CC BY
29
Dr Milorad Savković,
dipl. inž.
Vojnotehnički institut, Beograd
Rezime:
ISPITIVANJE PIROPATRONA I RAKETNOG MOTORA PILOTSKOG SEDIŠTA
UDC: 621.453 : 629.7.047.2
Raketni motor pilotskog sedišta ima složen geometrijski oblik, taka da njegov potisak de-luje pod određenim uglom u odnosu na ravan simetrije pilotskog sedišta. Radi određivanja in-tenziteta i napadne linije potiska izvršen je veći broj eksperimenata. Meren je potisak raketnog motora na višekomponentnom opitnom stolu. Letno ispitivanje pilotskog sedišta obavljeno je pomoću lutke koja simulira masu pilota. Takođe, analizirano je letno ispitivanje pilotskog se-dišta u početnom periodu katapultiranja za vreme rada raketnog motora. Obrađeni su i re-zultati merenja ubrzanja, koji su korišćeni za određivanje karakteristika leta pilotskog sediš-ta. U radu je prikazan teorijski model kretanja sedišta.
Ključne reči: pilotsko sedište, katapultiranje pilotskog sedišta, raketni motor, ubrzanje.
TESTING PYROCARTRIGES AND THE ROCKET MOTOR OF THE EJECTION SEAT
Summary:
Due to a complex geometrical shape of the rocket motor of the ejection seat, the rocket motor thrust occurs under certain angle in relation to the plane of symmetry of the ejection seat. A number of tests were carried out in order to determine thrust intensity and angle of attack. The rocket motor thrust was measured on the multicomponent test stand. The ejection seat whit a dummy simulating a mass of a pilot was tested during ejection. The paper presents an analysis of the ejection seat flight in the initial phase of ejection, during the rocket motor running. The results of the acceleration read-outs were processed and then used for the determination of the characteristics of the ejection seat flight. A theoretical model of the ejection seat flight is given in the paper.
Key words: ejection seat, ejection seat egression, rocket motor, acceleration.
Uvod
U sistemu spasavanja pilota iz avio-na izbacivo sedište obezbeđuje više razli-čitih funkcija od kojih je najznačajnije prinudno napuštanje aviona (katapultiranje). Cilj katapultiranja jeste da se pilot zajedno sa sedištem odbaci od aviona na bezbednu udaljenost i da se ostvare uslo-vi za otvaranje padobrana.
Ceo proces, od trenutka aktiviranja iz-bacivog sedišta do trenutka prizemljenja,
potpuno je automatizovan 1, 2, 3 i ostva-ruje se aktiviranjem pojedinih pirotehničkih elemenata po određenom redosledu. Piro-tehnički elementi su piropatrone i raketni motor. Na početku katapultiranja, pod dej-stvom piropatrona, sedište klizi duž vođice teleskopske cevi. Nakon razdvajanja sediš-ta i teleskopa aktivira se raketni motor. Rad raketnog motora omogućava da se pilot pravovremeno nađe na bezbednoj uda-ljenosti od letelice i da ima odgovarajuću brzinu za pravilnu funkciju padobrana.
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
147
Savremena pilotska sedišta sa raket-nim motorom omogućavaju spasavanje pilota i pri nultoj visini i nultoj brzini aviona. Brzina sedišta u trenutku aktivi-ranja padobrana mora biti veća od kritič-ne brzine za otvaranje padobrana, bez obzira na prethodnu brzinu aviona. To-kom prizemljenja na određenoj visini do-lazi do razdvajanja pilota i sedišta.
Piropatrone i raketni motor pilot-skog sedišta moraju biti vrlo pouzdani 14 . Piropatrone treba da ostvare priti-sak gasovitih produkata sagorevanja, a raketni motor potisak, sa minimalnim od-stupanjem od nominalne vrednosti. Mla-znice raketnog motora su zakošene u dve ravni, tako da potisak ne leži u ravni si-metrije motora, čime je postignuto da se putanje aviona i pilotskog sedišta razila-ze. Zbog toga je, tokom razvoja i provere kvaliteta piropatrona i raketnih motora, veoma važno da se izvrši korektno ispiti-vanje pritiska kod piropatrona, odnosno potiska raketnog motora.
Rezultujući potisak i moment raketnog motora pilotskog sedišta
napadne linije ovog vektora na osnovu izmerenih veličina na višekomponent-nom opitnom stolu 5, 6, 7 na kojem se obavlja ispitivanje (sl. 1).
Tokom rada raketnog motora na opitnom stolu mere se komponente (Fx, Fy i Fz) glavnog vektora sistema FR(t) i komponente (Mx, My i Mz) glavnog momenta sistema M(t). Ovi vektori svedeni su na redukcionu tačku O, a komponente vektora date su za koordinatne ose x, y i z, prema slici 2.
Obradom rezultata merenja dobijaju se srednje vrednosti FR i M, čiji inten-ziteti pomnoženi sa efektivnim vreme-nom tef rada motora daju integrale inten-ziteta tih veličina.
Srednje vrednosti glavnih vektora sile i momenta određuju se iz relacija:
Fr
M
•JvF2x +F2y+F2z • dt 0
J^M2X+M2y+M2z • dt 0
(1)
Određivanje vektora potiska raket-nog motora izbacivog pilotskog sedišta podrazumeva određivanje intenziteta i
Rezultujuća sila je po intenzitetu jednaka glavnom vektoru sile i leži na centralnoj osi sistema. Rezultujuća sila i
148
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
Sl. 2 - Raspored davača sile pri ispitivanju raketnog motora
moment nalaze se pod određenim pro-stornim uglom koji se određuje iz rela-cije 4, 7 :
= arccos
Fx • Mx + Fy • My + Fz • z 2
(2)
Izmerene vrednosti rezultujuće sile i momenta
Radi određivanja intenziteta i prav-ca delovanja potiska izvršen je veći broj statičkih opita sa originalnim i domaćim raketnim motorima pilotskih sedišta [9, 10, 11]. U funkciji vremena merene su tri
komponente vektora potiska i momenti oko tri ose sistema. Odgovarajućom ob-radom rezultata merenja [4, 5, 6, 7], za svaki opit određeni su totalni impuls re-zultujuće sile, integral glavnog momenta i srednja vrednost ugla između glavnog vektora sila i momenta.
U eksperimentima je dobijena zado-voljavajuća reproduktivnost rezultata iz-merenih veličina sila i momenata sa od-stupanjima od nekoliko procenata. Ugao između glavnog vektora sile i momenta je 90°. Utvrđeno je da se odstupanje
ugla u realizovanim opitima kretalo u granicama 1 . Tipični dijagrami rezul-tujuće sile i momenta raketnog motora pilotskog sedišta u funkciji vremena pri-kazani su na slici 3.
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
149
Kretanje pilotskog sedišta u
početnom periodu katapultiranja
Raketni motor aktivira se neposred-no posle dejstva piropatrona koje su za-dužene za ostvarenje početne visine i br-zine sedišta. U vreme dejstva piropatrona sedište je vezano za avion i kreće se po balističkom katapultu. Balistički katapult sadrži teleskopske cevi koje se izvlače i služe kao vođice. Međutim, u trenutku kada se aktivira raketni motor sedište je slobodno. Ako je avion bio u pokretu u trenutku započinjanja katapultiranja, se-dište je i pod dejstvom intenzivne va-zdušne struje. Sile koje deluju na sedište usmeravaju njegovo kretanje. Najinten-zivnija sila je potisak raketnog motora. Otpor vazduha i težina sedišta, iako su manje sile, znatno utiču na trajektoriju sedišta.
Teorijska putanja
Potisak raketnog motora deluje na sistem sedište-pilot sa rezultujućom si-lom i momentom, koji se nalaze pod od-ređenim prostornim uglom u odnosu na silu težine i otpor vazduha.
Za teorijsku analizu kretanja usvaja se, prema slici 4, pravougli koordinatni sistem (C, , , z) sa koordinatnim početkom na
avionu, gde se nalazio centar mase sedišta zajedno sa pilotom u početnom trenutku. Uvode se određena uprošćenja, kao što je pretpostavka o kretanju sedišta kao materi-jalne tačke u vertikalnoj ravni G u kojoj deluje rezultujuća sila i nalazi se koordinatni početak, tačka C. Model pretpostavlja da se težište (tačka C) sistema sedišta, zajedno sa pilotom i opremom, nalazi u ravni dejstva rezultujuće sile. Ove pretpostavke mogu da važe samo u prvom približenju, a prihvatlji-
150
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
ve su, jer se analizira jedan kratak deo tra-jektorije sedišta u periodu rada raketnog motora, koji traje oko 0,3 s.
Rezultujuća sila i moment raketnog motora, prema radu 7 , određeni su sta-tičkim ispitivanjem na višekomponent-nom opitnom stolu za koordinatni sistem raketnog motora (O, x, y, z).
Vertikalna ravan G, u kojoj leži re-zultujuća sila, preseca ravan xOz (sl. 4), pod uglom:
Fy
= arctg-Y (3)
Fx
Pretpostavlja se da se tačka C, koja predstavlja težište sistema sedište-pilot, na-lazi u ravni G. Početni ugao dejstva rezultu-juće sile u ravni G u odnosu na osu O ' je:
о = arctg
Fz
4fx+fy
(4)
Projekcija rezultujućeg momenta M na osu O ', koja je upravna na ravan Gje:
M n =yjMX+MY • cos b
gde su:
e = y-a-— i Y = arctg—— (5)
2 MX
Posle zamene i translacije momenta na paralelnu osu C dobija se ukupni moment koji deluje u težišnoj tački sistema sedište-pilot i upravan je na ravan G. Taj moment iznosi:
M _ MY • Fx - Mx • Fy
4FX + fy
- e ■
(6)
4
FX + Fy2 + FZ
gde je e - udaljenost rezultujuće sile od težišta sistema.
U usvojenom modelu sistem sediš-te-pilot predstavljen je masom m pro-menljivog intenziteta, konstantnim mo-mentom inercije I i poprečnim presekom As. Moment inercije određen je pomoću programa na PC računaru, korišćenjem solid modeliranja sedišta, raketnog motora i pilota (sl. 5). Za osu C određen je moment inercije svakog od tih sklopova.
Sl. 5 - Lutka - model pilota
Diferencijalne jednačine kretanja sedišta
U koordinatnom sistemu (C, , ,z), koji je vezan za avion, tačka C predstavlja težište sistema pilot-sedište u počet-nom trenutku neposredno pre početka ka-tapultiranja.
Diferencijalne jednačine 8 kretanja sedišta pod dejstvom raketnog moto-ra, u ravni Cz, su:
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
151
dV
dt
Fr
• cosy-m
1
2 • m
• AS • PV 2 • CD (Ma ) - g • Sln^
dQ Fr . 1 „ 1
— =----an^~-g •cos Q • —,
dt m V V
— — V • cos Q, — — V • sln Q . dt dt
(7)
dm _ Mn dy _ dm _ Fr dt In ’ dt ’ dt ISP
Vellčlne koje se modelom određuju u ravni G su: brzlna sedlšta V, ugao ko-jl tangenta na trajektoriju putanje zaklapa sa osom C , koordlnate i z položaja se-dlšta, pređenl put s, ugao i ugaona br-zlna sedlšta , kao l promena mase se-dišta m. Rešenje dlferencijalnlh jednačl-na omogućava teorljsku anallzu promene ubrzanja, brzlne i pređenog puta sedišta.
U rešavanju slstema dlferencijalnlh jednačina polazl se od toga da su poznati uslovl kretanja kroz vazduh, koeficljent otpora CD(Ma) u funkcljl Mahovog broja Ma, gustlna vazduha i gravltaclona konstanta g. Ispltlvanjem na opltnom sto-lu utvrđenl su: speclfičnl impuls Isp raket-nog motora, rezultujući potlsak FR(t) i projekclja glavnog momenta M (t).
Usvajaju se sledeći početnl uslovl:
- о l zo, početnl položaj sedlšta u ravni G u trenutku početka rada motora, odno-sno na kraju rada plropatrona po napušta-nju teleskopske cevi ballstlčkog katapulta,
- 0, početni ugao rezultujuće slle raketnog motora u odnosu na osu C , ko-jl prlbllžno odgovara uglu brzlne sedlšta na kraju rada plropatrona,
- V0, početna brzlna sedlšta pod dejstvom plropatrona,
- 0 = 0 i 0 = 0, početnl ugao i ugaona brzlna,
- m = m0, početna masa koja odgo-vara ukupnoj masl sedlšta l pllota sa opremom. Pod masom sedišta podrazu-meva se masa letnog dela sedišta i raket-nog motora sa pogonsklm punjenjem.
Rezultat rešenja diferencijalnih
jednačina
Slstem dlferencijalnlh jednačina re-šavan je metodom Runge-Kutta 12 . Na dijagramima (sllka 6) prikazani su rezul-tatl lzračunatog vremenskog toka brzlne V i puta s u slučaju katapultiranja sedlšta prl nultoj vlslnl l nultoj brzlnl avlona.
Vrem e t [s]
Sl. 6 - Karakteristike leta sedišta iz rešenja diferencijalnih jednačina
Kretanje pllotskog sedišta je slože-no, all se uz određena uprošćenja može prihvatiti model kretanja u jednoj ravni, kako je prlkazano u radu. Prosečna vred-nost ubrzanja je oko 105 m/s2, a zaokre-tanje oko ose iznosl - 8,3 .
Letno ispitivanje pilotskog sedišta
Pollgonsko ispitivanje (sl. 7) vršeno je lanslranjem pllotskog sedlšta u statičkim uslovima, sllčno uslovima katapultiranja pllota prl nultoj vlslnl l brzlnl avlona.
152
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
Sl. 7 - Katapultiranje pilotskog sedišta
Za te potrebe izrađena je lansima rampa u krutom spoju sa podlogom. Na lansirnu rampu montiran je balistički ka-tapult sa sedištem i drvenom lutkom koja ima masu, položaj težišta i momente inercije slične pilotu (sl. 5). Lutka je za sedište vezana standardnim pilotskim ve-zama. Pri ispitivanju vršeno je merenje ubrzanja i praćenje leta sedišta sa više ul-trabrzih kamera [13].
Merenje ubrzanja
Ubrzanje je mereno na jednom mer-nom mestu i to na vrhu naslona sedišta sa desne strane pilota. Pretvarač ubrzanja i
sedište bili su u čvrstoj vezi. Merni lanac sastojao se od: pretvarača ubrzanja na principu merne trake, pojačivača na prin-cipu mernog mosta, mernog magnetofo-na i kablova za povezivanje pojedinih elemenata mernog lanca.
Vremenski tok ubrzanja, reproduko-van sa trake mernog magnetofona, digi-talizovan je pomoću digitalnog oscilo-skopa i obrađen je pomoću posebnog programa. Merni zapis ubrzanja prikazan je na slici 8. Vremenski tok izmerenog ubrzanja, pored jednosmerne komponen-te, sadrži i više harmonika (naizmeničnih komponenti) visokog intenziteta oscilo-vanja koji su generisani usled impulsne pobude sistema pilot-sedište i znatno za-vise od načina ispitivanja (karakter veze elemenata u sistemu i uticaj položaja mernog mesta).
Jednosmerna komponenta ubrzanja dolazi od kretanja sistema pilot-sedište, dok su naizmenične komponente lokal-nog karaktera i nastaju od oscilovanja ta-čaka sistema oko svog ravnotežnog polo-žaja. Naizmenično ubrzanje viših učesta-nosti, kao u ovom slučaju, nije opasno po ljude pri jednokratnom izlaganju.
0,00
0,10
0,20
0,30
Vreme [s]
0,40
0,50
Sl. 8 - Dijagram 0,60 izmerenog ubrzanja a(t) pilotskog sedišta
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
153
Obavljena je obrada vremenskog to-ka ubrzanja, koja pokazuje da je zane-marljiv uticaj naizmeničnih komponenti ubrzanja na brzinu i put sistema pilot-se-dište. Obrada, u osnovi, sadrži dvostruku integraciju izmerenog ubrzanja, pri čemu prva integracija daje brzinu, a druga inte-gracija put sistema pilot-sedište (sl. 9).
Iz dijagrama sa slike 9 vidi se da je brzina sedišta tokom većeg dela puta bila veoma stabilna, sem u trenutku odvajanja sedišta od katapulta i da je imala naglaše-no linearan karakter i to sa jednim koefi-cijentom pravca od dejstva piropatrona i sa drugim koeficijentom pravca od dej-stva raketnog motora.
Vrednosti ovih koeficijenata prava-ca predstavljaju prosečnu vrednost ubrzanja koje deluje na pilota u toku kata-pultiranja.
Upoređenje teorijskih i
eksperimentalnih rezultata
Uspešnost katapultiranja pilotskog sedišta zavisi od mnogih faktora, a je-dan od presudnih u početnom delu ka-
tapultiranja je odgovarajuća brzina se-dišta sa pilotom na kraju rada piropatrona i raketnog motora. Pri tome je va-žno da ubrzanje koje deluje na pilota bude u određenim granicama. Prosečna vrednost ubrzanja kojem je pilot izlo-žen određuje se na osnovu ubrzanja do-bijenog iz toka brzine, odnosno koefici-jenta pravca krive (sl. 9), koja je dobi-jena obradom, odnosno integraljenjem izmerenog ubrzanja.
Rešenje diferencijalnih jednačina veoma dobro ilustruje tok kretanja sedišta pod dejstvom raketnog motora. Teorijski određena maksimalna brzina sedišta (sl. 6) na kraju rada raketnog motora razlikuje se od brzine određene obradom rezultata (sl. 9) letnih ispitivanja za oko 7%, a predeni put za oko 6%. Ovo odstupanje je prihvatljivo i očekivano, jer brzina dobije-na obradom eksperimentalnih rezultata predstavlja intenzitet apsolutne brzine se-dišta u prostoru, dok je brzina dobijena re-šavanjem diferencijalnih jednačina - brzina u jednoj vertikalnoj ravni, izračunata uz određene pretpostavke i uprošćenja.
154
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
Zaključak
Pri statičkom ispitivanju raketnog motora na višekomponentnom opitnom stolu merene su tri komponente sile i tri komponente momenta. Rezultati merenja pokazali su da su glavni vektori sile i momenta upravni.
Na osnovu izmerenih vrednosti poti-ska i momenta koje ostvaruje raketni motor, kao i podataka o sedištu i pilotu, iz-rađen je teorijski model kretanja sedišta u jednoj ravni pri katapultiranju.
Eksperimentalna metoda koristi re-zultate merenja ubrzanja sedišta u toku katapultiranja pilotskog sedišta, što je obavljeno pomoću lutke koja je simulira-la pilota. Rezultati merenja ubrzanja se obrađuju i, na osnovu toga, dobijaju ka-rakteristike leta sedišta.
Predložene metode, teorijske i eks-perimentalne, daju rezultate koji imaju prihvatljivo slaganje.
Literatura:
1 Ganes, M.: Eject, eject, eject, FLIGHT Internacional, 9 Maj, pp. 1304-1310, 1981.
2 Winn, A.: Fast exit, FLIGHT Internacional, 18-24 June, pp. 56-60, 1997.
3 Hewish, M.: Bringing safety down to earth, Janes internacional, defense review, N 5, pp. 48-53, 1999.
4 Rusov, L.: Mehanika I - Statika, Privredni pregled, Beograd, 1973.
5 Lazić, R.: Primena savitljivih elemenata u ispitivanju raket-nih motora, Naučnotehnički pregled, Vol XXXIV, br. 2, pp. 19-28, 1984.
6 Kobilarev, M.: Metode obrade podataka osnovnih mernih parametara raketnih motora na čvrsto gorivo, Naučnoteh-nički pregled, Vol XXXII, br. 10, pp. 57-66, 1982.
7 Savković, M.: Određivanje potiska raketnog motora pilotskog sedišta na višekomponentnom opitnom stolu, Nauč-notehnički pregled, Vol XLVII, br. 3, pp. 17-20, 1997.
8 Savković, M.: Analiza kretanja pilotskog sedišta u počet-nom periodu katapultiranja, Naučnotehnički pregled, Vol XLVIII, br. 4, pp. 26-29, 1998.
9 Nenadović, Lj.: Rezultati ispitivanja PP raketnih motora pi-lotskih sedišta „MB“ na višekomponentnom stolu, VTI-03-01-0386, VTI Beograd, 1997.
10 Savković, M.: Ispitivanje originalnih uzoraka raketnih moto-ra pilotskih sedišta, VTI-03-01-0350, VTI Beograd, 1994.
11 Savković, M.: Izveštaj o drugom kontrolnom ispitivanju originalnih raketnih motora pilotskih sedišta, VTI-03-01-0396, VTI Beograd, 1995.
12 Zarchsn, P.: Tactical and strategic missile guidance, Wac-hinton, 1989.
13 Savković, M.: Potisak raketnog motora pilotskog sedišta određen na osnovu ispitivanja lansiranjem sa zemlje, Na-učnotehnički pregled, Vol LI, br. 6, pp. 95-97, 2001.
14 Savković, M.: Proizvodnja piropatrona i raketnih motora pi-lotskih sedišta, Vojnotehnički glasnik, br. 1, Beograd, 2006.
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 2/2008.
155
