements, process of branch параблоков, нагружения steering drives of impellent installations, regulation of pressurization of tanks of an oxidizer and fuel, and also at definition of zones of alienation for falling the fulfilled blocks and elements of a design, at transportation, installation of a rocket on the starting device and at the decision frequently specific questions, for example, safety of refuelling of a rocket by components of fuel in conditions of dust influence.
Complexity of problems{tasks} of aerodynamics was defined{determined}, first of all, by specificity of aerodynamic configuration. The parallel arrangement of rocket blocks and a payload, presence of channels of the big extent between them entail occurrence of numerous zones of an interference and отрыва a stream, leading nonlinearity of change of aerodynamic characteristics on corners of attack and speeds of flight, occurrence of non-stationary loadings. Presence протяженного a site of flight with approximately constants of a high-speed pressure close to the maximal values, has led to necessity of consideration of the big number of settlement cases aerodynamic нагружения rockets in a range of numbers of the Move from 0,8 up to 2,0 and a wide range of kinematic parameters.
Use of data under total aerodynamic characteristics in a contour of management of a rocket demanded much of accuracy and reliability of their definition. Similar requirements were imposed also by features of a starting site of movement, in particular, small backlashes between elements of a design of a rocket and a starting construction in conditions of wind influence. Rigid requirements were shown also to accuracy of definition of initial data under the distributed{allocated} aerodynamic characteristics and pressure differences, as because of greater{big} absolute sizes of blocks rather small, the order 0,01 атм., errors of pressure led to mistakes{errors} in tens tons at definition of loadings on blocks.
As carrier{bearer} " Energia " is universal, aerodynamic characteristics were defined{determined} for of some layout schemes{plans} with various payloads, including with winged. Thus each variant needed recurrence in full. The working documentation on аэрогазодинамическим to characteristics of a booster rocket of "Energia" makes 10 volumes of a graphic and text material.
The basic volume of initial data was defined{determined} by results of experimental researches on models in wind tunnels. Thus, the basic aerodynamic researches were spent on the experimental base having wind tunnels, most full satisfying to conditions of modelling (greater{big} scales of the models, necessary parameters of a stream, corners of attack and sliding). In some cases analog methods of researches were used. Researches of aerodynamic characteristics were accompanied by methodical researches by definition of influence of supporting{maintaining} devices, fields of currents and стенок wind tunnels on accuracy of definition of aerodynamic characteristics.
For aerodynamic researches, alongside with models of scale 1:50 (the basic scale), models of scales 1:200, 1:120, 1:90 and 1:30 were used. By estimations, total expenses of trumpet time have made 16 thousand трубочасов (a continuous operating time of pipes). It corresponds{meets} approximately to seven years of work of one wind tunnel in one labour shift duration of 8 hours. Similar volume of researches it was not spent for one flying device developed in the country. Researches covered a range of numbers of the Move from 0 up to 10, a spatial corner of attack from 0 up to 180 degrees, a corner of a roll from 0 up to 360 degrees and Reynolds's number from 100 thousand up to 10 million. The most responsible{crucial} researches demanding high accuracy of definition of aerodynamic characteristics, were spent on two-three models of different scale in several wind tunnels, thus the greatest wind tunnels Т-106, Т-109, Т-128 ЦАГИ with the sizes of working parts 2,2х2,2 and 2,8х2,8 meter were used. Results of experimental researches are stated in 270 scientific and technical reports.
At creation of aerodynamic models the modular principle has been applied. Each model was created in such a manner that could be used for the decision of some problems{tasks} in various wind tunnels. Thus, by replacement of separate blocks it was possible to receive various layout schemes{plans} of a booster rocket with small expenses and to spend tests of the same models in different wind tunnels. The same module, for example the module of a payload, was used in structure of two - three models. Creation of models by a modular principle has allowed to lower expenses for their manufacture in 1,5-2 times and to reduce terms of manufacturing. Owing to such approach, for all time of development for researches of a rocket on a site of deducing{removing} 15 base models and on their basis - 51 updating have been created.
With the purpose of decrease{reduction} in expenses of trumpet time and increase информативности each experiment, and also with the purpose of reduction of an error of measurements, overlapping in one experiment weight, тензометрических and drainage experiments was carried out. It{this} managed to achieve owing to development and industrial introduction of intramodelling small-sized pneumoswitchboards, small-sized five-six componental тензовесов and the unique automated stands with the remote control, models of divided{shared} blocks providing relative moving under the set program. These development for the first time have been used at work under the program of a rocket of "Energia" that has allowed to increase информативность weight and drainage tests in five-six times in comparison with standard researches in wind tunnels.
On the basis of use small-sized intramodelling тензовесов and pneumoswitchboards a number{line} of unique models of a rocket of the "Energia", not having analogues in domestic technics{technical equipment} is created. To number of such models concern дренажно-acoustic model of scale 1:50 for research of distribution of pressure and acoustic loadings on an external surface of blocks both дренажно-weight and acoustic jet model of scale 1:50 for research of influence of jets of working impellent installations of a rocket on distribution of pressure and aerodynamic characteristics in wind tunnel Т-109 ЦАГИ.
The ñÓѡ᪡«-acoustic model has been equipped by 27 pneumo-switchboards, 75 acoustic gauges of a pulsation of pressure and the special automated system of selection and processing of the information which allowed to measure static pressure simultaneously in 1200 points. On jet model simultaneous measurement of distribution of static pressure on a surface of rocket blocks, the total aerodynamic forces acting on a payload, and pulsations of pressure on a surface in conditions of imitation of jets of impellent installations was carried out by the compressed air. Specially for this model the stationary automated jet installation for air intake of a high pressure (up to 300 atmospheres) has been designed and made{produced}. High parameters of this installation have allowed to model expiring jets of impellent installation on a site of flight of the first step.
For the first time the opportunity of the primary control and secondary processing of the received information practically in rate of experiment has been realized. Thus essentially new approach to the control of the most complex{difficult} and volumetric information - distributions of pressure has been applied, the base experimental data under aerodynamic characteristics of a rocket of "Energia" is created.
To the beginning of flights of tests of a rocket of "Energia" aerodynamic characteristics have been certain in full and practically all are confirmed by results of experimental researches.
Results of flights of tests of a booster rocket of "Energia" have proved the initial data resulted{brought} in the documentation on aerodynamics of a rocket. The aerodynamic characteristics received by results of measurements at flights tests, lay within the limits of a strip of initial data. The chosen external contours of blocks and acting elements of a design of a rocket, rational configuration of its{her} tail part have allowed to receive very small for such class of rockets aerodynamic resistance. Thus ground resistance of a rocket close to zero. The accepted variant of configuration has provided the least revolting aerodynamic moments and small changes of total aerodynamic characteristics at essential changes of contours of a payload from the cylindrical form up to the winged scheme{plan}. In view of initial data on aerodynamic forces and the moments acting on a rocket, сопла engines and separated blocks, are correctly chosen the operating moments, capacities{powers} of steering drives of engines, means of division and areas of falling of the fulfilled blocks of A.Optimalnaya the scheme{plan} стравливания air from compartments from under обтекателей, and also the offered new technical decisions on запениванию free volumes обтекателей cables and pipelines on an external surface of blocks have allowed to lower essentially loadings on environments of compartments and обтекателей and units of their fastening to admissible values and to lower weight of a design. Aerodynamic researches have allowed to raise{increase} летно-characteristics of a booster rocket.
One of the sources, causing dynamic loadings on a rocket, is пульсационная a component of the pressure, influencing on its{her} surface and generated газодинамикой currents in ground area from jets of mid-flight engines, including acoustic radiation and набегающим a stream on a mid-flight site of flight.
Maximum levels of a pulsation of pressure upon a rocket are observed on an initial site of movement at interaction of jets of mid-flight engines with a starting construction and on a mid-flight site of flight at transonic speeds.
To define{determine} settlement by all set of characteristics of the pulsation necessary for performance прочностных of calculations of a design of a rocket, and by carrying out виброакустических tests of its{her} elements it is not obviously possible, therefore these characteristics were defined{determined} experimentally.
For research of a pulsation of pressure on specified above two sites of flight of a rocket corresponding{meeting} kinds of experimental modelling researches were spent: experiments at stands with jet models where the withdrawal of a rocket from a starting construction was simulated, and experiments in wind tunnels without jets and with imitation of jets of natural engines where conditions of flight of a rocket with various parameters набегающего a stream generated.
Before the first start-up of "Energia" regarding the dynamic loadings caused by a pulsation of pressure on its{his} external surface, are solved the basic problems and are carried out the researches, allowed to obtain reliable enough initial data.
At the initial stage of works have been carried out researches on optimization of the layout scheme{plan} of a rocket as a whole with the purpose of decrease{reduction} in levels of pulsing pressure influencing a design. In particular, dispersal of engines that excludes formation{education} of the closed ground areas, the increased carrying out of a cut snuffled for ground screens of blocks and presence of channels between blocks have created the conditions essentially reducing probability of occurrence of intensive narrow-band components in spectra of a pulsation of ground pressure, defined{determined} газодинамикой a fodder part. The same factors have favorably affected and size of ground resistance.
Positive role from the point of view of reduction of levels of a pulsation of ground pressure at start that circumstance has played also, that initial position of a rocket on a starting construction is displaced on 7,2 m above a zero mark of start.

The subsequent experimental researches on models, including on large-scale (1:10) experimental modelling installation with the fullest modelling газодинамических parameters of natural impellent installation have confirmed M, that газодинамика a starting site of movement of a rocket at a nominal operating mode of engines does not cause abnormal features in spectra of pulsations of pressure.
Great volume of experimental researches on various models in wind tunnels has allowed to define{determine} as the general{common} structure of fields of pressure on an external surface of a rocket, and the characteristic in local zones with the raised{increased} levels of a pulsation depending on parameters changing in wide ranges набегающего a stream. Presence of such zones at a flow of a rocket is connected with complex{difficult} geometry of its{his} external contours and numerous superstructures of a various configuration acting in a stream that causes occurrence of jumps of condensation cooperating with a boundary layer, and also areas with отрывом and connection of a stream.

Large-scale model (M 1:10) a complex of "Energia-buran" at stand SOM-1 (НИИХиммаш)

In particular, on transonic modes of a flow in "channels" between blocks And and Ц occurrence of narrow-band pulsations of pressure making in spectra with characteristic frequencies of 9-14 Hz was revealed. Experimental checks of the various ways providing suppression of these narrow-band components have simultaneously been lead. Reliable enough data confirming concrete opportunities of decrease{reduction} of dynamic loadings on a rocket at transonic modes of flight who if necessary by results of design studies can be realized on a rocket have been as a result obtained.
A number{line} of the researches, allowed to promote in understanding of the mechanisms promoting development of processes of a pulsation, caused both has been lead by jets of engines, and an external stream. Parametrical dependences that is the extremely important for modelling investigated{researched} processes and recalculation of modelling data on natural conditions have been received. For example, the new results connected with features of acoustic radiation of a high-speed oxygen-hydrogen jet are received. The parameters most strongly influencing its{her} acoustic characteristics are found.
For research of characteristics of a pulsation of pressure small-scale models and large-scale modelling installations (M 1:140 - M 1:10) on which sites of flight of a rocket and various operating modes of its{her} engines were studied{investigated} all have been created and tested. For carrying out of tests of these models essential stands and wind tunnels of experimental base rocket and allied industries have been modified and modernized, and also new stands and installations are constructed. The special attention was given equipment of experimental base by means of measurements adequating to a modern level and data processing.
Alongside with researches on models a number{line} of acoustic measurements has been lead also at bench tests of natural blocks And and Ц, single engines and them связок in structure of these blocks.
The processes connected with features of work of natural impellent installation which or cannot be predicted{forecast} have been studied{investigated}, or extremely difficultly to reproduce on models. In particular, it is revealed, that start of engines of block TS and blocks And is accompanied by short-term occurrence of narrow-band components in spectra of a pulsation in a near floor{field} of a jet with characteristic frequencies of 60-100 Hz and 160-172 Hz accordingly. It has been established{installed}, that occurrence of these narrow-band components is connected with нестационарностью working processes in engines on transitive modes of draft.
Experimental definition of characteristics of a pulsation, first of all, has been connected with a problem of creation of specialized hardware measures and the data processing, satisfying practical needs{requirements}.
The created precision measures and processings with consecutive escalating their capacity{power} and functionalities have been repeatedly tested both in conditions of modelling experiment, and in conditions of bench natural blocks. The saved up{saved} experience has allowed to use successfully the created precision measures and data processing and at the first rocket firing "Energia".

The lead modelling and natural tests have shown, that levels of pulsations of pressure upon surfaces of a rocket on an initial site of movement do not exceed settlement, except for levels of narrow-band making pulsations of pressure on transitive operating modes of engines RD-170 and РД-0120, exceeding rating values on 10-15 дБ on frequency of 160 Hz during 0,2 with and the engines caused by intrachamber processes. Excess of levels of pulsations of pressure was observed also at tests of the bench block of the first step in a range of frequencies 1-2 кГц on 5-6 дБ.
Experimental researches of influence of water delivery on levels of a pulsation of pressure have been lead on modelling installations (M 1:10) and natural single engines RD-170 and РД-0120.

Test of system of creation of a water veil at stand SOM-1 (НИИХиммаш)

Tests at stand " ARCH " of model of a rocket (M 1:10), spent with use modelling твердотопливных engines, have shown decrease{reduction} in a total level of a pulsation for a case of the beginning of movement:
- On the bottoms of model of block TS and model of the block And (5-8 дБ),
- On a lateral surface of a fodder part (3-5 дБ),
- On a lateral surface of model of the orbital ship (6-8 дБ), At rise of a rocket on height up to 12 m lateral displacement decrease{reduction} in total levels of pulsations of pressure made:
- On bottoms Ц and And - 0-2 дБ,
- On a lateral surface of a fodder part And and Ц - 3-5 дБ,
- On a lateral surface of model of the orbital ship - 4-6 дБ, Decrease{Reduction} in levels of pulsations of pressure is observed in a range of frequencies from 20 up to 100 Hz.
Differences of modelling tests as and to structure of the fuel used in modelling units, from natural units has led to overestimate of a degree of influence of water delivery on levels of a pulsation of pressure.
Tests of natural engine RD-0120 have shown, that water delivery in a torch of engine RD-0120 in conditions of the natural independent stand practically does not lead to decrease{reduction} in levels of pressure in a near acoustic floor{field} of the engine, i.e. in area of the bottom of block TS.
Tests of natural engine RD-170 in structure of the bench block And have shown, that water delivery in a torch of the engine in conditions of the natural stand leads to decrease{reduction} in levels of a pulsation in a near acoustic floor{field} approximately on 1 дБ on a mode of 100 % of-th draft and on 3-4 дБ on a mode of 50 % of-th draft.
Tests of modelling block TS (M 1:10) on special installation ЭУ-360 with the water delivery simulating conditions of bench test of block TS, have not shown decrease{reduction} in levels of a pulsation on the bottom of model: decrease{reduction} in levels of pressure on a lateral surface of a fodder part of block TS makes approximately 4 decibels, and in area межбакового a compartment reaches 6 decibels in the beginning of movement.
Thus, generalizing results of all lead tests in view of features of each kind of tests, it was possible to draw a conclusion, that in conditions of real start at the beginning of movement water delivery in a torch of engines of a rocket leads to decrease{reduction} in levels of a pulsation of pressure:
- On the bottoms of blocks And and Ц on 0-2 дБ;
- On a lateral surface of a fodder part of blocks And and Ц on 2-4 дБ,
- In area межбакового a compartment on 4-6 дБ.
The analysis of results of the lead large-scale and small-scale modelling researches has shown, that at regular rise of a rocket above start on height up to 20-30 m levels of pulsations of pressure upon surfaces of a rocket remain practically constant, and at supernumerary situations can increase on 2-3 дБ.
Water delivery leads to decrease{reduction} in levels of a pulsation of pressure only on a site up to 20 m, influence of water delivery decreases in process of rise of a rocket and practically stops at achievement of height of 15-20 m.
By results of set of all kinds of researches it is drawn a conclusion, that water delivery in a torch of working engines creates sparing mode for a rocket at influence non-stationary газодинамических streams, but at failure of system of water delivery of loading will not exceed admissible for a rocket. Decrease{reduction} in acoustic loadings important for the orbital ship also can be necessary for a payload of a rocket.
Experience of creation of booster rocket Н-1 speaks about importance of a problem non-stationary газодинамического нагружения. Sizes of loadings for such powerful carriers{bearers} as Н-1, in some cases appeared critical for a design. The affinity of a compartment of useful loading to mid-flight engines - to the basic sources of the acoustic noise leading pulsations of pressure upon surfaces, and also high requirements to a resource of a design which are dictated многоразовостью uses, together does{makes} by all this necessary the most careful studying of these loadings at a design stage and experimental working off.
As such loadings do not give in to calculation, the basic tool of their research is carrying out of tests of modelling installations of various scale with the further recalculation of data on a nature.
First of all non-stationary газодинамических influences we should collide{face} with a problem at the first rocket firing without the orbital ship from the stand-start.
At start of a rocket, during an output{exit} on a mode of engines, there are with great dispatch-wave loadings acting on ground and tail parts. These loadings are the cores at calculation on durability of a design of a tail part of blocks And and Ц as differences of pressure on an environment of a tail compartment can make 0,4-0,5 атм. To define{determine} settlement by these loadings with a sufficient degree of accuracy it is not obviously possible in view of complexity of a picture of current in channels of the starting construction, the caused tridimentionality and нестационарностью process.
Reliable experimental definition of sizes of with great dispatch-wave influence, first of all, depends on completeness of modelling of key parameters:
- A gradient of increase of pressure in the chamber of combustion;
- Temperatures and a gas constant in the chamber of combustion;
- Structure and parameters of environment{Wednesday} in a starting construction.
Modelling of the specified conditions has demanded creation газодинамических models with high parameters. Especially it is necessary to note, that in modelling conditions it was necessary to provide increase of pressure in the chamber of combustion in tens times greater, than in mid-flight engines " Energia " at their output{exit} on preliminary and nominal operating modes. The problem{task} about development of actions on decrease{reduction} in with great dispatch-wave pressure was simultaneously put. Basically researches on small-scale (M 1:72) models, and at the final stage - and on large-scale (M 1:10) modelling installation were conducted{ordered}. On models of M 1:72 as a working body products of explosion of oxygen-hydrogen mixes, on large-scale model - products of combustion firm теплив were used.
Sizes of with great dispatch-wave pressure for a rocket were defined{determined} for settlement maximal gradients of increase of pressure in chambers of combustion of engines RD-170 and РД-0120. At such gradients water delivery leads to decrease{reduction} in levels of with great dispatch-wave pressure in 2-3 times. However results of numerous independent bench tests of engines RD-170 and РД-0120 have shown, that real greatest values of gradients of increase of pressure in chambers less settlement in 1,75-2 times. At such reduction of gradients of increase of pressure in chambers the size of with great dispatch-wave pressure decreases in 2-3 times. Bench tests of rocket blocks of the first and second steps were confirmed with these data, thus, at start-up of the first rocket without water delivery only due to reduction of gradients of increase of pressure in chambers of combustion of engines decrease{reduction} in sizes of with great dispatch-wave pressure on the bottoms of blocks And and Ц in 2-3 times was expected. Water delivery, naturally, would carry out the further decrease{reduction} in sizes of wave pressure.
To one of dangerous газодинамических the loadings acting on a rocket at start, power{force} and thermal influence of the jets of mid-flight engines reflected from a starting construction concerns. Experience of development of various carriers{bearers} has shown, that the size of power{force} influence of the reflected jets can essentially exceed with great dispatch-wave pressure and lead to inadmissible loadings for a rocket.
Газодинамические loadings from the reflected jets depend, mainly, on a configuration of a starting construction and a trajectory of a withdrawal of a rocket from a starting construction. To define{determine} settlement methods these loadings it is not obviously possible in view of exclusively complex{difficult} газодинамической pictures of current. The decision of this problem experimental is by reduced to great volume of modelling tests. It is connected by that at a withdrawal of a rocket from a starting construction numerous realizations of trajectories as for regular can take place, and supernumerary situations. Besides zones of influence have local character that demands a careful experimental research.
Tests were spent on model of M 1:72. The first series of tests was spent for regular trajectories. Results of tests have shown, that at small lateral displacement of a rocket concerning a starting construction (0,25 m at height 3-4) influences on a rocket from the reflected jets practically are absent.
The second series of tests was spent for supernumerary trajectories where lateral displacement it is essential more, than for regular. At heights of 3-4 m lateral displacement for some realizations of trajectories make 0,8 m. In these cases influence of the reflected jets on a ground part of the block of A.Velichiny of these influences takes place are in admissible limits and do not exceed 0,37 атм.
Besides have been carried out methodical researches in which conditions where inadmissible influences on the bottom can take place are certain. Levels of pressure in these cases reach{achieve} sizes 0,7-0,8 атм. In total it has been lead more than 500 experiments.
Thus, as a result of researches the levels of the pressure acting on a rocket from reflected jets depending on position of a rocket during a withdrawal have been established{installed}, and zones of position of a rocket where inadmissible sizes of pressure are realized are certain.
Results of the first rocket firing ⌠Энергия ■ have shown, that power{force} influence on the bottom from the reflected jets is absent, as the trajectory of a withdrawal of a rocket from a starting construction is close to regular.
For branch параблоков And from block TS with the payload established{installed} on it{him} it has been used on the external party{side} параблоков 22 твердотопливных the engine - on 11 on everyone. Thus 7 were established{installed} in top and 4 - in bottom compartments. Engines worked on смесевом fuel.
During tap{removal} параблоков with working engines elements of a design of block TS and a payload are exposed to power{force}, thermal and erosive influences of products of combustion. Jets of products the combustions expiring from сопла, cooperate among themselves and form complex{difficult} spatial structure of shock waves. The physical picture of current of jets essentially becomes complicated due to external спутного a stream, interaction with jets of engines of withdrawal opposite параблоков, a surface of block TS and a payload. Complexity газодинамической pictures of current in areas of interaction of gas streams of engines of withdrawal among themselves and with a surface of a rocket, and also with external набегающим a stream did not allow with sufficient accuracy to define{determine} settlement by size of pressure upon elements of a design of a rocket.
The method of definition of dynamic power{force} influence of jets of products of combustion on a surface of the any form has been offered at spatial moving параблоков. This method has allowed to define{determine} spatial moving of planes of interaction of jets, the sizes adjoining to them интерференционных shock waves and levels of pressure in these zones.
On the basis of the developed method the algorithm and the program of machine calculation газодинамического influences of jets of engines on the central block and a payload during their moving to a field of cooperating jets have been made. The program has been used at a choice of configuration of engines with the purpose of minimization of power{force}, thermal and erosive influence on elements of a design of a rocket during branch параблоков. Alongside with settlement researches the big cycle of experimental researches with the purpose of acknowledgement{confirmation} of power{force} influence of jets and definitions of erosive influence of the condensed phase оксида aluminium on a heat-shielding of a rocket, a payload or the orbital ship has been lead.
At the decision of questions of reduction or exception of destroying influence on a heat-shielding covering of a payload and block TS a number{line} of ways and the devices protected by copyright certificates has been developed.
Ways and the devices eliminating{erasing; removing} or reducing газодинамическое and erosive influence, were reduced to a deviation{rejection} of the condensed phase from a protected surface due to influence on a jet by an additional stream of gas of the next engine, change of a contour of a target part snuffled, uses for стенок snuffled сублимационных and not moistened materials, and also special traps for the liquid condensate current on an internal surface snuffled.
The solved problem газодинамического influences of jets of engines of withdrawal параблоков, working on смесевом fuel, at longitudinal branch параблоков as a whole has no analogues in domestic rocket production.
The basic purposes of ground experimental working off of process and means of division of blocks And, Ц and components of a rocket were:
- Check of correctness of the design decisions realized in the form of communication centers and systems of division;
- Research of processes of division of these components of a rocket at various циклограммах functioning of elements of system and means of division for maintenance of unaccented division.
The primary goals of ground experimental working off:
- Definition of kinematic parameters (relative linear and angular speeds) processes of division in the conditions set for each test циклограмм of functioning of elements;
- Definition of modes виброударного нагружения designs of components of the rocket accompanying process of division;
- Revealing features of a degree of influence of work of means of division into designs of components of a rocket.
Tests for complex experimental installations were preceded with a long stage of independent working off of elements of means of division.
Works on creation of experimental base for working off of processes and means of division of components of a rocket have begun in 1979 after release of the contract design. Aspiring as much as possible to approach a picture of branch of components of a rocket at ground experimental working off to natural, creation of bench complexes for accommodation of experimental installations with a vertical arrangement of objects of tests was supposed, and to test it was supposed those components which are consistently separated according to the program of flight of a rocket, that is параблоки and blocks TS. Engines of withdrawal параблока Should be involved at branch from block TS.
Searches of more simple ways of ground experimental working off of process and means of division have been accepted in two basic directions:
- The additional careful analysis of features of real process of division and development of mathematical models of its{his} separate stages;
- Detailed study of the scheme{plan} of experimental installations with a horizontal arrangement of objects of tests and research of process of division into them provided that the part of object of tests is separated smaller on weight.
It has enabled decisions of problems{tasks} of ground experimental working off of process and means of division of components on experimental installations, in which:

- Objects of tests in a starting position settle down horizontally;
- There is no necessity to start твердотопливные engines of withdrawal in case of branch параблока from block TS or cultivation параблока on monoblocks;
- Use of the simplified габаритно-mass breadboard models of objects of tests is possible{probable};
- Probably to finish extent of a site of research of process of branch up to 1,0-1,5 m.

Development of such scheme{plan} of experimental installations has essentially expanded opportunities of its{her} realization in the form of enough simple stand on a design and has simultaneously reduced a problem{task} to search of industrial constructions for their use as workplaces at the organization of the specified experimental works.
As objects of tests on experimental installations on working off of processes and means of division габаритно-mass breadboard models of blocks And, block TS and the orbital ship were used.

Tests of division of steps at the stand of division ЭО-648 (НИИХиммаш)

Problems of creation of objects of tests, in view of requirements to them, were reduced to the following:
- To necessity of development of object of tests with the dimensions limited in the set sizes of the stand;
- To necessity for the set dimensions of object to provide demanded mass, inertial and centering characteristics for modelling natural process of division;
- To necessity of similarity жесткостных characteristics of object of tests and a regular design of a component while the geometrical sizes and its{his} form essentially differ from corresponding{meeting} characteristics of a reproduced component of a rocket;
- To necessity of creation of a design of object of tests which in aggregate with the devices providing its{his} installation at the stand, on weight will not exceed carrying capacity кранового the device.

Original version of the text

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.

Последующие экспериментальные исследования на моделях, в том числе на крупномасштабной (М 1:10) экспериментальной модельной установке с наиболее полным моделированием газодинамических параметров натурной двигательной установки подтвердили, что газодинамика стартового участка движения ракеты при номинальном режиме работы двигателей не вызывает аномальных особенностей в спектрах пульсаций давления.
Большой объем экспериментальных исследований на различных моделях в аэродинамических трубах позволил определить как общую структуру полей давления на внешней поверхности ракеты, так и характеристики в локальных зонах с повышенными уровнями пульсации в зависимости от изменяющихся в широких диапазонах параметров набегающего потока. Наличие таких зон при обтекании ракеты связано со сложной геометрией его внешних обводов и многочисленными выступающими в поток надстройками различной конфигурации, что вызывает появление взаимодействующих с пограничным слоем скачков уплотнения, а также областей с отрывом и присоединением потока.

Крупномасштабная модель (М 1:10) комплекса "Энергия-Буран" на стенде СОМ-1 (НИИХиммаш)

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".

Проведенные модельные и натурные испытания показали, что уровни пульсаций давления на поверхности ракеты на начальном участке движения не превышают расчетных, за исключением уровней узкополосных составляющих пульсаций давления на переходных режимах работы двигателей РД-170 и РД-0120, превышающих номинальные значения на 10-15 дБ на частоте 160 Гц в течение 0,2 с и обусловленных внутрикамерными процессами двигателей. Наблюдалось также превышение уровней пульсаций давления при испытаниях стендового блока первой ступени в диапазоне частот 1-2 кГц на 5-6 дБ.
Экспериментальные исследования влияния подачи воды на уровни пульсации давления были проведены на модельных установках (М 1:10) и натурных одиночных двигателях РД-170 и РД-0120.

Испытание системы создания водяной завесы на стенде СОМ-1 (НИИХиммаш)

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.