CC BY
42
4. Зоткин В.Е. Оценка надежности разрабатываемых конструкций в условиях эксплуатации вооружения Сухопутных войск. М.: Воениздат, 1976. 73 с.
R.M. Karabanov, D.V. Bastrykin
GENERALIZED MATHEMATICAL ESTIMATION MODEL OF STORAGE CONDITIONS AFFECTING ON ANTI-TANK GUIDED MISSILES (ATGMs) TECHNICAL STATE
It considers quantitative estimation of different parameters characterizing storage conditions and affecting of this storage conditions on ATGMs serviceability. It is suggested to use influence coefficient as a measure of probability sensitiveness of failure-free storage and changing of ATGMs parameters during storage period.
The estimation model uses characteristics of ATGMs storage conditions received during missiles' service as initial data.
Key words: storage, anti-tank guided missiles (ATGM), mathematical model.
Получено 17.10.12
УДК 621.452
Ю.П. Веркин, асп., (4872) 46-45-00, y.verkin@mail.ru (Россия, Тула, ТулГУ)
ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА ПРОФИЛЯ ТЯГИ
Рассматривается профилирование кривой тяги, обеспечивающее снижение воздействие на носитель продуктов сгорания двигателя на первоначальном участке траектории ракеты.
Ключевые слова: ракетный двигатель на твердом топливе, тяга двигателя, профиль тяги.
При проектировании твердотопливных двигателей для авиационных ракет актуальна задача снижения воздействия продуктов сгорания на авиационный носитель и его конструктивные элементы. Снижение воздействия связано, как правило, с важными для эксплуатации носителя факторами, такими, как:
- газодинамическая устойчивость двигателя носителя при пуске ракет;
- эрозионное и коррозионное воздействие продуктов сгорания двигателя ракеты на планер, двигатель и элементы конструкции носителя (балочные держатели, блоки орудий и т.д.);
- ограничения по условиям стрельбы - диапазон применения по скоростям и высотам носителя;
- задымление и ослепление летчика, затрудняющие вести стрельбу, как в дневное, так и в ночное время суток.
Решение поставленных вопросов осложняет выбор компоновки двигателя ракеты, в частности, задание оптимальной тяги с учетом вышеизложенных требований при условии обеспечения заданных характеристик ракеты в целом.
Наибольшее воздействие на носитель продуктов сгорания двигателя наблюдается на первоначальном участке траектории ракеты, т.е. при выходе из пусковой установки и вблизи носителя. Для снижения воздействий на первоначальном участке траектории необходимо оптимизировать тягу двигателя ракеты.
На рис. 1 показаны две зависимости тяги от времени с одинаковым импульсом но с разными тяговыми характеристиками. Тяга № 1 по сравнению с тягой № 2 имеет существенно большее воздействие продуктов сгорания на носитель в первоначальный момент времени (зона 1).
Профилирование кривой тяги является важной составляющей при проектировании двигателя, так как наряду с прогнозированием вышеуказанных воздействий необходимо обеспечить заданные динамические и баллистические характеристики ракеты. Например, для стабильного схода ракеты из направляющей пусковой установки необходимо обеспечить определенную скорость схода и усилие форсирования.
ЗОНА I ЗОНА II
(в близи от носителя) (удаление ракеты на безопасное расстояние)
г "х Л о 1
2
Момент выхода ракет из блока
Рис. 1. Варианты кривых тяги
Исходя из условий применения, важным фактором также является время работы двигателя, влияющее на условия функционирования узлов ракеты (взрыватель, предохранительно-исполнительный механизм и др.), в конечном итоге определяющих диапазон дальности применения ракеты.
Профилирование кривой тяги необходимо осуществлять исходя из совокупности факторов условий применения ракеты и начальных параметров заряжания. При выборе профиля тяги двигателя необходимо учитывать
конструктивные особенности выбранного типа заряда твердого топлива (габаритные размеры, коэффициент заполнения им камеры сгорания и др.), влияющие на коэффициент конструктивного совершенства двигателя и сложность его изготовления.
В данной статье рассматривается заряд твердого топлива неуправляемой авиационной ракеты малого калибра, обосновывается выбор конструкции, профиля тяги и конструктивные преимущества по сравнению с аналогом.
Для обеспечения заданных параметров рассмотрим заряд смесевого твердого топлива (рис. 2), прочноскрепленного с корпусом двигателя посредством защитно-крепящего слоя. Заряд представляет собой моноблок смесевого твердого топлива, который имеет центральный канал с профилем типа "вагонное колесо", головное воспламенение для более устойчивого воспламенения и меньшего разброса времени выхода его на режим. Прочноскрепленный заряд смесевого топлива по сравнению с баллистит-ными зарядами, используемыми в изделии-аналоге, имеет:
- лучшие энергетические характеристики за счет более мощной энергетики топлива;
- лучшие эксплуатационные характеристики за счет меньшего разброса тяги в зависимости от начальной температуры заряда;
- лучшую эксплуатационную технологичность обеспечивающуюся преимуществом состава топлива и методом его крепления к корпусу двигателя (отсутствие растрескивания или демонтажа топливной шашки в результате случайного падения в составе ракеты перед её пуском, большая устойчивость к вибрационным и ударным нагрузкам в процессе полета в составе носителя перед пуском).
Рис. 2. Профиль рассматриваемого заряда
Профиль тяги рассматриваемого заряда (1) в сравнении с изделием-аналогом из баллиститного твердого топлива (2) представлен на рис. 3.
Профиль тяги выбирался исходя из совокупности факторов условий применения ракеты, начальных параметров заряжания и имеет три основные зоны работы:
1) стартовый участок, где обеспечиваются необходимая начальная скорость ракеты и усилие форсирования для схода с направляющей блока орудий;
2) участок спада тяги для снижения до приемлемого уровня воздействий на носитель, когда ракета выходит из направляющей блока орудий и находится вблизи носителя;
3) участок подъема тяги для придания ракете заданной скорости в конце активного участка и включения осевой перегрузкой бортовой аппаратуры.
Момент выхода ракет из блока
Рис. 3. Кривая тяги рассматриваемого заряда и сравнение с изделием-аналогом
В сравнении с профилем тяги изделия-аналога (позиция 1 на рис. 3), имеющим более существенное негативное воздействие на носитель в зоне 2, воздействие снизилось до приемлемого уровня, позволяющего применять ракету в более широком диапазоне скоростей и высот носителя.
Кроме того, за счет применения более высокоэнергетического состава топлива удалось при условии увеличения полного импульса сократить габаритные размеры двигателя и тем самым повысить массу боевой нагрузки.
Y.P. Verkin
SUBSTANTIATION OF THE CHOICE OF THE PROFILE OF THRUST FORCE
The profiling of curve thrust force of the engine providing influence decrease on the carrier of products of combustion of the engine on an initial part of a trajectory of the rocket is considered
Key words: the rocket engine on firm fuel, thrust force of the engine, a thrust force
profile.
Получено 17.10.12
