CC BY
73
УДК 629.78.015
Е. В. ХОДОРЕВА
Омский государственный технический университет
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГАЗООТРАЖАТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ ЗЕНИТНЫХ ПУСКОВЫХ УСТАНОВОК
В работе представлены конструктивные разработки зенитных пусковых установок, основанные на использовании энергии истекающих струй и образующихся течений. Предложенная методика расчета времени наведения ракеты доказывает преимущество перспективной конструкции установки по сравнению с существующими.
В связи с широким применением газовых с труй в различных отраслях экономики: в ракетно-космической техники, в машиностроении, в ме таллургии, в энергетике и других, проблемы исследования процессов формирования, распространения и взаимодействия струйных течений по-прежнему актуальны. Несмотря на разнообразие функциональных задач, выполняемых газоструйными установками, основные процессы вполне помаются экспериментально-теоретическому обобщению. К их числу можно отнести, например, взаимодействие сверхзвуковых неизобарических струй с наклонными преградами. Учитывая конверсионный характер аэрогазодинамических исследований, проводимых в последнее время, следует отметить, что наибольшие успехи достигнуты в ракетно-космической технике, поскольку ее стратегическая роль общеизвестна.
При проектировании и эксплуатации зенитных пусковых установок (ЗПУ) с целью обеспечения заданного старта ракет необходимо знать закономерности газодинамических процессов, возникающих при взаимодействии струй ракетных двигателей с газоотражателями установок [ 1, 2|. Такие процессы являются характерными для ЗПУ различного типа:
возимых и самоходных, стационарных и корабельных, космических стартовых комплексов.
Расчет силового воздействия струй РД на газоотражатель ЗПУ имеет важное значение нетолько при проектировании газоотражателя. Поскольку этот элемент может быть связан с одной из частей ПУ (рис. 1): качающейся частью (КЧ), вращающейсячас-тыо (ВЧ) или неподвижным основанием, то исследование воздействия струй на газоотражатель необходимо для анализа прочности, устойчивости, надежного функционирования отдельных систем и всей ЗПУ в целом.
При старте ракет с подвижной ЗПУ на неподготов-ленной стартовой позиции струя воздействует на грунт, что может привести к потере устойчивости установки. Исследование взаимодействия струи с грунтом является сложной задачей, для решения которой необходимо знать распределение давления по поверхности грунта в начальный момент времени, то есть рассматривать его как плоскую твердую стенку. Старт КР из контейнера осуществляется двигателем, ось которого наклонена к стенке контейнера. Следовательно, и при таком виде старта встает вопрос о взаимодействии струи с наклонной преградой.
в) г)
Рис. I. Варианты расположения газоотражателя: а) газоотражатель связан с КЧ; б) газоотражатель связан с ВЧ; в| газоотражатель связан с основанием; г) газоотражатель расположен на стартовой позиции. 1 - ось поворота ВЧ; 2 - ось поворота КЧ
Рис. 2. Воздействие струи на элементы ЗПУ: а) схема ЗПУ; б) силовое воздействие струи на направляющую балку при сходе ракеты; в) распределение статического давления по газоотражателю при разных углах подъема ракеты: <р, > <рг I - основание; 2 - ВЧ; 3 - КЧ; 4 - газоотражатель
На рис. 2указана схема ЗПУ. При подъеме КЧ изменяется угол встречи оси струи с газоотражателем, поэтому величина максимального статического давления изменяется и сдвигается ее точка приложения (рис. 2в). Кроме того, при сходе ракеты изменяется момент от воздействия струи на КЧ (рис. 20). Следовательно, актуальна методика расчета взаимодействия струн с параллельной ее оси преградой. При этом создаваемые методики должны обладать приемлемой точностью и достаточным быстродействием, что имеет особенно важное значение для решения задач условной многомерной оптимизации в САПР, поскольку после выбора компоновочной схемы ЗПУ, то есть структурного синтеза проводится параметрический анализ и определяется выполнение условий работоспособности, поэтому газодинамический модуль занимает важное в общей системе проектирования ЗПУ.
Как известно, в настоящее время вертикальное и горизонтальное наведение ракет на ЗПУ осуществляется посредством специальных механизмов, которые имеют различного типа приводы и источники энергии. Традиционная конструкция ЗПУ содержит следующие основные узлы: основание, вращающуюся часть, опорно-поворотное устройство, балку с направляющими, уравновешивающий механизм, газоотражатель. Патентами на полезные модели защищены устройства наведения ракет или установки ракет на заданные углы стрельбы [3,4]. Предложение заключается в использовании энергии газовой струи стартующей ракеты для осуществления её наведения. Существенное отличие предлагаемой конструкции ЗПУ от известных заключается в расширении функции газоотражателя, связанного с качающейся частью: наряду с газозащитной функцией он воспринимает силовое воздействие струи раке ты, обуславливая её наведение.
Работа одного из запатентованных устройств происходит следующим образом. После определения углов вертикального и горизонтального наведения эти углы задаются механизмам фиксации, которые соответственно связаны с осями ВЧ и КЧ. Затем подаётся команда на поворот газоотражателя на определенный угол специальному приводу. После осуществления поворота производят запуск ДУ ракеты. Под действием газовой сгруи газоотражатель вместе с КЧ поворачивается относительно оси цапф в вертикальной плоскости и относительно оси ВЧ в горизонтальной плоскости. Для обеспечения плавного торможения и допустимых конечных перегрузок в вертикальной и горизонтальной плоскостях включение механизмов фиксации, представляющего собой гидравлический или пневматический тормоз, следует проводить на половине требуемого угла наведения. С той же целью производят поворот газоотражателя в обратную сторону на половине угла наведения в горизонтальной плоскости. После достижения заданных углов наведения ракета сходит с направляющих. Затем поддейст-вием упругого элемента механизма возврата КЧ опускается в исходное положение. Для обеспечения постоянного ускорения упругий элемент должен быть связан с КЧ гибкой связью через профилированный кулачок. Геометрические параметры кулачка должны обеспечивать величину плеча силы упругого элемента, заранее определённую расчетом, исходя из конструктивных размеров КЧ, ракеты и их расположения относительно оси цапф. Аналогичным образом возможен поворот, торможение и возвращение в исходное положение и ВЧ.
Как известно (1, 2], при воздействии струй РД на газоотражатель ЗПУ возникает мощное газовое течение, направленное не только в плоскост и симметрии, но и к периферии. В связи с этим дальнейшая модернизация ЗПУ заключается в использовании энергии
Рис. 3. Схема действующих сил (газоотражатель снизан с КЧ): а) в вертикальной плоскости; б) в горизонтальной плоскости, А — ось цапф; В — ось опорно-поворотного устройства; 1 — струя; 2 — растекающийся по газоотражателю поток. V — угол вертикального наведения; о — угол горизонтального наведения
такого потока. С этой цслыо на газоотражателе устанавливаются дополнительные центральная и боковые пластины с возможностью поворота вокруг оси для регулирования величины моментов, определяющих поворот и подъем КЧ (рис. 3).
В соответствии с расчетной схемой уравнения движения КЧ с ракетой имеют вид:
J» ^ = NBl5w + Мс|" w + N¡¡1,, -f- Rljjv,u --Plp-M^-MS-MCw-M?ver;
Jr<* = NrlNvar + Ncftw + Nj|. + RIrvjh --M^p-Mg-Mt^;
где: индексы виг соответственно относятся к проекции сил на вертикальную и горизонтальную плоскость; Р—тяга двигателя; J„ — момент инерции качающейся части и ракеты относительно оси цапф; Jr — момент инерции вращающейся части относительно оси горизонтального наведения; МТ1, — момент трения; Мн — ветровой момент; М(.— весовой момент; М, — тормозной момент; 1N, — плечи соответствующих сил; N — сила воздействия струи (г — на газоотражатель, с — на КЧ, в — на боковую стенку); Ô — угол поворота газоотражателя относительно своей оси симметрии; R — сила воздействия растекающегося потока на силовую пластину.
Следует отметить, что повороты ВЧ и КЧ возможны при неподвижной или сходящей ракете. Для иллюстрации возможности применения предлагаемого способа наведения ракеты и устройства, его реализующего, был проведен оценочный расчет для гипотетической ЗПУ по её массогабаритным и конструктивным характеристикам.
Проведенное исследование показывает, ч то время I поворота вращающейся части на 0 = 50" и подъёма
качающейся части на \|'т,„ = 60" составляет не более 1,2 с, что на 10 - 15 % быстрее работы ЗПУ без дополнительных центральных и боковых пластин, установленных на газоотражателе. Необходимо отметить, что данное время значительно превышает время выхода РД на расчетный режим тяги (0,05-0,1) с; перегрузки при э том не превышают 1 Од. что приемлемо для современных ракет. К недостаткам такого привода можно отнести небольшую (до 5 %) потерю топлива при нахождении ракеты на балке ПУ.
Д\я сравнения следует о тметить, что для достижения указанных углов вертикального и горизонтального наведения при мощности приводов реальной ЗПУ: вертикального — 3,2 кВт и горизонтального — 1,6 кВт время наведения составляет 20 с и 5 с соответственно.
Итак, применение данного способа наведения ракет (или подъема КЧ в вертикальной плоскости и поворота ВЧ в горизонтальной плоскости — установка ракеты на определенные углы) в ЗПУ имеет следующие преимущества. Использование энергии газовой струи наводимой ракеты позволяет отказаться от дополнительных источников энергии извне и уменьшить время вертикального и горизонтального наведения ракет. Кроме того, повышается надежность ЗПУ, увеличивается запас хода для подвижных установок. Исключение из устройства приводов различного типа позволяет сократить материальные, временные, энергетические затраты на обслуживание ПУ.
Библиографический список
I. Бельков В.Н., Карпеченко Д.Г.. Келекеев Р.В.. Белиц-кии В.Д., Ланшаков В.Л. Исследование воздействия сверхзвуковых неизобарических струй на наклонные преграды. //Омский научный вестник. - Омск, 2004. - №3(28). - С. 98- 10!.
2. Бельков ВН., Карпеченко А.Г., Келекеев Р.В., Ланша-ков В,Л. Физическое моделирование воздействия струй ракетных двигателей на элементы ракетного комплекса. // Тез. докл. Все-рос. научи, конф. "Старт-2004®. - М. : Изд-во МГТУ, 2004. -С. 56.
3. Бельков В Н.. Келекеев Р.В. Совершенствование газоотра-жательных устройств зенитных пусковых установок// Материалы III Международного технологического конгресса «Военная техника, вооружение и технология двойного применения». -Омск. 2005. - С. 30-32.
4. Бельков В.Н., Келекеев Р.В.. Лашиаков В .Л. Использование энергии сверхзвуковой сгрун в стартовых комплексах.// Совре-
менные наукоемкие технологии. - М. : «Академия естествознания», 2005. - N«2. - С. 68-69.
ХОДОРЕВА Елена Викторовна, аспирантка кафедры «Транспорт и хранение нефти и газа, стандартизация и сертификация».
Статья поступила в редакцию 08.09.08 г. © Е. В. Ходорсва
УДК 629.78.015 н. В. ЛАНШАКОВА
Омский государственный технический университет
УСЛОВИЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОГО СТАРТА РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
В работе представлены конструктивные разработки для модернизации существующих и проектирования перспективных стартовых сооружений для ракет космического назначения. Представленная математическая модель доказывает условие их безопасного старта.
Для старта ракет космического назначения (РКН) используются различные конструктивные варианты стартовых сооружений (СС): полузаглубленные, с открытым газоходом, односкатным или многоскатным газоотражателем [ 11.11есмотря на особенности происходящих процессов, различные СС должны обеспечивать надежный старт РКН. Например. СС, представленное на рис. 1. для старта РКН «Протон» позволило решить проблему полного отвода газов от корпуса РКН с ДУ тягой 900 тс при глубине СС всего 8 м, что было достигнут за счёт целенаправленного отвода каждой струи шестискатным газовым отражателем с направлением их в два прохода.
Ракеты-носители сверхтяжелого (уникального) класса, представителями которого являлись РКН Н-1 и РКК «Энергия - Буран», в настоящее время не эксплуатируются, но вдальнейшем планируется использовать выполненные наработки. Снижение уровня газодинамического воздействия струй ДУ РКН и их акустического излучения обеспечивается отводом струй по трём газоходам лоткового типа и применением водяной системы защиты, которая обеспечивает подачу водяных струй в задонное пространство при запуске ДУ (рис. 2).
Несмотря на многообразие типоразмеров СС и РКН, особенностей пуска ракет, течения, сопутствующие различным стартам, имеют сходный характер, обусловленный единой физической сущностью происходящих явлений. На рис. 3 представлена характерная газодинамическая схема модернизируемых или проектируемых СС для РКН. При ее анализе может быть установлена роль аэрогазодинамических процессов в общем объеме инженерных задач, решение которых обеспечивает надежный старт ракет.
Рис. I. Схема СС для РКН «Протон»
В работе [2] отмечается, что при распространении прямого течения но газоходу 4, образующегося при воздействии струй на газоотражатель 2, за счетэжек-ции истекающими струями окружающей среды в СС возникает кольцевой обратный поток, направленный к РКН. В связи с проектированием перспективных СС или модернизацией имеющихся СС для старта более мощных ракет, такое течение можетоказывать существенное тепловое и силовое воздействие на РКН, которое может усиливаться в условиях наземного ветра.
Для обеспечения безопасного старта РКН предложена конструктивная разработка, представленная на рис. 4. Экспериментально установлено, что величина максимальной скорости прямого течения составляет 800 м/с. Кроме того, определено (3), что поперечная скорость на границе двумерного течения составляет 5 %, то есть 40 м/с. Следовательно, для получения скорости воздушного потока на выходе из донолнитель-
