СТЕНД ДЛЯ ОТРАБОТКИ РАЗДЕЛЕНИЯ СТАРТОВОЙ И МАРШЕВОЙ СТУПЕНЕЙ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ

Изобретение относится к испытательной технике. Преимущественная область применения - стендовая отработка управляемых ракет с отделяемыми в полете частями.

Известен стенд для исследования процесса разделения метаемого объекта (см. патент России №2153155, МПК 7 G 01 G 7/08), содержащий основание, на котором установлено устройство, выполненное в виде ствола и источника давления, размещенный в стволе поршень, устройство для закрепления метаемого объекта и тормозное устройство, расположенное перед срезом ствола.

Устройство для закрепления метаемого объекта выполнено в виде установленных снаружи ствола направляющих, продольные оси которых расположены попарно в плоскостях, пересекающихся по линии, совпадающей с продольной осью ствола, и выполненных с возможностью соединения с метаемым объектом кареток.

Каретки размещены на направляющих с обеспечением возможности перемещения каждой из частей метаемого объекта по отдельной паре направляющих.

Под действием перегрузки, возникающей при разгоне метаемого объекта, срабатывает пиротехнический механизм разделения, продукты сгорания которого попадают в полость, образованную задней и надетой на нее передней частями метаемого объекта. После достижения заданной величины давления в этой полости начинается расхождение частей метаемого объекта (передняя часть сдергивается с задней части).

Стенд обеспечивает возможность исследования процесса разделения метаемого объекта на составные части, измерительно-регистрирующая аппаратура позволяет регистрировать давления, перегрузки и скорости разделяемых частей.

Наиболее близкой к предлагаемому техническому решению является выбранная в качестве прототипа экспериментальная установка (стенд) с двумя подвижными телами (ступенями) (см. К.С.Колесников, В.И.Козлов, В.В.Кокушкин. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1977 г., стр.211, рис.7.1).

Установка содержит гибкие тросовые связи для подвески разделяющихся тел (ступеней), механизм продольного удержания (нагружения), выполненный в виде грузов, приложенных к разделяющимся телам с помощью гибких связей, пропущенных через блоки, и систему регистрации, включающую камеры скоростной киносъемки.

Установка за счет подвески тел (ступеней) изделия на гибких связях приближает стендовые условия испытаний к свободному (безопорному) состоянию ракеты в полете.

При задействовании системы разделения срабатывают пирозамки и пиротолкатели (пружинные толкатели, РДТТ иди другие механизмы) разъединяют тела, отводя их от первоначального положения. Система удержания препятствует возврату тел в первоначальное положение, что предохраняет их от удара друг от друга.

В ходе таких испытаний определяются основные кинематические и динамические параметры разделения: линейные и угловые скорости, виброперегрузки и ускорения, получаемые телами при срабатывании элементов системы разделения, то есть при действии внутренних сил.

На траектории полета в атмосфере на ракету с отделяемым двигателем воздействуют инерционные и аэродинамические силы, которые создают напряженно-деформированное состояние в различных поперечных сечениях ракеты.

Перед разделением стартовая ступень заканчивает работу, разгоняя ракету до максимальной скорости, стабилизирующий момент также достигает максимальной величины. Аэродинамическая сила, приложенная к органам управления ракеты при их максимальном угле отклонения, вызывает также максимальный изгибающий момент, действие изгибающего момента оказывает существенное влияние на прочность механизма разделения, его функционирование и на начальные возмущения, получаемые ступенями при разделении.

В момент разделения происходит скачкообразное изменение величины стабилизирующего момента, так как стабилизаторы стартовой ступени прекращают воздействие на ракету.

В результате этого марлевая ступень получает угловые возмущения и переходит на другой балансировочный угол атаки. При этом возможны забросы угла атаки, приводящие к возрастанию аэродинамических сил, действующих на стабилизирующие плоскости, что может привести к их разрушению и отказу ракеты.

Поэтому влияние внешних воздействий на процесс разделения ракеты и дальнейший полет ее маршевой ступени являются определяющими.

В прототипе и аналоге исследование процесса разделения тел (ступеней) происходит только при воздействии внутренних сил. К тому же в аналоге не возможно определить поперечные возмущения в процессе и после разделения из-за связи разделяемых тел с продольными направляющими.

Недостатком аналога и прототипа является отсутствие возможности исследования процесса разделения ступеней управляемой ракеты при комплексном воздействии всех сил, как внутренних, так и внешних.

Решаемой технической задачей является обеспечение возможности исследования процесса разделения объекта испытаний в условиях, максимально приближенных к натурным (полетным).

Технический результат - получение информации о параметрах, характеризующих процесс разделения ракеты в условиях, максимально приближенных к полетным, что позволяет целенаправленно проводить отработку узла разделения и ракеты в целом и сократить при этом количество дорогостоящих летных испытаний.

Техническая задача решается за счет того, что:

- стенд для отработки разделения стартовой и маршевой ступеней управляемых ракет, содержащий основание, гибкие связи для подвески ступеней испытываемой ракеты, гибкие продольные связи для соединения ступеней ракеты с основанием и механизмом продольного нагружения, снабжен размещенными в плоскости подвеса двумя парами диаметрально противоположно ориентированных поперечных упругих связей для соединения маршевой и стартовой ступеней с основанием и дополнительной поперечной упругой связью для соединения посредством механизма натяжения маршевой ступени в районе расположения органов управления ракеты с основанием, при этом один из гибких подвесов подсоединен в плоскости расположения центра масс ракеты, а второй - центра масс маршевой ступени, а механизм продольного нагружения выполнен в виде барабана, на поверхности которого закреплена одна из гибких продольных связей, установленного на оси вращения и снабженного двухплечим рычагом, на противоположных плечах которого установлены груз и противовес, который снабжен фиксатором принудительного сброса;

- в стенде жесткость диаметрально противоположно ориентированных поперечных упругих связей и места их приложения выбраны из условия: C_м·_{d²·^{tgα =Мм(α =1) и}}

(C_м·_{а²+Cc·в²)tgα =Mс(α =1),}

где C_м, C_c - жесткости связей, приложенных к маршевой и стартовой ступеням соответственно,

d - расстояние между плоскостями присоединения связей и расположения центра масс маршевой ступени,

a, в - расстояние между плоскостями расположения центра масс ракеты и присоединения связей к маршевой и стартовой ступеням соответственно,

М_м(α =1), M_с(α =1) - величины имитируемых стабилизирующих аэродинамических моментов соответственно для маршевой и стартовой ступени при единичном угле атаки α отклонения продольной оси;

- в стенде длина второго подвеса l₁ выбрана из условия

l₁=l+Ztgα ,

где l - длина первого подвеса,

Z - расстояние между плоскостями расположения центров масс ракеты и маршевой ступени,

β - угол установки ракеты к горизонтали после натяжения дополнительной упругой связи;

- в механизме продольного нагружения груз расположен над, а противовес - под осью вращения барабана, при этом вертикаль, пропущенная через центр масс груза, расположена вне оси вращающегося барабана, а противовес выполнен в виде наборных элементов и они могут быть выполнены различными по массе.

Наличие в стенде размещенных в плоскости подвеса двух пар диаметрально противоположно ориентированных поперечных упругих связей для соединения маршевой и стартовой ступеней с основанием, жесткость и места их приложения выбраны из условия равенства моментов от действия связей в стенде и стабилизирующих моментов аэродинамических сил соответственно для стартовой и маршевой ступеней, действующих на ракету в полете, позволяет имитировать полетные условия при стендовых испытаниях.

Дополнительная поперечная упругая связь для соединения посредством механизма натяжения маршевой ступени в районе расположения органов управления с основанием дает возможность исследовать поведение ракеты при различных величинах управляющих моментов и спрогнозировать ее поведение в полете.

Выполнение механизма продольного нагружения в виде барабана, установленного на оси вращения и снабженного двухплечим рычагом, на противоположных концах которого установлены груз и противовес, который снабжен фиксатором принудительного сброса, исключает нагружение ракеты продольной растягивающей силой (до сброса противовеса система нагружения уравновешена) до ее разделения и позволяет нагрузить ракету в требуемый момент времени путем подачи сигнала на фиксатор и сброса противовеса.

Выполнение противовеса из наборных элементов позволяет сбросить противовес по частям и, следовательно, обеспечить плавное изменение продольной (раздергивающей) силы.

Этому также способствует расположение груза над, а противовеса - под осью барабана за счет увеличения плеча, на котором груз действует относительно оси вращения при повороте барабана и рычага с грузом.

Эти признаки позволяют с достаточной достоверностью воспроизвести при стендовых испытаниях натурные условия полета.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где показаны:

на фиг.1 - стенд для отработки разделения стартовой и маршевой ступеней управляемых ракет;

на фиг.2 - фиксатор принудительного сброса противовеса механизма продольного нагружения.

Стенд включает ракету 1, которая с помощью гибкой связи 2 подвешена в ее центре масс 3 к основанию 4. Маршевая ступень 5 подвешена в ее центре масс 6 на гибкой связи 7 к основанию 4.

К маршевой 5 и стартовой 8 ступеням ракеты приложены пары 9 и 10 соответственно диаметрально противоположно ориентированных поперечных упругих связей для соединения ступеней ракеты с основанием 4.

В месте расположения органов управления 11 ракеты 1 установлена дополнительная поперечная упругая связь 12 для соединения посредством лебедки 13 и динамометра 14 маршевой ступени 5 с основанием 4.

Механизм продольного нагружения выполнен в виде барабана 15, установленного на оси вращения 16 и снабженного двуплечим рычагом 17, на противоположных плечах установлены груз 18 и противовес 19.

Противовес 19 удерживается на рычаге 17 с помощью фиксатора 20 принудительного сброса, который состоит из корпуса 21, штока 22, гайки 23, срезного элемента 24 и электровоспламенителя 25.

Маршевая ступень 5 ракеты 1 соединена с основанием 4 через датчик силы 26 гибкой продольной связью 27. Стартовая ступень 8 соединена с помощью гибкой связи 28, которая закреплена на поверхности 29 барабана 15. Радиус барабана 15 выбирается таким образом, чтобы при провороте барабана 15 под действием груза 18 длина намотанной на барабане гибкой связи 28 была больше хода разделения ступеней ракеты.

Работа на стенде производится следующим образом.

В исходном положении ракета 1 в центре масс 3 подвешена на гибкой связи 2 к основанию 4, на ней установлены парные поперечные упругие связи 9 и 10 и она соединена гибкими продольными связями 27 и 28 с основанием 4 и барабаном 15 механизма продольного нагружения.

При этом параметры упругого закрепления (парные поперечные упругие связи) маршевой ступени 5 и всей ракеты 1 выбраны из условия равенства при равных углах поворота ракеты момента упругих сил стабилизирующему моменту аэродинамических сил, действующих в полете на ракету перед разделением и на маршевую ступень после разделения в соответствии с уравнениями:

C_м·_{d²·^{tgα =Мм(α =1) и}}

(C_м·_{a²+Cс·в²)· tgα =Мс(α =1),}

где М_м(α =1), М_с(α =1) - стабилизирующие моменты аэродинамических сил, действующие на маршевую ступень и всю ракету в полете при единичном угле α отклонения продольной оси соответственно;

α - угол атаки;

C_м, C_с - жесткость парных упругих связей, приложенных к маршевой и стартовой ступеням соответственно;

d - расстояние от центра масс маршевой ступени до парной упругой связи, приложенной к маршевой ступени;

a, в - расстояние от центра масс ракеты до парных упругих связей, приложенных к маршевой и стартовой ступеням соответственно.

К маршевой ступени 5 в месте расположения органов управления 11 приложена поперечная упругая связь 12, растянутая лебедкой 13 через динамометр 14 и имитирующая максимально возможную возмущающую аэродинамическую нагрузку, действующую на ракету в полете к моменту разделения. Под действием поперечной упругой связи 12 ракета 1 поворачивается на угол β , численно равный балансировочному углу ракеты в полете перед разделением.

При этом выбирается длина вертикальной гибкой связи 7, которая соединяет центр масс 6 маршевой ступени 5 с основанием 4. При подаче напряжения на фиксатор механизма разделения ступеней ракеты (не показан) и фиксатор сброса 20 противовеса 19 происходит следующее:

- механизм разделения расфиксируется;

- газы электровоспламенителя 25 фиксатора 20 противовеса 19 поступают в полость, образованную корпусом 21 и штоком 22. Под действием давления продуктов сгорания срезается элемент 24 и шток 22 перемещается, освобождая поочередно элементы 30 противовеса 19. При этом плавно увеличивается вращающийся момент от действия груза 18 за счет увеличения его массы и плеча, и, следовательно, имитируется возрастание продольной раздергивающей силы, аналогичное возрастанию силы в полетных условиях, являющейся результирующей от сложения сил лобового аэродинамического сопротивления стартовой ступени и уменьшающейся тяги стартового (отделяемого) двигателя.

Под действием раздергивающей силы стартовая ступень 8 приобретает требуемую относительную скорость отделения, маршевая ступень 5 при этом удерживается гибкой связью 27. В момент разделения происходит резкое прекращение воздействия стартовой ступени на маршевую.

В результате этого маршевая ступень 5 получает угловое возмущение и под действием поперечной упругой связи 12 принимает новое положение, относительно которого начинает колебаться.

В процессе разделения в после отделения стартовой ступени измеряются угловые перемещения, ускорения и деформации корпуса маршевой ступени (датчики не показаны), относительная скорость разделения и величина раздергивающей силы,

При испытаниях на стенде с достаточной достоверностью имитируются внутренние и внешние возмущения, действующие на ракету в полете, что позволяет проводить качественную отработку не только механизма разделения ступеней, но и спрогнозировать поведение маршевой ступени после разделения при наихудшем сочетании возмущающих факторов в полете и при необходимости внести требуемые изменения.