CC BY
37УДК 533.6:629.76/.78.085.4
аэрогазодинамика ракетно-космического комплекса «морской старт»
© 2014 г. дядькин A.A.
ОАО «Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070, e-mail: post@rsce.ru
Одним из ключевых моментов при создании комплекса «Морской старт» было решение вопросов аэродинамики ракеты космического назначения «Зенит-3SL», стартующей со стартовой платформы в условиях качки и ветрового воздействия, и определение силовых, тепловых и акустических воздействий на стартовую платформу от струй маршевого двигателя ракеты-носителя.
Ключевые слова: стартовая платформа, газодинамические воздействия, пульсации давления, акустика, ветровые воздействия, ракета космического назначения, аэродинамика.
aerogasdynamics of sea launch rocket and space complex
Dyadkin A.A.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail:post@rsce.ru
One of the milestones in development of the Sea Launch Complex was a solution of aerogasdynamics issues for Zenit-3SL integrated launch vehicle being launched from the launch platform under sea motion and wind conditions, and determination of loading, thermal and acoustic effects on launch platform caused by the launch vehicle plume impingement.
Key words: launch platform, gasdynamic loads, pressure pulsation, acoustics, wind loads, integrated launch vehicle, aerodynamics.
ДЯДЬКИН Анатолий Александрович — ктн, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru
DYADKIN Anatoly Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia
дядькин A.A.
введение
В статье рассматриваются технические аспекты решения задач аэрогазодинамики ракетно-космического комплекса «Морской старт», созданного в рамках международной кооперации с участием РКК «Энергия» и Конструкторского бюро транспортного машиностроения (КБТМ) — Россия, фирмы Boeing (США), фирмы Kv^rner Maritime (Норвегия) и ГКБ «Южное» (Украина). Проектные ра-
боты начаты в 1994 г. и завершены в 1999 г. успешным запуском ракеты космического назначения (РКН) «Зенит-З^Х» с плавучей стартовой платформы (СП) «Одиссей» из акватории Тихого океана. К настоящему времени с СП осуществлено 35 запусков [1].
Особенностью комплекса «Морской старт» является запуск РКН «Зенит-З^Х» среднего класса с подвижной СП ограниченных размеров (~50х60 м — размер верхней стартовой палубы) в условиях морской качки
и ветрового воздействия. При этом взаимное перемещение РКН и СП в момент старта определяется начальными возмущениями РКН от движущейся на волнах СП в момент разрыва силовых связей, движением СП под действием газодинамических сил и моментов от струй двигательной установки (ДУ) после разрыва силовых связей, а также ветровым воздействием.
На СП размещается ангар для хранения РКН в процессе транспортирования в точку старта и предстартовой подготовки, а также ракетное оборудование — пусковое устройство (ПУ), емкости хранения кислорода, электро- и пневмокоммуни-кации, кабель-мачта и др. (рис. 1). Запуск РКН осуществляется в автоматическом режиме без участия человека. Специалисты покидают платформу за четыре часа до пуска.
б)
в)
г)
Рис. 1. Влияние платформы на структуру течения около ракеты космического назначения (РКН) при ветровом воздействии со стороны ракеты: а — конфигурация платформы с РКН перед пуском; б — расчетная модель для исследования полей течения и аэродинамических характеристик РКН; в — поле скоростей в плоскости симметрии платформы; г — линии тока в плоскости симметрии платформы; 1 - стартовая платформа; 2 - ракета космического назначения; 3 - ангар; 4 - пусковое устройство; 5 - емкости кислорода; 6 - ворота ангара
На начальной стадии работ по проекту стоял ряд принципиальных вопросов, которые предстояло решить. В их числе:
• определение теплового, силового и акустического воздействий струй ДУ на конструкцию СП;
• определение воздействия растекающихся по поверхности СП газовых потоков на ангар и ракетное оборудование, установленное на стартовой палубе;
• анализ влияния палубных надстроек на аэродинамические характеристики ракеты космического назначения при ветровом воздействии;
• влияние качки и ветрового воздействия на относительное движение РКН и СП и безударность выхода РКН из ПУ;
• последствия взаимодействия струй ДУ с водной поверхностью в процессе подъема ракеты космического назначения;
• уровень акустических воздействий на блок полезного груза (БПГ) с космическим аппаратом (КА) в процессе подъема РКН.
Уже первые оценки воздействия струй двигательной установки РКН на СП показали, что локальные давления на поверхности ПУ и стартовой палубе могут достигать -18...21 атм при температуре продуктов сгорания в зоне
воздействия до 1 500 °С. К чему приводят такие уровни воздействий, демонстрирует рис. 2, на котором показана титановая деталь, снятая с верхней поверхности блока «Я» ПУ многоразовой космической системы «Энергия-Буран» после первого пуска. На боковых блоках ракеты-носителя (РН) «Энергия» использовались те же двигатели, что и на РН «Зенит». Видно, что растекающиеся по поверхности ПУ струи ДУ вызывают коррозию металла перед препятствиями, встречающимися на их пути (в данном случае перед головкой болта). Глубина выемки достигает ~10 мм (на рис. 2 представлена также модель системы «Энергия-Буран» масштаба М 1:200). Было понятно, что аналогичная ситуация реализуется и при запуске «Зенит-З^Х» в случае прямого воздействия струй на поверхность ПУ и СП с малых высот без реализации специальных мероприятий по снижению воздействий. Большую опасность с точки зрения воздействий на ангар каркасной конструкции больших размеров и ракетное оборудование, расположенное на стартовой палубе, представляли газовые высокотемпературные потоки, растекающиеся по палубе из зоны взаимодействия струй ДУ с поверхностью ПУ и СП. Пульсации давления и акустическое излучение струй обусловливали, по оценкам, очень высокие суммарные уровни акустического давления в помещениях СП с ракетным оборудованием (до 150...160 дБ) и в зоне головного обтекателя (ГО) БПГ с КА. Суммарные уровни акустического давления в зоне ГО могли достигать 154,4 дБ (относительно давления 210-10 кгс/см2), что делало РКН «Зенит-35Х» неконкурентоспособной по этому показателю в сравнении с другими РКН («Союз», «Ариан-5» и др.), в связи с очень жесткими требованиями разработчиков КА к суммарному уровню акустики под ГО (на уровне ~142 дБ).
в силу изложенного, вопросы исследования и определения акустических воздействий на БПГ и характеристик струйных воздействий на СП, ангар и ракетное оборудование, а также способов и средств их снижения имели ключевое значение при создании комплекса «Морской старт».
Анализ особенностей течения около нефтяных платформ [2] в условиях ветрового воздействия показал, что на поверхности верхней палубы формируется сложная структура течения с ярко выраженными циркуляционными зонами. При этом картина течения определяется конфигурацией палубных надстроек и азимутом ветра. вследствие чего следовало ожидать существенного изменения аэродинамических характеристик РКН «Зенит-З^Х», стартующей
с СП, по сравнению с характеристиками в равномерном поле ветровых скоростей.
Корпус первой ступени РКН «Зенит-З^Х» заглублен в момент старта в проем ПУ примерно на 4,5 м. Учитывая сравнительно малый зазор между стенками проема и корпусом РН (порядка 1,5 м), в условиях качки СП возникает опасность соударения ракеты с ПУ в процессе подъема. Поэтому для анализа динамики относительного движения РН и ПУ необходимо знание точных значений аэродинамических сил и моментов, действующих на РКН в условиях интерференции с СП.
Таким образом, в рамках проекта «Морской старт» предстояло решить две ключевые задачи аэрогазодинамики:
• определить суммарные и распределенные аэродинамические характеристики РКН в условиях ветрового воздействия и присутствия платформы для анализа нагрузок и динамики движения на стартовом участке полета;
• исследовать газодинамические, акустические и тепловые воздействия струй ДУ на РКН, СП, ангар и ракетное оборудование, а также предложить решения, позволяющие снизить уровень воздействий до приемлемых значений.
Рис. 2. Последствия воздействия на титановую заглушку, расположенную на внешней поверхности блока «Я» стартового комплекса «Энергия-Буран», струй двигательной установки ракеты-носителя «Энергия», растекающихся по поверхности
Комплекс «Морской старт» создан в рекордно короткие сроки благодаря прежде всего минимальному количеству бюрократических надстроек и творческому отношению всех участников к решению самых сложных вопросов. Не требовалось огромного количества согласующих подписей служб, не имеющих прямого отношения к конечному результату. Для решения любого технического вопроса у руководства достаточно было заключения ведущих специалистов всех партнеров и руководителя работ по данному направлению. Технические встречи специалистов были всегда очень насыщенными, а протоколы совещаний зачастую подписывались у трапа самолета.
Аэродинамические характеристики ракеты космического назначения
Из-за сжатых сроков выполнения работ аэродинамические характеристики для проектных исследований не могли быть получены на основе испытаний моделей в аэродинамических трубах. Изготовление моделей РКН и СП, организация и проведение испытаний, анализ их результатов требовали 0,5.1 год. Поэтому впервые в практике промышленного проектирования было использовано компьютерное моделирование обтекания РКН с СП вязким несжимаемым потоком газа с привлечением одной из первых версий программного комплекса (ПК) ВЪтУтоп [3]. Упомянутая версия ПК позволяла рассчитывать течение вязкого газа при малых дозвуковых скоростях, что соответствовало условиям обтекания СП и РКН при ветровом воздействии.
По исходным данным РКК «Энергия» фирмой «ТЕСИС», разработчиком ПК ¥1отУЫоп, проведены расчетные исследования обтекания РКН и СП при различных азимутах ветрового воздействия [4].
Расчетные исследования [5] показали, что при ветровом воздействии на СП со стороны ангара в зоне пускового устройства реализуется интенсивное возвратное течение (рис. 3) с соответствующими профилями скорости по высоте РН, которое обусловливает существенное уменьшение несущей способности хвостовой части РН (рис. 4), в результате чего изменяются моментные характеристики РКН — центр давления смещается в сторону носовой части, что неблагоприятно сказывается на динамике относительного движения РКН и качающейся СП. Впервые полученные на основе компьютерного моделирования аэродинамические характеристики предстояло использо-
вать для анализа динамики движения ракеты космического назначения, расчета нагрузок и принятия решений по доработке конструкции ракеты космического назначения.
а) б)
Рис. 3. Влияние платформы на профиль ветровых скоростей U по высоте РКН: а — при ветровом воздействии со стороны РКН; б — при ветровом воздействии со стороны ангара
Последующие экспериментальные исследования моделей РКН с СП подтвердили правильность и высокую точность расчетных значений аэродинамических характеристик (рис. 4). Сравнение интегральных значений коэффициентов нормальной силы Су и центра давления С при ветровом воздействии на РКН со стороны ангара приведены в табл. 1. Испытания проведены на моделях масштаба М1:65 в аэродинамической трубе У-21 ЦНИИмаш (рис. 5). На рис. 6 продемонстрирована сложная структура течения на поверхности СП со стороны ангара, хорошо согласующаяся с расчетными данными.
Аналогичный подход использован для решения другой актуальной задачи — определения ветрового воздействия на ракету космического назначения при перегрузке со сборочно-командного судна (СКС) на СП в Базовом порту (БП). Исследования показали, что неравномерное поле скоростей, формирующееся в пространстве между СКС и СП (рис. 7), обусловливает существенно неравномерное распределение поперечных и нормальных сил по длине ракеты и создает возмущающие моменты, усложняющие процесс перегрузки в условиях ветрового воздействия и качки. Учитывая малые зазоры между корпусом РКН и загрузочным люком на СП, этот результат был чрезвычайно важен для анализа безударности перегрузки.
а)
б)
20 30 в)
Рис. 4. Влияние платформы на структуру течения около РКН и распределение коэффициента нормальной силы Су по длине I при ветровом воздействии со стороны ангара: а — поле скоростей в плоскости симметрии платформы; б — линии тока в плоскости симметрии платформы; в — расчетная эпюра распределения С по длине I РКН
Рис. 5. Модель для исследования аэродинамических характеристик РКН в присутствии СП при ветровом воздействии в аэродинамической трубе У-21 ЦНИИмаш
* . П ^
Ишинр
Рис. 6. Линии тока на поверхности стартовой платформы при ветровом воздействии
■Л
=р====
(У
Пс
а)
(1С /¿I, (1С/(Ц 1/м
0,3 0,2 0,1 0 -0,1
V ...
/ — о- / V
\ч ____, х3
""ч
[ /------- 6 1 1
/ 1 1
Г- /2 0 ~ 0^4 с I) л )
-
, м
б)
Рис. 7. Схема перегрузки РКН со сборочно-командного судна (СКС) на СП. Распределение коэффициентов нормальной Су и поперечной Сг сил по длине I РКН в зависимости от высоты подъема Z при ветровом воздействии: а — схема перегрузки: 1 — СП, 2 — ангар, 3 — СКС, 4 — РКН, 5 — апарель; б — распределение коэффициентов сил по длине: 1 — ¿С /¿I, г = 10 м; 2 — ¿С /¿I, г = 20 м; 3 — ¿Су/Л, г = 30 м; 4 — ¿С/Л, г = 10 м; 5 — ¿С/С1, г = 20 м; 6 — СС/С1, г = 30 м
Таблица 1
Аэродинамические характеристики ркн в условиях ветрового воздействия
Аэродинамические характеристики Расчет Эксперимент
Коэффициент нормальной силы, Су 9,13 8,4...9,84
Коэффициент центра давления, Сс 0,362 0,33...0,383
газодинамика старта
При старте и подъеме РКН газовые струи ДУ взаимодействуют с поверхностью ПУ, СП и между собой. При этом реализуется сложная пространственная картина течения газа, характеризующаяся наличием скачков уплотнения, отрывных зон и растекающихся вдоль горизонтальных поверхностей потоков. В результате этого взаимодействия элементы СП подвергаются значительному силовому, тепловому и акустическому воздействиям. Величины указанных воздействий определяются конфигурацией стартового комплекса, газодинамическими параметрами струй ДУ и траекторией движения РКН относительно СП.
При анализе воздействий на СП рассматривались два случая поведения платформы — с характерной амплитудой качки (вариант А) и с максимальной амплитудой качки (вариант Б) при произвольном направлении полета (азимуте) РКН над СП. Этим вариантам возмущений соответствуют зависимости от высоты подъема Н РКН величин поперечных смещений 2 следов струй ДУ (относительно оси ПУ), приведенные на рис. 8.
2, м
20
15
10
2.
/ /
/
/
0 20 40 60 80 Н, м
Рис. 8. Зависимости от высоты подъема РКН поперечных смещений следов струй ДУ относительно оси пускового устройства: 1 — вариант А для волн с характерной амплитудой качки; 2 — вариант Б для волн с максимальной амплитудой качки
Оценка воздействия струй на СП проводилась с использованием инженерной методики и результатов методических экспериментальных исследований взаимодействия струй модельной ДУ на твердом топливе, масштаба М1:72, с плоской поверхностью на открытом газодинамическом стенде РКК «Энергия».
Непосредственное воздействие струй на элементы СП начинается при высоте подъема ракеты Н = 16,5 м для варианта А и Н = 10,5 м для варианта Б. В табл. 2 приведены расчетные значения максимального Р и среднего Р по сечению
макс 1 ^ ср
струи давлений (избыточных по сравнению с атмосферным) в зонах непосредственного воздействия струй на поверхность стартовой палубы при различных смещениях Z и высотах подъема Н для двух вариантов движения РКН. В этой же таблице даны значения радиусов Я следов струй на поверхности платформы.
Таблица 2
параметры воздействия струй двигателя
на стартовую платформу
для двух вариантов движения ркн
Вариант А Н, м 28,0 35,0 40,7 53,0 75,0 84,0 120
2, м 8,6 10,6 12,2 15,0 21,0 23,0 25,0
Я, м 3,0 3,6 4,2 5,4 7,8 8,4 -
Р , кгс/см2 макс' ' 12,5 10,0 6,5 4,8 2,2 1,6 0,3
Рср, кгс/см2 4,5 4,0 3,0 2,1 0,5 0,4 0,2
Вариант Б Н, м 18,5 24,3 27,8 35,8 50,0 95,0 120
2, м 8,6 10,6 12,2 15,0 21,0 23,0 25,0
Я, м 2,25 2,5 3,0 3,8 5,2 10,0 -
Р , кгс/см2 макс 21,0 18,0 12,5 9,5 4,5 1,0 0,3
Рср, кгс/см2 7,0 6,0 4,5 3,8 2,6 0,3 0,2
По оценкам, давление на вертикальных поверхностях СП на удалении 22 м от оси пусковой установки могло достигать 1,7.3,0 кгс/см2 в зависимости от варианта качки.
Наряду с высокими значениями статического давления, в зонах взаимодействия и растекающихся струях реализуются интенсивные пульсации давления, максимальные среднеквадратичные уровни которых смакс приведены в табл. 3. Границы зон Ь, в пределах которых могут реализоваться пульсации давления с уровнем омакс, для случая ненаправленного движения РКН на стартовом участке представляют собой концентрические окружности с центром на оси ПУ. Размер зон действия смакс определяется радиусом г (рис. 9).
Таблица 3
уровни пульсаций давления в зонах воздействия струй
Вариант А Н, м 28,0 40,7 53,0 75,0 84,0 120,0
Ь, м 8,6 12,2 15,0 21,0 23,0 25,0
2, м 1,0 1,3 1,5 3,5 4,5 6,5
о , кгс/см2 макс 3,8 2,4 1,9 0,9 0,6 0,1
Вариант Б Н, м 18,5 27,8 35,8 50,0 95,0 120,0
Ь, м 8,6 12,2 15,0 21,0 23,0 25,0
2, м 0,7 1,0 1,2 1,5 5,5 6,5
о , кгс/см2 макс 4,6 3,8 3,3 1,7 0,4 0,1
Рис. 9. Максимальные значения пульсаций давления о и предельные радиусы зон их действия L на по-
макс ' ' ^
верхности стартовой платформы (ненаправленное движение РН на стартовом участке)
Наряду с пульсациями, на СП действует акустическое давление с суммарным уровнем до 175.180 дБ в диапазоне 10.4 000 Гц. Акустическое воздействие имеет характер широкополостного случайного процесса [6].
По оценкам, возможные величины тепловых потоков на поверхности СП изменяются от 80 000 кВт/м2 (в зоне прямого воздействия струй в течение 1-1,5 с) до 1 000 кВт/м2 (в дальней части зоны растекающихся струй газа в течение 4 с). Площадь воздействия может достигать 100 м2. Тепловое воздействие может приводить к нагреву элементов конструкции ПУ и СП до температуры их плавления, уносу материала с поверхности или локальному разрушению конструкции в результате потери прочности. Оценки температурного режима стальной конструкции платформы (толщина 23 мм) в зоне прямого воздействия струй показали, что эрозия поверхности наступает в момент приближения температуры конструкции к температуре плавления (~2 100 К), достигая 3.8 мм в зоне прямого воздействия и 1.2 мм в зоне растекающихся струй газа. После окончания воздействия конструкция СП в зоне следа струй прогревается до 200.300 °С.
Анализ полученных значений воздействий показал, что они являются неприемлемыми как с точки зрения прочности и целостности конструкции СП, ангара и ракетного оборудования на верхней палубе, так и с точки зрения оборудования, размещенного в помещениях СП. Требовалась разработка мероприятий по снижению всех видов воздействий до допустимых значений и защите элементов конструкции СП.
мероприятия по снижению воздействий на платформу
С целью снижения силовых, тепловых и акустических воздействий на СП и акустических воздействий на БПГ рассматривались следующие мероприятия:
1) введение угла наклона верхней (стартовой) палубы на 5° в направлении нос-корма;
2) заливка верхней палубы бетоном толщиной ~0,2 м (по аналогии с наземными стартами);
3) использование различного типа теплозащитных покрытий на верхней палубе и элементах конструкции;
4) использование старта РКН с заглубленным в воду газоотражателем, либо без газоотражателя;
5) введение системы подачи воды или специальной пены на верхнюю палубу СП;
6) реализация направленного увода РКН от СП с разработкой специальных алгоритмов отклонения сопел ДУ после выхода из проема ПУ.
Проведенный анализ предложенных мероприятий показал, что большинство из них либо неэффективны (п. 1, 4), либо нереали-зуемы (п. 2 — чрезмерное увеличение массы СП), либо требуют частого восстановительного ремонта после пусков — п. 3. Мероприятия с подачей воды или пенообразующих смесей существенно увеличивают перечень специальных систем и оборудования на СП.
Поэтому к реализации были приняты предложение РКК «Энергия» по направленному уводу РКН от СП и совместное предложение ГКБ «Южное», КБТМ и Научно-производственного центра автоматики и приборостроения им. акад. Н.А. Пилюгина (НПЦ АП) по разработке специальных алгоритмов отклонения (сведения) сопел ДУ на стартовом участке движения после выхода РН из проема ПУ с целью увеличения высоты подъема РКН, начиная с которой реализуется прямое воздействие струй на верхнюю поверхность ПУ и стартовой палубы.
Проведенный РКК «Энергия» анализ показал, что введение направленного ускоренного увода РКН от СП позволяет значительно уменьшить размеры зон повышенных воздействий на поверхности СП и снизить уровни воздействий, особенно на ракетное оборудование и ангар, от растекающихся по поверхности палубы потоков газа. Рассматривались три направления ускоренного увода:
• под углом ф = 60° к продольной оси платформы с полетом РКН в сторону ангара (рис. 10);
под углом ф
= 90
к продольной оси
платформы (рис. 11);
• под углом ф = 120 ° к продольной оси платформы с полетом РКН в сторону от ангара (рис. 12).
Рис. 10. Максимальные значения давления на поверхности стартовой платформы при направленном уводе
РКН, ф = 60° (на выносках указаны две цифры: первая — номер N высоты подъема, вторая — значения давления:
N — Н = 21,0м; ^
Н = 28,5м; N.. — Н = 37,0м; N.
Н = 41,5 м; N. — Н = 62,6 м; ^ — Н = 75,0 м; N — Н = 81,2 м)
Рис. 11. Максимальные значения давления на поверхности стартовой платформы при направленном уводе
РКН, ф = 90° (на выносках указаны две цифры: первая -номер N высоты подъема, вторая - значения давления: N — Н = 21,0м; N2 — Н = 28,5м; N. — Н = 37,0м; N. —
Н = 41,5 м; N. — Н =
62,6 м; N.
' '6
- Н = 75,0 м; N.. — Н = 81,2 м)
Рис. 12. Максимальные значения давления на поверхности стартовой платформы при направленном уводе РКН, ф = 120° (на выносках указаны две цифры: первая -номер N высоты подъема, вторая - значения давления: N — Н = 21,0м; N2 — Н = 28,5м; N. — Н = 37,0м; N. — Н = 41,5 м; N — Н = 62,6 м; ^ — Н = 75,0 м; ^ — Н = 81,24 м)
В случае старта с использованием траекторий ускоренного увода следы струй первоначально смещаются в направлении увода, а затем — в противоположном, в соответствии с направлением отклонения сопел ДУ. При этом величина смещения следов струй превышает аналогичные значения для вариантов А и Б, рассмотренных выше и приведенных на рис. 8.
В варианте ф = 60° струи ДУ воздействуют на край СП, ПУ, ферму, поддерживающую ПУ, опору фермы и подводную часть СП. В варианте ф = 90° струи воздействуют на СП на большей площади, чем в варианте ф = 60°, однако при этом обеспечивается более быстрый увод РН от СП. При ф = 120° интенсивному воздействию подвергаются кормовая часть СП на площади ~120 м2 и ПУ.
Приведенные на рис. 10-12 изобары распределения избыточного давления показывают, что из всех рассмотренных вариантов преимуществом с точки зрения газодинамических воздействий обладает траектория увода РКН с углом ф = 60°. При сопоставимых с другими вариантами предельных значениях давления площадь поверхности СП, подвергающаяся интенсивному воздействию струй, уменьшается примерно в 10 раз. Траектории увода с углом ф = 120° имеют сравнимые с траекториями ненаправленного движения РКН предельные значения Рмакс, но меньшие в полтора раза площади воздействия. В вариантах ф = 90° и 120° потоки газа, растекающегося по поверхности палубы в сторону ангара, менее интенсивные.
С точки зрения безопасности ангара и СП в случае аварии РН на стартовом участке предпочтительным направлением ускоренного увода для дальнейшей проработки признан вариант движения РКН в направлении от ангара.
В составе РН «Зенит» используется четы-рехкамерный двигатель с начальными углами установки сопел 4,5° по отношению к продольной оси РН. Управление движением РКН осуществляется за счет отклонения сопел по нормали к радиусу корпуса РН на угол 6°. Для уменьшения воздействий на СП предложен специальный алгоритм сведения сопел 1, 2 и 3, 4 навстречу друг другу относительно плоскости рыскания 11-^ РКН после выхода ракеты из ПУ (рис. 13). Сведение сопел в направлении плоскости 11-^ затягивает по высоте подъема прямое воздействие струй на верхние поверхности ПУ и СП.
Для определения потребных углов отклонения сопел ос с целью уменьшения воздействия струй РКК «Энергия» сформированы
о
требования (ограничения) по границам зон, в пределах которых должны находиться оси следов эквивалентных струй (рис. 13). Под эквивалентными понимаются осесимметрич-ные струи, имеющие расход газа, равный сумме расходов газа двух соседних одиночных струй с аналогичными газодинамическими параметрами на срезе сопел. Ограничения задавались с учетом допустимых значений воздействий, согласованных с фирмой Кохтпвт, проектировавшей платформу и ангар и проводившей вибропрочностной расчет. В соответствии с ограничениями по положению следов струй на поверхности стартовой палубы и СП, представленными на рис. 13, б, ГКБ «Южное» определены предельно допустимые углы отклонения (сведения) сопел стс. Зависимость предельных значений углов сс от высоты подъема РКН приведена на рис. 13, а. На этом же рисунке показаны фактические значения углов стс, реализовавшиеся в одном из пусков.
а)
б)
Рис. 13. Ограничения по углам сведения сопел ДУ и смещениям осей следов струй на СП: а — ограничения по углам сведения сопел: -♦- — ограничение; -■- — ¿1 + ¿2;
-▲--¿3 + ¿4; ¿1, ¿2, ¿3, ¿4 — номера сопел; б — ограничения
по зонам смещения осей следов струй; Н — высота подъема; К — радиус зоны; I — расстояние от оси ПУ до границы зоны; У/,, ^^ — границы зон с разным уровнем воздействия струй
Реализация предложений по введению ускоренного направленного увода РКН от СП и специального алгоритма сведения сопел в процессе подъема позволили существенно снизить все виды воздействий на СП (табл. 4) за счет того, что непосредственное воздействие струй на элементы СП начинается с высоты подъема ракеты Н ~ 36,0 м. Одновременно уменьшился суммарный уровень акустического воздействия на БПГ примерно до 152 дБ, что с учетом звукопоглощающих свойств ГО позволяет обеспечить допустимый уровень акустического давления в зоне расположения КА (менее 142 дБ).
Представленные в табл. 4 данные определены расчетом и подтверждены результатами экспериментальных исследований на моделях РКН с СП.
Снижение воздействий на СП до значений, представленных в табл. 4, сделало реальным создание ракетно-космического комплекса «Морской старт» в том виде, в котором он существует на сегодняшний день.
Для снижения акустического давления до приемлемых уровней в помещениях СП с ракетным оборудованием их потолки облицованы звукопоглощающими матами.
Таблица 4
максимальные газодинамическое, акустическое и тепловое воздействия струй двигательной установки ркн на стартовую платформу
Виды воздействия Произвольное направление движения РКН (Н ~ 15 м) Направленный увод РКН с учетом алгоритма сведения камер ДУ (Н ~ 35 м)
Избыточное статическое
давление на поверхности стартовой палубы и ПУ, Ризб, кгс/см2 21,0 7,3
Среднеквадратичный уровень пульсаций давления, стр, кгс/см2 4,6 1,44
Суммарный уровень акустического давления, ^ дБ 175,0 172,0
Суммарный тепловой поток, кВт/м2 80 000,0 12 000,0
Избыточное давление на ангар, Ризб, кгс/см2 1,0 0,1
Унос стальной
конструкции (Т ~ 2 100 К), мм: 4 плавл 7'
- в зоне прямого воздействия 3...8 - отсутствует
- в зоне растекания 1...2 - отсутствует
Прогрев конструкции стартовой палубы (5 = 23 мм), °С 200.300 незначительный
экспериментальные исследования
Для подтверждения и уточнения расчетных значений силовых, тепловых и акустических воздействий на СП и РКН при старте проведены экспериментальные исследования на «холодных» и «горячих» моделях масштаба М1:72 в РКК «Энергия» и ЦНИИмаш. Использование малоразмерных моделей стало возможным благодаря опыту, накопленному при отработке газодинамики старта многоразовой космической системы «Энергия-Буран» с использованием моделей малого и большого масштаба и натурных стендовых и летных изделий.
Модель разработки РКК «Энергия» с имитацией струй истечением продуктов сгорания твердого топлива («горячая» модель) испытывалась на открытом газодинамическом стенде РКК «Энергия», что позволяло помимо воздействий на СП исследовать акустические воздействия на БПГ. Аналогичная модель ЦНИИмаш с имитацией струй истечением холодного воздуха («холодная» модель) испытывалась на стенде У-2ГД ЦНИИмаш и позволяла исследовать силовые воздействия на СП и газоход с отражателем. Основной объем информации получен на «горячей» модели.
Фотографии моделей РКН с работающей ДУ, СП и емкости, имитирующей водную поверхность, представлены на рис. 14, 15. Модель РКН изготавливалась в двух вариантах:
• с фиксированным по высоте положением модели РКН над СП (в процессе испытаний относительное положение моделей РКН и СП изменялось дискретно);
• со свободным движением модели РКН по высоте под действием силы тяги модельного двигателя.
Рис. 14. Работающая «горячая» модель РКН масштаба М1:72 с платформой и емкостью с водой на газодинамическом стенде РКК «Энергия»: 1 - СП; 2 - бассейн с водой; 3 - РКН; 4 - ангар; 5 - парогазовая смесь на выходе из газоотражателя
Рис. 15. Схема течения на модели СП с различными вариантами защитных стенок емкостей кислорода при работе ДУ модели РКН: 1 — оптимальная стенка; 2 — стенка, реализованная в конструкции СП; 3 — емкости кислорода; 4 — ангар; 5 — ворота ангара
Испытания с фиксированным положением позволяли получить спектральные характеристики и определить коэффициенты корреляции между различными зонами акустических воздействий.
На модели СП воспроизводились ангар, палубные надстройки, кабель-мачта, емкости хранения кислорода, пусковое устройство с двускатным газоотражателем и наиболее габаритное ракетное оборудование, расположенное на верхней палубе.
Конструкция позволяла дискретно менять положение модели РКН относительно модели СП в продольном и поперечном направлениях.
На модели воспроизводились также различные варианты защитных стенок для исключения воздействия потока, растекающегося по поверхности палубы, на емкости хранения кислорода и их арматуру (рис. 16).
а) б) в)
Рис. 16. Варианты защитных стенок емкостей кислорода на СП для расчетных и экспериментальных исследований на «горячей» модели: а — оптимальная стенка; б — стенка, реализованная в конструкции СП; в — исходный вариант без стенки; 1 — емкости кислорода; 2 — СП; 3 — ПУ; 4 — защитные стенки; 5 — ангар; 6 — ворота ангара; 7 — модель эквивалентной струи Примечание. Емкости кислорода условно показаны слева от ангара.
Модели РКН и СП оснащались следующими средствами измерений:
• датчиками акустического давления на головной части модели;
• датчиками пульсаций давления на верхней и нижней поверхностях СП и ПУ;
• датчиками статического давления на воротах ангара;
• датчиками давления в камере сгорания (или газогенераторе) модельного двигателя.
газодинамические воздействия на ангар и ракетное оборудование
В ряду проблем газодинамики комплекса «Морской старт» особое место занимали определение всех видов воздействий на ангар и ракетное оборудование, установленное на верхней палубе, и прежде всего на емкости хранения кислорода, а также задача снижения воздействий на них.
Исходные данные по воздействию растекающихся струй на ангар для анализа его на-гружения и прочности определялись расчетом. Задача решалась в два этапа. Сначала с использованием полуэмпирической методики рассчитывались параметры течения эквивалентной струи, заменяющей струи двух соседних сопел, ее взаимодействие с поверхностью верхней палубы и параметры веерной струи, растекающейся из зоны взаимодействия эквивалентной струи с поверхностью. По результатам анализа определялись параметры растекающейся струи на некоторой цилиндрической поверхности, расположенной на определенном расстоянии от пересечения оси струи с поверхностью палубы. Радиус формируемой цилиндрической поверхности выбирался из условия равенства местной скорости течения на ее поверхности дозвуковой скорости с числом Маха не более 0,6. Таким образом, формировался некий цилиндрический источник с постоянными газодинамическими параметрами на его поверхности, высотой, равной поперечному размеру (толщине) растекающейся струи, с соответствующим профилем скорости и параметрами, полученными из расчета. Ограничение по скорости течения на поверхности источника задано в связи с тем, что использовавшаяся для расчетов газодинамических воздействий версия ПК ¥1отУ1$1оп разработки фирмы «ТЕСИС» позволяла на тот момент времени рассчитывать лишь дозвуковые течения слабо сжимаемого газа.
На втором этапе рассчитывалось течение от двух цилиндрических источников, имитирующих потоки из зон взаимодействия эквивалентных струй с поверхностью палубы (рис. 17),
и определялось распределение давления по поверхности ангара и оборудования и температуры газового потока в разных зонах платформы. Размеры источника и параметры на границе менялись в соответствии с изменением параметров течения в растекающейся струе в зависимости от высоты подъема РКН над СП [7]. Расчеты проведены фирмой «ТЕСИС» с использованием ПК ИошУЫоп.
I
I
а)
б)
Рис. 17. Модель СП и эквивалентной струи для исследования воздействия на ангар и емкости хранения кислорода потоков газа, растекающихся из зон взаимодействия струй с поверхностью палубы: а — исходная конфигурация СП; б — конфигурация СП с имитатором струи; 1 — модель струи; 2 — защитная стенка; 3 — емкости хранения кислорода; 4 — ангар
Отдельные результаты расчетов представлены на рис. 18, 19 в виде полей скоростей и температур газового потока у поверхности СП и на рис. 20, 21 — в виде эпюр распределения избыточного (по сравнению с атмосферным) давления по ширине и высоте ворот ангара.
Во время инспекционной поездки в г. Выборг на место достройки СП и монтажа на ней ракетного оборудования было выявлено, что емкости хранения кислорода и их арматура выполнены в стендовом исполнении (рис. 22, 23) без учета воздействия высокоскоростных и высокотемпературных потоков газа, растекающихся по поверхности стартовой палубы. Для решения этой проблемы специалистами РКК «Энергия», КБТМ и ЦНИИмаш было предложено установить на поверхности палубы защитные стенки, варианты которых представлены на рис. 24-26.
Рис. 18. Распределение скоростей и температуры газа в горизонтальной плоскости на высоте 0,5 м над поверхностью платформы (под емкостями кислорода, без защитной стенки): 1 — ангар; 2 — емкости кислорода; 3 — модель эквивалентной струи
1
. . ......... . ........ V
\
1-2
3
¥Щ
—1 / I" "I—ста ■ п II 1 Ин-
И
£, ° С
300 1
400
500
600
800
1 000 1
1 500
Рис. 19. Распределение скоростей и температуры газа в вертикальной плоскости, проходящей между емкостями кислорода (без защитной стенки): 1 — ангар; 2 — емкости кислорода; 3 — модель эквивалентной струи
ДСВАЗ
ДСВА2
ДСВА1
6 а)
. /г, м
ДСВА5
=5
0е
ДСВА4
/, м
б)
Рис. 20. Распределение максимального давления по высоте ворот ангара (плоскость симметрии): а — изменение давления по высоте ворот ангара; 1 — расчетный прогноз; 2 — измеренное давление в одном из пусков; 3 — измеренное давление в миссии Demosat; б — схема размещения датчиков давления на воротах ангара; ДСВА — датчики статического давления
Р, ати ОД
0,08
0,06
0,04
0,02
я , /3
2 X
--
0
м
Рис. 21. Распределение максимального давления по ширине ворот ангара на высоте 2 м от палубы: 1 —
расчетный прогноз; 2 — измеренное давление в одном из
пусков; 3 — измеренное давление в миссии БетозаГ
Рис. 22. Незащищенная от газодинамического и теплового воздействий арматура емкостей кислорода на СП
Рис. 23. Незащищенные от газодинамического и теплового воздействий емкости кислорода и их арматура на СП
б)
в)
Рис. 24. Расчетное распределение скорости и температуры газа, °С (изотермы) в горизонтальной плоскости на высоте 0,1 м над поверхностью платформы: а —
вариант без стенки; б — реализованный вариант стенки; в — оптимальная стенка; 1 — емкости кислорода; 2 — модель эквивалентной струи; 3 — ангар; 4 — защитные стенки
а)
б)
в)
Рис. 25. Расчетное распределение скорости и температуры газа, °С (изотермы) в горизонтальной плоскости на высоте 4,1 м над поверхностью платформы: а —
вариант без стенки; б — реализованный вариант стенки; в — оптимальная стенка; 1 — емкости кислорода; 2— ангар; 3 — защитные стенки
а)
б)
в)
Рис. 26. Расчетное распределение скорости и температуры газа, °С (изотермы) в вертикальной плоскости, проходящей между стенкой ангара и емкостью кислорода: а — вариант без стенки; б — реализованный вариант стенки; в — оптимальная стенка; 1 — модель эквивалентной струи; 2 — ангар; 3 — защитная стенка
Исследования течения около СП с различными вариантами защитных стенок выполнены также с использованием ПК ¥1отУ1$1оп в рассмотренной выше постановке. По результатам этих исследований наиболее эффективной (оптимальной), с точки зрения снижения воздействий на емкости хранения кислорода и ангар, признана составная стенка (рис. 25), которая практически исключает любое воздействие на емкости. Сплошная стенка уменьшает воздействие, но не исключает его полностью (рис. 26). Однако для реализации принят вариант сплошной стенки, более громоздкой и менее эффективной с точки зрения уменьшения воздействий. Такой выбор продиктован тем, что разрезная стенка мешает перемещениям оборудования по поверхности СП в рабочей зоне в процессе подготовки пуска.
Система измерений на платформе
С целью измерений газодинамических параметров, подтверждения и уточнения расчетных значений силовых, тепловых и акустических воздействий на внешние элементы конструкции СП, а также на оборудование, размещенное в помещениях платформы, по настоянию РКК «Энергия» платформа оснащена средствами измерений: 206 медленно меняющихся и 104 быстро меняющихся параметров. В их число входят:
• статическое давление на внешних поверхностях ПУ, СП и ангара;
• лучистый и суммарный тепловые потоки;
• температура газа, растекающегося по поверхности;
• температура конструкции платформы в зонах прямого воздействия струй;
• ударно-волновое давление при запуске ДУ;
• пульсации и акустика на поверхностях.
Система измерения параметров дополняется видео-, фото- и кинорегистрацией процессов при запусках.
Такой набор измеряемых параметров позволяет диагностировать любые аномалии и нештатные ситуации, возникающие при пуске.
Для поддержания системы измерений в нормальном состоянии в течение длительного времени в условиях морского климата, помимо электрических проверок, предусмотрена периодическая калибровка каналов физическими воздействиями на чувствительные элементы датчиков в условиях платформы с использованием задатчиков эталонных воздействий. Для проведения калибровок непосредственно на платформе без демонтажа датчиков разработаны специальные устройства — адаптеры, обеспечивающие сопряжение чувствительных элементов датчиков с задатчиками эталонных воздействий. По результатам калибровок устанавливается соответствие текущих характеристик датчиков паспортным данным и, при необходимости, проводится их замена.
Серьезную проблему представляли измерения пульсаций давления в зонах прямого воздействия высокотемпературных струй на поверхности СП в силу того, что существующие датчики не работают в условиях значительных тепловых воздействий. в связи со значительным влиянием пульсаций давления на нагружение конструкции предприняты специальные исследования по защите чувствительных элементов стандартных датчиков ДХС516, используемых на СП, от чрезмерных тепловых воздействий.
В рамках исследований рассмотрено более 30 вариантов конструкции защитных устройств, основные из которых показаны на рис. 27, 28. В процессе исследований менялись наполнители — проволочная вата, шарики и их соотношения в объеме.
а)
б)
Рис. 27. Исследованные варианты защитных устройств датчика пульсаций давления: а — конструкция защитного устройства; 1 — основной защищаемый датчик; 2 — защитная сетка; 3 — демпфирующий объем; 4 — наполнитель; 5 — контрольный датчик; 6 — входной измерительный канал; 7 — подводящий канал; 8 — корпус палубы; б — варианты защитной сетки
Рис. 28. Реализованный вариант защитного устройства датчика пульсаций давления с наполнителями:
1 — проволочная вата; 2 — шарики
В результате создано защитное устройство, обеспечивающее работоспособность стандартного датчика ДХС516 в условиях значительных тепловых воздействий и практически не влияющее на амплитудно-частотные характеристики датчика в диапазоне частот 32...1 000 Гц. Предложенное устройство защищено патентом [8] и внедрено на СП. Защитное устройство обеспечило работоспособность датчиков пульсаций во всех 35 проведенных пусках.
Целесообразность установки средств измерений газодинамических и тепловых воздействий подтверждена результатами, полученными в проведенных пусках. Прежде всего подтверждены расчетные значения воздействий на платформу, ангар и ракетное оборудование, принятые при разработке конструкции СП. Отдельные результаты сравнения расчетных и измеренных при пусках характеристик показаны на рис. 29-33. Следует иметь в виду, что от пуска к пуску измеренные значения характеристик меняются в силу различий внешних воздействий в пусках — высота и направление волн, скорость и направление ветра, масса выводимых КА и т. д. Ни в одном из пусков не были превышены расчетные значения воздействий, заданные в документации.
Рис. 29. Сравнение расчетных (изотермы) и измеренных при пуске (цветные точки) температур газа (°С) на высоте 0,1 м над поверхностью платформы: 1 —
расчет; 2 — эксперимент
Наличие системы измерений на СП позволяет практически однозначно диагностировать причины возникновения тех или иных
нештатных ситуаций. Технологией пуска предусмотрено открытие ворот ангара и сдвиг его крыши телескопической конструкции для вывоза ракеты на установщике и установки ее в вертикальное положение на пусковое устройство. Без перемещения крыши ангара невозможна установка РКН в вертикальное положение в силу того, что расстояние от ПУ до ангара меньше длины РКН. За 17 мин до пуска осуществляется обратная процедура — установщик перемещается в ангар, крыша приводится в исходное положение, ворота ангара закрываются и фиксируются. в репортаже с первого пуска ведущий, озвучивающий последовательность этих операций в процессе автоматизированного пуска, фиксирующий нормальное прохождение команд и их выполнение, произнес фразу, вызвавшую смех в зале Центра управления полетом и ставшую крылатой: «Крыша поехала, ворота закрылись!».
Рис. 30. Сравнение расчетных (изотермы) и измеренных при пуске (цветные точки) температур газа (°С) на высоте 2,1 м над поверхностью платформы: 1 —
расчет; 2 — эксперимент
На самом деле, в первом пуске с КА БвтозаЬ произошло раскрытие ворот ангара приблизительно на 0,5 м после сигнала об их закрытии, что засвидетельствовала видеосъемка. Первоначальная версия о том, что фактические газодинамические воздействия на ворота превысили расчетные значения, заданные в документации, не подтвердилась. Послеполетный анализ телеметрической информации
с датчиков давления на воротах показал, что воздействия не были превышены (рис. 20, 21). Углубленный анализ выявил, что причиной раскрытия ворот явилась неотработанность конструкции фиксаторов створок ворот.
Рис. 31. Суммарные уровни акустического давления ЬЕ, измеренные при пуске РКН «Зенит-ЗБЬ». Верхняя палуба: — — прогноз; • — измерения: акустика; О — измерения: акустика + пульсации
Рис. 32. Суммарные уровни акустического давления Ь^, измеренные при пуске РКН «Зенит-ЗБЬ». Нижняя палуба: — — прогноз; • — измерения: акустика
Рис. 33. Сравнение расчетньж и измеренньх величин суммарного теплового потока на ПУ: 1 - расчет; 2 - измерения; СТП (о) - датчики тепловых потоков
В связи с возможностью повторения обнаруженной нештатной ситуации, фирмой «ТЕ-СИС» были проведены расчетные исследования воздействия на ангар и его крышу при полном незакрытии ворот. Было показано, что внутренние избыточные давления, реализующиеся при затекании в ангар потоков газа, обусловливают недопустимые перепады давления на стенки и крышу ангара. Для парирования этой ситуации РКК «Энергия» предложено перед пуском открывать ворота загрузочного люка, расположенного снизу платформы в ее носовой части. в этом случае, по результатам расчетов, реализуются перепады давления, практически не отличающиеся от штатных, а поток поступающего в ангар газа движется вблизи пола ангара, не оказывая влияния на чувствительные к воздействию элементы конструкции установщика. Несмотря на противоположное мнение специалистов КБТМ, предложение было принято к реализации, и процедура открытия передних ворот введена в циклограмму подготовки уже ко второму пуску.
Своевременность и правильность принятого решения были подтверждены в следующем пуске с КА DirecTV, в котором реализовалась ситуация с практически полным незакрытием ворот ангара и их поломкой. При этом повреждений ангара и установщика не наблюдалось.
Результаты летных испытаний
Наиболее красноречивым доказательством правильности и обоснованности заданных значений воздействий на платформу, ангар и оборудование и реализации мероприятий по уменьшению воздействия струй ДУ является фото, приведенное на рис. 34. Видно, что после очередного пуска платформа практически не пострадала от воздействия струй — сохранилась даже краска на большей части поверхности стартовой палубы.
Рис. 34. Состояние стартовой палубы платформы после пуска ракеты
Подтверждением этого является также послеполетный анализ телеметрической информации, проводимый после каждого пуска, с выпуском соответствующих отчетов. Отдельные результаты такого анализа для одной из миссий, в дополнение к данным, приведенным в предыдущих разделах, показаны на рис. 29-33.
Таким образом, цикл проведенных расчетных и экспериментальных исследований по аэрогазодинамике, акустике и теплообмену в рамках проекта «Морской старт», а также мероприятия по снижению воздействий струй на СП и оборудование в условиях морской качки позволили успешно решить вопрос создания этого уникального комплекса и обеспечить его надежное функционирование в течение длительного (пятнадцатилетнего) периода.
Выводы
В результате проведенных расчетных и экспериментальных исследований выявлены особенности аэродинамики ракеты космического назначения «Зенит-35Х», стартующей с морской платформы в условиях ветрового воздействия. Определены на основе компьютерного моделирования и подтверждены экспериментально аэродинамические характеристики для расчета нагружения и динамики движения РКН в условиях морской качки.
На основе компьютерного моделирования и результатов экспериментальных исследований определены все необходимые для анализа виды воздействий струй двигательной установки РКН «Зенит-351» на СП, ангар и ракетное оборудование. На основе полученных данных и мероприятий по снижению воздействий обеспечено проектирование и изготовление конструкции СП «Одиссей».
Созданная система измерений газодинамических, тепловых и акустических воздействий на СП при пусках позволила подтвердить принятые для проектирования расчетные значения воздействий и контролировать их в каждом пуске для выявления аномалий и нештатных ситуаций.
Автор признателен Алабовой Н.П., Болотину В.А., Михайлову М.В. за помощь в оформлении настоящей публикации.
Список литературы
1. Алиев В.Г., Легостаев В.П., Лопота В.А. Создание и пятнадцатилетний опыт эксплуатации ракетно-космической системы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2 (5). С. 3-13.
2. Девнин С.И. Аэрогидродинамика плохо-обтекаемых конструкций. Справочник // Л.: Судостроение, 1983.
3. Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision. Руководство пользователя // М.: ООО «ТЕСИС», 2005.
4. Белошицкий А.В., Дядькин А.А. Проблемные вопросы аэрогазодинамики проекта «Морской старт». Прикладные проблемы механики и теплообмена стартового оборудования ракетно-космической техники. // Тезисы докладов на Всероссийской научной конференции «Старт-99». 19 ноября 1999 г. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. С. 74.
5. Аксенов А.А., Гудзовский А.В., Дядь-кин А.А., Дядькин Ал.Ан. влияние стартовой платформы на аэродинамику ракеты космического назначения «Зенит-351» при старте (результаты численных и экспериментальных исследований). Прикладные проблемы механики и теплообмена стартового оборудования ракетно-космической техники // Тезисы докладов на всероссийской научной конференции «Старт-99». 19 ноября 1999 г. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. С. 75.
6. Белошицкий А.В., Дементьев В.К., Плетнев И.В., Рыбак С.П. Акустическое воздействие на стартовую платформу «Одиссей» при старте ракеты-носителя «Зенит-351». Прикладные проблемы механики и теплообмена стартового оборудования ракетно-космической техники // Тезисы докладов на Всероссийской научной конференции «Старт-99». 19 ноября 1999 г. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. С. 72.
7. Аксенов А.А., Белошицкий А.В., Гудзовский А.В., Дядькин А.А., Дядькин Ал. Ан. Численное исследование воздействия струй ракеты космического назначения «Зенит-351» на элементы конструкции стартовой платформы. Прикладные проблемы механики и теплообмена стартового оборудования ракетно-космической техники. // Тезисы докладов на Всероссийской научной конференции «Старт-99». 19 ноября 1999 г. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. С. 67.
8. Патент RU 2169353С2. G01L9/00, G01L23/24. Российская Федерация. Устройство для определения пульсаций давления, действующих на изделие при воздействии струей реактивного двигателя (варианты). Бе-лошицкий А.В., Болотин В.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Рыбак С.П., Серафимов В.П.; заявитель и патентообладатель — ОАО РКК «Энергия»; заявка № 99112614/28; приоритет от 09.06.1999 г. /Изобретения. 2001. № 17. Статья поступила в редакцию 26.03.2014 г.
