Определение параметров разделения и оценка работоспособности конструктивных узлов и элементов реактивного снаряда в условиях ракетного трека

Назначение и устройство трековой экспериментальной установки для отработки парашютной системы стабилизации

Испытания разделяющихся реактивных снарядов на ракетном треке являются необходимой составной частью наземной экспериментальной отработки отдельных систем, агрегатов и конструктивных узлов разрабатываемого образца. При этом исследования могут проводиться на участках разгона, свободного движения или торможения объекта испытаний, закрепленного неподвижно на одной из ступеней ракетного поезда (каретки), движущегося по рельсовым направляющим ракетного трека [42].

Использование различных композиций разгонных кареток, снабженных одним двигателем, или пакетом последовательно работающих ракетных двигателей, позволяет обеспечить широкий диапазон условий испытаний, близких к функционированию РРС в плотных слоях атмосферы. Одновременно, в процессе отработки имеются благоприятные условия использования телеметрии и скоростной киносъемки [44—109].

В зависимости от цели проводимых испытаний на треке могут быть реализованы различные условия движения ракетного поезда:

• • разгон без торможения, когда ракетный поезд вместе с объектом испытаний может быть сброшен с трека;
• • разгон и последующее торможение ракетного поезда до полной остановки за счет размещения на каретке тормозных двигателей;
• • разгон с последующим запуском объекта испытаний в свободный полет, при этом катапультирование осуществляется либо за счет эффективного торможения грузовой каретки, либо за счет использования специального источника энергии, производящего принудительный отстрел ОИ от каретки.

В самых общих чертах рассмотрим один из распространенных методов отработки, реализованный при проверке работоспособности парашютного отсека отделяющейся осколочно-фугасной головной части системы «Смерч» в условиях ракетного трека. Испытания проводились с целью:

• • оценки наполняемости и устойчивости парашюта с различными параметрами рифления (d = 0,25-^0,30);
• • проверки прочности парашютов;
• • определения аэродинамических характеристик парашютов (коэффициентов динамичности К_л при раскрытии парашютов, коэффициентов сопротивления С_п раскрытых парашютов и времени наполнения).

На испытания был представлен конусный вариант парашюта площадью F = 1,2 м², количество строп — 28. На куполе парашюта устанавливались четыре пирорезака типа Р-2М вдоль поясов рифления (по два диаметрально расположенных на каждом поясе рифления).

Испытания проводились на специальной каретке, конструкция которой позволяла имитировать натурные условия процесса введения парашютной системы стабилизации (ПСС) в действие и функционирование парашюта в аэродинамическом следе за габаритным макетом головной части PC на сверхзвуковых скоростях. Конструктивная схема и общий вид трековой установки представлены на рис. 10.27 и 10.28. Разгон каретки осуществлялся одним ракетным двигателем ПРД-58 и четырьмя ракетными двигателями Д-58, обеспечивающими скорость движения.

Рис. 10.27. Конструктивная схема трековой установки для отработки парашютного отсека:

7 — ось рельса; 2 — сопло двигателя; 3 — тормозной башмак; 4 — пороховой ракетный двигатель; 5 — каретка; б — бортовой передатчик; 7 — носовой обтекатель; 8 — крышка ПК; 9 — парашютная система; 10 — вертлюг; 7 7 — тензометрический датчик усилий; 72 — приемно-передающая антенна; 13 — макет ГЧ; 14 — защитный козырек

Рис. 10.28. Общий вид трековой установки

547—660 м/с. В момент достижения максимальной скорости производился отстрел крышки ПО и вводилась в действие испытываемая парашютная система (уздечка чехла парашюта подсоединялась к отстреливаемой крышке парашютного контейнера). Через 1,0—2,0 с после отстрела крышки ПО подавалась команда на включение тормозных башмаков БТ-ЗММ-2П, тормозивших каретку до полной остановки ее на ракетном треке. На тормозном участке движения каретки при скорости 200—250 м/с подавалась команда на отстрел парашюта.

В процессе испытаний скорость движения каретки измерялась за счет взаимодействия магнитов, установленных в башмаках движущейся каретки, и индукционных датчиков, размещенных в шейках рельсовых направляющих ракетного трека. Измерение нагрузок на коуш парашюта осуществлялось тензометрическим датчиком ТДС-15, имеющим предел измерений 150 000 Н и погрешность до 6%. С целью уменьшения влияния Земли, конструкций ракетного трека и тележки на аэродинамику купола парашютный контейнер был расположен на высоте 1,55 м от головки рельсовых направляющих ракетного трека.

Сигналы с указанных датчиков передавались бортовым передатчиком Б-205Т на наземную радиотелеметрическую систему МА-9МК. Процессы введения ПСС в действие, наполнения и функционирования парашюта фиксировались регистраторами УЩР, кинокамерами СКС-1М, АКС-4.

В процессе проведения трековых испытаний была надежно отработана схема вскрытия парашютного контейнера и ввода в действие парашюта при скоростях тележки 600—650 м/с. Анализ киноматериалов и полученных результатов измерений, некоторые из которых представлены на рис. 10.29—10.31, позволил сделать следующие выводы.

Рис. 10.29. Ракетная тележка в процессе движения по треку

Рис. 10.30. Работа парашютного отсека в процессе испытаний

Рис. 10.31. Значение коэффициента сопротивления в зависимости от скорости движения объекта испытания (К_л = 1,31).

• 1. Конусные парашюты с площадью F_n = 1,2 м² и d = 0,25-^0,30 энергично наполняются и имеют выполненную форму купола при всех режимах движения каретки.
• 2. В зависимости от скорости движения и параметров рифления аэродинамические характеристики парашюта меняются в следующих пределах:
  • а) парашют с F_n = 1,2 м² и d = 0,30:
    • • коэффициент сопротивления С_п = 0,23-^0,48;
    • • коэффициент динамичности К_д = 1,24-Ы, 82;
    • • время вытягивания и наполнения (суммарное) = 0,113-^0,116 с;
  • б) парашют с F_n = 1,2 м² и d = 0,25:
    • • коэффициент сопротивления С_п = 0,076-^0,274;
    • • коэффициент динамичности К_д = 1,12-^1,56;
    • • время вытягивания и наполнения (суммарное) = 0,126-^0,217 с.

Полученные характеристики являются необходимыми и достаточными для составления циклограммы работы головной части, стабилизируемой в процессе спуска в установившемся режиме движения. Однако в ряде практически важных случаев для снижения силовых нагрузок на парашютную систему стабилизации используется задержка введения ПСС в действие, позволяющая за счет хаотичного движения ГЧ при спуске существенно снизить скорость движения ее после момента отделения. В этом случае ввод ПСС производится либо для произвольно движущейся (кувыркающейся) ГЧ, либо, в лучшем случае, для ГЧ, находящейся на установочном угле атаки в процессе движения по траектории. Поэтому изложенный выше метод трековой отработки ПСС для такого рода головных частей является недостаточно правомерным и требует методической корректировки, направленной на необходимость учета углового положения ГЧ в момент ввода ПСС.

На рис. 10.32 представлена конструктивная схема трекового экспериментального устройства, использующего указанный выше принцип для отработки вскрытия парашютного отсека (ПО) и определения аэродинамических характеристик парашютной системы стабилизации отделяемой осколочно-фугасной головной части, разработанной для системы «Смерч».

Устройство представляет из себя макет ГЧ с ПО, закрепленный на разгонной каретке посредством узлов фиксации и проворота. При этом макет головной части представляет из себя аэродинамический имитатор полезной нагрузки отделяемой ГЧ 6, а парашютная система стабилизации 3 выполнена в виде цилиндрического контейнера, снабженного узлом отделения кожуха 4. Узел отделения кожуха выполнен в виде газодинамического механизма поршневого типа 5, а аэродинамический имитатор ГЧ представляет из себя инерционный маятник 7, состоящий из тонкостенной оболочки и груза, масса которого выбиралась из соотношения.

где 1_об, /ф_п — экваториальные моменты инерции реальной головной части без ПСС, тонкостенной оболочки и узлов фиксации и проворота; ггр — расстояние от центра тяжести груза до оси вращения; С, — коэффициент согласования, определяемый в лабораторных условиях с учетом силы трения в узле проворота.

Узлы фиксации и проворота совмещены в единый силовой блок и выполнены в виде подвижной 2 и неподвижной 1 платформ, жестко скрепленных соответственно с объектом испытаний и разгонной кареткой 13. Платформы взаимодействуют между собой посредством фиксатора 9,.

Рис. 10.32. Конструктивная схема трекового экспериментального устройства:

• 1 — неподвижная платформа; 2 — подвижная платформа; 3 — парашютная система стабилизации; 4 — узел отделения кожуха; 5 — газодинамический механизм поршневого типа; б — аэродинамический имитатор; 7— инерционный маятник; 8 — вышибное устройство; 9 — фиксатор; 10 — элемент форсирования; 7 7 — ловушка; 12 — направляющая; 13 — разгонная каретка; 74 — передающее устройство; 75 — башмаки; 16 — кожух;
• 77 — сопло ракетного двигателя

установленного за счет элемента форсирования 10 в соосных цилиндрических каналах обеих платформ. При этом неподвижная платформа снабжена вышибным устройством 8, газодинамически связанным с цилиндрическим каналом фиксатора, и ловушкой 11, газодинамически связанной с атмосферой. Одновременно подвижная платформа снабжена системой осевых каналов, диаметр и угловое положение которых соответствуют диаметру фиксатора и возможным углам атаки б реальной головной части при вводе системы стабилизации на траектории.

Перед проведением опытных работ объект испытаний по отношению к направлению движения каретки устанавливается на угол б, соответствующий одному из углов атаки реальной головной части при вводе системы стабилизации. Это обеспечивается размещением фиксатора с элементам форсирования в соответствующем осевом канале подвижной платформы. Затем подается команда на одноили двухступенчатое включение пакета ракетных двигателей 17 и обеспечивается разгон каретки с объектом испытаний до требуемого значения скорости движения. За счет электрического импульса, получаемого, например, с ножевого контакта трековой дорожки, срабатывает вышибное устройство, продукты сгорания которого устремляются к каналу фиксатора. При давлении, соответствующем усилию разрушения элемента форсирования, фиксатор отстреливается в ловушку и освобождает подвижную платформу от неподвижной. При этом для предотвращения разрушения конструкции осуществляется сброс давления через каналы в атмосферу. С учетом времени, необходимого для расфиксации объекта испытаний, подается исполнительная команда на узел отделения кожуха и обеспечивается вскрытие парашютной системы стабилизации. После ввода в действие ПСС объект испытаний становится устойчивым телом и угол атаки его стремится к нулю. Процесс выхода объекта испытаний на нулевой угол атаки, представляющий собой процесс стабилизации, носит колебательный характер и фиксируется регистрирующей аппаратурой.

Такое экспериментальное устройство использовалось для испытаний блоков парашютной системы стабилизации изделия, оснащенного узлом отделения кожуха и динамическим макетом осколочно-фугасной ГЧ. Испытания проводились с целью:

• • проверки надежности работы узла отделения кожуха и функционирования ПСС при различных угловых положениях парашютного отсека (ПО) по отношению к вектору скорости набегающего потока воздуха;
• • определения коэффициентов сопротивления С_п и динамичности К_а парашюта, времени наполнения и максимальной нагрузки, действующей на парашют в процессе наполнения;
• • оценки наполняемости, устойчивости и прочности парашютов с различной площадью купола (F_n = 0,6 и 1,2 м²).

Чтобы убедиться в идентичности аэродинамической картины обтекания парашютной системы при трековых испытаниях с реальным полетом, необходимо оценить возмущение от стойки и каретки на течение воздушного потока в зоне парашютной системы. С этой целью по вычислительной программе A3RO [44] были проведены расчеты аэродинамических характеристик и полей обтекания системы «каретка — объект», когда форма объекта с помощью линейной интерполяции и сплайн-функций достаточно точно моделирует реальное изделие и учитывается возмущение от стойки каретки.

Расчетные исследования показали, что на расстоянии одного метра за изделием стойка практически не влияет на течение воздушного потока в зоне парашютной системы. Уменьшение скорости в зоне возмущенного потока по сравнению с невозмущенным не превысило ~ 0,5%.