CC BY
291
Том ХЬV
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
2014
№ 2
УДК 533/534
НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА АКУСТИКИ СТАРТА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Ю. М. ЛИПНИЦКИЙ, А. В. САФРОНОВ
В работе проведено обобщение результатов исследований акустики старта ракет-носителей, проведенных в ФГУП ЦНИИмаш за последние 15 — 20 лет. Разработаны экспериментально-расчетные методики, включающие акустические исследования на маломасштабной базе ФГУП ЦНИИмаш (с тягами газогенераторов до 2 тс), крупномасштабной базе НИЦ РКП (с тягой до 50 тс) и инженерные расчетные методы на основе обобщения натурных измерений и методических исследований, которые позволили оптимизировать состав стендов, снизить объемы наземных испытаний при отработке акустики старта ракет и уточнить пересчет модельных данных на натурные условия. Оптимизация наземной отработки акустики по отношению к ранним работам реализована применением крупномасштабной модели РДТТ без создания более дорогостоящей крупномасштабной ЖРД модели, уменьшением количества испытаний на крупномасштабных стендах, заменой их маломасштабными испытаниями на стенде керосин — воздух. Для уточнения методики пересчета модельных данных на натурные условия представлено применение маломасштабного импульсного стенда УВ-102 с воспроизведением натурной температуры рабочего тела продуктами горения смесей кислород — водород — метан — азот.
Ключевые слова: стартовый комплекс, газодинамики старта, экспериментальная база газодинамики старта, акустические процессы при старте ракет.
ВВЕДЕНИЕ
В период старта акустические пульсации давления на корпусе ракет, вызванные шумом высокотемпературных струй двигательных установок (ДУ), взаимодействующих с пусковыми устройствами (ПУ), стартовым оборудованием и газоотводящими каналами, достигают опасных уровней, зачастую превышающих полетные значения. Кроме того, в условиях старта возможны резонансные колебания на «дискретных» частотах, которые могут повлиять на работу системы управления и различных устройств. Их природа может быть обусловлена процессами в камере сгорания ДУ или условиями взаимодействия струй ДУ между собой, а также с элементами конструкций пусковой установки. Для обеспечения допустимых акустических нагрузок на ракету и полезный груз при старте применяют конструктивные решения по газодинамическим схемам, реализующим отвод струй ДУ, и используют многоярусные системы внутриструйной и внешней водоподачи с общим расходом, в 2 — 3 раза превышающим расход ДУ. Процессы на дискретных частотах подлежат подавлению разрывом обратной связи, а также применением водоподачи. Причем появление дискретного шума возможно также и в камерах сгорания модельных газогенераторов.
ЛИПНИЦКИЙ Юрий Михайлович
доктор технических наук, профессор, начальник центра теплообмена и аэродинамики ЦНИИмаш
САФРОНОВ Александр Викторович
кандидат физико-математических наук,
начальник отдела газодинамики старта ЦНИИмаш
В результате исследований акустических процессов при старте как защищенных, так и космических («Н-1», «Энергия — Буран», «Зенит») ракетных комплексов, проведенных кооперацией предприятий ЦНИИмаш, ЦАГИ, НИИ ТП, НПО «Энергия», НПО «Молния» и др., был создан научный задел и накоплен уникальный опыт отработки акустики.
Акустические процессы при старте воспроизводились и изучались на моделях с различными рабочими газами, имитирующими струи ДУ: воздухом высокого давления, продуктами сгорания твердого топлива, продуктами сгорания керосина в сжатом воздухе, продуктами сгорания натурных топлив. Для решения проблем акустики старта многодвигательных ракет-носителей (РН) были созданы сложные крупномасштабные (М 1 : 10 1 : 5), маломасштабные (М 1 : 30 1 : 72) испытательные газодинамические стенды и проведено большое количество испытаний. При этом выполнялись газодинамические критерии моделирования (число Маха и степень несчетности на срезе сопла, при реализации турбулентного течения в струях) и геометрическое подобие.
На период отработки акустики старта РН «Энергия — Буран» был создан крупномасштабный (М 1 : 10) стенд СОМ-1 с моделью ДУ, работающей на жидком топливе керосин — кислород. Однако на этой модели не могла быть воспроизведена сложная циклограмма запуска многодвигательной установки на режим, требуемая для отработки ударно-волновых процессов, и модель не имела возможности перемещения во время пуска. Для отработки ударно-волновых процессов и газодинамики при моделировании траектории подъема ракеты была создана модель в масштабе М 1 : 10 с РДТТ. Работы с этой моделью проводились на стендах СВОД-М и УТТС. На этих стендах велась также отработка акустики старта наряду со стендом СОМ-1. В первую очередь был проведен большой объем маломасштабных испытаний, охватывающих все виды процессов при старте и все модификации основных характеристик ракетно-стартовых комплексов. Объем этих испытаний в целом составил более 3000 на ударно-волновых, газодинамических и тепловых стендах ФГУП ЦНИИмаш.
Для пересчета модельных акустических нагрузок на натурные условия была разработана эмпирическая методика «пяти организаций», согласно которой применительно к стартовым условиям, при температурах в камерах модельных газогенераторов Т) > 1500 К, прогнозируемые суммарные уровни акустических давлений Ь8иш и частоты колебаний / определяются с помощью соотношений:
где са — скорость звука на срезе сопла; М — масштаб моделирования; индекс «нат» относится к натурным условиям, индекс «мод» — к модельным.
Методы и результаты ранее проведенных исследований можно найти, например, в работах
Следует отметить, что взаимодействие блочных высокотемпературных сверхзвуковых струй двигателей РН со стартовым сооружением — это сложная газодинамическая задача и для ее решения в настоящее время нет адекватной теоретической методики. В наибольшей степени это касается расчетов акустического поля, порожденного таким взаимодействием. Несмотря на значительный прогресс в области вычислительной аэроакустики, результаты трудоемких расчетов внешних акустических нагрузок на РН при старте с помощью высокопроизводительных средств, например [9, 10], носят, главным образом, качественный характер и не применимы в практических задачах. Поэтому отработка акустики старта и в настоящее время проводится с приоритетом экспериментальных методик на масштабных моделях ракеты-носителя и стартового сооружения с достаточно полным моделированием газодинамических и термодинамических параметров струй двигателей и геометрии пусковых сооружений.
Ниже приведено обобщение результатов исследований акустики старта, проведенных в ФГУП ЦНИИмаш за последние 15 — 20 лет. В работе проанализированы данные, полученные при отработке газодинамики старта комплексов «Морской старт», «Рокот», «КСЛВ», семейства «Ангара» (одноблочная А1, трехблочная А3 и пятиблочная А5) космодрома «Плесецк»; пилотируемых проектов «Русь-М» и А5 космодрома «Восточный»; «Союз-2» и «Союз-2 этапа 1в» для
АЬ = Ь 8иш т -
(1)
(2)
[1 — 8].
космодромов «Куру» и «Восточный», представленные в работах [11 — 17]. Эти исследования проводились при головной роли ФГУП ЦНИИмаш совместно с предприятиями-разработчиками изделий РКК «Энергия» им. С. П. Королева, ФГУП «ЦЭНКИ — НИИСК» им. В. П. Бармина, ОАО «ГРЦ Макеева», ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-ПРОГРЕСС».
1. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ СТАРТА
Схемно-конструктивные решения, обеспечивающие отвод газовых струй ДУ от ракеты (стартовый проем, газоотражатели, газоотводящие каналы и т. д.), а также решения по снижению газодинамических воздействий на РН и ПУ (например, системами водоподачи) принято называть газодинамической схемой старта [18].
Для РН легкого класса с тягой от 50 — 300 т, как правило, используется наиболее простая схема старта ракеты с «пускового стола», располагаемого открыто на стартовой площадке. Высота пусковых столов обычно не превышает 4 м. Отвод газов ДУ от ракеты и их растекание в горизонтальном направлении по стартовой площадке или над ней обеспечиваются установкой газоотражателя с числом граней, соответствующим числу сопл ДУ. Такая схема реализована для пусков РН «Космос», «Циклон», «Фалкон-1».
Для ракет-носителей среднего и тяжелого классов с тягой ДУ первой ступени 400 — 4500 т используются преимущественно ПУ, в которых ракета донным срезом или срезом сопл располагается на высоте уровня «нулевой» отметки стартовой площадки или с некоторым заглублением или завышением на 1 — 6 м. В этой схеме старта газоходы, отводящие струи ДУ, заглубляются с последующим выводом над уровнем стартовой площадки с помощью дополнительного лотка с углом подъема ~30° (полузаглубленные схемы старта). Использование схемы стартового сооружения с двумя или тремя газоходами позволяет уменьшить глубину стартового сооружения.
На практике имеются стартовые сооружения с заглублением газоходов до 42 м, что может быть реализовано с использованием рельефа местности. Стартовое сооружение с заглубленными газоходами является в отечественной практике основным. При этом типе сооружения упрощается использование транспортно-установочных агрегатов, доставляющих ракеты в горизонтальном положении. Впервые такие газоотводные лотки были сооружены для стендовых испытаний ракеты Р-7.
Для первых отечественных носителей Р-7, впоследствии РН «Союз», было создано стартовое сооружение однолоткового типа с практически открытыми газоходами. В настоящее время это сооружение тиражировано в стартовом комплексе «Союз — Куру» и строится на космодроме «Восточный».
Для РН «Протон» реализовано стартовое сооружение с двумя заглубленными газоходами, в которые отводятся струи от 6 сопл. Для одноблочной РН «Зенит» разработано сооружение полузаглубленного типа с одним газоходом. Переход с одного газоотводного лотка на два для РН «Зенит» реализован в проекте «Морской старт». Для ракеты «Сатурн V» применена пусковая установка с двумя заглубленными газоходами.
Для ракеты-носителя «Энергия» созданы два сооружения: основное штатное сооружение — с тремя заглубленными газоходами, второе сооружение «Универсальный комплекс стенд — старт» (УКСС) — однолоткового типа. УКСС использовался для проведения стендовых огневых испытаний и осуществления старта. Для ракеты «Ариан-5» создано стартовое сооружение с тремя газоходами.
При конверсионном использовании ракет для вывода космических аппаратов (КА) в качестве ПУ может служить шахтное сооружение со своим технологическим оборудованием для установки ракеты и ее обслуживания — шахтная пусковая установка (ШПУ). На используемую ракету устанавливается дополнительная разгонная ступень с космической головной частью (КГЧ), которая может выступать за верхний срез штатной ШПУ. В этом случае технологическое обслуживание РН и КГЧ при использовании ШПУ не требует создания высоких башен обслуживания. Ударно-волновые, газодинамические, тепловые и акустические воздействия на РН в схеме старта из шахты максимальны, однако они могут быть снижены с помощью специальных экранов и газоотводных элементов.
Другим вариантом ПУ при конверсионном использовании ракет для вывода КА является ПУ на основе открытого пускового стола с расположением на нем транспортно-пускового кон-
тейнера (ТПК) и отодвигаемой башни обслуживания, например, РН «Рокот». Все виды воздействий на РН при старте в варианте этой схемы минимальны. Для уменьшения донного разрежения, возникающего при установке контейнера РН «Рокот» не в шахте, а в свободном пространстве, в нижнем сечении ТПК устанавливается дроссельное кольцо (диафрагма).
Вывод спутников обеспечивается также конверсионными ракетами с помощью минометной схемы старта — РН «Днепр». В этом случае акустические нагрузки максимальны при запуске ДУ на высоте 20 — 25 метров от ТПК, расположенного в ШПУ.
2. ХАРАКТЕРИСТИКА АКУСТИЧЕСКИХ УСЛОВИЙ ПРИ СТАРТЕ
Диапазон изменения определяющих параметров струй ДУ при старте РН: число Маха на срезе сопла Ма = 2 -г 4, степень нерасчетности (отношение давления на срезе соплара к внешнему давлению ре) п = ра /ре = 0.15 г 5, температура в камере Т0 = 2900 г 3700 К, массовая концентрация догорающих компонент на срезе сопла — окиси углерода до 30%, водорода до 2%. Мощность струй ДУ ракет, от легкого до сверхтяжелого класса, тяга которых лежит в широком диапа-
3 5
зоне от 50 до 4500 тонн, имеет порядок от 10 до 10 МВт.
Акустическое излучение при старте определяется газодинамической схемой старта и компоновкой ДУ РН.
Мощность акустических пульсаций ракетно-стартовой системы струи ДУ — стартовое сооружение Жак определяется механической мощностью Жмех струй ДУ и «акустическим» КПД системы пак:
^ак = Пак^мех, ^мех = 0.5Д2/С, (3)
где Я — тяга ДУ; G — расход продуктов сгорания на срезе сопла.
По результатам проведенных исследований акустическое поле ракетно-стартовой системы включает в себя шум от следующих основных источников: свободного участка струй, зоны взаимодействия струй с сооружением, растекающихся струй и отраженного звука. По результатам проведенных исследований для полузаглубленных схем старта пак = 0.006 г 0.015.
Акустические нагрузки на боковой поверхности РН при его начальном положении относительно ПУ максимальны и превышают на 3 — 5 дБ нагрузки при подъеме изделия на высоту 50 — 100 диметров среза сопла, при которой влияние стартового сооружения становится незначительным, а уровень шума определятся акустическим излучением свободных струй ДУ.
При внутриструйном охлаждении, с достаточным для перемешивания расстоянием от сечения яруса водоподачи до газоотражателя, суммарный импульс струи не изменяется и максимальное снижение шума оценивается через эффект снижения механической энергии, пропорционально которой приблизительно изменится и акустическая энергия струи. Отсюда уменьшение шума струи составляет
М = 101св(1 + у), дБ, (4)
где у = аводы/£; Своды — расход воды.
Суммарные уровни внешних акустических давлений зависят, главным образом, от общей тяги двигателей РН и геометрии газоотводящих лотков. Спектры шума, в частности, частота максимума спектра утах (частота, при которой 1/3-октавный спектр шума имеет максимум), зависят от «характерного акустического размера», который в свою очередь определяется газодинамикой блочных струй, взаимодействующих с газоотводящими устройствами. Для условий полузаглубленного старта РН за характерный акустический размер принимается диаметр выходного сечения расчетного сопла Лу. При этом из проведенного обобщения модельных и натурных экспериментальных данных частота максимума спектра шума в головной зоне РН составляет
с М
Утах = (0.2 - 0.3), (5)
где се — скорость звука во внешней среде; Лу • Ла, Ла — диаметр сопла.
170
160
150
140
□
о д й □ ¿Л ^ □ О и г с>
д 4J
a)
10 20 30 40 50 60 70 Расстояние от среза сопл h, м
-5
-10
-15
-20
LIB -Lsum, дБ
-25
- .G (
н ы gO»lO< ^«Ifio В § 2
□о D А
L
б)
0.1
1
Мш
ю
Рис. 1. Обобщение внешних акустических нагрузок при старте РН:
а — распределение суммарных уровней акустических давлений вдоль РН; б — нормализованный третьоктавный спектр в головной зоне РН
О — «Союз» • — «Сатурн-5»
О — «Зенит ▲ — «Ариан-4»
А — «Ангара-5» ■ — Space Shuttle
»□ — «Протон» ♦ — «Энергия»
Следует отметить, что соотношение (5) согласуется с результатами исследований турбулентных струй, распространяющихся с дозвуковой скоростью из дозвукового сопла, представленными в работе [19].
В многосопловых РН характерный акустический размер зависит от плотности компоновки сопл ДУ. Здесь существует два предельных случая. При относительно большом расстоянии сопл между собой характерный размер определяется диаметром одиночных сопл, а в случае плотной компоновки сопл за характерный акустический размер принимается диаметр эквивалентного (по
расходу, импульсу и теплосодержанию) сопла ёэкв = \[7 ■ , где 7 — число сопл.
Так, при сравнительно плотных компоновках сопл, когда отношение расстояния между осями смежных сопл к диаметру среза сопла не превышает величины 2.5, например, для моноблочной РН «Зенит» с ДУ, имеющей четыре сопла, частота максимума спектра составляет 100 — 200 Гц. Это вполне соответствует диаметру эквивалентного сопла, имеющему величину 2.4 м. Для пятиблочной РН «Союз» частота максимума спектра акустического излучения при старте составляет 300 — 400 Гц, что соответствует диаметру эквивалентного сопла одного блока, имеющему величину 1 м. Струи от блоков РН «Союз» при старте газодинамически не объединяются между собой и излучают акустическое поле независимо. В общем случае характерный акустический размер определяется из экспериментальных исследований.
Результаты анализа и обобщения имеющихся данных по измерениям внешних суммарных и спектральных уровней акустических давлений при старте ракет-носителей [16] приведены на рис. 1.
Как видно, наибольшему воздействию подвергается РН «Протон», суммарные уровни акустических давлений в головной зоне достигают 154 дБ. Это обусловлено относительно неглубо-
ким стартовым сооружением РН «Протон» (7 — 8 м) при тяге ДУ 900 тс. Наименьшие акустические нагрузки на РН реализуются при старте РН «Союз», имеющей стартовое сооружение глубиной 27 — 42 м при тяге ДУ 480 тс. Максимальные суммарные уровни акустических давлений при старте РН «Союз» в головной зоне составляют 149 дБ.
Несмотря на то, что представленные данные относятся к различным РН (моноблочные и многоблочные компоновки ракет с разными двигательными установками), стартующим со стартовых сооружений различной формы и заглубления, нормализованные третьоктавные спектры акустического давления в районе головного обтекателя хорошо группируются. Как видно, акустические нагрузки в кормовой части носителя составляют 160 — 166 дБ, а в зоне головного обтекателя достигают уровней 148 — 154 дБ.
3. ИНЖЕНЕРНАЯ МЕТОДИКА РАСЧЕТА
Для оценки широкополосного акустического поля, возникающего при старте, разработана новая полуэмпирическая методика [20 — 22]. Она основывается на обобщении натурных данных, на результатах проведенных методических экспериментальных исследований акустики при взаимодействии струй с типовыми элементами стартовых сооружений. Экспериментально рассматривались различные характерные типы взаимодействия: с нормальной к струе плоской преградой, с нормальной к ней плоской преградой с отверстием, с односкатным или двухскатным отражателем и т. д. В каждом из случаев выделялись основные области шумообразования, описываемые соответствующими полуэмпирическими акустическими моделями: свободная струя, отраженный звук, зона взаимодействия, растекающаяся струя.
Разработанные методики расчета различных типовых взаимодействий струи и отражателя представляют собой отдельные «кирпичики», которые используются для оценки акустического поля, возникающего при взаимодействии струй двигателей РН со стартовым сооружением.
Для оценок акустического поля сложных компоновок проводится анализ геометрических характеристик носителя и газоотражателя для определения характерного линейного размера источников:
применительно к одиночной (в общем случае нерасчетной) струе в качестве такого характерного размера выбирается диаметр эквивалентного по расходу, импульсу и теплосодержанию расчетного сопла (dj);
при плотной компоновке, когда отношение расстояния между осями смежных сопл к диаметру среза сопла не превышает величины 2.5, в качестве характерного линейного размера, определяющего частоту максимума в спектре акустического излучения, следует выбрать диаметр эквивалентного по суммарным расходу, импульсу и теплосодержанию сопла;
при более свободной компоновке сопл, как правило, можно рассчитывать акустическое поле от каждой струи отдельно с последующим суммированием спектров в расчетной точке.
В ряде случаев критерий «плотности» компоновки сопл не является единственным при выборе характерного линейного размера акустических источников. Другими влияющими на него факторами могут оказаться конфигурация и геометрические параметры стартового сооружения (количество газоходов и глубина газоотводящих лотков). Обычно это важно при неглубоких газоотводящих лотках и плотных или промежуточных компоновках сопл.
Когда глубина газоотводящих лотков невелика, то значительный вклад в акустическое поле вносят растекающиеся по лоткам струи. Удачным выбором характерных линейных размеров таких акустических источников может оказаться величина, пропорциональная диаметру струи с расходом, равным расходу через один газоход.
Отличием разработанной инженерной методики от аналогичной методики NASA [23] является учет влияний температурного фактора на дальнобойность (длину начального участка) сверхзвуковых струй ДУ РН.
Представленная инженерная методика позволяет получить оценку характеристик акустического поля на начальной стадии проектирования. А после проведения экспериментальных исследований на маломасштабных моделях, расчетная методика адаптируется к рассматриваемой газодинамической схеме старта и используется для уточнения пересчета модельных данных на натурные условия.
4. ЭКПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ МЕТОДИКА
Экспериментальное исследование акустики старта представляет собой научно-техническую проблему, обусловленную как сложностью воспроизведения и моделирования газодинамических процессов при старте, так и необходимостью подобия моделей с учетом сложных геометрических элементов, присущих газоотводящим устройствам.
При физическом моделировании возникают следующие задачи:
обоснование выбора рабочих тел, оптимального масштаба и требуемых режимов работы модельных газогенераторов, обеспечивающих воспроизведение определяющих натурных условий;
обоснование и разработка программы испытаний, обеспечивающей полноту и достаточность отработки акустики;
изготовление моделей, проведение экспериментальных исследований, их обработка и анализ; разработка методики пересчета модельных данных на натурные условия. В качестве определяющих критериев моделирования газодинамических и акустических процессов при старте приняты следующие параметры: число Маха Ма, степень нерасчетности п и полуугол раскрытия сопла 0а на срезе натурных и модельных сопл. Равенства чисел Ма и угла 0а натурным при составах рабочих тел модельных газогенераторов, отличающихся от натурных, осуществляются соответствующим выбором профилей модельных сопл, а требуемая степень нерасчетности на срезе модельного сопла обеспечивается соответствующим давлением в камере сгорания.
Величина диаметра среза модельного сопла, геометрические параметры ПУ и положения модели РН относительно ПУ задаются согласно выбранному масштабу модели. Максимальный масштаб моделей Мм оценивается следующим образом:
Мм = (^нат/^мод)0'5,
где Лнаг, Дмод — натурная и модельная тяга ДУ соответственно.
Минимальный масштаб определяется реализацией турбулентного режима истечения струй. Обычно при числе Рейнольдса, вычисленном по параметрам на срезе сопла, превышающим величину порядка 104, струю можно считать турбулентной. На практике в ЦНИИмаш проводились исследования газодинамики и акустики старта с температурой в камере 2850 К при минимальном диаметре выходного сечения модельных сопл 20 мм на модели масштаба 1:72 РН «Зенит».
Натурные топлива НДМГ + АТ, керосин — кислород, водород — кислород имеют следующие температуры в камере сгорания: Т0 = 3400 — 3500 К, Т0 = 3500 — 3700 К, Т0 = 3800 — 3900 К соответственно. Воспроизведение таких величин в модельных условиях крайне затруднено в связи с проблемами создания модельного газогенератора на натурных криогенных компонентах, а также тепловой стойкости модельных сопл. Поэтому для задач акустики старта традиционно применяются модельные газогенераторы с температурой в камере 1800 — 2850 К, которые требуют пересчета модельных данных по температурному фактору на натурные условия. В этой связи была обоснована возможность исследований акустики старта на импульсном стенде УВ-102 ФГУП ЦНИИмаш с температурой рабочего тела, близкой к натурной за счет использования продуктов горения смеси. Акустические испытания на стенде УВ-102 с натурной температурой рабочего тела позволяют уточнить пересчет модельных данных на натурные условия.
В общем случае экспериментальные исследования акустики старта необходимо проводить на разномасштабных моделях с применением различных типов газогенераторов (например, РДТТ и ЖРД) для исключения модельных внутрикамерных дискретных составляющих акустических пульсаций давления при прогнозировании натурных условий.
За последние 15 — 20 лет эксперименты по отработке газодинамики и акустики старта проводятся на маломасштабной базе ЦНИИмаш (с тягами газогенераторов до 2 тс) и крупномасштабной базе НИЦ РКП (с тягой до 50 тс).
Комплекс маломасштабных газодинамических стендов ФГУП ЦНИИмаш, позволяющий исследовать акустические процессы старта, состоит из следующих установок, являющихся уникальными, т. е. единственными в отрасли:
установки ТТ на твердом топливе различных рецептур (РДТТ) при температуре в камере до 2850 К (баллиститное топливо) (рис. 2);
Рис. 2. Модели РН и ПУ «Ангара А5» на стенде ТТ:
1 — модель пятиблочной РН; 2 — стартовый проем; 3 — «нулевая» отметка; 4 — газоход стартового сооружения
Рис. 3. Модели РН и ПУ «Русь-М» на стенде ПВК:
а — модель 3-блочной 6-сопловой РН; б — модель стартового сооружения и стыковочного блока
Рис. 4. Модели РН и ПУ РН «Союз-2» на стенде УВ-102
установки ПВК с подогревом сжатого воздуха до температуры 2400 К путем сжигания в нем керосина или спирта (воздушно-реактивный двигатель) (рис. 3);
импульсной ударно-волновой установки УВ-102 с термогазодинамическими параметрами рабочего тела модельных двигателей, близкими к натурным (продукты горения смесей кислород — водород — метан — азот) (рис. 4).
На стендах ТТ и ПВК имеется возможность движения модели в процессе испытаний, что позволяет исследовать большое количество вариантов траекторных ситуаций.
Рис. 5. Стенд УТТС
Рис. 6. Модель «Ангара А5» на стенде УТТС
Газодинамические установки ФКП «НИЦ РКП» включают крупномасштабный стенд УТТС (рис. 5, 6) и среднемасштабный стенд ГУС, работающие на твердом топливе. Стенд УТТС имеет следующие характеристики: работа без движения модели РКН; давление в камере сгорания модельной ДУ до 20 МПа; тяга — до 50 тс; Т0 = 2850 К; моделируется система водоподачи (рис. 5). Стенд ГУС имеет тягу до 7 тс и расположен практически в «открытом» пространстве, что дает возможность оценить влияние стенок боксов установок ПВК, ТТ и УВ-102 на акустические измерения.
Экспериментальные исследования акустики старта проводятся в первую очередь на маломасштабных установках, обеспечивающих оперативное получение данных, с последующими контрольными испытаниями на крупномасштабных стендах.
Основные задачи маломасштабных испытаний: определение максимальных акустических нагрузок при всевозможных траекторных ситуациях, исследование появления «дискретных» составляющих спектра шума, а также оценка влияния температурного фактора.
Основные задачи крупномасштабных испытаний: контрольные измерения при наихудших ситуациях, выявленных при маломасштабных испытаниях, определение влияния масштабного фактора, определение снижения акустических нагрузок системами водоподачи.
Пересчет модельных данных по акустике на натурные условия заключается в следующем. Согласно данным работы [24], акустический КПД свободных струйных течений определяется «акустическим» числом Маха (отношение скорости газа к скорости звука во внешней среде) на срезе сопла Mae = иа / се. Причем, для высокотемпературных струй при Mae > 3 акустический КПД струй практически постоянен и имеет величину ~0.006. Кроме того, как показано в [22], дальнобойность (длина начального участка в диаметрах сопла) сверхзвуковых струй при температуре в камере Тз > 1500 К не зависит от температуры. В этой связи полагается, что при проведении модельных масштабных испытаний на «горячих» стендах ПВК, ТТ, УВ-102 и УТТС воспроизводятся натурный акустический КПД ракетно-стартовой системы и направленность акустического излучения. При этом суммарные уровни акустических давлений пропорциональны мощности струй ДУ и модельные суммарные уровни акустических давлений переносятся на натурные условия посредством прибавления величины
М = 10^
( 3
(ра^а )нат
3
V (ра^а )мод у
. дБ,
(6)
где ра, иа — плотность и скорость газа на срезе сопла.
При выполнении равенства натурных и модельных Ma,
соотношение (6) согласуется
3 3
с (1), поскольку раиа = уМ араса, где у — показатель адиабаты на срезе сопла.
п
а
Ниже приведены «акустические» числа Маха на срезе натурных и модельных сопл, а также поправки (1) к модельным суммарным уровням шума, обусловленные различием натурных (для РН А5) и модельных температур в камере.
Акустическое число Маха на срезе натурных и модельных сопл и величина добавки к суммарным уровням модельного шума для пересчета на натурные условия
Параметр Натурные Модельные условия
условия ТТ ПВК УВ-102
То, К 3900 2860 2124 3900
М^ 9.8 7.4 5.8 9.8
АЬ, дБ 1.0 1.7 0
Акустические испытания на импульсном стенде УВ-102 позволяют дополнить отработку акустики старта новым этапом модельных испытаний с натурной температурой рабочего тела и уточнить пересчет модельных данных на натурные условия.
Как показали результаты экспериментальных исследований акустических процессов при старте с применением горячих струй (То > 1500 К), зависимость модельных третьоктавных спектров акустических давлений от частоты / пересчитывается на натурный масштаб с помощью следующего числа Струхаля:
=
ах М а
(7)
Соотношение (7) для пересчета модельных данных также согласуется с (2). Правомерность пересчета суммарных уровней шума (6) и третьоктавных спектров (7) подтверждена экспериментальными результатами.
С целью выявления возможных дискретных составляющих, обусловленных процессами в камере сгорания натурных двигателей на переходных и стационарных режимах работы, проводятся акустические измерения в ходе огневых стендовых испытаний (ОСИ) двигателей. В ходе натурных пусков проводятся контрольные измерения газодинамических и акустических параметров на старте.
В качестве иллюстраций на рис. 7, 8 представлено сравнение результатов расчетов по изложенной инженерной методике и масштабных испытаний на стендах УВ-102 (М 1 : 30) и ТТ (М 1 : 60) с натурными данными. Работы проводились с целью обоснования возможности
И/з -£виш, дБ
-5 -10 -15 -20 -25 -30
0 п
X х?^ □ а
%§/•о о Л" п о . Х<Х V/
Э х /
/, Гц
10
® нет. 10, 20 х мод. 1:30 УВ-102
100 1000
□ нет. 11А511У —расчет
10000
4 нет. 11А511У " мод. М1:Ы> Т
Рис. 7. Сравнение натурных, модельных (с пересчетом) и расчетных нормированных третьоктавных спектров внешних акустических давлений при старте РН «Союз-2»
/.Sum. дБ 170 т-—
165
160
155
150
145
140
0 10 20 30 40
Расстояние вдоль Pli от среза сопл, м
□ мод. 1:30 УВ-102 О нат. Союз-2 -расчет
Рис. 8. Изменение суммарных уровней внешних акустических давлений вдоль РН «Союз-2» при старте
¿sum, дБ
170 165 160 155 150 145
0 10 20 30 40 50 60
Расстояние от днища, м -О-ГУС -О- У TTC без воды -О-ПВК --УТТС с волой
Рис. 9. Распределение максимальных уровней акустических давлений вдоль РКН А5 при старте, полученных на стендах ПВК (М1 : 30), ГУС (1 : 30) и УТТС (1 : 5)
уменьшения штатной глубины газохода стартового сооружения снижения РН «Союз-2» для условий космодрома «Восточный». На рис. 7 приведены нормированные спектры шума, на рис. 8 — распределение суммарных акустических давлений вдоль поверхности РН. Как видно, результаты расчетов и модельных испытаний согласуются между собой и с натурными измерениями.
С применением изложенного подхода в настоящее время типовой объем маломасштабных акустических испытаний для отработки акустики старта многоблочных РН составляет 50 — 100 пусков и крупномасштабных 5 — 10 пусков. Такое количество испытаний было проведено для отработки акустики старта семейства РН «Ангара», причем крупномасштабные испытания проводились только для пятиблочной РН А5 и на модели РДТТ без создания крупномасштабной ЖРД модели. Следует отметить, что при отработке газодинамики старта РН «Зенит» было проведено около 1000 маломасштабных и 100 крупномасштабных испытаний, из них приблизительно четверть акустических.
Данные наземной отработки акустики старта РН А5 на маломасштабных стендах ПВК (М 1 : 30) и ГУС (М 1 : 30) без моделирования водоподачи и крупномасштабном стенде УТТС как с моделированием, так и без моделирования водоподачи приведены на рис. 9, 10. На рис. 9 представлены прогнозируемые суммарные уровни шума вдоль РН (без поправок таблицы). На рис. 10 приведены нормированные спектры шума. Как видно, результаты маломасштабных испытаний на стендах ПВК И ГУС согласуются между собой и с результатами крупномасштабных
/, 1/3-/,5ит, дБ О 1
-5
-30 -
10
100
/, Гц 1000
-ПВК
->М5 ГУС
"ОИсп.14 УТТС -й-Исл,12 УТТС
Рис. 10. Прогнозируемые спектры акустических давлений в головной зоне РКН А5 при старте, полученные на стендах ПВК (М 1 : 30), ГУС (1 : 30) и УТТС (1 : 5)
испытаний на стенде УТТС. Данные рис. 9 показывают, что внутриструйная система водоподачи, используемая при старте РН А5, приводит к снижению акустических нагрузок на величину более 2 дБ.
Изложенный метод позволил отработать акустику комплексов «Морской старт», «Рокот», «КСЛВ», «Союз-2 этап 1в», «Союз-2» для космодромов «Куру» и «Восточный» на маломасштабной базе без дорогостоящих крупномасштабных испытаний. На стенде ПВК проведены экспериментальные исследования акустики старта РН «Русь-М» на моделях М 1 : 40 и РН А5 на моделях М 1 : 30 для стартовых сооружений космодрома «Восточный», материалы которых вошли в эскизные и технические проекты.
Представлена методика физического моделирования акустических процессов при старте ракет на разномасштабных моделях с различным химическим составом рабочих тел с пересчетом модельных данных на натурные условия и оптимизацией состава моделей и объема испытаний.
Предложенные методы основаны на обобщении данных модельных и натурных измерений акустики старта различных РН и разработанной инженерной методике расчета акустических полей при старте. Оптимизация наземной отработки акустики реализована применением крупномасштабной модели РДТТ без создания более дорогостоящей крупномасштабной ЖРД модели, уменьшением количества испытаний на крупномасштабных стендах с заменой их маломасштабными испытаниями на стенде керосин — воздух.
Применение маломасштабного импульсного стенда УВ-102 с воспроизведением натурной температуры рабочего тела продуктами горения смесей кислород — водород — метан — азот позволяет уточнить пересчет модельных данных на натурные условия.
Изложенные методы рекомендуются для отработки газодинамики старта перспективных, в том числе пилотируемых, ракетно-стартовых систем космодрома «Восточный».
1. Губанов Б. И. Триумф и трагедия «Энергии». — Ниж. Новгород: Изд. НИЭР, 1998, 1020 с.
2. Сырчин А. Ф., Хотулев В. А. Акустическая среда при старте РН сложной компоновки // Ракетно-космическая техника. ЦНИИмаш. 1993. Сер. 2, вып. 2, с. 15 — 20.
3. Методы отработки научных и народохозяйственных ракетно-космических комплексов / Под общей ред. В.Ф. Грибанова.— М.: Машиностроение, 1995, 347 с.
4. Белошенко Б. Г., Сафронов А. В., Хотулев В. А. Газодинамика старта: от «Гагаринской» ракеты до ракет космического назначения на космодроме «Восточный» // Космонавтика и ракетостроение. 2011. Т. 2, № 63, с. 168 — 175.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
ЛИТЕРАТУРА
5. Лапыгин В. И., Хотулев В. А., Сафронов А. В. Методы математического моделирования в исследованиях проблем старта ракет-носителей // Космонавтика и ракетостроение. 1999, вып. 17, с. 74 — 86.
6. Белошенко Б. Г., Кудрявцев В. В., Сафронов А. В., Хотулев В. А., Шилов Л. А. Использование в новых экономических условиях опыта экспериментальной отработки газодинамики старта и ее дополнение элементами математического моделирования // Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. 2002. № 8, с. 32 — 37.
7. Белошенко Б. Г., Кудрявцев О. Н., Паджев С. Н., Шилов Л. А., Хотулев В. А. Результаты экспериментальной отработки газодинамики старта ракет, создание отраслевой базы и системы экспериментальной отработки // Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. 2002. № 8, с. 25 — 31.
8. Бирюков Г. П., Бут А. Б., Хотулев В. А., Шилов Л. А. Особенности отработки газодинамики старта ракетоносителя «Зенит» и использование полученных результатов в рамках проекта «Морской старт» и разрабатываемых перспективных проектах // Космонавтика и ракетостроение. 2004. № 2(35), с. 35 — 41.
9. Tsutsumi S., Takaki R., Shima E., Fujii K., Arita M. Generation and propagation of pressure waves from H-IIA launch vehicle at lift-off // AIAA Paper 2008-390, Jan.
10. Tsutsumi S., Kato S., Fukuda K., Takaki R., Ui K. Effect of deflector shape on acoustic field of launch vehicle at lift-off // AIAA Paper 2009-328, Jan.
11. Абдурашидов Т. О., Белошенко Б. Г., Бут А. В., Хотулев В. А., Сафронов А. В. и др. Обобщение опыта наземной отработки газодинамики старта РКН «Ангара» для выбора стартовых сооружений РКН космодрома «Восточный» / Труды XXXV академических чтений по космонавтике «Актуальные проблемы Российской космонавтики». — Москва, январь 2011.
12. Меркулов Е. С., Сафронов А. В., Хлыбов В. И. Автоколебания при взаимодействии многоблочных струй двигательной установки ракет со стартовым сооружением / Труды XXXVI академических чтений по космонавтике «Актуальные проблемы Российской космонавтики». — Москва, январь 2012.
13. Абдурашидов Т. О., Белошенко Б. Г., Бут А. Б., Хотулев В. А., Сафронов А. В. и др. Сопровождение создания нового стартового сооружения ракеты с ДУ тягой 200 тонн отработкой газодинамики старта на маломасштабных и среднемасштаб-ных моделях / Труды XXXVII академических чтений по космонавтике «Актуальные проблемы Российской космонавтики». — Москва, январь 2013.
14. Белошенко Б. Г, Казаков А. А., Сафронов А. В., Рыбак С. П. и др. Результаты Экспериментальных исследований газодинамики старта РКН «Союз-2-3» и «Союз-2» с различной глубиной газохода / Труды XXXVII академических чтений по космонавтике «Актуальные проблемы Российской космонавтики».— Москва, январь 2013.
15. Дегтярь В. Г., Меркулов Е. С., Сафронов А. В., Хлыбов В. И. Результаты расчетно-экспериментальных исследований газодинамических процессов при взаимодействии многоблочных струй ракетных двигателей с газоотражателем стартового сооружения // Космонавтика и ракетостроение. 2013, вып. 1(70), с. 37 — 45.
16. Кудрявцев В. В., Сафронов А. В. Акустические нагрузки при старте ракет-носителей / Материалы XXI научно-технической конференции по аэродинамике.— ЦАГИ, 2010.
17. Липницкий Ю. М., Сафронов А. В. Наземная отработка акустики старта ракет-носителей / Четвертая всероссийская конференция «Вычислительный эксперимент в аэроакустике». 17 — 22 сентября 2012.— Светлогорск, Калининградская область.
18. Руководство для конструкторов. Т. 2, кн. 2, 3. Газодинамика старта изделий РКТ. — Королев: ФГУП ЦНИИмаш, 2010, 162 с.
19. Крашенинников С. Ю., Миронов А. К. О свойствах течения в турбулентной струе и экспериментальном определении положения источника звука // Ученые записки ЦАГИ. 2012. Т. XLIII, № 4, с. 3 — 19.
20. Кудрявцев В. В., Сафронов А. В., Рыбак С. П. Акустическая среда при взаимодействии струи с отражателем // Космонавтика и ракетостроение. 2006. № 3 (44), с. 64 — 73.
21. Kudryavtsev V. V., Safronov A. V. Similarity at interaction of main part of supersonic high temperature jets with an obstacle / Proceedings of the 2nd European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS 2007). — Brussels (Belgium), July, 2007.
22. Verner J., Koudriavtsev V., Safronov A. Simplified approach of jet aerodynamics with a view to acouctics // AIAA J. 2006, V. 44, N 7, p. 1690 — 1693.
23. Eldred K. M. Acoustic loads generated by the propulsion system // NASA SP-8072, 1971.
24. Lighthill M. J. Jet Noise//AIAA J. 1963. V. 1, N 7, р. 1507 — 1517.
Рукопись поступила 15/II2013 г.
