CC BY
74
Таблица 2
Значения начальной скорости участка стержня для различных диаметров внутренней полости
t і / t і g g 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8
Vp, м/с 1779 1718 1646 1636 1480 1265 971
ß = /mo 0,807 0,777 0,738 0,688 0,625 0,551 0,466
V*, м/с 2256 2222 2176 2116 2034 1930 1797
Vp/Vp 0,788 0,773 0,756 0,773 0,727 0,655 0,546
Таким образом, показано, что использование прямого газодинамического расчета процесса метания стержневого элемента профилированным зарядом позволяет существенно уточнить динамику нагружения и кинематические параметры движения стержневого поражающего элемента.
Список литературы
1. Физика взрыва/ Ф.А. Баум [и др.]. М.: Наука, 1975. 524 с.
2. Линник В.И., Могильников Н.В. Модель метания стержневой оболочки продуктами детонации // Известия Тул. гос. ун-та. Сер. Проблемы специального машиностроения. Тула: Изд-во ТулГУ, 2005. Вып.8. С. 29-32.
А.А. Kazancev
CALCULA TION OF THE ROD ELEMENT THROWING BY PROFILE CHARGE
Results of calculation of process of a rod element throwing using the direct decision of gas dynamics task modeling wave immersing of an element by products of a detonation of a charge of ES are considered.
Key words: gas dynamics, detonation, mathematical modeling.
УДК 621.455
М.Г. Богатырева, асп., (4872)35-18-79, В о gatyre vaMar iy а@ gmail. с от Е.П. Поляков, д-р техн. наук, декан, (4872) 35-33-87, [email protected] (Россия, Тула, ТулГУ)
ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ В ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКЕ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА
Представлены результаты исследования многострунного течения продуктов сгорания в двухкамерном двухрежимном ракетном двигателе.
Ключевые слова: снаряд, двигательная установка, продукты сгорания, многоструйное течение.
Снаряд реактивных систем залпового огня (РСЗО) следует рассматривать как летательный аппарат, состоящий из отдельных взаимодействующих между собой агрегатов.
Дальность полета снаряда зависит от многих факторов, ее увеличение без изменения конструкции метательной установки - одна из основных задач повышения эффективности реактивных систем.
Современные тенденции по увеличению дальности поражения целей реактивными системами залпового огня предполагают использование ракетных двигателей твердого топлива со сложными проточными трактами.
Для таких двигательных установок характерны два режима функционирования.
Первый режим - период работы хвостовой камеры двигателя, т.е. с момента старта снаряда до момента достижения максимально допустимой скорости полета для данного типа снаряда РСЗО.
После первого режима в работе установки предусмотрена пауза заданной продолжительности, т.е. следует участок аэродинамического торможения и уменьшения скорости полета. Как показали исследования, оптимальное время задержки 18 с, при этом дальность полета снаряда увеличивается на 12 %.
Второй режим - период работы головной камеры двигателя, т.е. включение двигательной установки и разгон снаряда до скоростей, не превышающих максимально допустимой скорости полета для данного типа снаряда РСЗО.
После запуска головного двигателя происходит вскрытие разделительного днища установки. При вскрытии образуются несколько летящих с большой кинетической энергией заглушек, которые при их соударении с корпусом хвостовой камеры могут привести к локальным повреждениям защитнокрепящего слоя (ЗКС).
Нарушение целостности ЗКС корпуса хвостовой камеры будет способствовать интенсивному нагреву обечайки в месте повреждения ЗКС, что приведет к деформации и возможному разрушению всей двигательной установки.
Для исключения негативных явлений в двигательной установке выбранной конструкции необходим всесторонний комплексный анализ процессов, сопровождающих переход двигательной установки с одного режима на другой.
В число таких процессов необходимо включить:
1. Процесс перераспределения тепла в корпусе хвостовой камеры в период паузы;
2. Процесс вскрытия разделительного днища;
3. Процесс многоструйного течения продуктов сгорания после вскрытия разделительного днища и баллистику заглушек при этом;
4. Процесс возможного удара заглушек о корпус;
5. Процесс теплообмена в местах повреждения в период второго режима функционирования;
6. Процесс, определяющий тепломеханическое состояние конструкции в месте повреждения;
7. Процесс, определяющий тепломеханическое состояние днища во время работы головной камеры;
8. Процесс, определяющий потери тяги во время работы головной камеры двигателя.
В качестве объекта исследования рассматривается двигательная установка снаряда калибра 300 мм.
В данном сообщении изложены результаты исследования изменения параметров состояния продуктов сгорания в хвостовой камере двигательной установки в период паузы и результаты исследования процесса многоструйного течения продуктов сгорания в хвостовой камере после вскрытия разделительного днища.
На первом этапе была рассчитана траектория и проведена оценка скорости полета снаряда РСЗО. Дальность полета 300 мм снаряда РСЗО составила « 142 км, максимальная скорость полета « 1200 м/с, что соответствует максимальной скорости полета штатного снаряда.
Далее, рассматривая процессы, протекающие в хвостовой камере в период паузы, были получены зависимости изменения давления (рис. 1) и температуры (рис. 2). Температура в хвостовой камере в момент вскрытия разделительного днища равна 1176 К, давление - 0,0246 МПа.
14 12 10
1= 8
2
3=
а»
О
5 6
□
5 5.5 В 6.5 7
время, с
Рис. 1. График изменения давления во времени продуктов сгорания в хвостовой камере в период паузы
3500
3000 -
Я 2500 -
Л
а.
ф
1=
і 2000 -
ф
I-
1500 -
1000
9
11
13
15
17
время, с
Рис. 2. График изменения температуры во времени продуктов сгорания
в хвостовой камере в период паузы
Расчеты исследования многоструйного течения продуктов сгорания после вскрытия разделительного днища проводились для нескольких видов отверстий в разделительном днище. Рассматривалась плоская задача -днище с двумя отверстиями. В качестве изменяемых параметров использовали диаметр отверстий и расстояние между ними.
Полученные результаты показали, что во всех вариантах в хвостовой камере двигателя при взаимодействии струй образуются зоны повышенного давления, т.е. общая же картина в хвостовой камере двигательной установки представляет собой ряд скачков уплотнения.
При рассмотрении многосоплового течения наблюдается смещение оси каждой из струй в направлении к стенке хвостовой камеры. Предполагается, что заглушки перемещаются вдоль оси струй, что и приводит к их соударению со стенкой хвостовой камеры. Кроме того, такое движение заглушек исключает их вращение, т.е. рассматривается наиболее неблагоприятный случай динамического взаимодействия заглушки с корпусом хвостовой камеры, когда площадь удара минимальна.
Варьирование диаметром отверстий и расстоянием между ними влияет на смещение оси струй, что приводит к изменению координат точек удара заглушек с корпусом хвостовой камеры.
Полученные результаты моделирования процесса многоструйного течения продуктов сгорания после вскрытия разделительного днища -
пользовались первоначальные геометрические данные разделительного днища) достаточно хорошо согласуются с результатами натурного эксперимента, в частности удар заглушек о стенку хвостовой камеры происхо-
дит на расстоянии 40 см от разделительного днища, при этом заглушки в момент удара обладают кинетической энергией 4 кДж.
M.G. Bogatyreva, E.P. Polyakov
RESEARCH OF THERMGAZDINAMICHESKY PARAMETERS IN ROCKET ENGINE
Results of research of combustion products multijet current in the two-chamber two-regime are presented
Key words: missile, propulsion system, combustion products, multijet current.
УДК 621.455
B.A. Дунаев, д-р техн. наук, проф., проф., (4872) 35-18-79, dunaev@ tsu. tula.ru,
В.А. Никитин, канд. техн. наук, доц., доц., (4872) 35-18-79, nikitin [email protected],
В.Н. Столбовской, асп., (4872) 35-18-79, [email protected] (Россия, Тула, ТулГУ)
ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ГАЗОВОГО РУЛЯ НА ВЕЛИЧИНУ ПОТЕРЬ ТЯГИ В ПРОЦЕССЕ РАБОТЫ РДТТ МЕТОДОМ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ
Математическим моделированием обтекания газовым потоком органов управления ракетного двигателя твёрдого топлива выбрана конструкция, обеспечивающая минимальные потери тяги в начале работы и максимальные боковые усилия в течение всего времени работы.
Ключевые слова: ракетный двигатель твёрдого топлива, газовый руль, потери тяги, управляющие усилия, математическое моделирование.
Для управления большинства современных зенитных управляемых ракет (ЗУР), как отечественных, так и зарубежных, функционирующих в верхних слоях атмосферы, в основном используют газодинамические органы управления (ГОУ), так как при режимах полёта ЗУР применение аэродинамических органов управления неэффективно.
Газовые рули (ГР) применяются, как правило, в следующих случаях:
- на участке разгона ЗУР, когда аэродинамические рули неэффективны из-за малых скоростных напоров;
- при функционировании ЗУР в верхних слоях атмосферы, так как в таких случаях применение аэродинамических органов управления неэффективно;
- при «холодном» вертикальном старте с запуском двигателя в воздухе за счёт собственного двигателя с последующим склонением в направлении стрельбы.
