Способ стендовых испытаний ракет и стенд для его реализации

Способ стендовых испытаний ракет и стенд для его реализации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области испытаний, в основном к стендовым испытаниям ракет (снарядов).

Известен способ стендовых испытаний ракет в аэродинамической трубе (В.Д.Куров, Ю.М.Должанский. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз,1961 г., стр. 282, фиг.7.6), по которому изделие закрепляют в трубе, аэродинамически нагружают высокоскоростным воздушным потоком и тем самым обеспечивают испытываемому изделию поперечную угловую устойчивость и осуществляют контроль параметров испытуемого изделия.

Аэродинамическая труба представляет собой трубу, через которую с требуемой скоростью прогоняется воздух. Испытуемое изделие закрепляют в трубе неподвижно в осевом направлении и затем через трубу прогоняется воздух. То есть в аэродинамической трубе имеет место картина, обратная той, которая наблюдается при реальном полете.

Способ стендовых испытаний ракет в аэродинамической трубе позволяет существенно упростить процесс измерения параметров с неподвижного изделия: коэффициентов лобового сопротивления, подъемной силы, положения центра давления и других.

Аэродинамическая труба является сложным, дорогостоящим, уникальным сооружением.

Однако способ испытаний ракет (снарядов), реализованный в аэродинамической трубе, не позволяет проводить исследования по определению боковых возмущений ракеты (снарядов), которые возникают при срабатывании того или иного ее узла на траектории.

При движении ракеты (снаряда) на траектории в соответствии с циклограммой работы происходит срабатывание узлов и элементов ракеты, которые могут вызвать поперечные угловые возмущения ракеты (снаряда). Это могут быть различные пиропатроны, ракетный двигатель, отделяющиеся узлы и элементы (поддон, центрирующие по стволу (пусковой трубе) сегменты, открываемые лючки, обтекатели в т.д.), раскрываемые на траектории аэродинамичоские поверхности и органы управления.

Проведение испытаний на аэродинамической трубе ракет (снарядов) с отделяющимися узлами и элементами невозможно, т.к. отделяющиеся элементы, разогнанные высокоскоростным воздушным потоком, могут повредить и вывести из строя это уникальное сооружение. По этой же причине проблематично проводить в аэродинамической трубе испытания ракеты с прожигом ее двигателя, т.к. газодинамическое воздействие струи ракетного двигателя также может привести к серьезным повреждениям трубы. Кроме того, работа ракетного двигателя не исключает возможности его разрушения, последствия которого очень существенно дли такого дорогостоящего, уникального сооружения, как аэродинамическая труба.

Известен также способ измерения гироскопической устойчивости вращающихся снарядов и устройство, реализующее его (Патент США №4467639 от 28.08.1984 г., М.Кл.³ G 01 М 1/16-прототип).

Способ включает закрепление снаряда на шаровой пневматической опоре таким образом, чтобы центр масс снаряда совпадал с радиальной осью шаровой опоры; раскручивание снаряда от электродвигателя через разъединяемую муфту; разъединение муфты от снаряда; сообщение вращающемуся снаряду поперечного импульса силы; контроль реакции снаряда на приложенный импульс силы в зависимости от величины угловой скорости снаряда. Способ реализуется устройством, включающем пневматическую 3-степенную опору вращения, в которой опорный сферический элемент имеет радиальный паз для установки снаряда с обеспечением совмещения центра масс снаряда с радиальной осью сферического элемента, электродвигатель с разъединяемой муфтой для обеспечения раскрутки снаряда с последующим отсоединением двигателя от снаряда, электромагнитное устройство, обеспечивающее поперечный толчок и последующую мутацию раскрученному снаряду. Вышерассмотренные способ и устройство для измерения гироскопической устойчивости позволяют в стендовых условиях определять реакцию гиростабилизируемого снаряда на приложенный к нему боковой импульс (толчок).

Но указанные способ и устройство не позволяют проводить исследования со снарядами (ракетами), стабилизируемыми на траектории с помощью аэродинамических плоскостей, кроме того, приложение к снаряду бокового импульса с помощью электромагнитного устройства позволяет оценить реакцию снаряда на данный толчок, но не позволяет определить возмущение, получаемое снарядом (ракетой) на траекторий от срабатывания того или иного реального узла или элемента ракеты (пиропатроны, ракетный двигатель, отделяющиеся узлы и элементы и т.д.). Теоретически рассчитать с достаточной степенью точности фактические импульсы от срабатывания таких узлов и элементов ракеты, как пиропатроны, пирозапалы, воспламенители РДТТ, отделяющиеся элементы, практически невозможно из-за динамичности срабатывания вышеуказанных узлов. Поэтому необходима экспериментальная оценка боковых импульсов, возникающих при срабатывании данных устройств.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является приближение условий испытаний к натурным при упрощении реализации этого приближения.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в известном способе стендовых испытаний ракет, включающем закрепление ракеты с возможностью углового перемещения относительно ее центре масс, обеспечение ракете поперечной угловой устойчивости, приложение относительно центра масс поперечного импульса силы и осуществление контроля реакции ракеты на приложенный импульс силы, поперечную угловую устойчивость обеспечивают упругим закреплением ракета в поперечном угловом направлении, поперечный импульс силы относительно центра масс ракеты прикладывают путем срабатывания того или иного реального узла или элемента ракеты, при этом поперечную угловую жесткость упругого закрепления и положение центра масс ракеты определяют для момента времени, в который происходит срабатывание того или иного узла или элемента ракеты на траектории, а поперечную угловую жесткость упругого закрепления выбирают из условия равенства аэродинамического стабилизирующего момента, действующего на траектории на ракету, моменту упругих сил относительно центра масс ракеты при единичных углах отклонения ракеты на траектории и стенде соответственно. Реализация способа испытаний осуществляется стендом, включающим шарнир для закрепления ракеты с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс, стабилизатор поперечной угловой устойчивости ракеты и систему контроля углового движения ракеты, в котором стабилизатор поперечной угловой устойчивости выполнен в виде узла упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении, жесткость которого определена из условия

M^аэр _(α=1)=М^упр _(α=1),

где M^аэр _(α=1), М^упр _(α=1) аэродинамический стабилизирующий момент и момент упругих сил относительно центра масс ракеты, действующие на ракету на траектории и стенде при единичных углах отклонения, соответственно,

а система контроля выполнена в виде скоростных кино и/или видеокамер и фоновых экранов с нанесенной на них контрастной разметкой.

Узел упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении может быть выполнен в виде разнесенных относительно центра масс ракеты и приложенных к ней поперечных упругих связей, расположенных симметрично относительно продольной оси ракеты, или в виде упругой связи, приложенной к носу ракеты и расположенной вдоль ее продольной оси.

Шарнир для закрепления ракеты с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс может быть выполнен на консоли штанги, проходящей вдоль продольной оси ракеты сквозь полые имитаторы ее узлов.

Кроме того, шарнир для закрепления ракеты с возможностью углового перемещения относительно центра масс может быть совмещен с узлом упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении и выполнен в виде диафрагмы из упругого материала, скрепленной с ракетой и плоскость которой проходит через ее центр масс, или в виде упругого элемента, размещенной на консоле штанги, проходящей сквозь полые имитаторы ракеты, при этом центр масс ракеты совпадает с центром изгиба элемента.

Многие признаки в формуле изобретения представлены как функциональные, так как для достижения технического результата при решении поставленной задачи необходимо не их конкретное исполнение, а выполнение ими определенной функции.

Обеспечивая в способе испытаний поперечную угловую устойчивость упругим закреплением ракеты в поперечном угловом направлении, достигают действия на отклоненную в угловом направлении ракету момента упругих сил, препятствующего дальнейшему ее угловому отклонению и имитирующего стабилизирующий аэродинамический момент, действующий на ракету на траектории.

Прикладывая поперечный импульс путем срабатывания реальных узлов или элементов, мы тем самым обеспечиваем реальное нагружение ракеты, аналогичное нагружению в натурных условиях.

Определяя и обеспечивая положение центра масс ракеты и параметры упругого закрепления на стенде (угловую жесткость упругого закрепления) в соответствии с моментом времени, в который происходит срабатывание того или иного узла или элемента ракеты на траектории, мы тем самым обеспечиваем к одному и тому же моменту времени соответствующее положение центра масс и равенство момента упругих сил относительно центра масс закрепленной на стенде ракеты аэродинамическому стабилизирующему моменту относительно центра масс ракеты на траектории.

Способ стендовых испытаний ракет и стенд для его реализации поясняется графическими материалами, где:

- на фиг.1 показан стенд для испытаний ракет с шарниром в виде сферической опоры в центре масс ракеты и стабилизатором поперечной угловой устойчивости в виде поперечных упругих связей;

- на фиг.2 показан вид стенда для испытаний ракет по стрелке А;

- на фиг.3 показан стенд для испытаний ракет со стабилизатором поперечной угловой устойчивости в виде продольной упругой связи, приложенной к носу ракеты;

- на фиг.4 показан вид стенда с шарниром и стабилизатором поперечной угловой устойчивости в виде диафрагмы;

- на фиг.5 показан стенд для испытаний ракет с шарниром на штанге внутри ракеты;

- на фиг.6 показан стенд для испытаний ракет с упругим шарниром на штанге внутри ракеты, центр изгиба которого совпадает с центром масс ракеты.

Стенд для испытаний ракет включает шарнир 1 для закрепления ракеты 2 с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс 3. Шарнир 1 может быть выполнен, например, в виде сферической обоймы 4, закрепленной на ракете 2, охватывающей ее по месту расположения центра масс 3 и устанавливаемой в сферическую опору 5. Для уменьшения силы трения в шарнире сферическая опора 5 может быть выполнена пневматической (аналогично исполнению опоры в прототипе). Шарнир 1 может быть также выполнен в виде рамок карданового подвеса. Для уменьшения влияния массы обоймы 4 на момент инерции ракеты 2 шарнир 1 целесообразно выполнить в виде сферического подшипника 6, закрепленного на консоли штанги 7, при этом центр шарнира совмещают с центром масс 3 ракеты. Узел упругого закрепления ракеты 2 в поперечном угловом направлении может быть выполнен в виде разнесенных относительно центра масс 3 ракеты и приложенных к ней поперечных упругих связей 8, расположенных симметрично относительно продольной оси ракеты, либо в виде упругой связи 9, приложенной к носу ракеты и расположенной вдоль ее продольной оси. Упругие связи 8 и 9 могут выполняться в виде пружин, резиновых жгутов, упругих пластин и т.д., но при этом должно соблюдаться условие равенства аэродинамического стабилизирующего момента M^аэр _(α=1), действующего на ракету на траектории в момент времени, когда срабатывает тот или иной узел или элемент, моменту упругих сил М^упр _(α=1) относительно центра масс 3 ракеты 2 в тот же момент времени на стенде при единичных углах отклонения. Шарнир для закрепления ракеты 2 может быть совмещен с узлом упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении и выполнен в виде диафрагмы 10 из упругого материала, скрепленной с ракетой и плоскость которой проходит через ее центр масс 3, либо в виде упругого элемента 11, выполненного на консоли штанги 7, проходящей вдоль оси ракеты 2 сквозь полые инерционные имитаторы 12 ее узлов, и при этом центр масс 3 расположен на упругом элементе 11. Система контроля углового движения ракеты 2 от воздействия на нее поперечного импульса может быть выполнена в виде скоростных кино- и/или видеокамер и фоновых экранов с нанесенной на них контрастной разметкой. Камеры и соответствующие им фоновые экраны располагаются попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, чтобы обеспечить съемку углового движения ракеты 2 в двух взаимно перпендикулярных плоскостях (на графических материалах не показаны). В качестве источника, сообщающего ракете 2 поперечный импульс, рассмотрим, например, реальный пиропатрон 13, конструктивно расположенный под углом к продольной оси ракеты и предназначенный для раскрытия рулей 14.

Ракету 2 закрепляют в подшипнике 1 с возможностью углового перемещения относительно ее центра масс 3. При этом положение центра масс ракеты 2 и ее габаритно-инерционные характеристики должны соответствовать положению центра масс и габаритно-инерционным характеристикам ракеты на траектории к моменту срабатывания пиропатрона 13. Далее ракете 2 обеспечивают поперечную угловую устойчивость путем приложения упругих связей 8, выполняя при этом для момента срабатывания пиропатрона 13 соблюдение условия

M^аэр _(α=1)=М^упр _(α=1).

Закрепленную таким образом ракету 2 нагружают поперечным импульсом силы от срабатывания пиропатрона 13 и раскрытия рулей 14. Под действием поперечного импульса силы ракета 2 начинает поворачиваться относительно центра подшипника 1, совпадающего с центром масс 3. Упругие связи 8 при этом препятствуют дальнейшему повороту ракеты 2, имитируя моментом упругих сил аэродинамический стабилизирующий момент, действующий на ракету на траектории в момент срабатывания пиропатрона 13. Далее ракета 2 совершает несколько затухающих колебаний, аналогично затухающим колебаниям, совершаемых ракетой на траектории в натурных условиях, и останавливается. Весь процесс углового движения ракеты регистрируется с помощью скоростной кино- и/или видеосъемки.

Обработка кино(видео)материалов позволяет определить углы заброса углового положения, угловые скорости ракеты 2 при срабатывании пиропатрона 13 и тем самым спрогнозировать поведение ракеты на траектории в натурных условиях после воздействия на нее возмущающего поперечного импульса.

Реализация способа испытаний с использованием стендов, выполненных в других исполнениях, осуществляется аналогичным образом.

Таким образом, предложенный способ стендовых испытаний ракет и стенд для его реализации, по сравнению с прототипом, позволяют:

- проводить в стендовых условиях исследования реакции аэродинамически стабилизируемых ракет на возмущающий боковой импульс, вызванный срабатыванием реальных узлов и элементов ракеты, и по результатам этих исследований прогнозировать поведение ракеты на траектории в натурных условиях;

- за счет упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении, используя для этого относительно простые средства, приблизить условия стендовых испытаний к натурным и обеспечить тем самым имитацию аэродинамического стабилизирующего момента, действующего на ракету на траектории.

1. Способ стендовых испытаний ракет, включающий закрепление ракеты с возможностью углового перемещения относительно ее центра масс, обеспечение ракете поперечной угловой устойчивости, приложение относительно центра масс поперечного импульса силы и осуществление контроля реакции ракеты на приложенный импульс силы, отличающийся тем, что поперечную угловую устойчивость обеспечивают упругим закреплением ракеты в поперечном угловом направлении, поперечный импульс силы относительно центра масс ракеты прикладывают путем срабатывания того или иного реального узла или элемента ракеты, при этом поперечную угловую жесткость упругого закрепления и положение центра масс ракеты определяют для момента времени, в который происходит срабатывание того или иного узла или элемента ракеты на траектории, а поперечную угловую жесткость упругого закрепления выбирают из условия равенства аэродинамического стабилизирующего момента, действующего на траектории на ракету, моменту упругих сил относительно центра масс ракеты при единичных углах отклонения ракеты на траектории и стенде соответственно.

2. Стенд для испытаний ракет, включающий шарнир для закрепления ракеты с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс, стабилизатор поперечной угловой устойчивости ракеты и систему контроля углового движения ракеты, отличающийся тем, что стабилизатор поперечной угловой устойчивости выполнен в виде узла упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении, жесткость которого определена из условия

где - аэродинамический стабилизирующий момент и момент упругих сил относительно центра масс ракеты, действующие на ракету на траектории и стенде при единичных углах отклонения соответственно,

а система контроля выполнена в виде скоростных кино и/или видеокамер и фоновых экранов с нанесенной на них контрастной разметкой.

3. Стенд по п.2, отличающийся тем, что узел упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении выполнен в виде разнесенных относительно центра масс ракеты и приложенных к ней поперечных упругих связей, расположенных симметрично относительно продольной оси ракеты.

4. Стенд по п.2, отличающийся тем, что узел упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении выполнен в виде упругой связи, приложенной к носу ракеты и расположенной вдоль ее продольной оси.

5. Стенд по п.2, отличающийся тем, что шарнир для закрепления ракеты с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс совмещен с узлом упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении и выполнен в виде диафрагмы из упругого материала, скрепленной с ракетой, и плоскость которой проходит через ее центр масс.

6. Стенд по п.2, отличающийся тем, что шарнир для закрепления ракеты с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс выполнен на консоли штанги, проходящей вдоль продольной оси ракеты сквозь полые имитаторы ее узлов.

7. Стенд по п.6, отличающийся тем, что шарнир для закрепления ракеты с возможностью ее углового перемещения относительно центра масс совмещен с узлом упругого закрепления ракеты в поперечном угловом направлении и выполнен в виде упругого элемента, при этом центр масс ракеты совпадает с центром изгиба элемента.