ИССЛЕДОВАНИЕ ПУТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ УРОВНЕМ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК ПРИ ПУСКЕ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 623.467.36

ИССЛЕДОВАНИЕ ПУТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ УРОВНЕМ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК ПРИ ПУСКЕ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

В.В. Козлов, А.В. Лагун, А.Д. Сыров

В статье охарактеризованы возможности управления уровнем газодинамических нагрузок при пуске ракеты космического назначения. Кратко описаны возможности, разработанного с участием авторов, программного комплекса по исследованию газодинамических нагрузок на элементы газохода при пуске ракеты космического назначения с учетом изменения параметров газоотражателя совместно с работой системы охлаждения пускового устройства. Моделирование с помощью разработанного программного комплекса позволяет получить оценки влияния угла наклона или длины отдельных участков газоотражателя на величины давления и температуры, действующих на конструкцию. Отражена картина взаимодействия водяной струи системы охлаждения со струей двигательной установки.

Ключевые слова: газодинамические нагрузки, ракета космического назначения, двигательная установка, пусковые установки, газоотражатель, система охлаждения, водяная струя.

Кардинальные сдвиги в военно-политической обстановке в мире и в геостратегическом положении в России обусловили изменение как спектра, так и направленности угроз национальным интересам государства.

В настоящий момент процесс активизации геостратегического переустройства мира и становление новой системы обеспечения глобальной и национальной безопасности все еще продолжается.

В системе обеспечения военной безопасности Российской Федерации, как составной части национальной безопасности, специфическую роль играют Космические войска (КВ), которые обеспечивают боевые действия всех видов и родов войск путем создания и поддержания в установленном составе орбитальных группировок Космических средств (КСр).

Возрастание роли и стратегической значимости КСр в современной войне обусловливают необходимость повышения эффективности применения КВ в современных условиях. Именно эффективное использование КСр является одним из важнейших факторов обеспечения безопасности государства и боеготовности ВС в целом.

Применение вероятным противником новейших средств нападения и высокоточных средств поражения ставит КВ в качественно иные условия выполнения задач по предназначению.

В этих условиях эффективность применения КСр в значительной степени будет зависеть от способов действий по поддержанию и наращиванию орбитальной группировки космических аппаратов (КА) с целью обеспечения гарантированного доступа России в космос.

Условно КСр можно разделить на орбитальные КСр, КСр выведения и средства управления орбитальными КСр. При этом необходимо отметить, что наиболее ресурсоемкими являются КСр выведения. К ним относятся ракетно-космические комплексы (РКК), включающие в свой состав технические комплексы (ТК), стартовые комплексы (СК), и ракеты космического назначения (РКН).

Стартовые комплексы КВ являются сложными техногенными системами, обеспечивающими выполнение оборонных и народнохозяйственных задач по развертыванию, наращиванию и восполнению орбитальных группировок КА различного назначения. Необходимость выполнения боевых задач по запуску КА с высокой эффек-

470

тивностью, с одной стороны, и высокая стоимость, уникальность, длительные сроки создания и восстановления СК, с другой стороны, определяют жесткие требования к безопасности их функционирования.

Учитывая высокую стоимость стартовых комплексов актуальна задача создания и эксплуатации универсальных комплексов, позволяющих осуществлять подготовку и пуск ракет разных классов [2]. Из этого следует важность задач организации безаварийного технологического процесса пусков ракет космического назначения (РКН) с заданной интенсивностью, успешной эксплуатации уже созданных и качественное проектирование перспективных стартовых комплексов.

Эксплуатационные нагрузки, действующие на технологическое оборудование стартовых комплексов, в общем случае делят на расчетные и нерасчетные, при этом расчетные нагрузки могут быть рабочими, предельными и аварийными [5]. Для пускового оборудования газодинамические и тепловые нагрузки от воздействия газового потока относятся именно к рабочим нагрузкам, то есть их воздействие не должно приводить нарушению функционирования оборудования стартового комплекса.

Технологические процессы, реализуемые на СК отличает большой уровень опасности, которой подвержено не только РКН, пусковое оборудования, а также и все агрегаты, и системы комплекса. Одной из целевых задач для пускового оборудования является организация безопасного отвода продуктов сгорания ракетных топлив

Поэтому при проектировании СК одним из важных зада, влияющих на облик стартовых сооружений и размещенного на них оборудования, является учет действия пусковых нагрузок, возникающих при старте РКН [ 1, 4].

Решение этой задачи достигается применением специально спрофилированных газоотводных каналов, которые принимают на себя силовые нагрузки и тепловую энергию струй двигательной установки, уменьшая возникающие нагрузки.

При пуске ракеты космического назначения (РКН) происходят процессы, оказывающие существенное влияние на функционирование агрегатов технологического оборудования стартового комплекса. Снижение параметров этих процессов возможно при использовании систем охлаждения.

Для оценивания влияния на пусковые нагрузки систем охлаждения разработан программный продукт, позволяющий решить следующие задачи:

уяснить физическую сущность процессов, происходящих в элементах пускового оборудования при запуске двигательной установки (ДУ) РКН и работе системы охлаждения;

исследовать образование подвижных ударно-волновых структур, связанных с запуском двигателей РКН, выталкиванием покоящегося в каналах газохода воздуха

и влиянием образовавшейся газоводяной смеси на параметры ударно-волновых структур.

Программный продукт имеет следующие возможности:

наглядно показать характер распределения газодинамических параметров струи продуктов сгорания по газоходу с учетом его геометрии и работы системы охлаждения при запуске ДУ РКН;

определить места наибольших значений параметров давления и температуры (Р, Т) струи продуктов сгорания на конструктивных элементах газохода, построить зависимости Р (¿, х,у), Т (¿, х,у);

исследовать влияние параметров газоводяной смеси на поля давления, температур и скоростей в газоходе пусковой установки (ПУ) при различных режимных параметрах ДУ;

оценить изменение уровней давления и темперы в газоходе ПУ при запуске ДУ РКН для различных параметров геометрии газохода и режимов работы системы охлаждения.

Физическая картина процессов пуска РКН. Конструкция ПУ работает в условиях циклического нагружения, повторяющегося от пуска к пуску. Единичный цикл нагружения конструкции сложен, и характеризуется пространственно-временным характером распределением внешних факторов пуска:

Силы давления (P = P(x,y,z,t)), обусловленные течением газового потока продуктов сгорания вдоль газохода сложной пространственной формы. Пуск РКН сопровождается импульсным силовым воздействием со скоростью нарастания

dP = 5 + 10Г МПа ^

dt У с ,

Уровень давления, воспринимаемого металлооблицовкой ПУ находиться в диапазоне

Рпах = 0,1 - 0,3 (МПа). Характер течения газа в газоходе имеет три основные особенности:

Во-первых, струя продуктов сгорания двигательной установки первой ступени РКН имеет сложную бочкообразную структуру, трудно описываемую математически.

Во-вторых, струя продуктов сгорания при течении в газоходе многократно меняет свое направление, что сопровождается появлением в газоходе нескольких скачков уплотнения сложной конфигурации, расчет которых (с разной степенью точности) возможен лишь при численных экспериментах.

В-третьих, пуск РКН сопровождается подъемом струи продуктов сгорания, в результате чего постоянно меняются условия в потоке, натекающего на каналы газохода газа[5] .

Пуск РКН сопровождают такие явления как:

прилив компонентов ракетного топлива (КРТ) и заполнение газоходов их химически и физически активными парами;

образование и распространение в газоходах ударных волн, обусловленных внезапным поступлением в них продуктов сгорания;

взрывное доокисление продуктов сгорания и паров КРТ в газоходах; образование и распространение в газоходах волны разрежения при аварийном включении ДУ;

силовое воздействие на газоход сверхзвукового турбулентного потока продуктов сгорания и эжектированного окружающего воздуха;

акустический шум высокой интенсивности при пуске ДУ;

снос РКН при её движении по начальному участку траектории под действием ветровых течений вблизи ПУ;

образование и распространение в атмосфере облака продуктов сгорания. Тепловые нагрузки на металлоконструкцию ПУ характеризуются следующими явлениями:

при пуске действует мощный конвективный и лучистый тепловой поток с

уровнем

„ МВт q = 1 - 4-^;

м

тепловое нагружение начинается с теплового удара и мощным градиентом температур

— = 800 - 3500^0; dt

прогрев покрывающих поверхностей облицовки газохода ПУ носит нестационарный характер;

температура газового потока существенно выше температуры плавления облицовочного материала газохода ПУ (Тгаза << Т^сталь)';

при пуске возможна абляция покрывающего материала. Для стали скорость уноса может составлять 1 мм/с, для бетона 3 мм/с.

остывание облицовочного материала длится 6 ■ 10 часов, при этом температурные напряжения (обратного нагреву знака) соизмеримы с пределом текучести соответствующего материала;

металлооблицовка ПУ работает в циклическом режиме - «пуск - нагрев - остывание»;

задача оценивания теплового нагружения явно трехмерная

Т = Т(1, х ,у, £)

большая часть тепловой энергии (95 - 98 %) струи уходит в атмосферу; при пуске заметны изменения теплофизических характеристик конструкционных материалов.

Силовое нагружение металлической облицовки характеризуется следующими явлениями в металле:

пусковые нагрузки (Р, Т) приводят в движение конструкционный материал, в результате чего в материале конструкции появляются деформации, характеризуемые не только значением самой деформации, но и скоростью и ускорением ее нарастания £,£, £;

в материале конструкции появляются нормальные (о) и касательные (т) напряжения. Масштаб нагрузок велик. Упругая модель (Гука) только часть физики нагружения конструкции. Для работы облицовки характерны пластичность и ползучесть. В материале появляются и растут остаточные деформации и напряжения;

силовые (в основном от давления) и тепловые нагрузки носят ярко выраженный нестационарный характер. Механические свойства материала изменяются (относительно результатов стационарных исследований). Пластические материалы приобретают свойства хрупких тел; текучесть материала запаздывает относительно появляющейся нагрузки; могут появляется волны напряжений.;

рабочие температуры столь высоки, что обычные механические характеристики сильно изменяются. Наблюдается размягчение материала;

из-за анизотропии конструкционных материалов их свойство изменяются во времени и в зависимости от масштаба эксплуатационных нагрузок;

деформации в металле накапливаются в независимости от их масштаба, от пуска к пуску, что является основным источником снижения работоспособности.

Главная задача пускового оборудования - уберечь ракету от ее собственной струи при пуске. Отраженная от наземного комплекса струя продуктов сгорания способна разрушить не только этот комплекс, но и саму ракету.

Однако, кроме этого главной задачи в пусковом оборудовании есть и другие задачи, часть которых вызвана особенностью подготовки РКН, а другая характеристиками технологического оборудования СК, в том числе и свойствами пускового оборудования.

Основными факторами, определяемыми мощность эксплуатационных нагрузок являются параметры струи ДУ РКН и принятая для РКК газодинамическая схема пусковой установки.

Параметры струи ДУ современных РКН составляют: давление торможения Ро (МПа) - 4^25; полная температура То (Ко) - 3000^3500; скорость потока КРТ V (м/с) - 2500^3500; расход ДУ О (кг/с) - 100^3000; эффективный диаметр струи с1 (м) - 1^15.

При этом скорость эжектированного в устье воздуха (уе) составляет - 100-120м/с, расход воды в системах охлаждения Ов (кг/с) 1000^30000.

Для оценивания средневзвешенных параметров газодинамического воздействия на ПУ используются такие понятия как:

1. Газонапряженность (оценка проходных сечений газоходов)

4 = - •

1 ^

где ^ - площадь проходного сечения;

кг/с

4 = 20-100, 2 м

2. Тягонапряженность (оценка максимальных давлений)

4 2 = Т~ ,

2 F

где Т - тяга двигателя РКН. 42 = 0,3 - 0,5(МПа);

3. Теплонапряженность (оценка тепловых потоков)

ОеТг

'Г о

F

где Ср - теплоемкость продуктов сгорания;

43 = 1 - 4(МВт/м2). 4. Интенсивность звука (уровень звукового излучения)

2

J 4 =■

2paF

где p - акустическое давление; a - скорость звука; р - плотность воздуха.

J 4 = 1 + 2(МВт/м2).

5. Интенсивность вибрационных нагрузок

J =

5 '

g

где Xj - ускорение перемещения; g - ускорение свободного падения.

J5 = 3 * 5.

Основные газодинамические схемы определяются общей концепцией РКК в которой отражены следующие признаки комплекса:

стационарного или подвижного;

защищенного или не защищенного;

нового или модернизированного старого;

чисто космического или боевого, переоборудованного под космический;

классом РКН (т. е. мощностью ДУ РКН).

При оценивании свойств и характеристик пускового оборудования последовательно выполняются газодинамические, теплофизические, прочностные и материало-ведческие расчеты. При этом от качества газодинамического расчета процессов пуска будут завесить и остальные расчеты, для которых исходными данными являются параметры газовых потоков в газоотводных трактах пускового оборудования.

Характеристика программного продукта, описанного в статье. Программа предназначена для самостоятельного изучения студентами высших учебных заведений технической направленности газодинамических нагрузок, воздействующих на элементы пускового оборудования газовой струей от двигательной установки ракеты космического назначения при ее пуске и снижения тепловых воздействий за счет инжекции охлаждающей диспергированной воды.

Программа обеспечивает выполнение следующих функций:

- задание параметров струи продуктов сгорания двигательной установки в виде термодинамических свойств газа и газодинамических параметров струи на входе в газоход;

- задание параметров эжекции диспергированной воды в виде термодинамических свойств газа водяных капель на входе в газоход;

- дискретное профилирование газохода путем задания глубин от нулевой отметки и углов поворота стенок газоотводящего тракта;

- имитацию распространения газовой струи от работы двигательной установки ракеты космического назначения по газоходу пусковой установки;

- вывод на экран полей распределения температуры и давления газовой струи по всей длине газохода пусковой установки;

- вывод на экран графиков зависимостей амплитуд распределения температуры и давления газовой струи от работающей двигательной установки ракеты по всей длине газохода пусковой установки;

- вывод на экран распределения векторных полей скоростей газовой струи и капель воды по всей длине газохода пусковой установки;

- вывод на экран распределения полей распределения капель по всей длине газохода пусковой установки;

- вывод на экран распределения полей распределения плотности пара по всей длине газохода пусковой установки.

Общий алгоритм расчета газодинамических задач пуска ДУ. При расчете газодинамических процессов используются уравнения сохранения массы, количества движения и энергии, а также уравнения, описывающие межфазовое взаимодействие газоводяной смеси.

Для моделирования процессов газодинамического воздействия струи продуктов сгорания ДУ РКН в программном комплексе используется расчетная схема, представленная на рис. 1.

1. РКН.

2. Сопло ДУ первой ступени РКН.

3. Сетка координат по оси у.

4. Сетка координат по оси х.

5. Газоход ПУ.

6. Струя продуктов сгорания ДУ.

7. Зона впрыска воды.

8. Сооружение стартового комплекса.

Рис. 1. Расчетная схема

Основные уравнения, описывающие движение струи продуктов сгорания с учетом образования газоводяной смеси, и схема их решения. Движения сред в пусковом оборудовании при запуске РКН представляют совокупность нескольких процессов основанных на эжекции.

Исследование этих процессов направлено на определение скорости всасываемого воздуха, оценивания его расхода, давления (Р) и температуры (Т) в газоходе, что необходимо при определении:

минимально допустимого проходного сечения газохода;

силового воздействия эжектируемого воздуха на динамику отвода, откидных опор пускового устройства;

определение параметров систем охлаждения пускового устройства.

Внешние проявления процессов эжекции содержат следующие явления: вязкое увлечение «холодного» воздуха в устье газохода;

смешение продуктов сгорания с окружающим воздухом, причем смешение сопровождается потерями в результате «удара» горячего газа о холодный воздух, что приводит к повышению температуры;

дожигание атмосферного кислорода с продуктами сгорания, имеющими избыток горючего.

Смешение сопровождается такими явлениями как: испарение воды систем охлаждения; заметное разрежение воздуха в устье газохода; возможное запирание газоотводного тракта;

вдоль канала идет выравнивание параметров двух потоков, как по длине, так и по сечению канала;

появления гидравлических потерь потока газа в тракте, за счет развития пограничного слоя;

в конце газодинамического тракта пускового устройства выполняется условие равенство давления газа атмосферному давлению;

выравнивание давления по газодинамическому тракту проявляется в повышении давления в нем;

начало эжекционных процессов сопровождается ярко выраженными нестационарными процессами, а подъем РКН и начало её движения изменяют условия эжекти-рования воздуха.

Полное исследование этих процессов должно проводиться в рамках нестационарной эжекции.

Однако, принимая правдоподобные допущения система уравнений может быть ограничена следующими уравнениями: уравнениями сохранения массы; уравнениями сохранения импульса; уравнениями сохранения энергии фаз и смеси. Все эти уравнения строятся в двумерной постановке.

1) Уравнения сохранения массы

dPig , d(Pigui) _ п dpiv , 3(PipMi) _ , др2 д(р2и2) _

~эГ + ах - U ' ~дГ дх ~ Jl2' ~dT + ~d^-Jl2'

д{р2г) , д(р2ги2) _ 4

~дГ+ дх ~3rJl2'' Здесь последовательно записаны уравнение сохранения массы смеси газов, уравнение сохранения паровой компоненты, уравнение сохранения массы диспергированной фазы (капель) и уравнение изменения радиуса капель.

2) Уравнения сохранения импульса

d(Pi"i) , d(PiV) dp

д(р2Ц2) , д(р2и22) др

—дГ~ + —дГ~ + а2^ = Fl2 +Ыи2 ~ Ul) ;

3) Уравнения сохранения энергии

d(Pi£i + Р2Е2) | д^р^щ +р2Е2и2) | д^р^щ + раги2) =

dt дх дх

д(р2е2) , д{р2е2и2)

~dt "дх = <

4) Дополнительные соотношения

uf

Pj = PjCCj, а1 + а2 = 1, р2 = const, Ej = ej + —, j = 1,2 .

В данной системе уравнений первые нижние индексы 1 и 2 относятся соответственно к несущей и диспергированной фазам, вторыми нижними индексами снабжаются параметры инертной д и паровой V компонент газа, а также индекс X относит величину к поверхностной фазе (Е-фазе).

Параметры ру, р°, ау, Ну, £у, еу, р, г - соответственно приведенная и истинная плотности, объемная доля, скорость, удельные полная и внутренняя энергии ]-тл фазы, давление, радиус дисперсной частицы.

Через обозначены соответственно интенсивности фазового пере-

хода, силового межфазного взаимодействия и теплообмена между Е-фазой иу'-й фазой.

Сила, действующая со стороны газа на конденсированную фазу в единице объема, задается в соответствии с положениями работы [6].

Расчет межфазного тепломассообмена осуществляется в рамках равновесной схемы межфазной границы (7^ = Т5 - средняя температура на поверхности капель равна температуре насыщения):

Система уравнений сохранения замыкается уравнениями состояния калориче-ски совершенных газовых компонент.

Решение ищется на сетке (для данного примера на одномерной, рис. 2).

Рис. 2. Расчетная сетка

На рис. 2 используются следующие обозначения:

п - номер ячейки для временной координаты; у - номер ячейки для пространственной координаты; Ах - шаг сетки по пространству; М - шаг сетки по времени

С помощью замены производных конечными разностями можно записать, например для плотности:

лп

др Эг

]

Дг

др

дх

}

РЫЬ

Ах

В каждой точке расчетной сетки (рис. 3) решаются уравнения, приведенные выше, и на основе решений для трёх соседних точек пространства одного временного слоя осуществляется переход на следующий временной слой.

А время

>

пространство

Рис. 3. Схема расчетной сетки для одномерной задачи

Расчет параметров газодинамических процессов осуществляется в двумерной постановке.

Схема расчетной сетки для двумерной задачи показана на рис. 4.

Порядок проведения исследования. Расчет содержит выполнение следующих операций:

1) Осуществить выбор исходных данных параметров ДУ, необходимых для проведения расчета газодинамических нагрузок, действующих на газоход ПУ в процессе запуска ДУ РКН.

2) Задаются исходные данные для расчета.

3) Выводятся картина распределения газодинамических параметров струи продуктов сгорания по газоходу ПУ при запуске ДУ РКН за заданный промежуток времени.

4) Осуществляется сохранение полученных результатов в виде файлов:

графики зависимостей Р (х,у), Т(х,у) для определенного периода времени работы ДУ РКН (рис. 5);

картины поля давления и температуры газовой струи продуктов сгорания в газоходе ПУ (рис. 5);

поля вектора скоростей перемещения частиц струи продуктов в газоходе ПУ

(рис. 5).

Рис. 5. Пример вывода наглядной картины распределения параметров течения капель и пара газоводяной смеси, графиков давления и температуры газов струи, наглядной картины распределения газодинамических нагрузок, действующих на газоход ПУ в процессе работы ДУ РКН

5) На основании распределения газодинамических нагрузок, действующих на газоход ПУ в процессе работы ДУ РКН, выполняется анализ процессов, происходящие в газоходе в исследуемом конкретном случае.

6) Используя графики изменения параметров (рис. 5) определить места наибольших значений параметров струи продуктов сгорания (Р, Т) на конструктивных элементах газохода, и создаются графики зависимостей Р= Р{(), Т= Д/).

7) Варьируя исходными параметрами газоводяной смеси, исследуются изменения параметров течения капель и пара газоводяной смеси и влияние системы охлаждения на поля давления температур и скоростей в газоходе ПУ.

8) Варьируя исходными параметрами двигательной установки или (и) геометрией газохода, исследуются их влияние на поля давления температур и скоростей в газоходе ПУ при работе системы охлаждения.

Возможности программы для детального исследования. Данный программный продукт дает возможность изучения газодинамических нагрузок возникающих в газоходе пускового устройства при взаимодействии струи двигательной установки с системой охлаждения самой пусковой установки.

При помощи программного продукта можно получить следующие результаты:

Определить места действия наибольших значений параметров струи продуктов сгорания (Р, Т) на конструктивные элементы газохода ПУ, используя графики зависимостей Р((), Щ;

Определить влияния параметров ДУ РКН на величину пусковых нагрузок на элементы пускового устройства;

Выявить возможные способы снижения уровня давления и температуры газовой струи от работы ДУ в газоходе пускового устройства при запуске ДУ РКН;

Определить влияния параметров газоводяной смеси, создаваемой при работе системы охлаждения, на величину газодинамических нагрузок.

Определить влияния геометрии газохода на величину газодинамических нагрузок.

Заключение. При проектировании и эксплуатации пусковых установок для ракет космического назначения к основным видам нагружения относят силовые и тепловые нагрузки от струи продуктов сгорания двигательной установки.

Важной задачей является отвод газовых струй двигателей от ракеты и обеспечение допустимой величины нагрузок на пусковое устройство и стартовое сооружение. Это достигается применением специально спрофилированных газоотражательных устройств и отводных каналов.

Расчеты показывают, что могут быть найдены углы наклона или размеры частей газоотражателя, которые приводят к значительному повышению газодинамических нагрузок, а, следовательно, при проектировании пусковых установок и условий их применения таких значений углов надо избегать.

В случае создания универсальных пусковых установок для малогабаритных ракет в зависимости от характеристик ракеты-носителя для снижения величины газодинамических нагрузок может быть исследован вопрос проектирования конструкции с модифицируемым газоотражателем.

Список литературы

1. Технологическое оборудование РКК. Ч. 1. Стартовое оборудование РКК: Учебник / Под ред. Гранкина Б.К.; В.В.Козлов [и др.]. СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2010. 400 с.

2. Основы проектирования ракетно-космических комплексов / Б.К.Гранкин [и др.]. СПб.: Алфавит, 2002. 395 с.

3. Нигматулин Р.И. Динамика многофазных сред. Ч.1. М.: Наука, 1987. 472 с.

4. Газодинамика стартовых комплексов / Г.П. Бирюков, А.Б. Бут, В.А. Хоту-лев, А С. Фадеев. М.: Рестарт, 2012. 364 с.

5. Лагун А.В., Кукушкин И.О., Слатов В. Л., Слатов С.В. Решение задачи оценивания пусковых нагрузок и выбора параметров газоотражателя // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2020. Вып. 6. С. 51-62.

6. Лагун А.В., Кукушкин И.О., Слатов В.Л., Коваленко Е.Л. К вопросу оценивания газодинамических нагрузок на пусковые установки ракет космического назначения и выбора параметров схемы газоотражательного устройства // Труды XXIII Всероссийской научно-практической конференции «Актуальные проблемы защиты и безопасности». М.: Изд. ФГБУ Российская академия ракетных и артиллерийских наук, 2020. Т.3. С. 284-290.

Козлов Владимир Владимирович, д-р техн. наук, профессор, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,

Лагун Андрей Валерьевич, канд. техн. наук, доцент, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,

Сыров Артем Дмитриевич, сотрудник, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского

INVESTIGATION OF WAYS TO CONTROL THE LEVEL OF GAS-DYNAMIC LOADS DURING THE LAUNCH OF A SPACE ROCKET

V. V. Kozlov, A. V. Lagun, A.D. Syrov 480

The article describes the possibilities of controlling the level of gas-dynamic loads during the launch of a space rocket. The possibilities of a software package developed with the participation of the authors for the study of gas-dynamic loads on the elements of the gas flue during the launch of a space rocket, taking into account changes in the parameters of the gas reflector together with the operation of the cooling system of the launch device, are briefly described. Modeling with the help of the developed software package allows us to obtain estimates of the influence of the angle of inclination or the length of individual sections of the gas reflector on the pressure and temperature values acting on the structure. The picture of the interaction of the water jet of the cooling system with the jet of the propulsion system is reflected.

Key words: gas dynamic loads, space rocket, propulsion system, launchers, gas reflector, cooling system, water jet.

Kozlov Vladimir Vladimirovich, doctor of technical sciences, professor, vka@,mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,

Lagun Andrey Valeryevich, candidate of technical sciences, docent, vka@,mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,

Syrov Artem Dmitrievich, employee, vka@,mil.ru, Russia, Saint Petersburg, Military Space Academy Academy named after A.F. Mozhaisky