СПОСОБ СНИЖЕНИЯ АКУСТИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА РАКЕТУ-НОСИТЕЛЬ ПРИ ЕЕ СТАРТЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ СНИЖЕНИЯ АКУСТИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА РАКЕТУ-НОСИТЕЛЬ ПРИ ЕЕ СТАРТЕ
METHOD OF DECREASING ACOUSTIC EFFECTS ON CARRIER ROCKET IN LAUNCHING AND DEVICE TO THIS END

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности, предназначенного для защиты ракеты-носителя и полезного груза от акустического воздействия газовой струи ракетных двигателей, а также от теплового воздействия на хвостовой отсек ракеты-носителя ее при старте, и может быть использовано при запуске многоблочных ракет-носителей.
Запуск мощных многоблочных ракет космического назначения от момента включения ракетных двигателей до их подъема на высоту ~50…60 м над стартовым столом комплекса сопровождается мощными акустическими воздействиями от истекающих из ракетных двигателей высокоскоростных и высокотемпературных струй продуктов сгорания на ракету-носитель и ее головную часть с полезной нагрузкой, а также тепловым воздействием на нижнюю часть ракеты.
В связи с этим возникает задача по снижению этих отрицательных воздействий.
Известен способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте, включающий создание замкнутой водяной завесы вокруг хвостового отсека ракеты-носителя и струи продуктов сгорания [см. патент РФ №2320883, МПК F02K 1/34, А62С 2/08, B64G 5/00, 2006]. Кроме этого подачу воды осуществляют вверх и вниз параллельно ракете-носителю и газовой струе в виде водяной пелены замкнутой кольцевой формы.
Многоблочные ракеты-носители, типа «Союз», устанавливаются на стартовом столе таким образом, что хвостовая часть ракеты-носителя размещается в огневом проеме стартового стола стартового комплекса с радиальным зазором, при этом огневой проем имеет диаметр, существенно больший, чем поперечный размер ракеты-носителя. Это делается для того, чтобы при отходе ракеты-носителя от стартового сооружения расширяющиеся струи продуктов сгорания не повреждали стартовое сооружение.
Недостаток известного способа снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте заключается в том, что он фактически обеспечивает только защиту оборудования, установленного на стартовом столе, и элементов стартового сооружения, и находящегося за водяными завесами. Это связано с тем, что между хвостовой частью ракеты-носителя с истекающими струями продуктов сгорания и вертикальной (вверх и вниз) водяной завесой образуется радиальный зазор. При этом величина зазора переменная и определяется разницей между диаметром вертикальной водяной завесы и габаритами и конфигурацией боковых блоков ракеты-носителя. Наличие этого зазора приводит к тому, что акустическое излучение, которое создается работающими двигателями, распространяется вдоль ракеты без ослабления и оказывает интенсивное воздействие как на саму ракету-носитель, так и на ее головную часть с полезной нагрузкой, что может привести к выходу из строя находящегося в них оборудования.
Известно устройство для снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте, содержащее размещенный на стартовом столе осесимметрично относительно оси ракеты-носителя кольцевой водовод с патрубками подвода воды и каналами для подачи воды на завесу, выполненными на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода [см. патент РФ №2320884, МПК F02K 1/34, А62С 2/08, B64G 5/00, 2006].
Перед запуском двигателей ракеты-носителя подают воду под давлением в кольцевой водовод, из которого вода из щелей, выполненных в верхнем и нижнем торцах водовода, в виде сплошных замкнутых кольцевых завес соответственно поднимается вверх и сливается вниз относительно хвостовой части ракеты-носителя и струй продуктов сгорания из ее двигателей. Полость же между боковой поверхностью струй продуктов сгорания и внутренней боковой поверхностью полой цилиндрической водяной завесы заполнена только атмосферным воздухом, который, как известно, хорошо проводит как акустическое, так и тепловое излучение. В связи с этим использование известного устройства не может обеспечить эффективной защиты полезной нагрузки и ракеты-носителя от акустического воздействия и хвостового отсека от теплового воздействия.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в разработке способа организации водяной завесы и реализующего его устройства, обеспечивающих повышение эффективности защиты головной части с полезной нагрузкой и собственно ракеты-носителя от акустического воздействия, а также от теплового воздействия стартового сооружения и нижней части ракеты-носителя в момент старта и при отходе ракеты от стартового стола.
Это достигается тем, что в способе снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте, включающем создание замкнутой водяной завесы вокруг хвостового отсека ракеты-носителя и струи продуктов сгорания, согласно изобретению создают замкнутую водяную завесу, прилегающую к хвостовому отсеку ракеты-носителя и струе продуктов сгорания, которую формируют нисходящие потоки падающих струй, предварительно направленных вверх под углом к оси ракеты-носителя, при этом нисходящие потоки от отдельных струй падают у хвостового отсека с частичным перекрытием, при этом замкнутую водяную завесу создают в виде капельной пелены.
Это достигается тем, что в устройстве для снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте, содержащем размещенный на стартовом столе осесимметрично относительно оси ракеты-носителя кольцевой водовод с патрубками подвода воды и каналами для подачи воды на завесу, выполненными на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода, на каждом канале, выполненном на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода, закреплена втулка со сквозным отверстием, при этом на каждой втулке закреплен насадок с возможностью изменения его углового положения относительно вертикали.
При этом втулки и насадки соединены шаровыми шарнирами, а в каждом насадке установлен запорный орган, а на выходе - съемная заглушка.
На фиг.1 изображено в поперечном разрезе устройство, реализующее предложенный способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте, на фиг.2 - поперечное сечение втулки с насадком для создания струи воды в увеличенном масштабе, а на фиг.3 - вид А фиг.1.
Устройство для снижения акустического воздействия на ракету-носитель закреплено на стартовом сооружении 1 и содержит кольцевой водовод 2 с выполненными на его верхней торцевой поверхности 3 каналами 4, закрепленный на стартовом сооружении 1 соосно с многоблочной ракетой-носителем 5. На каждом канале 4 соосно и герметично закреплены втулки 6 со сквозными осевыми каналами 7. Ракета-носитель 5 установлена в огневом проеме 8 стартового сооружения 1 соосно и с радиальным зазором. Во втулках 6 закреплены с помощью шаровых шарниров 9 и накидных гаек 10 полые насадки 11. Шаровые шарниры 9 и накидные гайки 11 обеспечивают изменение углового положения насадков 11 относительно вертикали. В насадках 11 установлены запорные органы 12, а на их концах - съемные заглушки 13. Вода в кольцевой водовод 2 подается через патрубки 14.
Способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте реализуется следующим образом.
После установки в огневом проеме 8 стартового сооружения 1 ракеты-носителя 5 в период проведения подготовительных операций к ее запуску производят подготовку системы создания водяной завесы. Для этого проверяют закрытие запорных органов 12 на всех насадках 11 (предварительно насадки 11 устанавливают вертикально) и снимают заглушки 13, после чего в кольцевой водовод 2 подают воду под рабочим давлением. После этого на первом насадке 11 открывают запорный орган 12 и вода, расширяясь, истекает вверх параллельно ракете-носителю 5. Известно, что истекающая под давлением из цилиндрической трубы струя воды при взаимодействии с атмосферным воздухом распадается на отдельные капли, образуя пучок капель с углом конусности ~ 6 градусов. После достижения зенита струя капель под действием силы тяжести, исчерпав запасенную энергию, начинает падать вниз в зазор между ракетой-носителем 5 и стенками огневого проема 8, продолжая расширяться с тем же углом конусности. Используя шаровой шарнир 9 насадка 11 и ослабляя гайку 10, наклоняют насадок 11 в направлении вершины ракеты-носителя 5 таким образом, чтобы нисходящая часть 15 пучка капель воды струи 16 вплотную прилегала к боковой поверхности хвостового отсека ракеты-носителя 5, после этого гайку 10 затягивают. Не закрывая запорный орган 12, на уже настроенном первом насадке 11, открывают запорный орган 12 на втором насадке 11, при этом струя воды из него истекает вверх. Достигнув зенита, струя воды распадается на капли и падает расширяющимся пучком вниз. При этом регулируют положение второго насадка 11 во втулке 6 таким образом, чтобы падающий пучок капель из второго насадка 11 прилегал к боковой поверхности хвостового отсека ракеты-носителя 5 и частично перекрывал соседний пучок капель воды от первого насадка 11. После этого на первом, ранее настроенном, насадке 11 закрывают запорный орган 12 и ставят заглушку 13. Затем приступают к настройке третьего насадка 11 при работающем втором насадке 11. Аналогично осуществляют настройку всех насадков 11 на кольцевом водоводе 2. После настройки всех насадков 11 отключают подачу воды в водовод 2 (запорные органы 12 на всех насадках 11 открыты и установлены заглушки 13).
Перед пуском ракеты-носителя 5 снимают заглушки 13 с насадков 11. Непосредственно перед стартом в водовод 2 подают под давлением воду, которая истекает из насадков 11 вверх в направлении вершины ракеты-носителя 5 в виде расширяющихся струй, которые после прохождения своего зенита разворачиваются и падают вниз в виде расширяющихся пучков капель воды. Поскольку все насадки 11 были заранее настроены таким образом, чтобы падающие расширяющиеся пучки капель воды частично перекрывали друг друга в нижней части ракеты-носителя 5 и прилегали к боковой поверхности хвостового отсека ракеты-носителя 5 по всему ее периметру, образованная из капель сплошная замкнутая завеса по конфигурации соответствует конфигурации поперечного сечения наружной поверхности ракеты в ее нижней части. После запуска двигателей ракеты-носителя продукты сгорания создают мощное акустическое излучение. За счет того, что водяная завеса прилегает к боковой поверхности хвостового отсека ракеты-носителя 5 вплотную по всему ее периметру, струя продуктов сгорания и образующееся мощное акустическое излучение становятся изолированными сверху и сбоку кольцевой водяной завесой. Поэтому акустическое воздействие высокотемпературных струй продуктов сгорания поглощается кольцевой пеленой капель, препятствуя его распространению вверх вдоль ракеты-носителя 5 к головной части. Кроме того при запуске ракеты-носителя 5 и до подъема ее на высоту нескольких десятков метров пелена капель 15 под эжектирующим воздействием струй продуктов сгорания прижимается к боковой поверхности ракеты-носителя и струям, создавая на периферии струй поверхность, насыщенную водой. Этим самым не только эффективно уменьшается акустическое воздействие струй продуктов сгорания на ракету-носитель, но также тепловое воздействие на хвостовой отсек ракеты-носителя.
При запуске с рассматриваемого стартового сооружения следующей ракеты с другой конфигурацией (например, с другим количеством боковых блоков) все насадки 11 снова настраивают таким образом, чтобы ниспадающие участки истекающих из них струй образовали вокруг нижней части ракеты сплошную пелену капель с конфигурацией, соответствующей конфигурации наружной поверхности нижней части этой ракеты.
Приводим пример оценочного расчета параметров струи подаваемой воды.
Угол наклона водяной струи к вертикали составляет 10 градусов. Диаметр струи воды, истекающей из насадка, составляет 30 мм и вода подается под давлением 0,8 МПа. Для этих условий диаметр пучка капель падающей струи в плоскости кольцевого водовода составит примерно 4 м, а высота струи ~20 м. Расход воды при этом составит примерно 23 кг/с. Расчет выполнен по зависимостям, приведенным в работе А.И.Богомолов, К.А.Михайлов. Гидравлика. Стройиздат, М., 1972 г. Стр.161.
Таким образом, предложенные способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель и реализующее его устройство позволяют эффективно снизить акустическое воздействие струй продуктов сгорания на полезную нагрузку, на ракету в целом, а также тепловое воздействие на хвостовой отсек при старте ракеты-носителя.