Наши НИР по волновой структуре и расчёту газовых струй р.д.

[Я.И. Колтунов]

В связи с проведением исследований старта и полёта ракет в ряде отечественных (НИИ-1 ТП, НИИ-88 Министерства вооружения, ЦАГИ, НИИ-4, ЛМИ и др.) и зарубежных организаций (НАСА, отдельные фирмы США и Европы) делались попытки провести исследования сверхзвуковых газовых струй и создать, хотя бы приближённые, методики их расчёта. В связи с решаемыми мной задачами по исследованию старта и полёта пакетов ракет, мной была предложена и осуществлена комплексная программа, в возможно большей степени учитывающая особенности распространения сверхзвуковых газовых струй и их воздействия на преграды. Мною был проведен анализ всех немногих известных в тот период (до 1949-1954гг.) методик расчёта и экспериментальных данных о газовых струях, а также попыток использования для расчёта сверхзвуковых нерасчётных струй условно приспособленных формально методик расчёта параметров дозвуковых струй (методики Г.Н. Абрамовича для сверхзвуковых так называемых «расчётных струй» – при коэффициенте нерасчётности, близком к единице и методики В.И. Путвинского также без учёта волновой структуры, пытавшегося оценить длину сверхзвукового ядра на основе формального уменьшения в 2-4 раза коэффициента турбулентности в методиках расчёта дозвуковых струй,. Сначала эта проблема решалась мной для холодных сверхзвуковых воздушных или моногазовых моделей струй по всей длине их сверхзвукового участка с развитой сложной волновой структурой, системами волн давления и волн разрежения, развитым пульсирующим турбулентным пограничным слоем переменной толщины и степени турбулентности, имела целью оценить протяжённость сверхзвукового участка, число и расположение узлов волновой структуры, угол раствора струи, длину волны волновой структуры, оценить параметры взаимодействия струи с преградами, газоотводным устройством, толщину, ширину, параметры струи, растекающейся над стартовой площадкой и выявить особенности и параметры их воздействия на пусковой стол, технологическое наземное оборудование, стартовые сооружения, огневые испытательные стенды для ракетных двигателей и ракет. При этом было необходимо провести исследования прежде всего применительно к сверхзвуковым газовым струям с наиболее сложной и развитой волновой структурой с нерасчётным истечением, т.е. таким, при котором давление в струе на выходном срезе сверхзвукового сопла отличается от величины атмосферного давления. А именно нерасчётные газовые струи ракетных двигателей первых ступеней ракет (для ракетных пакетов – и вторых ступеней) являются характерными для большинства разработанных, проектируемых и перспективных ракет в условиях наземного старта. Обращались к частным направлениям этих исследований известнейшие газодинамики Мира: лорд Рэлей, Прандтль,, С.А. Чаплыгин, С.А. Христианович, Буземанн, Н.Е. Жуковский, Бай Ши-И, Л.И. Седов, И.П. Гинзбург и др., однако решить и то лишь частично поставленную задачу удалось только до первого узла между падающими волнами волновой структуры в зоне центральной части ядра холодной струи, т.е. в области, составляющей всего 3-5% от длины сверхзвукового участка или около 0.3 – 1,2 калибра – диаметра выходного сечения сопла, считая от среза сопла. Ещё большей сложностью задача становится для высоконагретой (до 3000-3800 град К) газовой струи реального ракетного двигателя, тем более для многосопловых ракетных двигателей с 2; 3; 4; 5; 6; 16;, 20.; 32 соплами, одновременное истечение сверхзвуковых газовых потоков из которых создает ещё более сложную волновую структуру, внутренний и внешний пограничные слои и т.д. А именно сверхзвуковые высоконагретые газовые струи истекающие из большого числа сопел (4; 6;20-32 и более), характерны для пакетов ракет в условиях старта и полёта.
После проведения предложенных и осуществлённых мною экспериментальных исследований холодных сверхзвуковых одиночных и составных газовых струй по всей длине сверхзвукового участка (до 36, 40 калибров - диаметров выходного сечения сопла на автоматизированных экспериментальных установках в аэродинамической (газодинамической) лаборатории Артиллерийской Академии, позволивших выявить ряд важнейших закономерностей развития волновой структуры аэродинамических моделей ракетных двигателей с числом сопел: 1; 2; 3; 4; 5; 6; 16; 20, с числом М на срезе сопла от двух до 3,64 и коэффициентами нерасчетности от 0,1 до 1,4 (выборочно до 5). Мои научные отчеты (от НИИ-4 МО) по исследованию волновой структуры холодных одиночных и составных воздушных сверхзвуковых газовых струй в 1954-1955гг. была представлены и получили одобрение организаций ракетной отрасли, в том числе ОКБ-1, ЦНИИМАШ, ГСКБ Спецмаш, ОКБ – 456 МОМ, ГСПИ-7 МОМ, ЦПИ -31, НИИП-5, ГЦП, в/ч 25453, Академии наук СССР и др. Я решил проверить полученные результаты при огневых испытаниях штатных и экспериментальных рулевых ракетных двигателей (по проекту ОКБ-1) на стенде ОКБ-1 (второй объект). Разработанные мною экспериментальные установки для исследования струй, приспособленные применительно к стенду ОКБ-1, были изготовлены на Экспериментальном заводе НИИ-4. Разработанная мной программа экспериментальных исследований струй рулевых ракетных двигателей ракеты Р-7 была согласована мною с заместителем С.П. Королёва М.В. Мельниковым (он в период разработки мной дипломного проекта был официальным руководителем моей дипломной работы,в 1947-1948гг. в МАИ;  он  утвердил, подготовленное мной задание на проект, представил мне полную свободу работать над ним и дал положительную оценку выполненной дипломной работы). После согласования с Мельниковым, я представил проект программы, схемы экспериментальных установок, измерительных охлаждаемых гребёнок с датчиками полного напора, статического давления и температуры торможения, а так же измерительной аппаратуры для рассмотрения и утверждения С.П. Королёву, встречался с ним в его кабинете в ОКБ-1. Я обосновал необходимость проведения, состав и объем таких исследований в сложных условиях напряженных технологических и других огневых испытаний рулевых ракетных двигателей ракеты Р-7 на стенде ОКБ-1. С.П. Королёв дал высокую оценку моим разработкам и предложениям и дал согласие на проведение мною систематических экспериментов по исследованию струй при продолжительных (до 400 сек.) огневых испытаниях ракетных двигателей на стенде. Особое внимание С.П. Королев обратил на необходимость исключения повреждения стендового оборудования единственного тогда в стране огневого испытательного стенда для отработки и приемосдаточных, а также технологических испытаний рулевых ракетных двигателей ракеты Р-7, а также для проведения экспериментальных исследований новых разработок. Ему понравилось предложенное мной конструкторское решение по размещению охлаждаемой гребенки на охлаждаемом корпусе (бочке), позволяющем отвести газовую струю от стендовых конструкций в газоход не только при неподвижном положении рулевого двигателя, но и при его качаниях в соответствии с программой испытаний. При этих испытаниях предусматривалась автоматизированная запись измеренных параметров с использованием осциллографов и многоканального наземного регистратора, имеющихся на стенде. Предусматривалось так же перемещение бочки с гребенкой вдоль оси газовой струи посредством червячной передачи по команде с пульта управления, что позволяло «прочесать» значительную область сверзхзвуковых газовых струй ракетных рулевых двигателей с тягой 2,5 и 3,2 тонны, а так же газодинамического экспериментального ракетного двигателя с тягой 4,1 тонны.
С.П. Королёв при встрече сказал, что экспериментальное исследование волновой структуры холодных и высоконагретых одиночных и составных сверхзвуковых газовых струй давно было мечтой настоящих ракетчиков, но сложность проведения таких исследований отпугивала многих даже при проведении этапов исследований в аэродинамических трубах с открытой рабочей частью. Особенно трудным представлялось надёжное охлаждение корпуса к гребенке заборников полного напора и статического давления, а так же корпусов термопар для регистрации температур торможения в струе по сечению и по длине струи. Не менее трудным был подбор материалов термопар, мною были применены вольфрам-рениевые, вольфрам-танталовые, вольфрам-молибденовые для областей ядра, а так же хромель-алюмелевые термопары для областей пограничного слоя и спутного потока. На проливочные испытания гребёнок, похожие на фонтаны Петергофа, проводимые мной сначала в тыльной части стенда (после предусмотренного выхода газовой струи испытуемого двигателя из стендового газоотводного канала, приходили полюбоваться не только работники стенда, но и представители других подразделений ОКБ-1. Проведенные мной испытания и регистрация параметров с использованием специальных гребенок и заборников как у среза сопла, так и на значительных расстояниях от среза сопла испытуемого двигателя позволили получить ценные результаты о волновой структуре и параметрах высоконагретых газовых струй, обосновать в дальнейшем однопараметрическую многоинвариантную автомодельность холодных и горячих сверхзвуковых нерасчётных газовых струй, выявить с использованием методов теории подобия и анализа размерностей основные параметры волновой структуры и безразмерные критерии струй (относительная тяговая характеристика, относительный избыточный полный напор на срезе сопла, относительная длина волны волновой структуры), что позволило коренным образом упростить моделирование, расчеты параметров по длине и сечениям струй, рассчитать и сравнить параметры газовых струй всех разрабатываемых в тот период отечественных и зарубежных ракетных двигателей, построить безразмерные характеристики сверхзвуковых нерасчетных газовых струй в критериях подобия, сократить во много раз объем проводимых экспериментальных исследований, моделирования, расчетов струй и их воздействия на преграды, получить ценные материалы для методик проведения анализа данных наших специальных измерений при пусках ракет различного типа и назначения. Мои отчеты по результатам этих исследований так же были одобрены всеми организациями, куда отчеты были высланы из НИИ-4 МО, в том числе и главным конструктором ОКБ-1 С.П. Королёвым с рекомендациями его и главных конструкторов и других руководителей ракетно-космической отрасли (НИИ-88 – ЦНИИМАШ, ГСКБ Спецмаш, ЦКБ ЭМ, ЦКБ-34, ЦКБ ТМ, КБЮ, ОКБ-456, КБ ТМ, НКМЗ, ЦНИИ-26, ГСПИ-7, МОМ, ГУРВО, ЦПИ-31, НИИП-5, ГНИИП, ЛВИКА им. Можайского, АКИН АН СССР, МО и др. о присвоении мне без защиты ученой степени доктора технических наук и представления проводимых и руководимых мною работ на Ленинскую Премию, которые оказались всего лишь благопожеланиями в оргструктуре Комитета по Ленинским Премиям и структуре взаимоотношений в отрасли.