CC BY
46
Смирнов Владимир Александрович, канд. техн. наук, доцент, pbs. tula@rambler. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
CHALLENGES AND OBJECTIVES IN THE FIELD OF ELECTRONIC A USCULTA TION
A.O. Makalov, V.S. Sobolenkova
An overview of electronic advertising media is presented, which presents the main advantages compared to the classical method. The problems in the field of electronic auscultation are highlighted. The tasks that need to be solved to accelerate the development of the area under consideration are proposed. Particular attention is paid to the problem of standardization and metrological measurements for electronic devices.
Key words: electronic auscultation, electronic stethoscope.
Makalov Alexey Olegovich, student, aleks.makalu@,outlook.com, Russia, Tula, Tula State University,
Sobolenkova Victoria Sergeevna, candidate of medical sciences, docent, pbs. tula@rambler. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Smirnov Vladimir Alexandrovich, candidate of technical sciences, docent, pbs. tula@rambler. ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 623.467.36
РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ ОЦЕНИВАНИЯ ПУСКОВЫХ НАГРУЗОК И ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ГАЗООТРАЖАТЕЛЯ
И.О. Кукушкин, В. Л. Слатов, А.В. Лагун, С.В. Слатов
В статье подтверждена актуальность выбора параметров газоотражателя пускового устройства. Кратко описаны возможности разработанного с участием авторов программного комплекса по исследованию газодинамических нагрузок на элементы газохода при пуске ракеты космического назначения с учетом изменения параметров газоотражателя. Моделирование с помощью разработанного программного комплекса позволяет получить оценки влияния угла наклона или длины отдельных участков газоотражателя на величины давления и температуры, действующих на конструкцию. Показана целесообразность учета результатов моделирования при обосновании параметров газоотражателя для универсальных пусковых установок.
Ключевые слова: газодинамические нагрузки, ракета космического назначения, двигательная установка, пусковые установки, газоотражатель.
Основные руководящие документы, определяющие направления развития Российской Федерации, указывают на необходимость развития космической отрасли, повышения эффективности использования космического пространства как для обеспечения социально-экономической деятельности, так и для повышения обороноспособности страны. Для этого необходимо своевременное развертывание в стратегической космической зоне орбитальных группировок космических аппаратов, имеющих
соответствующее целевое предназначение. В настоящее время в России разрабатываются и запускаются космические аппараты социально-экономического, военного и двойного назначения, имеют различные технические характеристики. Масса и габариты, орбита функционирования космических аппаратов влияют на выбор средств выведения, приводят к необходимости использования ракет-носителей различного класса для их запуска. Двигательные установки этих средств выведения отличаются тягой, количеством истекающих струй, эффективным диаметром, длиной сверхзвуковой части газового потока в целом, температурой продуктов сгорания. Двигатели первой ступени ракет оказывают непосредственное влияние на технологическое оборудование, участвующее в пуске, создавая, в том числе и нежелательные проблемы для их конструктивных элементов.
В действующей Федеральной космической программе России на 2016-2025 годы сделаны акценты на основные принципы развития средств выведения космических аппаратов до 2025 года. В этом документе, в частности, речь идет о таких направлениях дальнейшей деятельности, как обеспечение независимого доступа в космос с территории России в спектре решаемых задач, ставится задача на оптимизацию номенклатуры эксплуатируемых ракет-носителей.
В Федеральной программе «Развитие космодромов на период 20172025 годов в обеспечение космической деятельности Российской Федерации» отмечаются следующие направления реализации государственной политики в области космической деятельности:
- возведение полнофункциональной наземной космической инфраструктуры для обеспечения пусков всех типов отечественных и перспективных ракет-носителей;
- развертывание необходимой инфраструктуры для обеспечения запусков космических аппаратов в интересах социально-экономического развития, научных исследований, обеспечения обороны и безопасности государства;
- создание инфраструктуры для реализации международных и коммерческих проектов.
Все это оборудование должно быть размещено на территории России или находиться под юрисдикцией нашего государства. Перспективной линейкой средств выведения, эксплуатируемых сейчас ракет космического назначения (РКН), принято считать ракеты-носители «Союз» и «Ангара».
Стартовые комплексы (СК), входящие в состав существующих космических ракетных комплексов, уникальны и используются, в основном, для подготовки и пуска конкретной ракеты или, в лучшем случае, семейства однотипных ракет одного класса. Учитывая высокую стоимость стартовых комплексов, актуальна и важна задача проектирования, создания и эксплуатации универсальных комплексов, позволяющих осуществлять подготовку и пуск ракет разных классов [6].
Анализ нагрузок, действующих на технологическое оборудование стартовых комплексов. При проектировании и эксплуатации СК много времени уделяют изучению эксплуатационных нагрузок, действую-
52
щих на технологическое оборудование стартовых комплексов при реализации технологического процесса подготовки РКН к пуску. Принято, что эксплуатационные нагрузки делят на расчетные и нерасчетные, причем собственно расчетные нагрузки могут быть рабочими, предельными и аварийными [4].
К рабочим нагрузкам относят нагрузки, которые возникают в нормальных условиях работы оборудования и при проведении обычного его рабочего цикла. Для пускового оборудования газодинамические и тепловые нагрузки от воздействия газового потока относятся именно к рабочим нагрузкам, то есть их воздействие не должно приводить нарушению функционирования оборудования стартового комплекса.
Опасность возможного высокого уровня силового и теплового нагружения корпуса РКН и элементов пусковой установки, а также близко расположенных агрегатов наземного оборудования обуславливается большой мощностью газовых струй продуктов сгорания топлива с высокими энергетическими характеристиками двигательных установок (ДУ) современных ракет-носителей (РН). Поэтому при проектировании СК одним из важных вопросов, влияющих на облик стартовых сооружений и размещенного на них оборудования, является учет действия нагрузок, возникающих при старте РКН [3, 8]. Нагрузки на конструктивные элементы пускового оборудования могут превышать допустимые значения из-за воздействия в совокупности или индивидуально физических процессов различных видов, например, акустические нагрузки или нагрузки от возникающих эжекци-онных потоков. Поэтому сложным вопросом при проектировании конструкции пусковых установок является решение задачи защиты ракеты-носителя от воздействия струи его двигательной установки при старте. Решение такой проблемы связано с применением специально спрофилированных газоотводных каналов, которые принимают на себя силовые нагрузки и тепловую энергию струй двигательной установки, уменьшая возникающие нагрузки. При этом процесс взаимодействия газовой струи от двигателей 1-й ступени РН с конструкцией ПУ сложен по своей физической сущности, различен по механизмам его протекания, имеет отличия в видах и формах энергии этих процессов, которые тесным образом связаны во времени и пространстве.
Для удобства проведения анализа расчета параметров из сложного комплексного газодинамического процесса выделяют и схематизируют как самостоятельные следующие его основные виды [2, 8]:
- ударно-волновые (нестационарные) процессы, происходящие при запуске ДУ;
- квазистационарные процессы течения в газоходах при движении ракеты на начальном участке траектории;
- тепловые процессы;
- акустические процессы.
Начальный этап пуска РКН связан с нестационарными процессами движения волн, образующихся при включении двигательной установки первой ступени (точнее, двигателей всех ступеней, включающихся в рабо-
53
ту при пуске ракеты) и начале выхода продуктов сгорания через сопла ДУ. Ударно-волновые нагрузки зависят как от характеристик двигателей, так и параметров газохода с газоотражательным устройством.
Дальнейшее развитие процесса сопровождается образованием мощного сверхзвукового потока из камер сгорания ДУ, длительность воздействия которого связана со временем выхода двигателей первой ступени на режим номинальной тяги и подъема РКН на безопасную высоту над нулевой отметкой СК. В связи с нерасчетным режимом работы сопел ДУ у поверхности земли и взаимодействия струй отдельных камер сверхзвуковой поток продуктов сгорания имеет сложную волновую структуру. По периферии течения продуктов сгорания образуется пограничный слой, где происходит смешение струй с окружающим воздухом, что приводит к эжек-ции воздуха в газоходе. Процессы сверхзвукового течения и турбулентного смешения, кроме создания нагрузок на конструкции избыточного давления, вызывают значительное акустическое излучение, которое может достигать величин 170^180 дБ. Акустическое излучение вызывает вибрацию элементов конструкции и деталей электронной аппаратуры РКН, КА и наземных систем. Такое воздействие может привести к нежелательным резонансным явлениям, что неизбежно повлечет к изменению пределов выносливости конструкционных материалов элементов ПУ. При этом источником возникающих вибрационных нагрузок на технологическое оборудование СК являются нелинейные турбулентные скачки давления от сверхзвуковой струи ДУ. Взаимодействие сверхзвукового потока продуктов сгорания с элементами конструкции ПУ связано с образованием скачков уплотнения (ударных волн), за которыми повышается давление и температура газа [1]. Локальное давление может достигать 1 МПа и более. Совместно с динамическим воздействием металлоконструкции и строительные сооружения ПУ подвергаются интенсивному тепловому нагруже-нию. Температура газового потока продуктов сгорания при пуске современных РКН превышает температуру плавления конструкционных сталей. Высокая скорость нарастания температуры поверхности металлооблицов-ки газоотражателя (800^3500 К/с) может привести к таким негативным явлениям как тепловой удар, плавление, абляция и унос металла облицовки или бетона строительных сооружений ПУ. Совместное действие газодинамического силового и теплового нагружения приводит к образованию в металлоконструкциях ПУ зон пластических, ползучих деформаций, что может привести потере прочности в ходе одного пуска или к изменениям микроструктуры металла (обезуглероживание, окисление и коррозия, химическое изменение металлов и сплавов) с постепенным накоплением повреждений.
Течения газовой струи продуктов сгорания при пуске РКН, описываются следующими физическими явлениями:
- параметры газа в пространстве распределяются по сложным зависимостям;
- значения параметров газа напрямую увязано со временем развития физического процесса;
- состав возникающего газа неоднороден;
- физический процесс течения газа сопровождается сопутствующими химическими реакциями.
Газодинамические процессы вызывают нагрев элементов конструкции ПУ и самой РКН. По своей физической сущности эти процессы подчиняются законам нестационарной теплопроводности. При этом поле температуры нагреваемых элементов конструкций зависит параметров внешнего потока, а также формы, размеров и теплофизических характеристик конструктивных элементов пусковой установки, эксплуатационно-технических характеристик газохода или стартового сооружения. Цикл интенсивного нагрева при значительных величинах теплового потока ^=1^4 МВт/м2) при пуске РКН сменяется процессом остывания, при этом температурные напряжения изменяют знак, что приводит к малоцикловой усталости металла. Результаты мониторинга технического состояния существующих пусковых установок с применением визуально-измерительного, ультразвукового контроля металлоконструкций и экспресс-анализа причин образования трещин позволил сформулировать следующие выводы:
1. Основное влияние на длину трещин оказывает температура окружающей среды на момент пуска РКН, хотя раскрытие (образование) трещин происходит в процессе остывания конструкций (12^72 часа после пуска РКН);
2. Наибольшее количество трещин возникает в максимально нагруженных элементах конструкций.
При проведении газодинамических расчетов решается основная задача определения параметров возникающих тепловых потоков (давления и температуры), также возможен расчет касательных напряжений возникающих на элементах конструкции ПУ и сооружений СК подвергающихся воздействию газовой струи продуктов сгорания. Одним из сложных вопросов при разработке и создании универсальных стартовых комплексов является вопрос выбора параметров газоотражателя, обеспечивающего отвод струи продуктов сгорания от пусковой установки и другого технологического оборудования стартового комплекса.
Опыт эксплуатации стартовых комплексов на космодромах «Байконур» и «Плесецк» показывает, что при изменении характеристик струи продуктов сгорания новой или модернизированной ракеты-носителя воздействие, как на пусковую установку стартового комплекса, так и непосредственно на газоотражатель может привести к превышению расчетных газодинамических нагрузок. Известно, что расчет газодинамических процессов при истечении струи в газоход проводится с определенными допущениями, и результаты такого расчета, как правило, имеют погрешность.
Для получения реальной картины распределения полей давления и температуры необходимо провести натурное моделирование, но полномасштабное моделирование требует значительных финансовых, материальных и временных затрат. Поэтому математическое моделирование остается важным инструментом исследования. Математическое моделиро-
вание распространения таких газодинамических нагрузок связано с необходимостью формирования алгоритма для проведения расчетов исследуемых параметров.
Разработана следующая последовательность расчета газодинамических нагрузок на элементы пускового устройства (рис. 1).
Рис. 1. Алгоритм расчета газодинамических нагрузок на элементы
пускового оборудования
К параметрам газовой струи на срезе сопла двигательной установки 1 ступени РКН относят давление Р0, температуру Т0, плотность р0, скорость истечения а0. Данные параметры индивидуальны для разных двигателей и получены из их характеристик. При запуске двигательной установки 1 ступени РКН компоненты ракетных топлив смешиваются и воспламеняются, преобразовываясь в газовую струю продуктов сгорания
56
Известные зависимости, позволяющие получить теплофизические характеристики продуктов сгорания газовой струи Р, Т, р, V, непосредственно взаимодействующей с элементами пускового оборудования, а конкретно с его газоотводящим устройством могут быть представлены в общем виде.
Для давления:
Для температуры:
Для плотности:
Для скорости:
р=_Р
к
, к-1..2 V-1
1 +-М
2
Т =
Т
10
1 к -1 2
1 +-М
2
Р = -
V =
Ро
1
, к-1,,2 ^
1 +-М
2
1
М| 1 + ^ М2 ^
Анализ современных и перспективных газодинамических схем пусковых устройств позволяет выделить диапазоны значений параметров, которые могут рассматриваться в качестве исходных данных при моделировании газодинамического процесса.
Правильный выбор исходных данных в сочетании грамотно построенной математической моделью процесса позволит говорить о достоверности полученных результатов.
В нашем распоряжении имеется информация для различных двигателей о следующих параметрах, характеризующих режимы истечения струи ДУ 1-й ступени РН:
число Маха (М) на срезе сопла ДУ - имеет значения от 2,5 до 4,5; показатель адиабаты газовой струи (к) - известны величины от 1,12 до 1,26.
При моделировании газодинамических нагрузок, как было указано ранее в алгоритме, необходимо учитывать геометрические характеристики газохода, которые отражают расположение граней газоотводящего устройства относительно оси распространения газового потока продуктов сгорания. К известным нам параметрам, используемым в предыдущих исследованиях и характеризующим взаимодействие струи ДУ и газохода ПУ можно отнести как угол между осями газовой струи и гранями канала газохода составляющий от 30°, так и расстояние от среза сопла ДУ до дна газохода, которое находится в пределах начального участка струи.
Пути снижения газодинамических нагрузок на пусковое оборудование. В Военно-космической академии имени А.Ф. Можайского создан программный комплекс по исследованию газодинамических нагрузок на элементы газохода при пуске ракеты космического назначения с учетом изменения параметров газоотражателя [7].
а
Программный комплекс позволяет моделировать газодинамические процессы распространения сверхзвуковой струи в газоходе стартового сооружения с односкатным газоотражателем и котлованной газодинамической схемой. Для снижения вычислительных затрат процессы моделируются в двумерной постановке, что может приводить к дополнительному снижению точности расчетов, но позволяет оперативно получать данные о распространении ударно-волновых структур в газоходе и о значениях давления и температуры как в различных зонах внутри газохода, так и на поверхности контакта струи с газоотражателем (рис. 2, а, б). Это дает возможность оценивать силовые и тепловые нагрузки на газоотражатель и стартовое сооружение в целом при изменении геометрических параметров газоотражателя и начальных параметров струи двигательной установки.
Расчет, результаты которого показаны на рис. 2, а, б, проводился при следующей конфигурации газоотражателя:
- глубина газохода - 10 м;
- до уровня «минус 6 м» угол наклона грани - 80 градусов;
- до уровней «минус 8, 9, 10 м» углы наклона 30, 20 и 10 градусов, соответственно.
Поля давления и температуры наглядно показывают возникновение скачков уплотнения в зоне изменения направления газового потока, соответствующей изменению углов наклона первой и второй граней газоотражателя («минус 6 м»).
На рис. 2, в показан график изменения давления и температуры в газоходе в горизонтальном сечении, соответствующем точке первого изменения угла наклона газоотражателя в момент времени, соответствующий полям давления и температуры, изображенным на рис. 2, а, б.
а б в
Рис. 2. Изображение полей температуры давления при истечении струи в газоход и графики давления и температуры газовой струи
в выбранном сечении газохода
В настоящее время в нашей стране и за рубежом изучается возможность выведения на орбиту малых и сверхмалых космических аппаратов с помощью малогабаритных ракет-носителей. Для пуска таких ракет могут использоваться стационарные и мобильные пусковые устройства.
Для снижения стоимости пускового оборудования целесообразно рассмотреть возможность универсализации пусковых установок. Но различие в газодинамических и геометрических характеристиках различных
58
ракет может привести, как указано выше, к изменению параметров нагру-жения пусковых установок. Известно, что для зенитных ракет проводятся исследования по оценке влияния угла наклона газоотражателя на характеристики пуска [5] и создания установок с возможностью изменения положения газоотражателя при пуске. Для пусковых установок ракет космического назначения изменение параметров газоотражателя может использоваться для снижения силовых и тепловых нагрузок. Моделирование с помощью разработанного программного комплекса позволяет получить оценки влияния угла наклона или длины отдельных участков газоотражателя на величину давления и температуры, действующих на конструкцию. На рис. 3 показаны графики изменения давления и температуры газа струи продуктов сгорания при изменении угла наклона первого участка газоотражателя для точек на поверхности конструкции, соответствующих отметкам «60», «40» и «20» вертикальных осей графиков на рис. 2в.
0
" Р 150
С д
ф" Р_Ю*
1 ■■
03 РЗО ¡3 ••
я 1 ■ 1 ■
1 ■ 1 | 1
■ 1 1 * ; V \ Д / > * \ А
Угол наклона, град
а.
Р- д
о. т_40 ш ■■
5 Т_20
I ■ 1
1 1 1 1
1 Ь 1 > 1 • < Д 1 • \ Д 1 >
65 ТО 75 !0
Угол наклона, град
Рис. 3. Изменение давления и температуры в различных сечениях в зависимости от угла наклона первого участка газоотражателя
Можно отметить, что при угле наклона первой грани равном 75 градусов давление и температура в точке на уровне «минус 6 м» выше, чем при больших или меньших углах в диапазоне от 60 до 80 градусов. Изменение длины граней газоотражателя так же оказывает влияние на величину газодинамических нагрузок. Например, проведено моделирование процессов при уменьшении длины первой грани (до уровня «минус 5 м») и, соответственно, увеличении длины второй грани. Остальные две грани, с углами наклона 20 и 10 градусов размещаются на тех же уровнях, что и при первом расчете.
На рис. 4 показано изменение давления в для точек на поверхности газоотражателя, соответствующих уровням «минус 4 м» (Р_60_2), «минус 5 м» (Р_50_2) и «минус 8 м» (Р_20_2).
Уровень «минус 5 м» соответствует месту возникновения косого скачка уплотнения. Результаты расчетов по второй схеме показывают, что максимальное давление (и температура) наблюдаются, как и ожидается, в зоне возникновения косого скачка на уровне «минус 5 м».
Сравнение расчетов по первой и второй схемам (рис. 5) показывает следующие результаты:
- давление в точке возникновения косого скачка для газоотражателя с меньшей длиной первой грани имеет значения, близкие к максимальным значениям;
- в большем диапазоне величина давления при изменении угла наклона грани.
Что позволяет сделать вывод о больших величинах давления на газоотражатель для второй схемы. В другом сечении газохода, для уровня «минус 8 м», расчетное давление на конструкцию для второй схемы будет примерно на 30 % ниже, чем для первой схемы.
Угол наклона, град
Рис. 4. Изменение давления в различных сечениях в зависимости от угла наклона первого участка газоотражателя для второй
расчетной схемы
га
1= Р40 30
щ □□□
X р_50_2
<В ААА 25 о га Ч
□ 1 ] к
]
[ ]
( 5
га
С р ^о
<в □□
^ Р_20_2
щ АА
с а ш а
]
[ □ р □ ]
с г ] ] 1 к
Угол наклона, град Угол наклона, град
Рис. 5. Сравнение давлений и температуры в различных сечениях в зависимости от угла наклона первого участка газоотражателя для первой и второй расчетных схем
Оперативное изменение параметров газоотражательного устройства для ракет космического назначения среднего и тяжелого классов достаточно сложно в реализации.
В такой ситуации решением проблемы может служить следующие мероприятия:
- разработка газоотражателя с подвижными конструктивными элементами (гранями);
- создание системы механизмов, обеспечивающих перемещение и фиксацию конструктивных элементов газохода.
Система механизмов фиксации должна обеспечивать противодействие силовому нагружению газоотражателя и передачу нагрузок на стартовое сооружение.
Сложной задачей также является выбор конструктивных решений и создание уплотнений, препятствующих затеканию струи между подвижными и неподвижными элементами газоотражательного устройства.
Это позволяет сделать вывод о возможности применения газоотражателя с подвижными гранями для пусковых установок РКН легкого или сверхлегкого классов. Тогда суммарные газодинамические нагрузки на оборудование существенно ниже, чем для ракет среднего и тяжелого классов.
Заключение. В процессе жизненного цикла пусковых установок используемых для организации пусков ракет космического назначения различают несколько видов их нагружения при взаимодействии со струей ДУ во время старта ракеты. К таким видам нагружений относят как силовые, так и тепловые нагрузки
Важной задачей является отвод газовых струй двигателей от ракеты и обеспечение допустимой величины нагрузок на пусковое устройство, а также на стартовое сооружение. Это достигается применением специально спрофилированных газоотражательных устройств и газотводящих каналов.
Расчеты показывают, что могут быть найдены углы наклона или размеры частей газоотражателя, которые приводят к значительному повышению газодинамических нагрузок, а, следовательно, при проектировании пусковых установок и условий их применения таких значений углов надо избегать.
В случае создания универсальных пусковых установок для малогабаритных ракет, учитывая их зависимость от характеристик маршевых двигателей ракеты-носителя, для снижения величины газодинамических нагрузок, может быть исследован вопрос проектирования конструкции с модифицируемым газоотражателем.
Список литературы
1. Абрамович, Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969.
834 с.
2. Авдуевский В.С., Ашратов Э.А., Иванов А.В., Пирумов У.Г. Газодинамика сверхзвуковых неизобарических струй. М.: Машиностроение, 1989. 320 с.
3. Бирюков Г.П., Бут А.Б., Хотулев В. А., Фадеев А.С. Газодинамика стартовых комплексов. М.: Рестарт, 2012. 364 с.
4. ГОСТ Р 51282-99. Оборудование технологическое стартовых и технических комплексов. Нормы проектирования и испытаний. М.: Издательство стандартов, 1999.
5. Келекеев Р.В. Совершенствование газоотражательных устройств пусковых установок: дис. ...канд. техн. наук: 05.07.06 / Келекеев Роман Вадимович. Омск, 2005. 144 с.
6. Бирюков Г.П., Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. Основы проектирования ракетно-космических комплексов. Методология обоснования облика комплексов. СПб.: Алфавит, 2002. 395 с.
7. Свидетельство о государственной регистрации программ для ЭВМ № 2018661153. Российская Федерация. Исследование газодинамических нагрузок при пуске ракеты космического назначения с учетом геометрии газохода / А.В. Лагун [и др.]; заявл. 03.08.2018; регистр. 03.09.2018.
8. Технологическое оборудование РКК. Стартовое оборудование РКК. Учебник / В.В. Козлов [и др.]; под ред. Б.К. Гранкина. СПб: ВКА имени А.Ф.Можайского, 2010. Часть 1. 404 с.
Кукушкин Игорь Олегович, канд. техн. наук, доцент, kio142@mail.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Слатов Валерий Леонидович, старший научный сотрудник лаборатории, slatov65@,mail. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Лагун Андрей Валерьевич, канд. техн. наук, доцент, nata_lagy@mail.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Слатов Сергей Валерьевич, начальник лаборатории, 3011987@,mail.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского
DECISION TASKS FOR EVAL UA TING START LOADS AND SELECTION OF GAS
REFLECTOR PARAMETERS
I.O. Kukushkin, V.L. Slatov, A.V. Lagun, S.V. Slatov
The article confirms the relevance of choosing the parameters of the gas reflector of the launcher. The possibilities of the software package developed with the participation of the authors for the study of gas dynamic loads on the elements of the flue during the launch of a space rocket, taking into account the change in the gas reflector parameters, are briefly described. Modeling using the developed software package allows you to get estimates of the influence of the angle of inclination or length of individual sections of the gas reflector on the pressure and temperature values acting on the structure. The expediency of taking into account the simulation results when justifying the parameters of the gas reflector for universal launchers is shown.
Key words: gas dynamic loads, space rocket, propulsion system, launchers, gas reflector.
Kukushkin Igor Olegovich, candidate of technical sciences, docent, kio142@mail.ru, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaysky,
Slatov Valery Leonidovich, senior researcher, Slatov65@mail.ru, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaysky,
Lagun Andrey Valerievich, candidate of technical sciences, docent, nata_lagy@mail.ru, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaysky,
Slatov Sergey Valerievich, head of laboratory, 3011987@mail.ru, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaysky
УДК 621.317
АЛГОРИТМ РАСЧЕТА СРЕДНЕГО КОЭФФИЦИЕНТА
ГОТОВНОСТИ ОБРАЗЦОВ ТЕХНИКИ СВЯЗИ И АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ЗА ПЕРИОД ОДИН ГОД
А.В. Морозов, А. А. Самохвалов, Н.Н. Сирко
В статье представлен алгоритм расчета среднего коэффициента готовности образца техники связи и автоматизированных систем управления (ТС и АСУ). Алгоритм расчета заключается в определении среднего коэффициента готовности образца ТС и АСУ за год - находятся все промежутки времени, в том числе и по причине организационных потерь за период один год, в котором образец ТС и АСУ находится в неработоспособном состоянии и соотносится к одному году.
Ключевые слова: техническое обслуживание, ремонт, техника связи и автоматизированных систем управления, состояние.
Во многих расчетно-информационных задачах при планировании связи, оценке качества функционирования системы технического обеспечения связи и автоматизированных систем управления (ТОС и АСУ) и других необходимо в качестве исходных данных иметь коэффициент готовности образца техники связи и автоматизированных систем управления (Кг). Традиционный подход расчета Кг образца ТС и АСУ через среднюю наработку между отказами (Т) и время восстановления (/в):
Т
Кг =-, (1)
г Т + /в' К)
содержит существенную погрешность и не отражает реальность, так как
при данном расчете не учитываются организационные потери при ремонте
образца ТС и АСУ.
Алгоритм расчета заключается в определении среднего коэффициента готовности образца ТС и АСУ за год - определяются все промежутки времени, в том числе и по причине организационных потерь за период 1 год, в котором образец ТС и АСУ находится в неработоспособном состоянии и соотносится к одному году, таким образом, получаем коэффициент неготовности и вычитая его из 1 получаем коэффициент готовности образца ТС и АСУ, то есть:
I
Кг = 1 (2)
г 8760
где I - количество промежутков времени неработоспособности образца ТС и АСУ; периоды времени неработоспособности образца ТС и АСУ за 1 год. Период 1 год взят исходя из годового планирования эксплуатации ТС
