СПОСОБ ИМИТАЦИИ УСЛОВИЙ СТАРТА РАКЕТЫ ИЗ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКИ ПОДВОДНОЙ ЛОДКИ В НАЗЕМНЫХ УСЛОВИЯХ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD TO IMITATE CONDITIONS OF ROCKET LAUNCH FROM SUBMARINE LAUNCHER IN SURFACE CONDITIONS AND SYSTEM FOR ITS REALISATION

Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) подводных лодок (ПЛ), а конкретно к ПУ, имитирующим в наземных условиях подводный старт ракеты.
Рассматривается ПУ, с помощью которой осуществляется подводный минометный старт ракеты. Старт осуществляется путем создания в заракетном пространстве пусковой трубы избыточного давления газов, действующего на днище ракеты и ее обтюрирующий пояс. Для создания давления используется, например, стартовый газогенератор, размещаемый в подракетном объеме пусковой трубы. Под действием этого давления ракета выбрасывается из ПУ.
Целью заявляемого изобретения является имитация подводного старта ракеты на участке ее движения в ПУ от момента запуска стартового газогенератора до момента выхода заднего торца ракеты из пусковой трубы, осуществляемая путем проведения наземного старта полноразмерного макета ракеты из ПУ.
Ближайшим аналогом имитации такого вида старта можно считать техническое решение, содержащееся в материалах патента РФ №2082936, МПК 41F 3/07.
В упомянутом техническом решении для наземной имитации условий подводного старта с помощью порохового ракетного двигателя (двигатели-противотяги) создают продольную силу, действующую на ракету против направления ее движения, эквивалентную суммарной силе от гидростатического давления на глубине старта, гидродинамического сопротивления и силы трения при движении ракеты продольно в ПУ.
Это решение имеет следующие недостатки:
1. На испытаниях расходуются дорогостоящие пороховые двигатели-противотяги, специально проектируемые, изготавливаемые и испытываемые для каждого эксперимента.
2. Тяга порохового двигателя всегда имеет технологические отклонения (±25%) от требуемых для имитации старта величин, что ухудшает качество имитации.
3. В ходе эксперимента тяга порохового двигателя не регулируется, ее величина выбирается по предполагаемому среднему значению имитируемых сил, поэтому изменение во времени отдельных составляющих имитируемых сил воспроизводить в принципе невозможно. Результаты экспериментов позволяют получить только принципиально важные характеристики динамики старта, не воспроизводя в точности переменных условий старта.
4. К экспериментальной установке должны быть предъявлены специальные требования по пожаро-взрывобезопасности работы с пороховыми ракетными двигателями, а это существенно увеличивает стоимость стенда.
Предлагаемый способ имитации и устройство для его осуществления не содержит указанных недостатков.
Вместо пороховых двигателей для имитации продольных сил, действующих на ракету при подводном старте, к макету ракеты против направления ее движения прикладывают силу, развиваемую пневматической поршневой системой (ППС), схема которой представлена на фиг. 1, 2, 3.
В ППС имеются:
1. Два одинаковых силовых цилиндра (1) с поршнями (2) и штоками (3). Длина рабочей части пневмоцилиндров примерно на 20-30% больше длины ПУ (4).
2. Поршни ППС имеют штоки (3), проходящие через уплотнения (7) в верхней части силовых пневмоцилиндров, в которых образуются рабочие газовые полости (8). Обе газовые полости соединены между собой коллекторами (9), которые выравнивают давления в газовых полостях пневмоцилиндров.
Коллектор имеет входной (11) и выходной (13) трубопроводы. Входной трубопровод, соединенный с баллоном высокого давления (10), оборудован отсечным клапаном (12). Выходной трубопровод (13) оборудован регулятором расхода, имеющим дроссель (6) с регулируемым отверстием (14) и приводом (23) для изменения площади регулируемого отверстия дросселя и регулирования расхода газа из газовых полостей.
Цилиндры ППС скреплены нижней частью с горизонтальной фундаментной плитой (21). ПУ (4) своей нижней частью также скреплена с фундаментной плитой.
Параллельно оси ПУ на равных расстояниях от нее установлены соединенные с фундаментом две направляющие (16), скрепленные между собой в верхней части балкой (18). К носовой части макета ракеты (5) прикреплена траверса (15). К траверсе прикреплены штоки ППС для передачи на макет ракеты силы от давления в ППС. Траверса оборудована роликовыми опорами (17) для обеспечения движения штоков пневмоцилиндров параллельно оси ПУ.
К балке (18) прикреплено тормозное устройство в виде пневмоцилиндра (19), оборудованного предохранительным клапаном (20).
Имитация условий подводного старта с помощью предлагаемой системы для ее реализации осуществляется следующим образом.
1. До запуска стартового генератора (22) (см. фиг. 1) с помощью ППС имитируется воздействие гидростатической силы на макет ракеты при заданной глубине старта.
цил
нач
Для этого, используя баллон высокого давления (10), через входной трубопровод (11) закачивают газ в рабочие газовые полости силовых пневмоцилиндров (8), при этом в выходном трубопроводе (13) регулируемое отверстие (14) закрыто. В момент, когда Р(t) становится равным Р, срабатывает отсечной клапан (12) и накачка газом прекращается.
цил
цил
Измеряют давление Р(t) и температуру Т(t) газа в рабочих полостях пневмоцилиндров
нач
При этом величина давления Р определяется по формуле:
где
цил
2
S [м] - суммарная площадь поршней пневмоцилиндров ППС;
пу
2
S [м] - площадь поперечного сечения внутренней полости ПУ;
3
ρ=1020 [кг/м] - плотность морской воды;
2
g=9.81 [м/с] - ускорение свободного падения;
0
H [м] - заданная глубина старта.
2. Запускают стартовый газогенератор (22), обеспечивая повышение давления в подракетном пространстве ПУ (8). После того как газодинамическая сила, действующая на дно макета, превысит суммарную силу, включающую вес макета, гидростатическую силу и силу трения, макет ракеты начинает движение. С этого момента открывается регулируемое отверстие дросселя (14) выходного трубопровода (13) для выпуска газа из рабочих полостей цилиндров ППС (8).
3. После начала движения макета ракеты производят измерение текущих значений следующих параметров:
- давления газа P(t) и температуры газа T(t) в рабочих полостях пневмоцилиндра;
<mrow><mover accent="true"><mi>X</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>X</mi><mo>¨</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
- перемещения макета ракеты X(t), скорости и ускорения макета ракеты
и
соответственно;
др
- площади регулируемого отверстия дросселя S(t);
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
4. Вычисляют по замеренным параметрам величину требуемого давления газа в рабочих полостях пневмоцилиндров
по следующей формуле:
,
где
цил
2
S [м] - суммарная площадь поршней пневмоцилиндров,
пу
2
S [м] - площадь поперечного сечения внутренней полости ПУ,
Cx(x(t)) - расчетное значение коэффициента продольного гидродинамического сопротивления ракеты в зависимости от измеренного перемещения x(t),
11
λ[кг] - присоединенная масса ракеты в направлении продольной оси,
тр
F[Н] - сила трения опор и обтюратора макета при контакте с внутренними стенками ПУ,
цил
<mrow><mfrac><mrow><mi>d</mi><msub><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow></msub><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow><mrow><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mfrac></mrow>
<mrow><msubsup><mi>S</mi><mrow><mi>д</mi><mi>р</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
5. По измеренным величинам P(t) определяют величину скорости изменения давления в рабочих полостях пневмоцилиндров
и требуемую величину площади отверстия дросселя
по формуле:
где:
Kp - передаточный коэффициент давления, величина которого принимается в диапазоне от 0.4 до 0.6,
Kpp - передаточный коэффициент скорости изменения давления, величина которого принимается в диапазоне от 0.02 до 0.04.
др
<mrow><msubsup><mi>S</mi><mrow><mi>д</mi><mi>р</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mfrac><mrow><mi>d</mi><msub><mi>S</mi><mrow><mi>д</mi><mi>р</mi></mrow></msub><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow><mrow><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mfrac></mrow>
6. Изменяют величину площади регулируемого отверстия дросселя S(t) до требуемой величины
со скоростью
, определяемой по формуле:
где:
Ks - передаточный коэффициент скорости регулирования, величина которого принимается в диапазоне от 10 до 30,
цил
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
посредством чего приводят величину измеренного давления P(t) к требуемой величине
.
7. После выхода торца ракеты из ПУ с помощью пневмоцилиндров (8) и тормозного устройства (19), (20) осуществляют торможение макета вплоть до полной его остановки и фиксации, для чего в конструкции штоков пневмоцилиндров предусмотрено увеличение длины штоков и пневмоцилиндров, а также нправляющих по сравнению с длиной пусковой трубы примерно на 20-30%. Для торможения в ППС при необходимости может быть использовано дополнительное тормозное устройство (19), (20).
На фиг. 1, 2, 3 показана схема экспериментальной установки в трех стадиях эксперимента:
- В начальной (до начала движения макета ракеты, фиг. 1);
- В промежуточной (в процессе движения макета ракеты, фиг. 2);
- В конечной (после полного торможения и фиксации макета ракеты, фиг. 3).
Приведем численный пример применения предлагаемых способа и устройства для имитации подводного старта.
0
тпк
2
Рассмотрим старт ракеты массой 3000 кг с глубины Н=43 м из ПУ длиной 8 м и с площадью поперечного сечения S=0,33 м.
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>¨</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
В результате газодинамического расчета минометного старта ракеты были получены зависимости от времени перемещения x(t), скорости перемещения
и ускорения
, приведенные на фиг. 4, 5 и 6 соответственно.
В данном расчете гидродинамические силы моделировались в соответствии со следующими формулами:
- сила гидростатического давления:
- сила гидродинамического сопротивления:
x
C(x(t)) принимается в соответствии с фиг. 7.
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>¨</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Рассмотрим эксперимент, в котором масса конструкции макета ракеты, конструкция ПУ и характеристики стартового газогенератора полностью совпадают с теми, для которых был проведен газодинамический расчет. Будем считать, что полученные в результате расчета газодинамики старта ракеты параметры движения макета ракеты x(t),
,
являются результатами измерения параметров движения макета ракеты при испытаниях в системе имитации подводного старта с помощью ППС.
Примем для ППС следующие характеристики:
цил
- диаметр каждого пневмоцилиндра D=0.2 м;
шт
- диаметр штока d=0.02 м;
цил
2
- суммарная рабочая площадь двух силовых пневмоцилиндров S=0.062 м;
0
торм
3
- общий начальный рабочий объем полостей пневмоцилиндров W с учетом участка торможения L=3 м равен 0.682 м;
- путь, проходимый макетом ракеты внутри ПУ, равен 8 м.
0
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>¨</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Как следует из формул (3) и (4), требуемые для имитации подводного старта величины гидродинамических сил при заданной начальной глубине H и при известных исходных данных (согласно (5) и фиг. 7) являются функциями величин x(t),
,
, измеряемых в эксперименте.
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>¨</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Если для имитации гидродинамических сил (3) и (4) с помощью ППС удается обеспечить требуемый закон изменения от времени давления в рабочих полостях пневмоцилиндров
, используя регулятор давления и измеренные величины x(t),
,
, то задачу имитации подводного старта с помощью ППС можно считать выполненной.
цил
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>˙</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>x</mi><mo>¨</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Представим систему уравнений для определения силы для имитации подводного старта, создаваемой давлением P(t) внутри пневмоцилиндров, при которой макет ракеты имеет параметры x(t),
,
, приведенные на фиг 4, 5 и 6.
Текущее значение плотности газа p(t) в цилиндре можно найти, интегрируя уравнение
,
здесь:
G(t) - весовой расход газа через дроссельное отверстие;
W(t) - текущее значение объема газа в пневмоцилиндрах.
Учитывая, что
С учетом (7) и (8) уравнение (6) имеет вид:
Начальные условия для уравнения (9):
0
0
Т - начальное значение температуры газа, принимается T=293K;
R=286 - газовая постоянная;
Начальное значение давления газа в пневмоцилиндрах:
Здесь:
3
ρ=1020 кг/м - плотность морской воды;
2
g=9.81 м/с - ускорение свободного падения;
0
H=43 м - глубина старта;
пу
2
S=0.33 м - площадь поперечного сечения ПУ;
цил
2
S=0.062 м - суммарная площадь поперечного сечения пневмоцилиндров за вычетом площадей штоков.
цил
Текущие значения давления P(t) в пневмоцилиндре:
здесь n - показатель политропы, n=1.4.
<mrow><mfrac><mrow><mi>d</mi><msub><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow></msub><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow><mrow><mi>d</mi><mi>t</mi></mrow></mfrac></mrow>
Текущие значения производной давления
в пневмоцилиндре:
цил
Текущее значение температуры Т(t)
Текущее значение весового расхода G(t) через дроссельное отверстие:
Здесь
где k=1.4 - отношение теплоемкостей,
φ=0.9 - коэффициент расхода.
Требуемое текущее значение давления в пневмоцилиндрах:
цил
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Для имитации необходимо, чтобы регулирование площади дроссельного отверстия обеспечивало минимальное отличие P(t) от
(см. фиг. 9, 11, 13).
др
Уравнение для скорости изменения площади поперечного сечения дросселя (S(t)) имеет вид:
Здесь:
- Сигнал рассогласования
<mrow><msubsup><mi>S</mi><mrow><mi>д</mi><mi>р</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
- требуемая величина площади отверстия дросселя
<mrow><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>S</mi><mrow><mi>д</mi><mi>р</mi></mrow><mrow><mi>m</mi><mi>a</mi><mi>x</mi></mrow></msubsup><mo>=</mo><mn>0</mn><mo>.</mo><mn>0</mn><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
- требуемая величина площади с учетом ограничения на предельную площадь отверстия дросселя
.
P
PP
k и k - передаточные коэффициенты.
P
k - передаточный коэффициент давления, величина которого принимается от 0.4 до 0.6,
PP
k - передаточный коэффициент скорости изменения давления, величина которого принимается от 0.02 до 0.04.
Для рассмотренного численного примера примем .
Начальные значения площади дроссельного отверстия:
др
S(t)=0 при t=0
*
Функция F(σ) представлена в виде графика (фиг. 8).
цил
др
цил
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
В результате решения системы уравнений (6)-(22) были получены законы изменения от времени давления P(t), площади дроссельного отверстия S(t) и проведено приведение давления P(t) к требуемому давлению
.
Были рассмотрены 3 варианта имитации сил подводного старта:
1. Имитация только гидростатического давления (фиг. 9, 10).
2. Имитация силы гидростатического давления, силы трения и силы продольного - аэрогидродинамического сопротивления (фиг. 11, 12).
11
3. Имитация всех гидродинамических сил, включая λ (фиг. 13, 14).
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
рассчитывалось согласно (17).
цил
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Расчеты показали, что в варианте 3 отличия P(t) от
не более 12,5% (только в начале движения) (см. фиг. 13 и 14).
цил
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
В варианте 2 отличие P(t) от
не более 6% в начале движения (см. фиг. 11 и 12).
цил
<mrow><msubsup><mi>P</mi><mrow><mi>ц</mi><mi>и</mi><mi>л</mi></mrow><mrow><mi>т</mi><mi>р</mi><mi>е</mi><mi>б</mi></mrow></msubsup><mo stretchy="false">(</mo><mi>t</mi><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
В варианте 1 отличие P(t) от
не более 1% (см. фиг. 9 и 10).
Таким образом, в численном примере показано, что применение пневматической поршневой системы для имитации сил подводного старта обеспечивает достаточно высокую точность имитации и расширение возможностей наземной натурной отработки газодинамических процессов старта.