Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ИСПЫТАНИЯ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКИ ДЛЯ ЗАПУСКА РАКЕТЫ ИЗ ТРУБЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

Изобретение относится к области испытаний машин и двигателей, в данном случае испытаний пусковых установок.

Основной целью любых испытаний является проверка работоспособности испытуемого объекта при ожидаемых воздействиях (в данном случае силовых) в условиях его применения. Пусковая установка при запуске ракеты испытывает кратковременную ударную нагрузку, характеризуемую большой интенсивностью и высокой скоростью нарастания.

Известны способы испытаний, при которых моделируют предполагаемые силовые воздействия перемещением объекта с последующим торможением. Причем ударная нагрузка создается при торможении. Силовое воздействие задается обычно с помощью объективных характеристик ударного процесса (форма кривой, пиковое значение ускорения, длительность удара 1. После силовых воздействий производят контроль электрических параметров пусковой установки, определяют люфты механизмов наведения и т.д.

Реализуются такие способы установками, которые называются копрами (для создания одиночных ударов) и ударными стендами (для создания многократно повторяющихся ударов) 1. Ударная нагрузка в таких установках создается при торможении стола с объектом испытаний, перемещающегося принудительно или в результате свободного падения.

К основному недостатку указанного способа и реализующих его устройств можно отнести невозможность моделирования реального закона изменения рабочей нагрузки, действующей на пусковую установку. При запуске ракеты из трубы на пусковую установку действует переменная сила, которая в каждый момент движения ракеты по трубе определяется геометрической суммой нескольких сил. К основным действующим силам относятся силы, возникающие при отделении герметизирующих крышек пусковой трубы, сила трения газа и сила трения ракеты о стенки трубы. Результирующая всех перечисленных сил меняется в процессе запуска как по величине, так и по направлению. Существующие же ударные стенды позволяют моделировать лишь простейшие законы изменения действующих усилий [1, рис.14.3]. Кроме того, на ударном стенде сложно обеспечить приложение силы к пусковой трубе (как при выстреле).

Реальное нагружение пусковой установки обеспечивается только при реальном запуске ракеты из пусковой трубы, при котором решается комплексная задача проверки эффективности ракеты и пусковой установки [2]. Однако реакция установки на силовое воздействие в этом случае оценивается оператором весьма субъективно и приблизительно по перемещению установки при выстреле. Это обусловлено тем, что после кратковременного периода движения ракеты по трубе (доли секунды) следует обычно более длительный участок наведения ракеты на цель (десятки секунд). Кроме того, к недостатку испытаний способом реальных пусков можно отнести трудность моделирования предельных силовых режимов. В ракетостроении принята практика ужесточенных испытаний, позволяющая существенно сократить объем и повысить эффективность испытаний. При ужесточенных испытаниях рабочие силовые воздействия увеличиваются на 20...30%. В рассматриваемом случае рабочее усилие является результирующей нескольких сил, что делает затруднительным его расчет и практическую реализацию.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности и сокращение сроков и стоимости экспериментальной отработки.

Указанная задача решается тем, что в способе испытании пусковой установки для запуска ракеты из трубы, включающем импульсное силовое воздействие на пусковую установку и оценку ее реакции на это воздействие, силовое воздействие на пусковую установку осуществляют фиксированным по величине и месту приложения импульсом силы в продольном направлении, а реакцию пусковой установки на силовое воздействие определяют по смещению линии визирования. Поскольку при реальном пуске за время движения ракеты по трубе действующая на установку сила может менять направление, в предлагаемом решении импульсное силовое воздействие осуществляют поочередно в накатном и откатном направлениях. Максимальную величину импульса силы задают исходя из требования технического задания на ракетный комплекс по величине импульса динамической неуравновешенности системы ракета - пусковая труба.

Реализуется предлагаемый способ устройством, включающим пусковую трубу и нагрузочное устройство в виде импульсного баллистического двигателя, установленного в пусковой трубе соосно с ней и жестко скрепленного с трубой, и дополнительно введенное устройство контроля смещения линии визирования, которое может быть выполнено с использованием трубки холодной пристрелки (ТХП) и контрольного щита, установленного на линии визирования.

Двигатель предварительно отрабатывается на заданную величину импульса силы с обеспечением времени силового воздействия и скорости его нарастания, как при реальном пуске. Для контроля в процессе испытаний задаваемого силового воздействия рабочий процесс в камере двигателя может контролироваться с помощью, например, датчика давления. Реакция пусковой установки на силовое воздействие определяется по остаточному смещению линии визирования с помощью, например, трубки холодной пристрелки, позволяющей фиксировать на контрольном щите положение точки прицеливания (т.е. положение пусковой трубы) до и после силового воздействия.

На чертеже показано устройство для испытаний пусковой установки.

На пусковой установке 1 закреплена пусковая труба 2, в которой установлен баллистический двигатель 3. Для моделирования инерционно-весовых характеристик системы двигатель 3 скреплен с весовым имитатором ракеты 4. Для регистрации давления в камере двигателя 3 установлен датчик давления 5. Весовой имитатор ракеты 4 скреплен с трубой 2 радиальными винтами 6. На чертеже показана установленная в трубу 2 оправка 7 с ТХП 8 и вертикальный контрольный щит 9, установленный на линии визирования 10.

Работает устройство следующим образом.

Перед испытанием в трубу 2 устанавливается оправка 7 с ТХП 8, с помощью которых на щите 9 отмечается положение линии визирования - наносится крестообразная отметка, совпадающая с перекрестием сетки ТХП. После этого оправка извлекается из трубы. При включении двигателя 3 сила тяги его через весовой имитатор ракеты 4 передается на пусковую трубу 2 и через нее - на установку 1. С помощью датчика давления 5 пишется график изменения давления в камере двигателя 3, по которому рассчитывается импульс силы и сравнивается с расчетным. В результате силового воздействия пусковая установка 1 и соответственно труба 2 смещаются относительно своего первоначального положения, что приводит к смещению линии визирования 10. После окончания работы двигателя 3 с помощью ТХП 8 определяется смещение линии визирования относительно первоначального положения в двух плоскостях, т.е. смещение перекрестья ТХП относительно крестообразной отметки на контрольном щите. При небольших смещениях в пределах сетки ТХП (±3°) величина смещения снимается непосредственно с сетки ТХП в угловых величинах. При больших величинах смещения, выходящих за пределы сетки ТХП, на щите наносится новая отметка положения оси пусковой трубы, снимаются линейные координаты смещения и в случае необходимости пересчитываются в угловые величины. Полученное отклонение сравнивается с его расчетным допустимым значением. На чертеже пунктиром показано конечное положение линии визирования в вертикальной плоскости.

При необходимости проверки пусковой установки усилием противоположного направления (откатным) двигатель 3 с имитатором ракеты 4 переворачивается на 180° и закрепляется в трубе 2 аналогичным образом, соответственно меняется и положение оправки 7 с ТХП 8 и контрольного щита 9.

Таким образом, использование в качестве нагрузочного устройства импульсного баллистического двигателя с фиксированным значением импульса силы, жестко скрепленного с пусковой трубой, обеспечивает возможность проведения конструктивно простых и эффективных механических испытаний пусковой установки.

Источники информации

1. Конструкция и отработка РДГТ. Под ред. А.М.Винницкого, М., Машиностроение, 1980 г., с. 200-205.

2. ПТРК средней дальности, журнал "Зарубежное военное обозрение", №10, 2001 г., стр. 24-27. М., изд-во Красная звезда.