CC BY
129
Каширкин Александр Александрович, д-р техн. наук, нач. отдела, [email protected], Россия, Тула, АО "НПО ««Сплав»,
Евланова Ольга Александровна, канд. техн. наук, доц., [email protected], Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Евланов Андрей Александрович, студент, ewlanow 71@,mail.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
EVALUATION OF TOTAL PRESSURE LOSSES IN THE GAS FLOW IN THE FLOW PATH
OF THE APERTURE
A.A. Kashirkin, O.A. Evlanova, A.A. Evlanov
The article considers the problems of the gas flow in the gas passage equipped with a diaphragm. The calculation procedure for estimation of the pressure losses in the gas flow through the gas passage is given. The results of the problem solving for a variant of the gas passage are formulated.
Key words: gas passage, diaphragm, pressure losses.
Kashirkin Alexander Alexandrovich, doctor of technical sciences, head of department, [email protected], Russia, Tula, AO «NPO «Splav»,
Evlanova Olga Alexandrovna, candidat of technical science, docent, evl. olg@yandex. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Evlanov Andrei Aleksandrovich, student, ewlanow 71@,mail.ru, Russia, Tula, Tula State University.
УДК 662.161
ПРИМЕНЕНИЕ ПИРОТЕХНИЧЕСКИХ ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ В СИСТЕМАХ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОДВОДНОГО СТАРТА РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
О.Ю. Антонов, С.Н. Вагонов, И.В. Тартынов, Е.П. Поляков
Рассмотрено применение пиротехнических газогенераторов в системах обеспечения подводного старта ракет, трудности, решаемые при запуске двигателей первой ступени при выходе из воды, место пиротехнических газогенераторов в решении задач подводного старта, а также современные тенденции в конструировании и изучении внутрикамерных процессов и актуальность улучшения характеристик газогенераторов рассматриваемого типа.
Ключевые слова: пиротехнический газогенератор, азотгенерирующий состав, инертный газ, ракетная техника, тепломассоперенос.
Понятие «подводного старта» прочно ассоциируется с атомными подводными крейсерами, вооруженными межконтинентальными баллистическими ракетами, которые являются основой отечественных морских
стратегических ядерных сил сдерживания. Принцип осуществления такого старта уже кажется вполне обыденным и привычным. Однако на пути развития подводных запусков было пройдено не мало этапов, сопряженных с определенными трудностями.
Первоначально для запуска использовались способы горизонтального и наклонного запуска из надводного положения. Такие способы применялись в течение долгого времени. Однако, методы ведения современной войны показали, что описанные способы запуска устарели и малоэффективны.
В результате основной и наиболее распространенной стала схема именно подводного старта, так как при таком способе скорость подготовки ракеты к запуску значительно выше, и при этом подводный крейсер обладает значительно меньшей уязвимостью к обнаружению противолодочными средствами и его уничтожению.
Для реализации подводного старта используются два основных способа: старт ракеты из пусковой шахты, заполненной забортной водой с помощью стартовых двигателей - так называемый «мокрый старт» и запуск ракеты с помощью порохового аккумулятора давления из пускового контейнера, наддуваемого пороховыми газами до величины давления, равного давлению толщи воды на глубине пуска.
В обоих случаях запуск маршевого двигателя первой ступени сопряжен с опасностью его разрушения в результате попадания в сопловой тракт воды и, соответственно, непрогнозируемому изменению характеристик его работы. Объясняется это следующим. При «выныривании» ракеты - носителя (до запуска стартового двигателя) над поверхностью воды со скоростью У¥ на сопло воздействует водяная струя со скоростью V) »1,1 • У¥ за счет «схлопывания» воздушной каверны за кормой ракетного носителя, при этом диаметр струи ё составляет
й » 0,25 • Б, где Б - наружный диаметр корпуса.
Площадь зоны воздействия давления струи воды 80 на днище
с » СМ
^0 »-,
0 16
где 8М - площадь миделя корпуса.
Скоростной напор натекания водяной струи на днище рассчитывается по формуле
V2
1/-Ч 'ГУЛ
,0 ,2 Р"
2
где р - плотность забортной воды.
Учитывая приведенные нагрузки напора водяного столба, в реальных конструкциях осевая сила от водяной струи может составлять ориентировочно 30...500 кг [1].
Для защиты маршевого двигателя используется ряд технических решений, которые условно можно разделить на три группы:
1) одним из способов снижения гидродинамического воздействия на ракету является переход от режима сплошного обтекания к режиму ка-витационного обтекания ракеты. С этой целью в область динамического разрешения на поверхности ракеты подают газ и фиксируют фронт схода струй воды с носка. В результате на поверхности ракеты формируется присоединенная газовая каверна, которая снижает величину гидродинамического воздействия на ракету [1];
2) для герметизации сопла используют различные устройства, представляющие из себя металлические заглушки или мембраны, закрепленные на силовом кольце, выполненном на стенке сопла, с помощью разрушаемых элементов расчетного сечения [4];
3) в целях защиты маршевого двигателя применяются специальные защитные мембраны, выполненные из эластичной термоткани, способной выдерживать высокие динамические нагрузки [2]. В этом случае устройство представляет из себя деформируемую путем наддува газом силовую мембрану, размещенную в конической части сопла.
Не останавливаясь на подробном анализе достоинств и недостатков вышеупомянутых технических решений, можно отметить, что использование для защиты сопла гибких мембран позволяет упростить конструкцию ракеты и пускового комплекса, существенно повысив эффективность последнего.
В этом случае проблема заполнения защитной оболочки газом при старте решается путем применения пиротехнических газогенераторов (ПГГ), вырабатывающими низкотемпературный инертный газ, который попадая в подзаглушечное пространство, выворачивает мембрану наружу, вытесняя попавшую в сопловой тракт воду. В дальнейшем мембрана с помощью пироболта раскрепляется и сгорает на безопасном расстоянии от сопла [3].
Необходимость применения низкотемпературных генераторов инертного газа связана с потребностью обеспечить стабильность характеристик газовой смеси, заполняющей защитную мембрану, нерастворимостью газа в воде, а также отсутствием агрессивных примесей в газовой фазе, способных нарушить работу узлов и агрегатов ракеты и привести к разрушению мембраны. Таким образом, ПГГ, вырабатывающие низкотемпературный инертный газ, являются довольно значимым узлом системы подводного старта ракеты, обеспечивающие его надежность и безопасность. Конструктивно ПГГ наддува защитной оболочки, как показано на рисунке, представляет из себя аккумулятор давления, обеспечивающий необходимый расход газа с заданными параметрами в установленное время.
Основу ПГГ составляет пиротехнический заряд, составленный из шашек, изготовленных из азотгенерирующего состава (АГС) 5, размещенный в камере сгорания 4. Применение АГС на основе азида натрия, позво-
61
ляет получать единственный продукт сгорания - чистый азот с относительно низкой температурой (от 700 до 1200 К). Одним из требований, предъявляемых к ПГГ такого типа, является минимальное время выхода на режим, т.е. время достижения минимального уровня давления, при котором возможен отбор газа для наполнения оболочки. В результате ПГГ оснащен мощной многоступенчатой системой воспламенения, состоящей из электровоспламенителя 11, усилителя 10 и шашки инициатора 8, создающих основной огневой импульс, форкамеры 7, распределяющей воспламеняющий форс по поверхности шашек АГС и воспламенительных таблеток 6, создающих дополнительные очаги горения на поверхности шашек АГС, развивая начальную поверхность горения. Шашки АГС защищены от избыточной перегрузки, возникающей при старте ракеты, демпфером 9. Фильтр - охладитель 3 предназначен для снижения температуры газа до заданного значения (330-600 К), а также для очистки газообразных продуктов сгорания от конденсированных частиц. Охлажденный и очищенный газ дополнительно расширяется в ресивере 2 и расходуется через газоход 1.
Конструкция ПГГ для заполнения защитной оболочки сопла: 1 - газоход; 2 - расширительный ресивер; 3 - фильтр-охладитель;
4 - камера сгорания; 5 - шашка АГС; 6 - воспламенительные таблетки; 7 - форкамера; 8 - шашка инициатора; 9 - демпфер;
10 - усилитель; 11 - электровоспламенитель
Подобные газогенераторы отличаются импульсным характером протекания процессов (большой расход за малый промежуток времени), в данном случае уместно провести аналогию с генераторами наддува автомобильных подушек безопасности. Моделирования процессов, протекающих при работе данных газогенераторов, расчет основных конструктивных параметров, с целью сокращения объема экспериментальной отработки требует глубокого понимания основных закономерностей, определяющих выходные характеристики ПГГ и учитывающие большое количество факторов, влияющих на эти характеристики.
Основной инженерной задачей, решаемой при разработке ПГГ рассмотренного типа, является изучение процессов тепломассопереноса в пористом теле фильтра - охладителя, направленное на повышение качества инженерных расчетов и точного прогнозирования качества очистки и охлаждения газов в зависимости от применяемого пиротехнического наполнения, свойств газовой смеси в камере сгорания и на выходе из фильтра -охладителя, величины расхода генерируемого газа.
Таким образом, ПГГ, генерирующие низкотемпературный инертный газ, являются неотъемлемой частью систем обеспечения подводного старта ракет и представляют собой особый инженерный объект, улучшение тактико-технических, массо-габаритных и потребительских качеств которого, а также изучение происходящих в нем теплообменных процессов, является в настоящее время чрезвычайно актуальной задачей.
Список литературы
1. Дегтярь В.Г., Пегов В.И.. Гидродинамика баллистических ракет подводных лодок: монография. Миасс: ФГУП «ГРЦ им. акад. В.П. Макеева», 2004. 256 с.
2. Пат. РФ № 2351890. Ракетный носитель с минометной схемой старта из подводного положения / Г.Ф. Король, В.Г. Кобцев, Ю.С. Соломонов, А. А. Дорофеев, А.П. Сухадольский, В.И. Гребенкин, Н.Н. Горбунов. 2009. Бюл. №10.
3. В. А. Барынин, А. А. Кульков, В.И. Суменков, В.В. Мерзляков, А.В. Пашутов, В.В. Логинов, В.М. Овчинников, Ю.С. Соломонов, А. А. Дорофеев, В.И. Гребенкин, В.И. Петрусев, М.Г. Смирнов, В.С. Муха-медов // Патент РФ №2338917. 2008. Бюл. №32.
4. Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1993, 162 с.
Антонов Олег Юрьевич, заместитель начальника отдела, ms. [email protected], Россия, Сергиев Посад, ОАО ««ФНПЦ ««НИИ прикладной химии»,
Вагонов Сергей Николаевич, канд. техн. наук, заместитель генерального директора по НИОКР, [email protected], Россия, Сергиев Посад, ОАО «ФНПЦ «НИИ прикладной химии»,
Тартынов Игорь Викторович, начальник отдела, ms. [email protected], Россия, Сергиев Посад, ОАО ««ФНПЦ ««НИИ прикладной химии»,
Поляков Евгений Павлович, д-р техн. наук, проф., [email protected], Россия, Тула, Тульский государственный университет
USING PYROTECHNIC GAS GENERA TOR IN THE SYSTEM OF SUBMARINE-
LA UNCHED BALLISTIC MISSILE
O.Y. Antonov, S.N. Vagonov, I.V. Tartinov, E.P. Polyakov
63
The application of the pyrotechnic gas generator systems provide submarine-launched ballistic missiles, the difficulties to be solved when the rocket engine starting at the exit from the water, position the pyrotechnic gas generators in solving the problems of underwater launch, as well as modern tendencies in the design and study of intrachamber processes and actuality of improving the characteristics of the gas generators.
Key words: pyrotechnic gas generator, nitrogen-generating composition, noble gas, rocket engineering, heat and mass transfer.
Antonov Oleg Yurievich, deputy chief, ms. ivtsarambler.ru, Russia, Sergiev Posad, JSC "FSPC"Institute of Applied Chemistry",
Vagonov Sergei Nikolaevich, candidate of technical science, deputy general director, ms. ivtsarambler. ru, Russia, Sergiev Posad, JSC "FSPC"Institute of Applied Chemistry",
Tartinov Igor Viktorovich, Head of Department, ms. ivtsarambler. ru, Russia, Sergiev Posad, JSC "FSPC"Institute of Applied Chemistry",
Polyakov Evgeniy Pavlovich, doctor of technical science, professor, ms. ivtsa rambler.ru, Russia, Tula, Tula State University.
УДК 623.4:536.7
УТОЧНЕНИЕ И АНАЛИЗ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ
ИСТЕЧЕНИЯ ГАЗА ЧЕРЕЗ СУЖИВАЮЩЕЕСЯ СОПЛО
А.Н. Маршавин, Е.Б. Чудакова, Ю.С. Швыкин
Рассмотрены вопросы расхождения значений при определении скорости истечения и расхода газа и критического отношения давлений в суживающемся сопле для идеального газа, газа Дюпре-Абеля и газа Ван-дер-Ваальса. Объяснены с физической точки зрения расхождения между скоростями и расходами идеального газа и Дюпре-Абеля. Показано влияние уточнений, содержащихся в уравнения состояния Дюпре-Абеля и Ван-дер-Ваальса, на тягу ракетного двигателя и дальность полёта ракеты.
Ключевые слова: скорость истечения, расход, ракетный двигатель, тяга, газ Дюпре-Абеля, газ Ван-дер-Ваальса.
Внутренняя баллистика в начале своего развития опиралась на уравнение состояния идеального газа. Свойства реального газа близки к свойствам идеального газа при высокой температуре, малых давлении и плотности.
Однако существующие энергетические узлы далеки от идеальных условий. В этой связи было выведено уравнение состояния Дюпре-Абеля
p(v - b) = RT, (1)
где p - давление газа; v - удельный объём газа; b - коволюм газа; R - газовая постоянная рассматриваемого газа; T - абсолютная температура.
