К середине 60-х годов благодаря достигнутому прогрессу в понимании рабочего процесса ЖРД и большому опыту, накопленному при проектировании агрегатов и систем двигателей, огневой этап отработки динамических режимов ЖРД превратился в значительной степени из поискового в проверочный, имеющий своей целью подтверждение надежности решений, принимаемых на этапах проектирования и доводки агрегатов двигателя. В связи с этим важную роль стало играть совершенствование методов стендовой отработки двигателей, обеспечивавших повышение эффективности физического моделирования процессов и получение от каждого экземпляра испытываемого двигателя максимальной информации.
Далее рассматриваются сформулированные в 60-е годы автором и В.М. Калниным предложения, связанные с совершенствованием и дальнейшим развитием методики отработки переходных режимов ЖРД.
Цель выдвинутых предложений состояла в том, чтобы: обеспечить комплексное использование методов физического и математического моделирования; повысить достоверность физического моделирования "ракетных" условий; более эффективно применить современные вычислительные средства.
1. Физическое моделирование при огневых испытаниях направлено на то, чтобы максимально приблизить условия наземной отработки двигателей к условиям их работы в составе ракет. Имитация "ракетных" условий должна производиться по всем физическим факторам, характеризующим условия работы двигателей в составе ракет, в том числе: по условиям поступления топлива в двигатели - гидродинамическое подобие; по условиям закрепления двигателей - механическое подобие; по условиям высотности и тепловых режимов - газодинамическое и теплофизическое подобие и по условиям действия массовых сил - гравитационно-массовое подобие. На практике наиболее широко применяются методы моделирования гидродинамического, газодинамического и теплофизического подобия, реже - гравитационно-массового подобия. Разработанные критерии гидродинамического подобия являются общепризнанными и широко применяются в практике стендовых испытаний. Их внедрение существенно сократило потери материальной части и сроки доводки двигателей, особенно при отработке запуска и других переходных режимов.
Значительный эффект дают также освоенные на практике методы моделирования теплофизического подобия на стендах, реализуемые путем термостатирования конструкции двигателей и компонентов топлива перед началом испытаний. Они обеспечивают близкое к штатному тепловое состояние элементов конструкции двигателей, особенно при проведении огневых испытаний ракетных блоков. Наименее разработанными и освоенными сегодня являются методы моделирования на стендах механического взаимодействия двигателей с конструкцией ракет.
Обеспечение механического подобия. Опыт отработки мощных ЖРД свидетельствует о том, что аномальное механическое взаимодействие двигателей с конструкцией ракет может приводить к потере работоспособности двигателей в полете. В связи с этим для повышения полноты физического моделирования ракетных условий при стендовых испытаниях двигателей целесообразно наряду с выполнением условий гидродинамического и теплофизического подобия обеспечивать также механическое подобие. Наиболее благоприятные условия для механического подобия могут быть созданы на крупных стендах, где испытываются двигатели в составе ракетных блоков. Приближенное воспроизведение механического подобия может быть обеспечено также и при стендовых испытаниях одиночных двигателей.
Механическое подобие упругомассовых свойств стендовых и ракетных систем может выдерживаться лишь в ограниченных пределах.
В качестве критериев подобия могут быть приняты условия, необходимые для приближения в определенном частотном диапазоне комплексных частотных характеристик стендов и ракет по механическим перемещениям двигателей под действием колебаний силы тяги.
Из-за сложности решения задачи в полном объеме в качестве приближения может приниматься выполнение следующих более простых условий: равенство полных статических перемещений двигателей в продольном и обоих поперечных направлениях под действием полной (номинальной) силы тяги; равенство собственных частот первого тона продольных и поперечных колебаний двигателей на раме стенда и в силовом каркасе ракеты.
К этим условиям нужно добавить еще соблюдение равенства коэффициентов жесткости и собственных частот колебаний топливных трубопроводов, связывающих двигатели с ракетой, и имитацию вибровоздействия от работающих двигателей других ступеней.
В случае необходимости, вместо первого тона может выбираться какой-либо из более высоких тонов. При рациональном проектировании схем стендов наличие жесткой броневой защиты, отделяющей огневой отсек от отсека топливных баков, не является принципиальным препятствием для выполнения указанных ранее условий подобия, поскольку элементы, моделирующие упругомассовые свойства конструкции ракеты, размещаются за броневой защитой.
Для выполнения указанных критериев механического подобия испытания двигателей целесообразно проводить на специальных упругих подвесах, осуществляемых на механических или на пневмогидравлических упругих элементах.
В процессе создания двигателей для ракеты Н1 в ОКБ С.П. Королева и Н.Д. Кузнецова совместно с НИИ была разработана схема и методика специальных огневых испытаний ЖРД НК-33 на упругом подвесе с заданием дозированных низкочастотных (2...100 Гц) колебательных перегрузок в местах крепления двигателя к ракете.
Цель динамических испытаний состояла в: проверке работоспособности двигателя; определении динамических (частотных) характеристик.
Проверка работоспособности двигателя включала в себя проверку прочности конструкции и подтверждение нормального функционирования всех систем двигателя в условиях динамических нагружений. Необходимость экспериментального определения частотных характеристик по каналу "перегрузка - тяга" вытекала из результатов теоретических исследований, согласно которым механические колебательные движения двигателей, возникающие при их работе в условиях взаимодействия с упругой конструкцией ракеты, могут оказывать заметное влияние на тягу и другие параметры режима работы двигателей. При неблагоприятных условиях это может приводить к возникновению продольно-поперечной неустойчивости ДУ ракеты.
Схема испытаний включала в себя двигатель, устанавливаемый на упругом подвесе. Подвес представлял собой подвижную платформу, подвешенную на параллельно включенных пружинах по типу пружинного матраца. Эта платформа вместе с двигателем могла совершать колебания в вертикальной плоскости. Дополнительная уравновешивающая масса, прикрепленная снизу к подвижной платформе, служила для совмещения центра тяжести подвеса с осью действия возбуждающей силы. К установленному на упругом подвесе двигателю подсоединялись штатные топливные магистрали.
Ограничение максимального осевого перемещения двигателя, регламентированное допускаемой деформацией трубопроводов ракеты (15 мм для ракеты Н1), обеспечивалось предварительной затяжкой пружин подвеса, осуществляемой до пристыковки трубопроводов к двигателю.
Для получения требуемых амплитуд колебательных перегрузок в диапазоне низких частот наряду с применением механических вибраторов направленного действия было рекомендовано использование в качестве задатчика колебаний испытуемого двигателя, снабженного специальным пульсатором расхода в линии горючего газогенератора.
Динамические испытания должны были проводиться вблизи номинального режима и других режимов работы двигателей в диапазоне частот и перегрузок, характерных для ракеты Н1 (f = 5...60 Гц), включая собственную частоту корпуса ракеты, дискретную составляющую пульсаций донного давления, собственную частоту подвеса периферийных двигателей. Задаваемые перегрузки должны были быть близкими к предельно допустимым по ТЗ на двигатель. Максимальная продолжительность испытаний соответствовала полетному ресурсу работы двигателя в составе ракеты.
Была разработана методика расчета параметров упругого подвеса, обеспечивающих возможность получения требуемых амплитуд колебаний при ограниченной располагаемой величине возбуждающей силы.
Расчет носил оценочный характер и проводился при следующих основных допущениях: возбуждающая сила направлена вертикально; двигатель вместе с подвижной частью рассматривался как единая масса - монолит; влияние жесткости коммуникаций не учитывалось; расчет проводился для некоторой области наиболее вероятных значений декремента затухания колебаний двигателя на подвесе в пределах d = 0,06…0,6.
Расчеты показали, что для проверки работоспособности двигателя НК-33 в заданном диапазоне перегрузок требуется всего 4-5 огневых испытаний двигателя с заданием динамических возмущений по предложенной методике. Однако эти испытания не были проведены в связи с прекращением работ по ракете Н1.
Рекомендуемые испытания выходят за рамки обычной наземной отработки ЖРД и относятся к разряду специальных исследовательских работ, направленных на повышение эффективности функциональных стендовых проверок двигателей и их систем.
(Продолжение в следующем номере).