CC BY
24УДК 629.76.036.5-112.067.8:533.6
исследование влияния Струй двигателей ракетного блока аварийного спасения на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока
© 2017 г. дядькин A.A.1, Казаков м.и.1, михайлов м.в.1, Андреев в.н.2, Козловский в.А.2
'Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
2ФГУП «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения» (ЦНИИмаш) Пионерская ул., 4, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: corp@tsniimash.ru
Для обеспечения безопасности экипажей пилотируемых транспортных кораблей на участке выведения в случае аварии ракеты-носителя используются реактивные блоки аварийного спасения, задачей которых является экстренное отделение возвращаемого аппарата с космонавтами от ракеты-носителя и увод его на безопасное расстояние. Одновременно ракетный блок аварийного спасения формирует необходимые условия для безударного отделения возвращаемого аппарата и его штатной посадки на земную или водную поверхности. Срабатывание ракетного блока аварийного спасения осуществляется по команде «авария», вырабатываемой системой управления ракеты-носителя в любой точке траектории выведения, начиная с момента старта.
Для выбора энергетических характеристик ракетного блока, обеспечения устойчивости и управляемости отделяемого головного блока, включающего в себя ракетный блок аварийного спасения, переходный отсек и возвращаемый аппарат, в автономном полете с работающими и неработающими основными двигательными установками необходимо знание его аэродинамических характеристик в полетном диапазоне значений чисел Маха М^, углов атаки ап и углов аэродинамического крена фп. При этом наибольшую сложность представляет определение влияния струй двигательных установок ракетного блока на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока и газодинамического воздействия струй на поверхность возвращаемого аппарата.
Исследование аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками представляет собой весьма сложную задачу как в расчетном, так и в экспериментальном плане.
В статье представлены результаты численных исследований аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения создаваемого в России пилотируемого транспортного корабля нового поколения, а также валидации результатов расчетных исследований с использованием экспериментальных данных, полученных на масштабной модели в аэродинамических трубах.
Исследования выполнены в диапазоне дозвуковых-гиперзвуковых скоростей полета и переменных значений нерасчетности струй.
Ключевые слова: двигательная установка, отделяемый головной блок, ракетный блок аварийного спасения.
A study of the abort rocket unit plume effects on the aerodynamics of the separation unit
Dyadkin A.A.1, Kazakov M.I.1, Mikhaylov M.v.1, Andreev v.N.2, Kozlovskiy v.A2
1S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
2Central Research Institute of Machine Building (TsNIlmash) 4 Pionerskaya str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: corp@tsniimash.ru
To assure the safety of crews of manned transportation spacecraft during ascent in case of a launch vehicle failure, escape rocket units are used, which are designed to perform emergency separation of the re-entry vehicle with its crew from the launch vehicle and pull it away to a safe distance. At the same time, the escape rocket unit generates the required conditions for shockless separation of the re-entry vehicle and its nominal landing on the surface of the land or water. The action of the rocket unit is triggered by the abort command that can be generated by the launch vehicle control system at any point in the ascent trajectory starting from the lift-off.
In order to size the rocket stage performance, to assures stability and controllability of the separation unit, which includes the escape rocket unit, a transfer compartment and re-entry vehicle, in free flight with both operational and non-operational main propulsion systems, one needs to know its aerodynamic properties in the flight range of Mach numbers M^, angles of attack an and aerodynamic roll angles n. In this connection, of greatest difficulty is the determination of the effects the jets of the rocket unit propulsion system have on the aerodynamic properties of the separation unit and gas dynamics effects of the jets on the surface of the re-entry vehicle.
A study of aerodynamic properties of the escape system separation unit with operating propulsion system is a very challenging problem from both computational and experimental standpoints.
The paper presents results of numerical studies of aerodynamic properties of the escape system separation unit for the new-generation Russian crew transportation spacecraft, as well as the validation of the results of computational studies using experimental data obtained from a scale model in wind tunnel.
The studies were done in the range of subsonic to hypersonic flight velocities and variable levels of jet off-design condition.
Key words: propulsion system, separation unit, escape rocket stage.
дядькин A.A.
КАЗАКОВ М.И.
МИХАЙЛОВ М.В.
АНДРЕЕВ В.Н. КОЗЛОВСКИЙ В.А.
ДЯДЬКИН Анатолий Александрович — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru
DYADKIN Anatoly Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru
КАзАКОВ Михаил Иванович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: michael.kazakov@rsce.ru
KAZAKOV Mikhail Ivanovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: michael.kazakov@rsce.ru
МИХАЙЛОВ Максим Викторович — инженер РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru MIKHAYLOV Maksim Viktorovich — Engineer at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
АНДРЕЕВ Виктор Николаевич — начальник сектора ЦНИИмаш, e-mail: W.a.s.p89@bk.ru ANDREEV Viktor Nikolaevich — Head of Subdepartment at TsNIImash, e-mail: W.a.s.p89@bk.ru
КОЗЛОВСКИЙ Виктор Андреевич — кандидат технических наук, начальник отдела ЦНИИмаш, e-mail: Kozlovski@tsniimash.ru
KOZLOVSKIY Viktor Andreevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at TsNIImash, e-mail: Kozlovski@tsniimash.ru
Одной из важнейших в составе пилотируемых комплексов является система аварийного спасения (САС), обеспечивающая безопасность экипажей космических кораблей в случае возникновения аварийных ситуаций на участке выведения. Исследованию особенностей аэродинамики отделяемых головных блоков (ОГБ) САС, которые могут быть выполнены как по «тянущей» [1, 2], так и по «толкающей» схемам [3], уделяется самое пристальное внимание.
В ранее опубликованной работе [2] рассмотрено расчетное (с использованием программного комплекса АвтоЗкарв-ЗВ [4]) исследование обтекания и аэродинамических характеристик (АХ) ОГБ САС с работающими двигательными установками (ДУ) ракетного блока аварийного спасения (РБАС) проектируемого РКК «Энергия» пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения в широком диапазоне чисел Маха (0,6...6,0) и нерасчетностей струй ДУ (~1,0...1 000). Расчеты выполнены для натурного изделия с истечением струй продуктов сгорания топлива натурного РБАС. Для валидации результатов расчетных исследований проведены экспериментальные исследования на весовой масштабной модели ОГБ (рис. 1) с имитацией истечения струй холодным воздухом высокого давления с воспроизведением на срезе сопел соответствующих газодинамических параметров: числа Маха (Ма = 3,3) и переменного статического давления ра.
В силу отличия показателей адиабаты продуктов сгорания топлива ДУ РБАС (жа = 1,19) от показателей адиабаты воздуха = 1,4), имитирующего струи ДУ на модели, сравнению расчетных и экспериментальных данных предшествовал пересчет последних на условия полета с использованием критерия приближенного моделирования К:
К = Па(ЖаМа2/(^М1))(ЗаХ /З)
где па = ра /рте — нерасчетность струй; ра, — статическое давление на срезе сопла и во внешнем набегающем потоке, соответственно, кгс/см2; Ма, — число Маха на срезе сопла и в набегающем потоке, соответственно; жа, — показатель адиабаты продуктов сгорания топлива на срезе сопла и воздуха, соответственно; ЗаЕ , З — суммарная площадь выходных сечений сопел и площадь миделя ОГБ, соответственно.
Рис. 1. Компоновочная схема отделяемого головного блока:
1 — ракетный блок аварийного спасения; 2 — переходный отсек; 3 — возвращаемый аппарат
При равенстве значений К. для модели (Км) и натуры (Кн) должно обеспечиваться равенство составляющих коэффициентов аэродинамических сил и моментов от влияния струй.
Выполненное в работе [2] в такой постановке сравнение расчетных данных с результатами экспериментальных исследований, проведенных в ЦНИИмаш на модели, изготовленной РКК «Энергия», выявило хорошую сходимость в диапазоне
дозвуковых-сверхзвуковых скоростей (числа Маха от 0,6 до 4,0) при малых и умеренных нерасчетностях (п ~ 1...100) и расхождение значений при гиперзвуковых скоростях и больших нерасчетностях (М„> 6,0; па ~ 1 000).
Возможными причинами расхождений могли быть:
• неадекватность математической модели, используемой в программном комплексе Аего-Зкаре-ЗБ, исследуемому физическому процессу при больших значениях нерасчетности струй;
• некорректное использование приближенной методики пересчета модельных экспериментальных данных, полученных с имитацией истечения струй холодным воздухом, на условия полета на этих режимах.
Задачей данной работы является прямое сравнение экспериментальных данных с результатами расчетов, выполненных для условий испытаний модели в аэродинамических трубах, с целью определения причин расхождений между расчетными и экспериментальными данными и принятия решения о технологии корректного определения влияния струй ДУ РБАС на АХ ОГБ, необходимых для проектных исследований.
исходные данные для анализа
В качестве исходных данных для анализа использована следующая информация:
• внешние обводы модели для исследования влияния струй ДУ на АХ ОГБ (рис. 2);
• геометрические параметры сопел основного ракетного двигателя (ОРД) РБАС (рис. 2);
• газодинамические параметры на срезе сопел: М = 3,3; ж = 1,4; р = уаг;
а ' 7 а ' 7 ~ а 7
• перечень расчетных случаев, соответствующих режимам испытаний модели (таблица).
Конструктивное исполнение модели показано на рис. 2. Для имитации истечения
струй использован холодный воздух переменного давления с максимальным значением давления в форкамере модели до 120 кгс/см2, подаваемый в сопла модели через полую донную державку. Для измерения аэродинамических сил и моментов использованы внутримодельные тензовесы, специально спроектированные и изготовленные для этих испытаний в ЦНИИмаш.
режимы испытаний
№ п/п М^ а , ° п = р /р а ^ а' ^ ™
ном. шш шах
1 0,6 0; 10 1,40 0,40 2,20
2 0,8 0; 10 1,52 0,43 2,40
3 1,0 0; 10 1,75 0,50 2,79
4 1,1 0; 10 1,83 0,52 2,92
5 1,75 0; 10 3,55 1,00 5,67
6 3,95 0; 10 108,18 30,73 172,73
7 6,0 0; 10 636,36 180,75 1 016,04
Примечание. № п/п — порядковый номер исследуемого режима; Мж — число Маха невозмущенного набегающего потока; ап — пространственный угол атаки; па — степень нерасчетности струй ДУ; ра — статическое давление на срезе сопла; — статическое давление невозмущенного набегающего потока.
С целью повышения точности измерения аэродинамических сил и моментов конструкция модели исключала из измерений силу тяги, создаваемую соплами ДУ. При этом измерялись силы и моменты, действующие только на корпус возвращаемого аппарата (ВА) с коническим переходным отсеком между РБАС и ВА.
Влияние струй ДУ на АХ оценивалось на основе сравнения коэффициентов суммарных аэродинамических сил и моментов, действующих на модель, с истечением струй ДУ и без него.
Рис. 2. Струйная модель отделяемого головного блока РБАС: РБАС — ракетный блок аварийного спасения; ПхО — переходный отсек; ВА — возвращаемый аппарат; ОРД — основной ракетный двигатель
Аэродинамические силы и моменты определяются в связанной системе координат 0ХУ2 с началом в вершине сферического лобового теплозащитного экрана ВА. Продольная ось 0Х направлена по полету. Момент тангажа определен относительно условного центра масс, расположенного в носике РБАС.
программное обеспечение. расчетная область и расчетные сетки
Для расчетных исследований использован программный комплекс АвтоЗкарв-ЗВ [4], в основе которого лежит решение уравнений Навье-Стокса с применением к-в модели турбулентности.
На рис. 3, а, б показаны размеры расчетной области и типовая расчетная сетка после адаптации, использованная в исследованиях. Общее число узлов расчетной сетки изменялось в диапазоне ~2 650 000.~5 450 000 в зависимости от режимов обтекания.
1.0
0,5
-0,5
-1,0: -2,0
—я
^—
-1,5 -1,0 -
0,5 1-Ато а)
1,0
-1,0 -о,ь
Х-.4.Ш' б)
Рис. 3. Типовая расчетная область (а) и расчетная сетка после адаптации (б)
Размеры расчетной области и расчетные сетки аналогичны использованным в предыдущих исследованиях [2].
При проведении расчетов державка модели не воспроизводилась.
результаты исследований
В процессе расчетов определялись газодинамические параметры в поле течения около модели ОГБ (М5 — местное число Маха; р$ — местное статическое давление; Р5 — местная плотность; Т — местная температура газа и поле скоростей); распределение коэффициента давления по поверхности модели и ее интегральные характеристики (Сх — коэффициент продольной силы; Су — коэффициент нормальной силы; ш2 -коэффициент момента тангажа). Рассчитывалось обтекание модели ОГБ со струями и без них, определялись соответствующие составляющие коэффициентов от влияния струй: АС , АС , Аш .
1 ^ X у 2
Расчетные исследования выполнены для всех режимов, приведенных в таблице. В статье представлены отдельные результаты для наиболее характерных значений чисел Маха (М„ = 0,8; 1,75; 3,95 и 6,0) в виде зависимостей коэффициентов С, С , шг от полного давления газа р^ в фор-камере модели, которое изменялось с малым шагом в испытаниях и дискретно — в расчетах.
Выбранные для демонстрации расчетные случаи характеризуют различные режимы обтекания ОГБ с работающими ДУ РБАС, о чем свидетельствуют зависимости от числа Маха составляющих аэродинамических коэффициентов АСх, АСу, Аш2, обусловленных влиянием струй, представленные на рис. 4, где
(С)б й;
4 х/ без струй7 (Су) без струй
АС = (С)
X 4 х/ со струями
АС = (С)
у Х у' со струями
Аш = (ш )
2 2 со струями
(ш2)
2 без струй
(С ) , (С ) , (ш ) — значе-
^ X' со струями' V у' со струями' V 2' со струями
ния коэффициентов ОГБ с работающими ДУ; (С )б „, (С )б „, (ш )б „ — значения
4 х' без струй 4 у' без струи' 4 2' без струй
коэффициентов ОГБ с неработающими ДУ.
При дозвуковых-трансзвуковых скоростях (Мот~0,6...1,5) и малых нерасчетностях (па~1...3) струи ДУ частично экранируют поверхность ВА от прямого воздействия набегающего потока, уменьшая давление на его поверхности, и оказывают значительное эжектирующее воздействие на течение у поверхности ВА, в результате чего увеличиваются местные скорости течения у боковой поверхности и существенно увеличивается разрежение в донной области ВА, о чем свидетельствуют значения коэффициентов Срдон, приведенные на рис. 5. Расхождения расчетных и экспериментальных
значений С обусловлены влиянием на тече-
рдон ^
ние донной державки, которая в расчетах не учитывалась. Соответствующие структуры течения около ОГБ представлены на рис. 6 в виде диаграмм градиентов плотности в продольной плоскости симметрии ОГБ и векторов скоростей равной длины в поле течения. значения скоростей определяются цветовой шкалой, приведенной на рисунках. Для демонстрации влияния струй на течение на рис. 6, г, з представлены соответствующие диаграммы для ОГБ
а)
в)
с неработающими ДУ. Отмеченные эффекты приводят к заметному увеличению коэффициента продольной силы ОГБ (АСх > 0), уменьшению коэффициента нормальной силы (АСу < 0) и увеличению коэффициента момента тангажа (Атг > 0). Уменьшение несущей способности хвостовой части ОГБ за счет экранирующего влияния струй уменьшает запас статической устойчивости ОГБ в канале тангажа (Атг > 0) (или увеличивает его статическую неустойчивость в зависимости от положения центра масс ОГБ).
б)
Am 0,25 0,20 0,15 0,10 0,05 0
Л >
ft А г
0,5 1,5
2.5
3,5 4,5 5.5 М.
г)
Рис. 4. Составляющие коэффициентов аэродинамических сил и момента фрагмента компоновки ОГБ САС от влияния струй ОРД в зависимости от числа М^: а — угол атаки а = 0°; б—г — угол атаки а = 10°; Ю- — расчет АетоЗЬаре-ЗО
АС
Шш
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0 9
*Ш/Л
о V ♦
*
к
а)
АС
рдон
о
-0,1 -0,2 -0,3 -0,4 -0,5 -0,6 -0,7 -0,8 -0,9 -1.0
М
«А 7
*t< i
г
б)
Рис. 5. Изменение коэффициента донного давления Срдон в зависимости от числа Маха: а — угол атаки ап = 0°; б — угол атаки ап = 10°; ф — эксперимент ЦНИИмаш, неработающий ОРД; ♦ — эксперимент ЦНИИмаш, работающий ОРД (n min); ♦ — эксперимент ЦНИИмаш, работающий ОРД (n ном); ♦ — эксперимент ЦНИИмаш, работающий ОРД (n max); — — расчет AeroShape-3D, неработающий ОРД; —— расчет AeroShape-3D, работающий ОРД (n min); — — расчет AeroShape-3D, работающий ОРД (n ном); — — расчет AeroShape-3D, работающий ОРД (n max)
а)
в)
б)
г)
д)
е)
ж)
з)
Рис. 6. Распределение градиента плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около ОГБ в плоскости I-III ОГБ (у = 0°) с работающим (а-в, д—ж) и неработающим (г, з) ОРД при М^ = 0,8: а — а_ = 0°, na ном; б — а_ = 0° " min ■
в — а = 0°
=0°; д — а = 10°
10°
10°
"п - ' П„-" 10° '
n max; г — а
n ном; е — а
n mm; ж — а
В диапазоне умеренных сверхзвуковых скоростей ~ 1,75...3,95) и при уме-
ренных нерасчетностях (па < 200) начинает превалировать экранирующее влияние струй над эжектирующим прежде
МасИ
0.4 0.3 1.2 1,6 0 1.75
а)
в)
д)
ж)
всего за счет увеличения поперечного сечения струй (рис. 7, 8), что сопровождается дальнейшим уменьшением коэффициента нормальной силы и ростом Атг с одновременным уменьшением АСх.
б)
г)
е)
з)
Рис. 7. Распределение градиента плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около ОГБ в плоскости 1-111 ОГБ (У = 0°) с работающим (а-в, д-ж) и неработающим (г, з) ОРД при М^ = 1,75
Примечание. Обозначения см. рис. 6.
Рис. 8. Распределение градиента плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около ОГБ в плоскости 1-111 ОГБ (у = 0°) с работающим (а-в, д-ж) и неработающим (г, з) ОРД при М^ = 3,95
Примечание. Обозначения см. рис. 6.
Гиперзвуковые режимы течения (Мте > 6,0) характеризуются существенным увеличением поперечных размеров струй при значениях па ~ 1 000 (рис. 9), их взаимодействием между собой и началом прямого воздействия струй на хвостовую
а)
в)
д)
ж)
часть ОГБ. В результате этого существенно увеличивается коэффициент продольной силы ОГБ, а за счет усиления экранирующего эффекта на остальной части ВА продолжает уменьшаться АСу и увеличиваться Ат .
б)
МасИ 2 4
г)
е)
з)
Рис. 9. Распределение градиента плотности и векторов скоростей (чисел Маха) в поле течения около ОГБ в плоскости 1-111 ОГБ ( у = 0°) с работающим (а-в, д-ж) и неработающим (г, з) ОРД при М^ = 6,0
Примечание. Обозначения см. рис. 6.
Результаты сравнения расчетных и экспериментальных значений коэффициентов аэродинамических сил и моментов для модели представлены на рис. 10-13 и свидетельствуют о хорошей их сходимости для всех описанных выше режимов течения. Некоторые расхождения в значениях коэффициентов продольной силы обусловлены, по-видимому, влиянием донной державки, которая не учитывалась в расчетах.
Таким образом, проведенный анализ показывает, что расчетные данные, полученные
60 80 а)
0,6
0,4
0,2
в ^^в^-е —Т>
20 40 60 80 100 Р кге/ом? б)
0
-0,1 -0,2 -0,3
20 40
60 80 *)
60 80
100 Р„, кгс/см2
j" '
• о • 0___.
0 1
г)
Рис. 10. Зависимость аэродинамических характеристик
ОГБ от р.0 при М^ = 0,8: а — угол атаки ап = 0 ; б—г — угол атаки ап = 10; О — модель; •—расчет
с использованием программного комплекса ЛвгоЗНарв-ЗВ, адекватно описывают влияние струй РБАС на АХ ОГБ во всем диапазоне изменения чисел Маха, нерасчет-ностей и режимов течения. Обнаруженные ранее [2] расхождения между расчетными и экспериментальными данными обусловлены некорректным использованием приближенной методики пересчета экспериментальных результатов на условия полета при больших значениях нерасчетностей струй в силу неучета трансформации структуры течения в струях на этих режимах.
с 0,6 0,4 0,2
0 0 ~ —Cr-О-
о и
0
20 40
60 80 100 а)
Р.,, кгс/см2
б)
60
г)
Рис. 11. Зависимость аэродинамических характеристик ОГБ отр.0 при М^ = 1,75
Примечание. Обозначения см. рис. 10.
60 а)
б)
в) г)
Рис. 12. Зависимость аэродинамических характеристик ОГБ от р.0 при М^ = 3,95
Примечание. Обозначения см. рис. 10.
60 80 а)
0 -0,1
-0,2 0,3
б)
60 в)
Рис. 13. Зависимость аэродинамических характеристик ОГБ отр.0 при М^ = 6,0
Примечание. Обозначения см. рис. 10.
2 0 < 0 6 0 8 Э 1( 10 сгс/см:
>
г)
Выводы
Проведенные расчетные исследования влияния струй двигательной установки ракетного блока аварийного спасения, имитируемых на модели истечением холодного воздуха, на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока показали,
что программный комплекс ЛвтоЗНарв-ЗО адекватно описывает физические процессы и обеспечивает хорошее согласование расчетных и экспериментальных значений аэродинамических коэффициентов на всех режимах течения в исследованном диапазоне чисел Маха от 0,6 до 6,0 и значениях нерасчетностей струй от 1,0 до 1 000.
Аэродинамические характеристики отделяемого головного блока системы аварийного спасения для проектных исследований целесообразно определять расчетом с последующей валидацией значений путем проведения аналогичных расчетов для моделей и условий испытаний в аэродинамических трубах с целью прямого сравнения расчетных и экспериментальных результатов без каких-либо пересчетов.
Список литературы
1. Kless J.E., Aftosmis M.J. Analysis of grid fins for launch abort vehicle using a Cartesian Euler solver. NASA Ames Research Center, MS 258-2 Moffett Field, CA 94035.
2. Дядькин А.А., Казаков М.И., Михайлов М.В., Боровков А.И., Войнов И.Б., Казаков М.Н., Андреев В.Н., Дроздов С.М. Особенности аэрогазодинамики отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 10-20.
3. Афанасьев И. Испытания системы аварийного спасения «Дракона» // Новости космонавтики. 2015. № 7. С. 12-15.
4. Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlyaev A.N., Odintsov E.V. etc. Computation modelling of the combastion problems with the use of «Aeroshape-3D» numerical technique, ISTS 94-d-27, 1994.
Статья поступила в редакцию 07.07.2017 г.
Reference
1. Kless J.E., Aftosmis M.J. Analysis of grid fins for launch abort vehicle using a Cartesian Euler solver, NASA Ames Research Center, MS 258-2 Moffett Field, CA 94035.
2. Dyad'kin A.A., Kazakov M.I., Mikhailov M.V., Borovkov A.I., Voinov I.B., Kazakov M.N., Andreev V.N., Drozdov S.M. Osobennosti aerogazodinamiki otdelyaemogo golovnogo bloka sistemy avariinogo spaseniya s rabotayushchimi dvigatel'nymi ustanovkami [Aerogasdynamics behavior of the escape system separable nose assembly with operating propulsion system]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 4(7), pp. 10-20.
3. Afanas'ev I. Ispytaniya sistemy avariinogo spaseniya «Drakona» [Tests of the Dragon's launch escape system]. Novosti kosmonavtiki, 2015, no. 7, pp. 12-15.
4. Gavriliouk V.N., Lipatnikov A.V., Kozlyaev A.N., Odintsov E.V. etc. Computation modelling of the combastion problems with the use of «Aeroshape-3D» numerical technique, ISTS 94-d-27, 1994.
