/
Text
ББК 39.62
К 64
УДК 629.7.03 (01).001 (07)
Авторы: А. М. Виницкий, В. Т. Волков, И. Г. Волковицкий,
С. В. Холодилов
Рецензент д-р техн, наук, проф. М. Ф. Дюнзе
Конструкция и отработка РДТТ./А. М. Виницкий, В.Т.
К64 Волков, И. Г. Волковицкий, С. В. Холодилов; Под ред.
А. М. Виницкого.— М., Машиностроение, 1980.—230
с., ил
В пер.: 1 р. 20 к.
В книге рассматриваются вопросы конструирования н отработки РДТТ,
его элементов и узлов, приводятся примеры наиболее типичных конструкций.
Подробно изложены современные методы н средства стендовой и эксплуата-
ционной отработки РДТТ, освещены методы' оценки точности результатов ис-
пытаний, даны численные примеры. Книга предназначена для инженеров,
работающих в области ракетной техники. Она может быть также полезной
для преподавателей» аспирантов и студентов старших курсов ВУЗов.
f 31903-336
К--------------336-80. 3607000000
038(01)-80
ББК 39.62
6Г6
© Издательство «Машиностроение», 1980 г
ПРЕДИСЛОВИЕ
Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) находят ши-
рокое применение практически 'во всех областях ракетно-космичес-
кой техники. По энергетическим характеристикам они вплотную
подошли к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), (выгодно
отличаясь от них простотой конструкции и эксплуатации. Особен-
ностью современных РДТТ, работающих на высококалорийных
металлизированных топливах, являются весьма жесткие условия
работы основных элементов и узлов конструкции. Если при этом
учесть высокие требования к надежности РДТТ, к его весовому в
энергетическому совершенству, становится очевидной принципиаль-
ная важность этапов конструирования и наземной отработки как
отдельных агрегатов, так и двигательной установки в целом.
В настоящее время имеется достаточное количество отечествен-
ной и зарубежной литературы по теории РДТТ. Однако вопросы
конструирования и, особенно, вопросы отработки РДТТ до сих пор
освещены чрезвычайно скупо. В связи с этим авторы поставили
перед собой задачу рассмотреть основные принципы конструиро-
вания РДТТ, систематизировать материал по современным и
перспективным конструкциям, дать некоторые сведения по конст-
рукционным и теплозащитным материалам РДТТ. Значительное'
внимание уделено конструкциям сопловых блоков и органов управ-
ления вектором тяги как наиболее ответственным узлам двигатель-
ной установки.
Этап экспериментальной отработки является самым продолжи-
тельным, дорогостоящим и важным этапом создания любого РДТТ.
Он включает огневые стендовые и эксплуатационные испытания,
которые позволяют получить достоверную информацию о работо-
способности и. совершенстве разрабатываемой двигательной уста-
новки. Успех отработки зависит от правильной ее организации, or
совершенства методов и средств испытаний, от совершенства ис-
пользуемых систем измерения основных параметров и методов их
3032
3
обработки. Все это нашло отражение в настоящей монографии, в
которой освещены также проблемы оценки точности результатов
испытаний и приведены числовые примеры. Авторы намеренно не
включили в содержание книги ряд таких важных вопросов, как,
например, вопросы оценки надежности РДТТ, планирование опти-
мального эксперимента, прочность РДТТ и др., поскольку они уже
неоднократно рассматривались в других работах.
Раздел 1
I КОНСТРУКЦИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1 НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
1 Глава!
| ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РДТТ
® 1.1. РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
J и Ракетным двигателем на твердом топливе называется двига-
|.!|тель прямой реакции, в котором химическая энергия твердого топ-
млива преобразуется сначала в тепловую, а затем — в кинетичес-
j Шкую энергию продуктов сгорания, отбрасываемых с большой ско-
1 яростью в окружающее пространство.
J Количество движения выбрасываемых через сопло продуктов
^сгорания равно импульсу создаваемой двигателем реактивной
Йсилы.
Твердое топливо в РДТТ является источником одновременно
, Ягполучения энергии и рабочего тела — продуктов сгорания.
«Л1 Современный РДТТ состоит из следующих основных частей (рис. 1.1): обе-
чайки 1 с теплозащитным покрытием, переднего днища 13 с теплозащитным
покрытием, заряда твердого топлива 2 с бронировкой 3, деталей крепления за-
ряда в двигателе 4, воспламенительного устройства 12, сопла 7 с заглушкой 8
I и сопловым вкладышем 9, рулевого привода 6 для поворота сопла с целью
‘ управления ракетой в полете по тангажу и рысканью, поворотных сопел 10 для
управления ракетой по крену, устройства отсечки тяги 11. Обечайка 1, герметич-
но соединенная с сопловым 5 и передним 13 днищами, образует корпус дви-
гателя.
Внутренний объем корпуса двигателя, в котором размещается
заряд из твердого ракетного топлива (ТРТ), называется каме-
рой сгорания. Заряд может состоять из одного или несколь-
ких элементов твердого топлива, которые обычно называются
шашками. Наружная поверхность заряда может быть частич-
но или полностью забронирована в тех случаях, когда нужно часть
поверхности заряда предохранить от горения с целью получения
заданного закона изменения площади горящей поверхности заря-
да по времени.
Сопло с вкладышем и исполнительными органами управления
тягой по величине и направлению обычно называют сопловым
блоком. 'Воспламенительное устройство может входить непос-
редственнсГв конструкцию РДТТ или быть обособленным (напри-
мер, автономный пусковой двигатель). Заряд воспламенителя
поджигается с помощью электрозапала или более сложного и бо-
лее надежного устройства — пиропатрона.
Система органов управления тягой служит для изменения в про-
цессе работы двигателя тяги по величине и направлению действия
с целью обеспечения полета ракеты по заданной траектории или
5
Рис. 1.1. Схема ракетного двигателя на твердом топливе
для проведения нужного маневра. При инерциальной системе на-
ведения установленное в приборном отсеке управляемой ракеты
интегрирующее счетно-решающее устройство определяет скорость,
путь и снос ракеты. После сравнения с заданными значениями
этих величин соответствующие сигналы поправок посылаются в
устройства, воздействующие на исполнительные рулевые органы
ракеты.
Для обеспечения точности попадания ракеты в цель она должна
войти в заданную точку пространства и при этом иметь вполне
определенные скорость и направление. В этот момент двигатель
должен быть отключен. Отключение РДТТ производят с помощью
устройств отсечки тяги. Под термином отсечка тяги пони*
мают либо процесс гашения топлива путем вскрытия располо-
женных в камере РДТТ специальных окон, либо создание противо-
тяги путем вскрытия реверсивных сопел. При вскрытии реверсив-
ных сопел давление в камере РДТТ падает, а основная тяга урав-
новешивается противотягой. Иногда для более четкого разделения
ступеней ракеты суммарную площадь критических сечений ревер-
сивных сопел выбирают несколько большей, чем площадь крити-
ческого сечения основных сопел, тогда при вскрытии реверсивных
сопел осуществляется торможение реверсированного РДТТ.
Основные достоинства РДТТ, обусловившие в настоящее время
их широкое распространение во всех областях ракетной техники,
следу ющие.
1. Сравнительная простота конструкции РДТТ, обус-
ловленная размещением заряда твердого топлива в камере сгора-
ния, что позволяет исключить сложные системы подачи топлива.
Сопловой блок, как правило, не требует принудительного охлаж-
дения. В конструкции РДТТ, за исключением органов управления
вектором тяги, отсутствуют подвижные части.
2. Простота эксплуатации ракет с РДТТ, предопреде-
ленная простотой конструкции РДТТ, отсутствием необходимости
в сложных регламентных проверках, простотой подготовки систе-
мы к запуску и самого запуска двигателя.
3. Постоянная готовность к действию, поскольку
стабильность свойств современных твердых топлив позволяет дли-
6
тельно хранить РДТТ в снаряженном состоянии на стартовых по-
зициях.
4. Надежность и безотказность. Надежность дей-
ствия какой-либо установки равна произведению надежностей от-
дельных агрегатов, из которых она состоит. Следовательно, чем
из большего количества отдельных агрегатов, надежность каждо-
го из которых всегда меньше единицы, состоит установка, тем
меньше надежность всей установки ,в целом. Так как РДТТ очень
прост по своей конструкции и не имеет отдельных сложных агре-
гатов, то и надежность его работы очень велика.
О статистической надежности РДТТ можно судить по материалам, опублико-
ванным в работе [80], в которой приведены результаты испытаний 15 000 раз-
личных типов РДТТ. Анализ данных этой работы показывает, что статистическая
надежность (статистическая вероятность безотказного срабатывания) РДТТ пос-
ле выполнения всех правил эксплуатации, включая рентгеноскопию заряда, равна
Р = я/15000=0,9814, т. е. на 100 испытаний РДТТ приходится немного меньше
двух разрушений из-за нерасчетного повышения давления в камере, прогара
стенки камеры или пониженной прочности сварных швов и соединений.
Основные недостатки РДТТ следующие.
1. Более низкие энергетические характеристики
твердых ракетных топлив (ТРТ), чем жидких; соответственно
меньше и удельный импульс РДТТ, чем у ЖРД.
Пустотный удельный импульс некоторых РДТТ в настоящее
время составляет 2760—2950 м/с, в то время как у ЖРД он до-
стигает 3340 м/с и выше [88].
2. Значительное влияние начальной температуры
заряда на давление в камере РДТТ и время его работы.
3. Сложность регулирования тяги по величине
и направлению.
4. Трудность осуществления многократности за-
пусков.
1.2. КЛАССИФИКАЦИЯ РДТТ И ОБЛАСТИ
ИХ ПРИМЕНЕНИЯ
Расширение технических характеристик РДТТ и области их
применения и достижение более высоких параметров по сравнению
с другими типами ракетных двигателей, все это стало возмож-
ным благодаря развитию современной науки и техники — разра-
ботке новых материалов, новой высокопроизводительной техноло-
гии, новых высокоэнергетических топлив и новых методов испыта-
ний и контроля.
Современные РДТТ имеют тягу от нескольких Н до нескольких
десятков МН, а суммарное время их работы, например, маршевых
РДТТ, достигает нескольких минут. Тяга РДТТ может управляться
по величине и направлению, а многие виды их допускают много-
кратный запуск.
РДТТ, предназначенные для различных целей, резко отличают-
ся друг от друга, разделяясь на следующие классы [17].
1. РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного груза
с одного места поверхности земного шара в другое (зем-
7
ля — земля, земля — вода, вода — земля), подразделяющиеся в
зависимости от дальности действия на следующие группы:
- РДТТ ракет ближнего действия;
— РДТТ ракет средней дальности;
— РДТТ ракет дальнего действия, к которым относятся и
РДТТ межконтинентальных ракет;
— разгонные и маршевые РДТТ для крылатых ракет.
2. РДТТ ракет, предназначенных для доставки полезного гру-
за с поверхности земного шара в околоземное простран-
ство (земля — воздух), подразделяющиеся в зависимости от
непосредственного назначения на следующие группы:
— РДТТ ракет-носителей и космических кораблей;
— РДТТ зенитных ракет;
' — РДТТ антиракет.
3. РДТТ ракет, устанавливаемых на летательных аппа-
ратах:
воздух — воздух,
воздух — земля, воздух — вода.
4. РДТТ ракет, устанавливаемых на надводных кораб-
лях (противолодочные ракеты).
5. РДТТ ракет, устанавливаемых на подводных лодках,
особенностью таких РДТТ является их работа на больших глуби-
нах под водой в условиях больших давлений окружающей среды.
6. РДТТ, используемые в качестве ускорителей на стар-
те летательного аппарата и для резкого увеличения его скорости
на траектории или при проведении маневра.
7. Индивидуальные РДТТ, служащие для передвиже-
ния и маневрирования человека над поверхностью земли или в
условиях космоса.
8. РДТТ вспомогательного назначения, подразделяю-
щиеся на следующие группы:
— рулевые РДТТ;
— РДТТ, ускоряющие разделение ступеней составных ракет:
— тормозные РДТТ, обеспечивающие, в частности, мягкую по-
садку летательного аппарата или космического корабля;
— РДТТ систем аварийного спасения экипажа и полезного
груза (САС);
— РДТТ систем ориентации и стабилизации летательного аппа-
рата.
9. РДТТ ракет народно-хозяйственного назначения:
градобойных систем, аппаратов для бурения грунта и др.
В 1969 г. из 1710 шт. баллистических ракет средней дальности (БРСД) и
межконтинентальных (МБР), состоявших на вооружении США, 96,8% (1000 шт.
«Минитмен» и 656 «Поларис») были снабжены РДТТ и только 3,2% •— ЖРД.
Американская четырехступенчатая ракета-носитель «Титан ЗС» имеет уско-
ритель из двух РДТТ диаметром 3 м с суммарной тягой Р = 9000 кН, являю-
щийся 1-й ступенью ракеты. В качестве стартовых ускорителей в США созданы
РДТТ с диаметром камеры 4 и 6,6 м.
В то же время на лунном аппарате «Сервейер» использовался тормозной
РДТТ, а на космическом корабле «Аполло» система аварийного спасения сос-
тояла из трех РДТТ — основного, вспомогательного и двигателя, отбрасываю-
8
щего САС в случае успешного полета. Основной РДТТ предназначался для от-
брасывания отсека с экипажем вверх от ракеты-носителя; в течение 8 с этот
двигатель развивает тягу Р = 700 кН и может сообщить отсеку массой 5,5 т
ускорение, равное 9 g. Вспомогательный РДТТ должен отбросить отсек с кос-
монавтами в сторону от ракеты-носителя. Его тяга Р= 15,4 кН, время работы
т — 0,5 с.
Г л а в а 2
КОНСТРУКЦИЯ ЗАРЯДОВ
И ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ
2.1. ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЗАРЯДОВ
К РДТТ
Проектирование заряда к РДТТ является ответственной и
сложной задачей, требующей решения ряда самостоятельных част-
ных задач, основными из которых являются:
выбор топлива с необходимыми энергетическими и физико-ме-
ханическими характеристиками;
определение размеров и формы.заряда и его элементов;
расчет оптимального давления в камере сгорания;
расчет удельного импульса при заданной степени расширения
сопла с учетом неизбежных энергетических потерь;
выбор типа скрепления заряда с корпусом двигателя;
расчет заряда на прочность и определение его деформаций от
массовых и поверхностных сил при работе двигателя;
определение температурных напряжений в заряде и сравнение
их с допустимыми;
определение состава воспламенителя и его расчет;
расчет площади критического сечения сопла и соответственно
минимально свободной площади у заднего торца заряда;
выбор состава бронировки.
Обычно на-двигатель накладывается целый ряд условий, что
усложняет задачу проектирования заряда и ограничивает свободу
выбора топлива. Так, например, могут быть заданы ограничения на
диаметр двигателя, относительное удлинение, время работы, весо-
вое совершенство и пр.
2.2. СОСТАВЫ ТРТ
Твердые ракетные топлива делятся па два класса: коллоидные
(двухосновные) и смесевые.
Коллоидные топлива представляют собой твердые раст-
воры органических веществ и являются, таким образом, однород-
ными, гомогенными, системами. Все коллоидные пороха, применяе-
мые в настоящее время в качестве ТРТ, представляют собой же-
латинизированные растворы нитроцеллюлозы в некоторых других
взрывчатых веществах (нитроглицерине, нитродиэтиленгликоле,
нитрогуанидине и др.). Кроме того, в состав колоидных ТРТ вхо-
дят многочисленные присадки, роль которых заключается в повы-
шении стабильности топлива при хранении (стабилизаторы),
9
в увеличении скорости горения (катализаторы), уменьше-
нии гигроскопичности топлива, повышении термопластичности
(пластификаторы), уменьшении взрывоопасности (флег-
матиза то р ы) ц др. Составы некоторых коллоидных ТРТ при-
ведены в табл. 2.1.
Таблица 2.1
Состав некоторых коллоидных ТРТ [79, 90, 123]
Компонент Содержание (в % по массе) в топливах
JPN США М-13 США MK-18 США н СССР НМ-2 СССР
Нитроцеллюлоза * 51,5 57,3 53,62 57 54
Растворители: 13,25 13,15 13,23 12 12
нитроглицерин 43 40 43 28 27
динитротолуол Стабилизаторы: — — *— 11 15
централит Катализаторы горения: 1,0 1,0 0,75 3 —.
сульфат калия 1,2 1,5 0,82 — —
Пластификатор (воск, вазе- лин) 0,08 — — 1 2
Краситель (сажа) 0,22 0,05 0,22 — —
Флегматизагор (окись маг- ния) — — — — 2
Поглотитель влаги (диэтил- фталат) 3,0 — 1,18 — —
Прочие присадки — 0,014 — — —
* В знаменателе показана степень нитрации нитроцеллюлозы.
Смесевые твердые топлива (СТТ) отличаются равномер-
ным распределением мелких частиц окислителя в массе твердого
горючего; таким образом эти топлива представляют собою м е-
ханические смеси дискретных частиц горючего и окислителя
и являются твердыми гетерогенными системами.
В качестве окислителей СТТ применяют твердые вещества,
которые обладают положительным кислородным балансом. В ос-
новном это соли азотной и хлорной кислот. В качестве горючего —
связующего, обладающего удовлетворительными механическими и
адгезионными свойствами, в СТТ применяются синтетические по-
лимерные органические соединения типа каучуков, смол и пласт-
масс.
Наиболее высокими энергетическими характеристиками обла-
дают металлические горючие — бериллий, литий, алю-
миний и магний [34].
10
Наиболее дешевым и распространенным металлическим горю-
чим для ТРТ является алюминий. Составы некоторых смесевых
ТРТ приведенъ} в табл. 2.2. Смесевые ТРТ отличаются от колло-
идных более широкими интервалами начальных температур (от
21В до 373 К), при которых осуществляется устойчивое горение,
более высокими температурами воспламенения, а также значитель-
но превосходят коллоидные топлива по величине удельного им-
пульса [90].
Таблица 2.2
Составы некоторых смесевых ТРТ [54, 70, 90, 123]
Компонент Содержание (в % по массе) в топливах
для РДТТ 0 6,6 м США РД 2435 Англия AL T-I6I США Франция
Окислители: Перхлорат аммония 72(76,61) 63 55,5
Пикрат аммония Перхлорат калия 14 76
Горючие: Полибутадиеновый полимер Полиуретан 11олиизобутадиен+этилолеат И (6,39) 11 15,4
Битум Алюминий 16 12 16,8 13,8
Пластификатор 7,2 3,9
Другие добавки 1 11,4
Удельный импульс топлива является наиболее важной его
Хпрактеристикой. Теоретически его величина определяется термо-
динамическим расчетом, основы которого излагаются ,в курсах тео-
рии РДТТ [4, 6]. Высокий удельный импульс имеют те топлива, ко-
торые имеют высокую температуру изобарического сгорания и
Гй;»ообразные продукты сгорания которого имеют .низкую молеку-
лярную массу. Лучшие коллоидные (двухосновные) топлива име-
ни' удельный импульс 2200—2300 м/с при давлении ^70 МПа, в
10 время как металлизированные смесевые твердые топлива име-
ют удельный импульс, достигающий 2500 м/с и выше [6, 81].
В процессе работы РДТТ, как и в процессе работы любого дру-
гого двигателя, возникают различного рода потери, вследствие ко-
торых практическая величина удельного импульса отличается от
Теоретической, рассчитанной для идеализированного процесса.
Основные виды потерь, имеющие место в реальном РДТТ, сле-
дующие.
1. Тепловые потери, вызванные тем, что часть выделяемого
При горении ТРТ тепловой энергии затрачивается на нагрев кор-
11
пуса и теплозащитных покрытий (ТЗП), на эндотермические реак- )
ции разложения связующего компонента ТЗП. К тепловым поте-
рям можно отнести и неполное выделение тепловой энергии вслед-
ствие неполноты химических реакций, в частности, неполного
сгорания металлического горючего в СТТ.
2. Потери на рассеяние скорости продуктов истече-
ния на выходе из сопла.
3. Потери на трение продуктов истечения о стенки сопла.
4. Потери на входе в сопло, возникающие при крутом по-
вороте газового потока.
5. Потери на неравно в ес ность процесса расширения,
вызванные тем, что при сравнительно небольшом времени пребы-
вания продуктов сгорания в камере не все химические реакции
осуществляются полностью.
6. Двухфазные потери, присущие, в основном, металлизи-
рованным топливам, имеющим в составе продуктов сгорания до
30—40% конденсированной фазы, вызванные температурным и ско-
ростным отставанием конденсированной фазы от газовой. Расчеты
указанных видов потерь удельного импульса [4, 74] показывают, что
суммарные потери могут достигать 10—15%. Определение действи-
тельной величины потерь удельного импульса РДТТ является одной
из главных задач при стендовых испытаниях.
2.3. ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРТ
В процессе эксплуатации РДТТ подвергается различным меха-
ническим и тепловым нагрузкам (см. разд. III). В связи с этим к
механическим свойствам ТРТ предъявляются весьма высокие тре-
бования, так как от них в первую очередь зависит надежность
РДТТ.
Физико-механические характеристики ТРТ можно разделить на
три группы.
1. Взрывные характеристики топлива: чувствительность к
удару и трению; критический диаметр заряда. Эти характеристи-
ки дают представление о способности топлива к взрыву или вос-
пламенению под действием механических нагрузок и о способно-
сти перехода горения топлива во взрыв. В частности, чувствитель-
ность к удару оценивается частотой взрывов (в %) при падении
на образец топлива заданной формы стандартного груза с опре-
деленной высоты. Критический диаметр характеризует размер
заряда, при меньшем значении которого горение топлива не пере-
ходит к детонации.
2. Прочностные характеристики топлива: прочность при
растяжении и сжатии, прочность при ударной нагрузке, удлинение
при растяжении, модуль упругости, коэффициент Пуассона и др.
Эти характеристики определяют прочность заряда при различного
вида силовых нагружениях, позволяют оценить напряженно-дефор-
мированное состояние заряда и критерии его разрушения. Следует
1 2
заметить, что твердые ракетные топлива представляют собой поли-
меры, и общие закономерности поведения их механических харак-
теристик аналогичны поведению механических характеристик по-
лимерных пластмасс [36, 91, 104], а именно: они в сильной степени,
зависят от температуры и скорости деформации.
3. Теплофизические характеристики ТРТ: теплопровод-
ность, температуропроводность, теплоемкость, коэффициент ли-
нейного расширения. Эти характеристики позволяют оценить воз-
можные тепловые воздействия продуктов сгорания на элементы
корпуса двигателя, поведение заряда при изменении температуры
окружающей среды, изменение скорости горения топлива; они не-
обходимы при выборе способа крепления заряда в корпуса РДТТ.
Типичные механические и теплофизические свойства твердых
ракетных топлив приведены в табл. 2.3 [6, 34, 91].
Таблица 2.3
Типичные механические и теплофизические характеристики ТРТ
Характеристика Коллоидные ТРТ Смесевые ТРТ
Модуль упругости, МПа 100—300 10—20
Коэффициент Пуассона 0,35—0,5 0,35—0,5
Прочность при растяже- нии, МПа 100 0,9
Коэффициент линейного растяжения, 1 /К (1,2—2) 10~4 (0,5—1,5) • 10-‘
Теплоемкость кДж/ (кг\ ХК) 6,27 5,23
Коэффициент теплопро- водности, МВт/(м К) 21—22 29—31
Плотность, кг/м3 (1,58-1,7) • Ю3 (1,7—1,9) • 10s
Более подробные сведения о физико-механических свойствах
ТРТ и методах определения этих свойств можно найти в работах
[6, 44, 90, 91].
Расчеты на прочность зарядов твердого топлива с учетом ха-
рактерных условий нагружения их приведены в многочисленных
работах отечественных и зарубежных авторов, например [44, 91ф
2.4. ФОРМЫ ЗАРЯДОВ РДТТ
Основными исходными данными для проектирования заряда
РДТТ являются:
импульс тяги, развиваемый двигательной установкой;
основные характеристики выбранного топлива (удельный им-
пульс, скорость горения и пр.);
время работы двигателя;
Классификация зарядов
Класс Форма и название заряда
Рис. 2.1. Форма зарядов РДТТ:
а—горящий с торца; б—крестообразный; в—одношашечный; г—многошашечный; д—телеско-
пический; в—звездообразный; ок—вагонное колесо; з—модернизированное вагонное колесо;
и—многоканальный; к—щелевой; л—цилиндрический; м—сферо-цилиндрический
закон изменения давления в камере сгорания или тяги двига-
теля во времени.
На основании этих исходных данных определяются масса топ-
ливного заряда, необходимая площадь поверхности горения и за-
кон ее изменения во времени, что зависит от формы топливного
заряда. Формы зарядов, применяемых в РДТТ, весьма разнообраз-
ны, однако можно сформулировать основные требования, которым
они, по возможности, должны удовлетворять. Форма заряда долж-
на обеспечивать:
необходимый закон изменения тяги двигателя;
надежное крепление заряда в корпусе двигателя;
минимальные напряжения в заряде;
минимальные тепловые воздействия продуктов сгорания на
стенки корпуса;
минимальные неиспользуемые остатки топлива;
14
максимальную плотность заполнения камеры сгорания топли-
вом;
минимально возможную скорость движения продуктов сгора-
ния по каналу заряда.
Заряды ТРТ можно так классифицировать по раоположеникг
горящей 'поверхности относительно продольной оси двигателя-
(рис. 2.1) [22].
1. Заряды типа а, в которых горящая поверхность перпен-
дикулярна оси двигателя (заряды торцового горения).
II. Заряды типа б—и, горящие поверхности которых парал-
лельны продольной оси двигателя.
III. Заряды с комбинированными поверхностями горе-
ния типа к—м.
Для защиты поверхностей заряда, горение которых необходи-
мо предотвратить, чтобы обеспечить требуемые расход и закон его
изменения, применяются бронирующие покрытия. Они
состоят из пластических материалов, которые иногда насыщают
нейтральным огнеупорным наполнителем.
Заряды, горящие с торца, представляют собой в большинстве
случаев цилиндрическую шашку, боковая поверхность которой и
один торец забронированы. Процесс их горения имеет следующие
особенности.
1. При цилиндрической форме заряда площадь горящей поверх-
ности постоянна.
2. Отсутствуют поверхности горения, омываемые движущимися
продуктами сгорания.
3. По мере перемещения горящей поверхности в глубину за-
ряда вдоль продольной оси двигателя открывается доступ горячим
газам к стенкам камеры и к концу работы двигателя почти вся
внутренняя поверхность камеры омывается продуктами сгорания.
4. По мере сгорания топлива центр массы двигателя смещает-
ся в направлении к бронированному торцу заряда.
5. Плотность заполнения камеры топливом практически мак-
симальна.
Заряды торцового горения применяются для маршевых двига-
телей ракет, а также для вспомогательных устройств типа газо-
генераторов.
Горение зарядов группы II происходит по боковым цилиндри-
ческим поверхностям; торцовые поверхности либо> забронированы,
либо составляют небольшую часть поверхности горения. Заряды-
этой группы позволяют получить самые разнообразные законы из-
менения тяги. Такие заряды могут как полностью исключить (см.
рис. 2.1, д—и), так и допустить омывание продуктами сгорания
стенок камеры (см. рис. 2.1, б—г). Заряды первого типа этой груп-
пы называют зарядами внутреннего горения. Форма ка-
нала у них обычно выбирается из условия сохранения постоянства
поверхности горения в течение всего времени работы двигателя.
Однако серьезным недостатком большинства из них является на-
личие неиспользуемых остатков топлива. В то же время заряды
15
второго типа требуют надежной теплоизоляции камеры сгорания,
что, естественно, увеличивает пассивную массу двигателя. Общим
недостатком зарядов этой группы является сравнительно низкая
плотность заполнения.
Группа III зарядов имеет поверхности горения как параллель-
ные оси двигателя, так и не параллельные. Часть поверхности
горения этих зарядов выполняется в виде конуса, сферы, либо в
виде щелей. В последнем случае они допускают частичное омыва-
ние продуктами сгорания стенок камеры (см. рис. 2.1, /с). Заряды
этого типа сами являются естественной теплоизоляцией корпуса
двигателя и имеют сравнительно высокую плотность заполнения.
В связи с этим существенно снижается необходимость применения
теплоизоляции камеры, так как несущие стенки камеры работают
при невысоких температурах.
Выбор формы зарядов тесно связан с обеспечением требования
максимально возможной плотности заполнения камеры сгорания
топливом. Под плотностью заполнения понимают отношение объ-
ема заряда твердого топлива к объему камеры:
sw = WJW0.
Чем ближе величина ew к единице, тем лучше используется объем
камеры 1FO, а следовательно, тем оптимальнее выбранная форма
заряда.
При заданном законе изменения тяги масса топлива Мт, явля-
ющаяся исходной проектной характеристикой заряда, легко опре-
деляется как отношение суммарного импульса тяги и удельного
импульса двигателя:
AfT = j^///yjt, (2.1)
о
где /уД берется с учетом предполагаемых потерь. Общеизвестно,
что закон изменения тяги двигателя P(t) в основном определяется
законом изменения поверхности горения заряда Fr(t):
Р(/)=/?г(/)«ет/уд, (2.2)
где и — скорость горения топлива;
От — плотность топлива.
Таким образом, расчет топливного заряда включает в себя опре-
деление площади поверхности горения и ее изменения во времени
по мере выгорания топлива. При этом учитывается, что любая
точка на его поверхности перемещается перпендикулярно плоско-
сти, касательной к поверхности заряда в этой точке.
Расчет поверхности зарядов простых форм (см. рис. 2.1, а—д,
л, м) не представляет труда. При расчете сложных по форме заря-
дов целесообразно разбивать их на участки, длина которых опре-
деляется формой поперечного сечения. Например, щелевой заряд
можно разбить на два участка—участок со щелями и участок в
виде цилиндрической шашки; при этом следует учитывать измене-
ние соотношения длин этих участков в зависимости от толщины
16
I
Рис. 2.2. Заряды торцового горения, дающие ступенчатое изменение тяги:
а—заряд, состоящий из двух марок топлива; б—заряд переменного сечения
выгоревшего свода. Если сечение заряда имеет сложную форму,
например звездообразную (см. рис. 2.1, е, ж, з), то изломы, ост-
рие которых направлено в сторону газовой фазы, по мере выгора-
ния заряда сохраняются, в то время как изломы, острие которых
направлено в сторону заряда, превращаются в дугу окружности.
Примеры расчета зарядов можно найти .в литературе [6, 16, 22].
Расчет поверхностей горения сложных, форм заряда в настоящее
время производится только па ЭВМ.
Заданный закон изменения тяги двигателей получают либо пу-
тем регулирования величины поверхности горения, либо применяя
в -зарядах две и более марки топлива с различными скоростями
горения. Принцип получения ступенчатого изменения тяги двига-
теля в зарядах торцового горения ясен из рис. 2.2.
Заряд, представленный на рис. 2.3, состоит из нескольких сек-
ций 1, в каждой из которых сделаны по две кольцевые проточки
2, заполненные бронирующим составом. На первой стадии каждая
секция горит по внутреннему каналу а и торцам Ь. Эта стадия за-
канчивается, когда фронт горения достигнет вставок 2 у брониров-
ки (поверхность с). С этого момента заряд начинает гореть лишь
по внутреннему каналу, и таким образом поверхность горения, а с
ней и тяга, изменились скачкообразно. Заряды внутреннего горе-
ния, состоящие из двух или более марок топлива с различными
скоростями горения для обеспечения запрограммированного изме-
нения тяги, могут выполняться в двух вариантах.
1. Поверхность раздела различных марок топлива не совпа-
дает с поверхностью горения. Обе части заряда, выполненные из
различных топлив, горят одновременно. Примером может служить
заряд к двигателю третьей ступени ракеты «Минитмен» [6, 81]
(рис. 2.4).
Элементы заряда 1, выполненные из ТРТ
со сравнительно небольшой скоростью горения,
расположены у стенок камеры. Обычно элемен-
ты 1 формуются путем заливки в камеру. При
заливке используется технологическая «игла»,
имеющая по периметру форму контура внут-
ренней поверхности элементов 1. После поли-
меризации элементов 1 и извлечения первой
иглы вместо нее вставляется игла, выполнен-
ная по форме внутреннего канала заряда, и в
образующийся зазор заливается топливо 2, ко-
торое затем полимеризуется. Заряды такого ти-
па путем изменения соотношения скоростей го-
Рис. 2.3. Заряд с регулирую-
щим бронесоставом
17
Pitc. 2.4. Заряд из двух топлив
Рис. 2.5. Эллипсоидный заряд из трех топлив
рения и расположения поверхности раздела разных топлив позволяют получить
необходимый закон изменения тяги.
2. Поверхность раздела двух топлив совпадает в некоторый мо-
мент времени с поверхностью горения, т. е. вначале горит только
часть заряда, выполненная из топлива 1, затем — из топлива 2
и т. д.
На рис. 2.5 представлен заряд из твердого топлива, состоящий
из трех блоков, расположенных друг в друге в РДТТ, камера ко-
торого имеет шаровую или эллипсоидную форму. Поверхности
раздела блоков представляют собой поверхности вращения вокруг
продольной оси РДТТ. Начальная поверхность горения также
имеет форму шара или эллипсоида с осью, совпадающей с про-
дольной осью РДТТ. Скорость горения топлива блока- 2 меньше
скорости горения топлива блока 1 (h2<Ui), а скорость горения бло-
ка 3, в свою очередь, меньше, чем скорость горения блока 2 (н3<
<н2). Если поверхности раздела блоков шаровые, то они рас-
положены попеременно эксцентрично относительно, начальной
поверхности горения блока 1. Если поверхности раздела блоков
имеют эллипсоидную форму, то они или имеют общую среднюю точ-
ку (при этом большие оси эллипсоидов расположены поперемен-
но под прямым углом одна относительно другой), или располо-
жены попеременно эксцентрично относительно начальной поверх-
ности горения блока 1 (при этом большие оси эллипсоидов сов-
падают с продольной осью корпуса РДТТ). Тяга РДТТ с рассмат-
риваемым зарядом может в процессе работы в зависимости от чис-
ла блоков несколько раз то возрастать, то уменьшаться. Можно
подобрать расположение блоков и марки топлива каждого блока
так, что изменения тяги будут относительно небольшие. Очевидно,
что простые геометрические формы поверхностей раздела блоков
определяют и сравнительную несложность технологии изготовле-
ния такого заряда и конструкции формообразующих приспособле-
18
ний. Такой блочный заряд
хорошо сопротивляется пере-
грузкам и вибрациям (Пат. ФРГ
№ 1751882).
Для РДТТ, в которых за очень
Рис. 2.6. Спиральный заряд рулонного типа
Рис. 2.7. Спиральный заряд, выпол-
ненный по эвольвенте
небольшое время работы нужно развивать большую тягу, в обыч-
ных типах зарядов необходимо применение ТРТ с весьма высокой
скоростью горения. В случае необходимости применения твердых
ракетных топлив со средними величинами скорости горения для
обеспечения заданного расхода газов необходимо иметь большую
площадь поверхности заряда. При больших перегрузках обычный
многошашечный заряд применять нецелесообразно из-за плохого
сопротивления перегрузкам. В этих случаях применяют заряды
спиральной формы.
Один из типов спирального заряда представлен на рис. 2.6. Та-
кой заряд прост и свертывается из листового'топлива в рулон.
В некоторых случаях для улучшения механических свойств поро-
ховой лист армируется металлической фольгой, которая заклады-
вается в середину листа (Пат. США № 3258917).
Другой тип спирального заряда представлен на рис. 2.7 (Пат.
США №3258917). Он состоит из цилиндрического сердечника 1 с
прикрепленными к нему элементами 2, боковые поверхности кото-
рых выполнены по эвольвенте. Кроме крепления к сердечнику каж-
дый элемент 2 заряда связан с камерой 3. Для повышения прочно-
сти каждый элемент может быть армирован пластинкой. Наружная
поверхность сердечника 1 между элементами забронирована. По-
скольку каждый элемент 2 заряда горит с двух сторон, толщина
свода сердечника выбирается равной половине толщины элемента
Ci = 0,5е2. В процессе работы РДТТ горение заряда происходит по
боковым поверхностям элементов и по внутренней поверхности 4
сердечника 1. При этом суммарная площадь горящей поверхности
заряда с течением времени несколько увеличивается. Изменяя диа-
метр канала сердечника и толщину его свода, можно изменить
угол 0 между элементом 2 и наружной поверхностью сердечника 1,
19
что оказывает влияние на концентрацию напряжений в месте их
скрепления и, следовательно, на прочностные характеристики все-
го заряда. Рассматриваемый тип заряда имеет достаточно высокий
коэффициент заполнения объема камеры топливом и сгорает полно-
стью при сравнительно малом изменении площади поверхности
горения. При больших перегрузках, испытываемых зарядом при
воспламенении, старте и на активном участке траектории, неарми-
рованные спиральные заряды могут разрушаться. Поскольку тол-
щина свода спирального элемента заряда незначительна, разруше-
ние его не приводит к существенному увеличению площади поверх-
ности горения.
2.5. СПОСОБЫ КРЕПЛЕНИЯ ЗАРЯДОВ
В КОРПУСЕ РДТТ
Форма заряда РДТТ во многом определяет и способ его креп-
ления в камере сгорания. Возможны два варианта размещения
заряда в корпусе.
1. Заряд свободно вставляется в камеру, а затем закрепляется
в ней для исключения перемещения его относительно корпуса
(вкладной заряд).
2. Заряд полностью или частично скрепляется с корпусом по
наружной поверхности (скрепленный заряд).
Один из способов крепления вкладного заряда основан на ис-
пользовании колосниковых решеток (диафрагм) и применяется, в>
основном, для зарядов всестороннего горения (см. рис. 2.1, а, г) в
небольших двигателях реактивных снарядов, как например, в ре-
активном снаряде известных «Катюш» (рис. 2.8) [103]. При другом
способе крепления [91] вкладной заряд 3 (рис. 2.9) крепится в.
корпусе с помощью перфорированного кольца 1 и г^рметизующего-
кольца 4 так, что при работе двигателя между корпусом и зарядом
образуется застойная зона 2. Застойная зона при работе двигателя
заполняется продуктами сгорания через перфорации кольца 1, но
так как в ней нет протока газов, то теплопередача к стенкам кор-
пуса и эрозия теплозащиты корпуса минимальны. Застойная зона
обеспечивает такое выравнивание давлений с внутренней и на-
ружной поверхностей заряда, что уменьшает напряжения в за-
ряде. Этот способ крепления применяется для зарядов с внутрен-
ним горением (см. рис. 2.1, д—и, л).
Рис. 2.8. Крепление заряда с помощью диафрагм:
/—заряд; 2—корпус; 3—диафрагма; 4—сопло
Рис. 2.9. Крепление заряда с помощью опорных колец
Рис. 2.10. Фиксация заряда болтом
Один из вариантов третьего способа фиксации вкладного за-
ряда в корпусе представлен на рис. 2.10.
В канал заряда 2 вставлена трубка 1, задний торец которой крепится к
задней диафрагме (на рис. не показана), а передний цилиндрической выточкой
насажен на скользящей посадке на болт 3, что гарантирует свободное тепловое
расширение трубы по оси. Материалы трубы и заряда имеют одинаковый ко-
эффициент линейного расширения. Болт 3 закреплен в переднем дне двигателя.
С появлением сравнительно эластичных смесевых ТРТ боль-
шое распространение получили РДТТ со скрепленным зарядом
внутреннего горения. Такие РДТТ имеют более простую схему и
позволяют отливать заряд непосредственно в камеру сгорания.
Скрепленные заряды позволяют повысить весовое совершенство
РДТТ благодаря уменьшению массы теплозащитного покрытия
корпуса и увеличению плотности заполнения объема камеры, а
также улучшить крепление (Заряда, уменьшить его деформации при
хранении и снизить влияние перегрузок при транспортиров-
ке, запуске и маневре. В большинстве случаев для более прочной
связи заряда с камерой стенки ее покрывают специальными скле-
ивающими веществами (промежуточный слой).
Например, в РДТТ второй ступени ракеты «Минитмен» промежуточным сло-
ем является полиуретан с наполнителем [8]. В РДТТ ее первой ступени зазор
между зарядом и стенкой камеры («IO мм) заполняют слоем высокоэластич-
ной резины, которую наносят на стенку камеры напылением, а затем высуши-
вают в течение 24 ч при 333 К [81]. Скрепленные по всей поверхности заряды
применяются в сферических РДТТ, используемых для космических кораблей
«Джемипи», а также на верхних ступенях ракет «Дельта» и «Бернер-2» [1161.
Конструктивные особенности двигателей со скрепленными заряда-
ми приведены на рис. 2.11. Применение скрепленных зарядов в
РДТТ вызывает целый ряд трудностей. Одной из них является
проблема сохранения связей между топливом и промежуточным
слоем, другой — возникновение высоких напряжений в топливе
после его заливки, отверждения в корпусе, при изменениях темпе-
ратуры окружающей среды, в полете и в условиях хранения РДТТ,
а также при быстром расширении корпуса РДТТ во время воспла-
менения топлива. Последняя проблема решается несколькими пу-
тями:
созданием эластичных топлив с уменьшенным модулем упруго-
сти;
21
Рис. 2.11. Двигатели со скрепленными зарядами
Рис. 2.12. Двигатель с частично скрепленным зарядом
частичным, а не полным скреплением зарядов с корпусом;
применением зарядов с компенсаторами напряжений [65].
Конструкция РДТТ с частично скрепленным зарядом торцового горения, ис-
пользуемого для запуска искусственного спутника Земли «Синком» (рис. 2.12),
описана в работе [65], где также изложены основные требования к механиче-
ским свойствам топлива, которое можно применять в скрепленных по всей по-
верхности с корпусом зарядах торцового горения.
Заряд с компенсаторами напряжений (рис. 2.13) состоит из основного бло-
ка 2 и дополнительного блока 1, заполняющего переднее днище РДТТ. Между
зарядом и корпусом предусмотрен слой термоизоляции 3, а между ним и твер-
дым топливом — промежуточный слой 4. Блок 2 снабжен двумя компенсаторами
напряжений 5, которые расположены на равном расстоянии от торцов блока.
Участки 6 и 7 имеют бронирующее покрытие, не связанное с корпусом,. При
внешнем нагружении заряда деформируются компенсаторы, что снижает нор-
мальные напряжения в заряде в зоне компенсаторов. В процессе нагружения
заряда зазоры а и & между участками 6 и 7 и корпусом могут изменяться, что
также способствует уменьшению напряжений сдвига по наружной поверхности
заряда.
При производстве зарядов той нли иной формы применяют, в основном, два
метода изготовления заряда: прессование и литье. При прессовании для при-
дания топливному заряду нужной формы пластифицированную массу топлива
выдавливают через матрицу соответствующей конфигурации. При изготовлении
зарядов методом литья топливную смесь после перемешивания и удаления га-
зов заливают либо в бронирующие оболочки, либо в другие формы, либо не-
посредственно в камеры двигателей. Для образования внутренних каналов
нужной конфигурации перед заливкой в форму вставляют удаляемые затем
стержни (иглы). Основное преимущество изготовления зарядов литьем — мень-
шая стоимость оборудования [120].
2.6. ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНЫЕ
УСТРОЙСТВА РДТТ
Воспламенительные
устройства служат для обес-
печения воспламенения по-
верхности горения основного
заряда. Продукты сгорания
воспламенительного устрой-
Рис. 2.13. Двигатель со скреплен-
ным зарядом, снабженным ком-
пенсаторами напряжений
Рис. 2.14. Корпусной воспламенитель:
1—корпус; 2—заряд черного пороха; 3—лиросве1а
Рис. 2.15. Трубчатый воспламенитель с перфорированным корпусом
ства должны прогреть поверхность основного заряда до темпера-
туры воспламенения, обеспечить в ней необходимый градиент тем-
пературы и относительную долю прореагировавшего топлива, а так-
же создать в камере сгорания давление для устойчивого воспламе-
нения и горения заряда ТРТ; при этом скорость нарастания давле-
ния в камере сгорания должна соответствовать требованиям тех-
нического задания.
Широко используемые в настоящее время воспламенители со-
стоят из трех основных компонентов: электрозапала, передаточ-
ного и основного зарядов.
Электрозапал имеет мостик накаливания, находящийся
внутри инициирующего заряда, чувствительного к нагреву. Тепло-
вой поток, возникающий при вспышке инициирующего заряда, вы-
зывает воспламенение передаточного заряда, горение кото-
рого, в свою очередь, обеспечивает зажигание основного заряда.
Электрозапал и передаточный заряд обычно выполняются в еди-
ной конструкции — пиропатроне или пиросвече.
Основной заряд выделяет большую часть тепловой энергии, не-
обходимой для воспламенения твердого топлива ракетного двига-
теля [83]. В качестве основного заряда используют различные пи-
ротехнические составы (черный порох, черный порох + магний,
магний + нитрат натрия-(-нитрат калия). Существует много вари-
антов вида основного заряда: он может быть в виде порошка, гра-
нул различной формы, таблеток, а также зарядов, которые приме-
няются в сравнительно сложных пирогенных воспламенителях, яв-
ляющихся по сути небольшими РДТТ.
Заряд воспламенителя обычно расположен в герметизирован-
ном или перфорированном корпусе. В первом случае мембрана
корпуса разрушается, когда давление продуктов сгорания достиг-
нет достаточного уровня, во втором продукты сгорания истекают
через отверстия или сопла в камеру РДТТ. Конструкция воспла-
менителя первого типа представлена на рис. 2.14, где в корпусе 1
размещен заряд черного пороха 2 и пиросвеча 3, а один из вари-
антов перфорированной конструкции — на рис. 2.15 [67].
23
В нем корпус 1 изготовляется из пластмассы, горя-
щей при достаточно высокой температуре, и имеет
отверстия 2. Внутри корпуса находятся таблетки пи-
ротехнического состава, а также электрозапал. В се-
редине корпуса устанавливается надувное резиновое
кольцо-фиксатор 3, соединенное тонким шлангом 4 с
Рис. 2.16. Воспламенитель пирогенного типа
Рис. 2.17. Воспламенитель с самовоспламеняющимся
компонентом
источником сжатого воздуха, находящимся на стартовой позиции. Воспламени-
тель устанавливается в головную часть канала заряда при сборке РДТТ. При
подаче воздуха в кольцо-фиксатор оно по периферии плотно прижимается к ка-
налу заряда.
Пример воспламенителя пирогенного типа, устанавливаемого в
сопле РДТТ, приведен на рис. 2.16.
Воспламенитель состоит из корпуса 1, в котором размещен заряд 3, сос-
тоящий из двух секций, между которыми находится дополнительный заряд 2 г
электрозапалом. Воспламенитель имеет два сопла и крепится в сопловом блоке
основного РДТТ с помощью заглушки 4, изготовленной из пеноуретана или пе-
ностирола.
Благодаря наличию двух сопел у такого воспламенителя равно-
действующая реактивных сил воспламенителя, действующая на
заглушку, 'близка к нулю. После повышения давления в камере
основного РДТТ заглушка потоком истекающих продуктов сгора-
ния уносится вместе с корпусом воспламенителя. Запуск всех
больших РДТТ производится с помощью подобных пирогенных
воспламенителей [54].
Система воспламенения со стороны сопла имеет ряд достоинств,
к числу которых относится полная независимость конструкции
воспламенителя от конструкции ступени. Воспламенитель Не уле-
тает с ракетой, поэтому он может легко быть усовершенствован с
целью повышения надежности без ущерба для полезной нагрузки.
Существуют и другие схемы воспламенения, одна из которых
приведена на рис. 2.17 [83].
Здесь используется жидкий самовоспламеняющийся компонент. Пои подале
электрического импульса на пироболт 1 последний разрубает тросик 2 и крыш-
ка 4 сбрасывается под действием пружины 5 и внутреннего давления в кон-
тейнере 3. Самовоспламеняющийся компонент вытекает в канал заряда 6, обес-
печивая его воспламенение.
24
Глава 3
КОНСТРУКЦИЯ КОРПУСОВ РДТТ
3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Корпус камеры сгорания или просто корпус РДТТ в общем слу-
чае состоит из обечайки цилиндрической или другой (например
конической) формы п двух днищ — переднего и заднего (сопло-
вого) с сопловым блоком. Корпус РДТТ является основным сило-
) вым элементом двигателя и одновременно частью силовой конст-
рукции ракеты. Он предназначен для размещения заряда твердого
' ракетного топлива, передачи тяги от двигателя к летательному ап-
> парату в целом; он также воспринимает силы давления продуктов
сгорания и внешние нагрузки; при движении ракеты в плотных
слоях атмосферы корпус подвергается аэродинамическому нагре-
ву, от которого он обычно защищен внешним теплозащитным по-
крытием.
Пространство внутри корпуса, в котором размещен заряд ТРТ
и происходит горение топлива и первоначальное формирование
потока продуктов сгорания, называется камерой сгорания.
<- Граница между камерой сгорания и соплом принимается ус-
ловно. При применении так называемого утопленного сопла эта
граница становится вполне определенной. При работе ракетного
двигателя в камере сгорания создается давление продуктов сго-
рания, достигающее десятков и сотен мегапаскалей. Температура
продуктов сгорания в камере достигает 2000—4000 К. Поверхность
у камеры, омываемая продуктами сгорания топлива, покрывается
теплозащитными покрытиями. В наиболее теплонапряженпых ме-
v: стах камеры толщина ТЗП может достигать нескольких сотен мил-
лиметров.
Обечайки корпуса проектируются цилиндрической или коничес-
кой формы. В литературе описаны конструкции корпусов РДТТ со
сгорающей в процессе работы обечайкой. В такой конструкции
сопловой блок посредством механизма привода в процессе работы
по мере сгорания обечайки передвигается вперед — в направлении
головной части камеры.
Наиболее сложным в такой конструкции является создание
герметичного уплотнения между сгорающей обечайкой и сопловым
днищем.
Корпусы крупногабаритных РДТТ могут собираться из отдел!-
ных секций. Обычно передняя и задняя секции представляют собой
днища, заполненные топливом с каналом определенной формы,
Средние секции корпуса имеют форму цилиндра или усеченного
конуса и снаряжены топливом. После снаряжения секций топли- 1
вом из них собирается корпус РДТТ. Проектирование корпусов
РДТТ в настоящее время представляет сложную многостороннюю
задачу в связи с необходимостью иметь надежные, технически
простые и несложные в производстве и из недорогостоящих мате-
риалов корпуса для современных высокоэффективных РДТТ, зача-
25
стую весьма крупных размеров (например корпуса двигателей
диаметром около 7 м и длиною около 42 м).
При проектировании корпуса РДТТ необходимо выбрать опти-
мальные основные параметры корпуса с учетом особенностей ра-
боты двигателя и ракеты в целом (передача тяги, восприятие пере-
грузок и боковых усилий в полете, аэродинамический нагрев),
выбрать материалы конструкции, выполнить расчет на прочность,
определить технологию изготовления, методы контроля и испыта-
ний и провести экономический анализ'конструкции.
Выбор оптимальных параметров корпуса двигателя для много-
ступенчатых ракет проводят с помощью электронно-вычислитель-
ной техники с использованием больших и сложных программ рас-
чета, которые должны обеспечить рациональность конструкции
каждого элемента корпуса, путем оптимизации массы, размеров,
стоимости и других характеристик.
При этом прежде всего выбирают оптимальное давление в ка-
мере и оптимальные ее длину и диаметр (удлинение ’k=lld). Ко-
эффициент массы конструкции двигателя ак.дв = ЛфцВ/Мг также вы-
бирают оптимальным.
В современных РДТТ ап.яв редко бывает больше 0,15, а его минимальное
значение, близко к 0,03. Однако эта величина может быть достигнута ценой
применения дорогостоящих и дефицитных материалов, тщательной и высокоточ-
ной обработки с помощью сложных технологических процессов, что в совокупно-
сти приводит к резкому увеличению стоимости двигателя и при отношении мас-
сы полезной нагрузки Л1п.н к массе топлива Л1т значительно больше единицы
просто нецелесообразно. Действительно, по формуле К. Э. Циолковского
max = /уд In (1 + — — • - 'j
к Л/п.нЖг + <1К.ДВ '
легко подсчитать, что, например, снижение аК Дв с 0,15 до 0,01 дает при
Л/п.нЛИт = 5 увеличение Рид max всего на 11 м/с, а при Л/П.н/Л4т = 10 — на
4 м/с.
Внутренний объем камеры определяется необходимой массой
и формой заряда. Коэффициент заполнения камеры топлива ew =
= Wt/W0 должен быть возможно большим, для чего подбирают раз-
личные формы днищ и иногда применяют утопленное сопло.
Диаметр корпуса двигателя обычно задается в тактико-техни-
ческих требованиях, разрабатываемых заказчиком. Если же он не
задан, то его выбирают исходя из требований компоновки с дру-
гими двигателями и размещения полезной нагрузки ракеты, из
условий аэродинамического нагружения и потери скорости, сооб-
разуясь в известной мере с технологическими возможностями заво-
да-изготовителя, эксплуатационными и транспортными требо-
ваниями, а также условиями, накладываемыми пусковыми уста-
новками, существующими или проектируемыми. Диаметр корпуса
сильно зависит от выбранной марки топлива, т. е. от скорости его
горения. В некоторых случаях, учитывая требования к величине
диаметра корпуса, приходится подбирать топливо с такой скоро-
стью горения, которая позволяет разместить в камере заданную
его массу при заданном времени горения.
26
Если никаких ограничений то диаметру и длине корпуса нет,
то корпус проектируется с оптимальным удлинением X-Ud, опре-
деляемым специальным расчетом и лежащим обычно в пределах
от л = 2 до Х=5.
3.2. МАТЕРИАЛЫ
Выбор материала для корпуса РДТТ зависит от назначения
ракеты, размеров двигателя, действующих нагрузок и условий экс-
плуатации.
С целью удовлетворения требований, предъявляемых к надеж-
ности РДТТ, в настоящее время при проектировании корпусов ис-
пользуются результаты новейших исследований в области меха-
низма разрушения. Современный ракетный двигатель на твердом
топливе для удовлетворения обычных тактико-технических тре-
бований должен иметь коэффициент массы конструкции ак.дв~
— 0,05 ... 0,1. В связи с этим в конструкции корпусов современных
РДТТ применяются материалы с большой удельной прочностью
(Ов/р~ 700 кН • м/кг).
К материалам, имеющим высокую удельную прочность, отно-
сятся конструкционные легкосвариваемые легированные стали,
алюминиевые, магниевые и титановые сплавы и стеклопластики.
Для изготовления корпусов РДТТ применяют малоуглеродистые
марганцовокислые стали, а также упрочняемые и не упрочняемые
термообработкой алюминиевые сплавы [8]^
' К алюминиевым сплавам, не упрочняемым термообработкой,
относятся сплавы алюминия с марганцем и алюминия с магнием.
Эти сплавы обладают сравнительно невысокой прочностью, повы-
шенной пластичностью, хорошей свариваемостью и высокой кор-
розионной стойкостью. Перечисленные сплавы упрочняются на-
гартовкой.
К алюминиевым сплавам, упрочняемым термообработкой, от-
носятся сплавы типа дуралюмин, ковочные сплавы, свариваемые
сплавы, авиаль АВ. Упрочнение состоит в закалке с последующим
старением. После термообработки эти сплавы обладают довольно
высокой удельной прочностью, которая может быть повышена до-
полнительной нагартовкой. Пластичность и обрабатываемость
таких сплавов вполне удовлетворительна и обеспечивает нормаль-
ную работу корпусов в обычных для РДТТ условиях.
Жаропрочность алюминиевых спЛав.ов по сравнению со сталя-
ми невысока. Максимально допустимая рабочая температура не
превышает 575'—625 К. Уже при температуре 475 К упрочнение
сплава, полученное нагартовкой, снимается.
Прочностные характеристики магниевых сплавов значительно
ниже сталей и алюминиевых сплавов типа дураль, но удельная
прочность магниевых сплавов благодаря малой плотности высока,
а жесткость сравнима с жесткостью конструкционных сталей.
Особенно хорошо работают магниевые сплавы на устойчивость.
Для изготовления корпусов РДТТ широко применяются титан
и его сплавы. В связи с высокой прочностью ов= 1400 МПа и ма-
I
27
лой плотностью рТ1 = 4540 кг/м3 титановые сплавы обладают зна-
чительно более высокой удельной прочностью, чем стали. Пре-
дельно допустимая рабочая температура титановых сплавов 875—•
423 К- Титан и титановые сплавы пластичны в горячем состоянии,
хорошо куются, штампуются и прокатываются. Многие титановые
сплавы хорошо свариваются.
За последние годы широкое применение в корпусах РДТТ на-
шли стеклопластики. Уже в начале шестидесятых годов корпусы
двигателей третьей ступени МБР «Минитмен 1А» и второй ступе-
ни БРСД «Поларис» изготовлялись из стеклопластика. Конструк-
ционные стеклопластики в большинстве случаев являются компо-
зицией из связующего и армирующего материалов [81].
Связующее представляет собой синтетические полимеры, кото-
рые отверждаются под действием активаторов (в процессе термо-
обработки или без нее). В процессе отверждения линейные моле-
кулы «сшиваются» — приобретают пространственно-сетчатую мо-
лекулярную структуру и необратимое термостабильное состояние.
Связующие склеивают волокна или .нити армирующего материала
и обеспечивают их совместную деформацию [81].
Армирующие материалы (наполнители) применяются в виде
стеклянных и других неорганических волокон или тканых полотен
на их основе. Масса армирующих материалов составляет от 45 до
85% массы стеклопластиков. Механические свойства стеклоплас-
тика определяет армирующий материал. Если стеклопластик
работает в весьма теплонапряженных условиях, в особенности в
потоке воздуха (аэродинамический нагрев) или в потоке продук-
тов сгорания топлива, от сочетания свойств связующего и арми-
рующего материалов зависят стойкость материала и скорость уно-
са его массы. Вид и расположение в стеклопластике армирующего
материала определяют его группу. Таких групп различают три:
стекловолокниты, ориентированные стеклопластики и стеклотек-
столиты. Стекловолокниты отличаются от других стеклопластиков
тем, что они армируются хаотически расположенными короткими
(50—БОО мм) штапельными волокнами или рубленными из длин-
ных волокон нитями или отрезками жгутов длиной 50—100 мм.
Детали из стекловолокнитов изготовляются путем горячего прес-
сования или литья.
Ориентированные стеклопластики отличаются тем, что имеют
направленное расположение длинных (до 20 км длиной) стеклян-
ных волокон, нитей, прядей жгутов или лент, смоченных жидким
связующим. Последующая обработка заключается в просушива-
нии горячим прессованием с отверждением и полимеризацией
связующего.
Корпусы РДТТ получают, наматывая стеклянные волокна, лен-
ты или жгуты на оправку нужной формы с последующим отверж-
дением в процессе полимеризации связующего.
Стеклотекстолиты производятся в виде листов стеклоткани
полотняного или сатинового переплетения, пропитанных связую-
28
щим, наложенных друг на друга до нужной толщины, спрессован-
ных и термообработанных.
В качестве связующих в стеклопластиках применяют фенол-
I формальдегидные, модифицированные фенолформальдегидные,
кремнийорганические смолы, непредельные полиэфирные и эпок-
сидные полимеры, не выделяющие в процессе полимеризации по-
бочных продуктов реакции. В последнее время в качестве связую-
щих применяют полибензимидазолевые, полиамидные, полибен-
зотиозолевые и другие полимеры. Для улучшения свойств все
указанные смолы модифицируются путем добавки других поли-
меров. В настоящее время для изготовления корпусов РДТТхпри-
меняют армирующие материалы в виде непрерывных волокон и в
виде нитевидных кристаллов (усы). К непрерывным относятся сле-
дующие волокна.
1. Фильерное стекловолокно из алюмоборосиликатного стекла
с ограниченным содержанием окислов щелочных материалов (до
2%); его удельная прочность ов/р = 0,80 ... 2,0 кН-м/кг при диа-
метре волокна 6—7 мкм. Применяется в конструкционных стекло-
пластиках.
2. Кремнеземные, кварцевые и каолиновые волокна, применяе-
мые в стеклопластиках, предназначенных для теплозащитных и
аблятрующих элементов корпусов и сопел. Стеклопластики,
армированные такими волокнами, нецелесообразно применять в
конструкциях силового назначения из-за относительно высокой
стоимости и низких механических свойств.
3. Новое органическое волокно «Кайнал», разработанное фир-
мой «Карборундум» (США) на основе фенольной смолы с попе-
речными химическими связями, сохраняет свои свойства до темпе-
ратуры 775 К. В окислительной среде, в том числе и на воздухе,
это волокно совершенно стабильно.
4. Волокна на основе бора, так называемые борные волокна.
За рубежом выпускаются волокна диаметром 0,07—0,1 мм под названием
«борофил». Борофил производится путем осаждения бора из газовой фазы на
разогретую до 1370 К вольфрамовую проволоку. Несмотря на поперечные тре-
, щины, возникающие в таких волокнах вследствие различных коэффициентов
линейного расширения-бора и вольфрама, они имеют высокую прочность при
) растяжении (ов=1400 МПа при обработке поверхности волокна азотной кис-
' ротой).
5. Углеродные (графитовые и угольные) волокна диаметром
6 мкм получаются путем карбонизации органических текстильных
волокон. Они устойчивы к действию воды, химических продуктов
при нормальной температуре и уносу массы при высоких темпе-
ратурах при условии невысокого окислительного потенциала омы-
вающего газового потока.
6. Волокно из карбида кремния, которое выпускается диаметром
0,03—0,1 мм и сохраняет прочность при температурах 875—
1175 К [81].
В США фирмой «Тайко» получено монокристаллическое сапфировое волокно
из АЬОз (ов=20&0 МПа; £ = 47- 104 МПа) длиной до 30,5 м.
Нитевидные кристаллы получаются из кристаллических веществ, например,
металлов, окислов, углерода и других. Прочность нитевидных кристаллов в сот-
29
нн раз превосходит прочность исходного кристаллического материала и в 5 •-
10 раз прочность непрерывных волокон из бора.
Столь высокая прочность усов объясняется тем, что при очень малой пло-
щади их поперечного сечения невозможно образование дефектов кристалличес-
кой решетки, способствующих скольжению плоскостей атомов относительно
друг друга.
3.3. ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ МАТЕРИАЛЫ
ДЛЯ КАМЕР РДТТ
Основные сведения. Создание крупногабаритных РДТТ с
большим временем работы и с зарядами из высокоэнергетических
твердых топлив требует применения надежных и легких тепло-
изолирующих покрытий из новых теплозащитных материалов
(ТЗМ).
Слой ТЗМ, наносимый тем или другим способом на защищае-
мую поверхность, но несколько изменяющий свои первоначальные
свойства в процессе нанесения, будем называть теплозащит-
ным покрытием (ТЗП).
Теплозащитные покрытия камер РДТТ подвергаются воздейст-
вию потока продуктов сгорания топлива со сравнительно невысо-
ким окислительным потенциалом при давлении, достигающем со-
тен атмосфер при температуре до 4000 К и скорости до нескольких
сотен метров в секунду.
К теплозащитным покрытиям предъявляются следующие тре-
бования: технологичность изготовления и процесса нанесения, лег-
кость, низкий коэффициент теплопроводности, стойкость по отно-
шению к продуктам сгорания топлива, вибро- и ударопрочность,
влаго- и морозостойкость, низкий коэффициент термического рас-
ширения. В связи с деформацией корпусов РДТТ под действием
рабочих температур и давлений теплозащитные покрытия должны
быть эластичны. В настоящее время в теплозащитных материалах
используются эластомеры, позволяющие получать резины, пено-
резины и резиновые материалы, армированные волокнами или
тканями, аналогичными армирующим материалам угле- и стекло-
пластиков.
ТЗМ на основе органических каучуков. В настоящее время ис-
следуются и применяются теплозащитные материалы на основе
органических каучуков, полиизопрена, бутадиен-стирольных, бу-
тил- и нитрильпых каучуков и некоторых других. Наибольшее
распространение нашли нитрильные каучуки. В качестве наполни-
телей используются порошкообразные составы, волокнистые и
тканевые материалы [115].
Теплозащитные материалы на основе органических каучуков
(резин) должны обладать достаточной морозостойкостью, высо-
кой прочностью, коксуемостью и стабильной адгезией к защищае-
мой поверхности.
При взаимодействии с высокотемпературным газовым потоком
на поверхности теплозащитных покрытий, выполненных из рас-
сматриваемых материалов, образуется пористый прококсованный
слой с низкой теплопроводностью. Вследствие химического и отча-
30
сти механического взаимодействия с продуктами сгорания топли-
ва происходит унос массы прококсованного слоя с поверхности.
При термическом разложении органического каучука в слое
ТЗП, прилегающем к прококсованному слою, образуются газооб-
разные продукты, проходящие через поры прококсованного слоя
поверхности уноса и снижающие таким образом тепловой поток,
передаваемый с помощью конвекции и излучения к поверхности
покрытия.
Теоретические и экспериментальные исследования показыва-
ют, что при сравнительно небольших скоростях потока продуктов
сгорания наилучшие результаты по защите стенок камеры РДТТ
дают материалы на основе органических каучуков.
Применение теплозащитных покрытий на основе резин позво-
лило примерно в два раза уменьшить массу теплозащиты РДТТ
и применить топлива с более высокой температурой горения, чем
использовавшиеся ранее.
Температура на границе между стенкой камеры и теплозащит-
ным покрытием Трт может быть определена с помощью зависимо-
сти [118]
Гст=(Гр-Г^ V) (-^УК^ +
где То — начальная температура ТЗП; Тр — температура разло-
жения органического каучука (7р^425 К); VyH — средняя скорость
уноса массы; б0 — начальная толщина ТЗП; а — коэффициент
температуропроводности; т —• длительность теплового воздействия
продуктов сгорания на ТЗП.
Преобразовав эту зависимость, получим
а In (Тп — Tq)
7уи 1п(Тр-Г0) ‘
Зная среднюю скорость уноса массы VyH и задавшись допустимой
температурой на границе ТЗП и стенки камеры Тст, находим не-
обходимую начальную толщину ТЗП б0.
Материалы иа основе органических каучуков имеют высокую
эластичность (удлинение при разрыве находится в пределах 269—83О”/о) и зна-
чительную прочность на разрыв (ов=26,6 МПа). Плотность этих материалов
р= 1170 ... 1390 кг/м3, коэффициент теплопроводности /.=0,170 ... 0,434 Вт/(м К)
при температуре 7=366 К, удельная теплоемкость с=1,882 ... 1,462 кДж/(кгХ
ХК) [120].
В состав этих материалов входят каучуки — нитрильнын (Буна N), бута-
диен-стирольный (Буна S), бутил-каучук, полисульфидный, полиизопреновый,
полипропиленовый, этиленпропиленовый и полиуретановый каучуки.
В качестве наполнителей используются: двуокись кремния, двуркир, крем-
ния с асбестом, сажа, асбест, графит, двуокись кремния с титанЗм : Калия, фе-
нольные микросферы.
Резины на основе нитрильных каучуков обычно армируются дву-
окисью кремния или асбестом и применяются для защиты элементов сопловых
блоков, внутренних поверхностей камер, передних сопловых днищ.
Теплозащитный материал GTR—V45 иа основе нитрильного каучука, арми-
рованный двуокисью кремния, имеет р=1220 кг/м3, ов = 17,5 МПа, относительное
удлинение 8=400% и коэффициент теплопроводности Х=0,218 Вт/(м-К).
Для теплозащиты стальных стеиок РДТТ ракеты «Титан ЗС» разработан
теплозащитный материал из органического каучука, армированного двуокисью
31
кремния. Этот материал поставляется в виде каландрованных листов и прикле-
ивается к стенкам камеры с последующей вулканизацией в автоклаве под дав-
лением р««2 МПа.
Подобный материал, выпускаемый фирмой «Тиокол Кемикл Корпорешпн»
(США), наклеивают па стенки камеры РДТТ и вулканизируют при Г=435К
в течение 17 ч под давлением р=0,6 МПа, создаваемом инертным газом в ка-
мере, герметически закрытой технологическими крышками.
Теплозащитное покрытие РДТТ первой ступени раке-гы «Минитмен» (тол-
щина покрытия 2,5 мм) выполнено из аналогичного теплозащитного материала
путем приклеивания заготовок к стенкам камеры и вулканизации их под дав-
лением при повышенной температуре.
Органический каучук, наполненный асбестом, применяется для тепловой за-
щиты РДТТ диаметром 4 м, изготовляемого фирмой «Локхид» (США). Корпус
двигателя состоит из секции с передним днищем длиной 6,1 м, центральной
секции длиной 6,7 м и секции с сопловым днищем длиной 5,6 м. Теплозащитное
покрытие имеет переменную толщину, которая вблизи торца секций достигает
44,5 мм. Покрытие такой толщины предназначено для многократного исполь-
зования РДТТ. Прококсованная и частично разрушившаяся часть покрытия пос-
ле очередного запуска удаляется механически. В случае однократного использо-
вания РДТТ толщина ТЗП составляет 19 мм.
Для теплозащиты камеры РДТТ диаметром свыше 6,5 м, например, исполь-
зуется органический каучук, наполненный асбестом [30].
Армированные тканями резино-смоляные композиции [135]
имеют более высокую стойкость к уносу, чем пластики, при мень-
шей плотности и большем температурном интервале их работы.
Такой материал, разработанный специально для сопловых блоков,
имеет q= 1400+50 кг/м3 и вулканизируется в течение 4 ч при Т —
= 435 К и давлении р= 15,0 М.Па.
В отличие от материалов на основе органических каучуков ма-
териалы из кремнийорганических эластомеров
применяются в основном для внешней теплозащиты ракет, корпу-
сов РДТТ, гиперзвуковых самолетов и возвращающихся на землю
космических аппаратов. В этих материалах сочетаются морозо- и
теплостойкость в интервале температур Т— 175 ... 590 К, высокие
диэлектрические характеристики, стойкость к воздействию хими-
чески активной среды и влаги; они хорошо работают в вакууме,
устойчивы к радиационному воздействию и тепловому старению,
хорошо коксуются.
Эти свойства позволяют широко использовать рассматриваемые
эластомеры в качестве теплозащитных покрытий для камер и соп-
ловых блоков РДТТ.
В настоящее время эластомеры используются для теплозащиты передних
днищ РДТТ ракет «Минитмен», «Поларис» и «Титан». Эти материалы техноло-
гичны, так как могут изготовляться на основе каучукоподобных или жидкоте-
кущих эластомеров различной вязкости. Вулканизация их может происходить при
повышенных температурах, а также, что особенно ценно, при 7=293 К. Плот-
ность эластомеров колеблется в пределах р=1400 ... 1300 кг/м3, п„ = 3,5 ...
... 5,6 МПа, коэффициент теплопроводности Х=0,26 ... 0,31 Вт/('М-К).
В настоящее время уделяется много внимания внешней тепло-
защите летательных аппаратов. Работы по созданию теплозащит-
ных материалов с низкой плотностью ведутся в двух направле-
ниях:
1) получение пенистых материалов с применением химических
парообразователей и 2) использование легких наполнителей —
32
стеклянных, кварцевых, фенольно-формальдегидных и других мик-
росфер и полых волокон.
Теплозащитные материалы, содержащие микросферы, в США получили наз-
вание «Синтактических пен». Плотность таких материалов р= 197 ... 520 кг/м3,
коэффициент теплопроводности Л=0,038 ... 0,072 Вт/(м-К), удельная теплоем-
кость с=1,255 ... 2,00 Дж/(кг-К). Такие материалы сохраняют работоспособ-
ность при температуре от 200 до 475 К [115].
- 3.4. ФОРМА ДНИЩ
Форма днища зависит от назначения двигателя него размеров.
Наиболее просты по форме плоские днища, соединенные с ка-
мерой на резьбе. Такие днища характерны для полевых ракетных
снарядов. Плоские днища имеют также ракетные снаряды, стаби-
лизируемые на траектории вращением [84]. В плоском днище ма-
териал используется нерационально, и стенки такого днища полу-
чаются из условий прочности значительно более толстыми, чем
стенка цилиндрической обечайки. Такие днища применяются толь-
ко на двигателях с небольшими диаметрами камеры.
Также простым по форме является полусферическое
днище, но при том же материале, что и цилиндрическая обечайка,
его толщина по условиям равнопрочности вдвое меньше. Разница
свободных перемещений приводит к изгибу цилиндрической обо-
лочки и днища в зоне их соединения. Во избежание появления
опасных напряжений от изгибающих моментов увеличивают тол-
щину цилиндрической обечайки в зоне соединения. Полусферичес-
кое днище (ЛСф=^) имеет наименьшее отношение его массы к
внутреннему объему. Если форма заряда не позволяет использовать
полностью объем полусферического днища, его глубину можно
уменьшить, перейдя к форме сферического сегмента (рис. 3.1, а),
но при такой форме днища в зоне его соединения с цилиндричес-
кой частью возникают большие изгибные и сжимающие окружные
напряжения. Концентрации напряжений в зоне соединения обе-
чайки и днищ можно избежать, образовав плавный переход, при-
дав этому участку тороидальную форму радиусом /?т (рис. 3.1,5).
Такие днища называются торосферическими.
Концентрация напряжений в месте сопряжения тора и сферы
получается меньше, чем в случае днища сегментной формы. Тол-
щину торосферического днища, постоянную по контуру, можно
определить с помощью зависимости [112]
й f 3 /"^сф \ .о п
т.сф 4 + у 2/?т ) 2ов • ( )
У днища, имеющего форму половины эллипсоида, главные радиу-
сы кривизны меняются вдоль поверхности непрерывно и поэтому
изгибное напряжение отсутствует везде, кроме зоны соединения с
цилиндрической обечайкой (рис. 3.1, в).
Толщину стенки эллипсоидного днища, выполненного из ме-
талла, находят с помощью зависимости [56]
2 3032 33
6=1ZFr/? ; m=Z
Рис. 3.1. Формы днищ
Рис. 3.2. Формы днищ при различных значениях 6 и m=-\X3Rltr.
----------------по кривой Кассини;------эллиптическое
§ 2 + nPmaxR - (3 2)
эл ~ 6 ав(Т) ' • 7
Здесь отношение полуосей эллипса на краю днища m=R/b=]X2.
Используются днища, поверхность которых образуется враще-
нием относительно оси X кривой Кассини [82]:
(т2х2 + г2)2 - У*1- (т2х2 -г»)=ф ^--9 , (3.3)
m^ + R/Ri ( m^+R/Ri .
где 7?i — радиус кривизны края днища в меридиональном направ-
лении. При 7?i = /?/m2 получаем уравнение эллипса
m2x2-\-r2~ R2.
Если принять Bi — eo, то при равных толщинах днища и цилиндри-
ческой обечайки в зоне соединения их свободные перемещения
равны. В этом случае уравнение (3.3) принимает вид
(т2х2 д- г2)2 - 2R2 (т2х2 - г2)=З/?4. * (3. 4)
Глубина такого днища может .быть получена из уравнения (3.4)
при г=0 и равна b — }/3R/m. Изменяя величину параметра т,
можно получить различные формы таких днищ, уравнения обра-
зующей кривой которых определяются выражением (3.4) при
b = V3R/m (рис. 3.2).
Безмоментное напряженное состояние днища рассматриваемой
формы, выполненного из металла, описывается уравнением Лап-
ласа ff</pt+ffm/Qm=p/6 и условием равновесия в меридиональном
направлении Nm=pRt/2. На основании изложенного тангенциаль-
ное и меридиональное напряжения соответственно будут
't=0,5pRt/i-, am=0,5pRt(2-Rt/Rm)/Z. (3.5)
Радиусы кривизны днища равны
Rm = -11 + {drjx^ (d2r/dx2); (3.6)
Rt = rVl+(dr/dx)2, (3.7)
34
причем для У?1-*-оо
dr х т.2х2 + № — /?2
— = — т2------------------,
dx г т2х2 + r2 + R2
d2r 1 dr 1 [dr \2 х „2 т2х2 + rdrjdx
dx2 х dx г \dx) г (т2х2 + г2 + #2)2
В полюсе днища при г = 0 и x=b = ^3R/m; Rt==Rm=y3Rm/2
напряжения определяются как для сферической оболочки с радиу-
сом /?Сф = ]/ЗА*т/2. С увеличением параметра т быстро, растут
сжимающие окружные напряжения у края днища. Приот = 2^3 —
— 2,82 они достигают величины at = 3Rpl(26) = 1,5/?р/б.
Форма днища, имеющего минимальную массу в сравнении с днищами дру-
гой формы, у которых толщина стенки одинакова с .толщиной цилиндрической
обечайки, предложена Бицено [33]. В днище типа Бицено в качестве условия
равномерности нагружения материала принято постоянство максимальных каса-
тельных напряжений.
Днище Бицено состоит из сферического сегмента радиуса /?Сф=2К и пере-
ходной поверхности, которая образована вращением кривой, приближенно за-
даваемой уравнением
x/R = 0,15 arccos (г//?)2 — 0,26 У1 — [rlRyb.
Масса днища Бицено на 42% превышает массу полусферического днища
толщиной 6сф = бц/2 (без учета необходимых для равнопрочности утолщений в
зоне соединения с обечайкой). Если меридиан переходного участка днища Бн-
цено получен из приближенного уравнения
x/R = 0,49076 arccos (г//?)2 — 0,03678 [arccos (г//?)2]3,
то масса такого днища составляет 89,8®/о от массы сферического днища.
Выше были изложены некоторые приближенные зависимости
для расчета на прочность днищ сложной формы.
Ниже приводим методики предварительных оценочных расче-
тов на прочность тонкостенных камер РДТТ, выполненных из ма-
лопластичных металлических материалов.
Для определения напряжений в тонкостенной осесимметрич-
ной безмоменгной оболочке воспользуемся следующими известны-
ми из курса сопротивления материалов, зависимостями:
формулой Лапласа ' ,
Л/Q/ + =р!ъ (3- 8)
и уравнением равновесия зоны
ет=—----------1—°o6+GT . 9)
28 cos a 2jt7?8 cos а
Согласно четвертой теории прочности условие прочности записы-
вается в виде
«skbiv^K— °- (3. 10)
Здесь р — давление в камере в Па; GT и Go6— массы топлива и
части оболочки, расположенных в камере ниже рассматриваемого
сечения в кг; Qt, Qm — соответственно кольцевой и меридиональ-
ный радиусы кривизны в м; ot, От — соответственно окружное
(тангенциальное) и меридиональное напряжения, в Па; г — ра-
2* 35
диус поперечного сечения оболочки в м; а — угол наклона мери-
диональной кривой к оси оболочки; б — толщина оболочки в м.
При выводе зависимостей (3.8) и (3.9) приняты следующие до-
пущения.
1. Толщина оболочки мала по сравнению с радиусами кривиз-,
ны. • ?
2. Напряжения по толщине оболочки постоянны. )
3. Давление на внутренней поверхности оболочки равно р, а на
наружной — нулю.
В тонкостенных оболочках цот и ot всегда значительно боль-
ше р и, 'Следовательно, величиной третьего главного напряжения,
направленного нормально к поверхности оболочки, можно прене-
бречь.
3.5. СОЕДИНИТЕЛЬНЫЕ УЗЛЫ
Переднее и заднее днища соединяются с цилиндрической ча-
стью корпуса (обечайкой) на резьбе, фланцах, с помощью специ-
альных замков, хомутов и развальцовки.
Резьбовое соединение применяется в металлических и стекло-
пластиковых корпусах сравнительно небольших калибров с тол-
стыми стенками. На рис. 3,3 показаны примеры резьбовых соеди-
нений металлических корпусов.
Шлицевая гайка 3 на рис. 3.3, а имеет наружную резьбу, по которой она
ввинчивается во фланец — кольцо 4 обечайки 7 и плотно притягивает к нему
днище 1. В этом соединении предусмотрены два уплотнения 6 и 5. На стенки
камеры нанесено теплозащитное покрытие 2.
На рис. 3.3, б представлено соединение днища с обечайкой для РДТТ.
имеющего вкладной заряд.
К обечайке 1 приварен фланец — кольцо 4 с наружной резьбой, на кото-
рую навинчивается фланец днища 7 с ТЗП 8. Керамическая вставка 6 под-
жимает уплотнение 5, размещенное в кольцевой полости, Находящейся между
бронировкой заряда 3 и теплозащитным покрытием камеры 2.
Соединение пластмассовой цилиндрической части камеры с
металлическим днищем в принципе может быть выполнено анало-
гичным способом, для чего на концах цилиндрической части ка-
меры образуют утолщения с наружной ленточной резьбой.
На рис. 3.4 показаны варианты фланцевых соединений обечай-
ки и днищ [67].
Рис. 3.3. Варианты резьбовых соединений днищ с корпусом
36
Рис. 3.4. Варианты фланцевых соединений днищ с корпусом
Рис. 3.5. Пример бандажного соединения
Конструкциям фланцевых соединений типа представленного на рис. 3.4, а
присуще наличие уплотняющего кольца 1, обычно выполненного из теплостойкой
резины. В двигателях с такими соединениями предусмотрены вкладные брониро-
ванные по наружной поверхности заряды с застойной зоной в полости между
бронировкой заряда и теплозащитным покрытием обечайки.
.Назначение уплотнительного кольца 1 — исключить возможность перетека-
ния продуктов сгорания из застойной области в свободный объем у заднего
днища, для чего при сборке уплотнительное кольцо зажимается с деформацией
между торцовым уступом бронирующего покрытия заряда и кольцом 3. Уплот-
нения 2 на фланцах должны обеспечить герметичность соединения.
На рис. 3.4, б показано еще более простое фланцевое соединение — па
шпильках.
Соединение двух секций сборного РДТТ или соединение обечай-
ки и днища с помощью стяжного хомута (бандажа) 1 представ-
лено на рис. 3.5 [67].
На рис. 3.6 показана конструкция скрепления двух секций
РДТТ или обечайки с днищем с помощью разрезного пружинного
стопорного кольца.
Посадочное место двух стягиваемых фланцев представляет коническую по-
верхность. В кольцевую выточку, образованную соединяемыми фланцами, за-
кладывается через тангенциальное отверстие запирающее пружинное кольцо 2.
В конструкции предусмотрено герметизирующее уплотнение 1. Такое соединение
получается наиболее легким [67].
Замковые соединения нашли применение при стыковке кониче-
ских поверхностей. На рис. 3.7 представлена конструкция замко-
вого соединения сопла с сужающимся участком заднего днища,
являющимся участком суживающейся части сопла. Таким образом
разъем выполнен по суживающейся части сопла.
Конический участок заднего днища 1 заканчивается ободом 4, внутренняя
поверхность которого 2 параллельна продольной оси сопла; на его внешней
поверхности имеется выступ 7, образованный кольцевыми выточками 6. На уча-
стке сопла выполнена фасонная проточка 3, соответствующая ободу 4, а торец
5 обточен по контуру выточки 8.
При сближении сопла и днища до упора фигурные кольцевые пазы и
ободья 4 и 3, 5 и 8 совмещаются. При этом в соединении образуется кольце-
вой паз 6, имеющий тангенциальный выход, через который вставляется стопор-
ное пружинное разрезное кольцо 9. При работе двигателя соединение заклини-
вается силой давления продуктов сгорания.
37
Рис. 3.7. Замковое соединение
Наиболее простым и легким соединением обечайки и днищ яв-
ляется сварное соединение; оно дешевле фланцевых и резьбовых
соединений. Использовать сварные соединения следует в тех слу-
чаях, когда это позволяет принятый способ заряжания двигателя
и выбранные для конструкции корпуса материалы.
В процессе проектирования корпуса РДТТ проводится эконо-
мический анализ его конструкции: суммируется предполагаемая
стоимость всех элементов конструкции корпуса в зависимости от
некоторого выбираемого предварительно фактора. Таким факто-
ром может быть, например, давление в камере, тяга или материал
корпуса. Затем строится график изменения стоимости двигателя по
различным значениям выбранного фактора. Кривые стоимости на
этом графике имеют экстремальный характер и позволяют выбрать
оптимальный по данному фактору вариант.
3.6. ОТСЕЧКА ТЯГИ
При достижении ракетой заданной скорости действие на нее
тяги должно быть прекращено. Следовательно двигатель послед-
ней ступени обязательно должен иметь систему выключения.
В РДТТ выключение двигателя может производиться либо с по-
мощью гашения заряда, либо открытием специальных отверстий,
иногда сопел, создающих тягу, направленную противоположно тя-
ге основных сопел (обнуление тяги).
Гашение заряда может быть осуществлено путем введения в
камеру охлаждения в виде жидкости или распыленных твердых
частиц и требует наличия на борту специального охладителя и
системы подачи, что, однако, увеличивает массу конструкции
РДТТ.
Рассмотрим некоторые конструкции устройств для создания
противотяги. В большинстве случаев эти устройства или, как их
еще называют, узлы обнулений, или отсечки, тяги устанавливают-
ся на переднем днище корпуса РДТТ, где предусматривается не-
38
сколько горловин, расположен-
ных симметрично относительно
оси, либо выполненных задело с
днищем, либо приваренных к не-
му, либо укрепленных с помо-
щью фланцевого соединения.
Каждая горловина герметически
Рис. 3.8. Узел отсечки тяги
Рис. 3.9. Узел отсечки на боковой поверхности камеры
закрывается крышкой, а изнутри горловина и крышка изолируют-
ся от непосредственного воздействия продуктов сгорания теплоза-
щитным слоем. По команде на отсечку тяги обычно с помощью
пиротехнических средств крышка горловины отбрасывается нару-
жу, и продукты сгорания топлива истекают через горловины в ок-
ружающую среду, создавая противотягу [91].
На рис. 3.8 [91] показан узел отсечки тяги с крышкой 2, навинченной на
горловину 1 камеры сгорания и герметизированной с помощью герметика. Крыш-
ка имеет проточку, в которой размещен детонационный шнур 4. Снаружи на
крышку горловины навинчена гайка 3, закрывающая от внешних воздействий
детонационный шнур. В гайке укреплен электродетонатор, непосредственно со-
прикасающийся с детонирующим шнуром с внутренней стороны патрубка. Крыш-
ка имеет теплозащитное покрытие 5.
По команде на отсечку срабатывает электрозапал 6, инициирующий взрыв
детонационного шнура 4, отрывающий крышку горловины по ослабленному про-
точкой сечению. Создаваемая давлением продуктов сгорания в камере РДТТ
сила, действующая на крышку, отбрасывает взрывом детонирующего шнура
часть крышки горловины. Истекающие через горловину продукты сгорания топ-
лива создают противотягу.
Возможны варианты расположения узлов отсечки тяги на бо-
ковой поверхности цилиндрической части камеры (рис. 3.9). В этом
случае при открытии отверстий отсечки тяги происходит гашение
топлива из-за спада давления ниже необходимого для горения топ-
лива. Рассматриваемая конструкция обеспечивает полную герме-
тичность узла до его открытия.
По команде на отсечку от электродетонаторов 4 срабатывают детонацион-
ные шпуры 5, разрушая верхнюю 3 и нижнюю 2 крышки узла отсечки. Давле-
нием продуктов сгорания разрушается перемычка, выполненная зацело со
стеной камеры 1, и выбрасываются в окружающую среду части перемычки, теп-
лозащитного покрытия 6 и крышек 2 и 3, открывая выход продуктам сгорания
из камеры. К недостаткам рассматриваемого узла отсечки относятся трудно-
сти выполнения тонкой перемычки, особенно на стеклопластиковых корпусах.
Такой узел отличается компактностью.
«.
С целью увеличения противотяги
по сравнению с тягой, получаемой
при использовании цилиндрической
горловины, в узлах отсечки приме-
няют обратные сопла (рис. 3.10).
Рис. 3.10. Узел отсечки тяги с обратными соплами
Рис. 3.11. Узел отсечки тяги с передвижной крышкой
По команде на отсечку тяги разрушаются два пироболта 1, освобождая
полукольцо 2 и опорный диск 3. Силой давлений продуктов сгорания поршень
4 перемещается в левое (на рис. 3.10) крайнее положение и открывает доступ
продуктам сгорания из камеры 5 в промежуточную камеру 6. Одновременно
начинается истечение продуктов сгорания из сопел отсечки 7.
Узел отсечки тяги с передвигающейся заслонкой показан на
рис. 3.11.
По команде на отсечку срабатывает электродетонатор и детонирующий шнур
3, разрушая кольцо-замок 2 по выточке (опасное сечение). Цилиндр 4 силой
давлений газов, выделяемых при детонации, перемещается вправо (на рис. 3.11),
открывая отверстие 5 для истечения продуктов сгорания из камеры 1.
Г л а в а 4
СОПЛОВЫЕ БЛОКИ и их конструкция
4.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Сопло ракетного двигателя предназначено для создания тяги
путем превращения тепловой энергии, выделяющейся при сгорании
топлива, в кинетическую энергию продуктов сгорания. Так как
сопло оказывает значительное влияние на энергетические, весовые
и прочностные характеристики двигательной установки, конструи-
рование эффективного сопла считается исключительно важным
этапом при разработке любого ракетного двигателя. Методика
проектирования сопел РДТТ основана на результатах многочис-
ленных расчетных работ и на богатом опыте, имеющихся в специа-
лизированных промышленных организациях.
Основной частью современного соплового блока является соб- .
ственно сопло, представляющее собой газовый тракт переменного
сечения, сужающийся до минимального — критического —
сечения, в котором скорость продуктов сгорания достигает скоро-
сти звука. В сужающейся части поток газов имеет дозвуковую
скорость, а за критическим сечением газовый поток ускоряет-
ся до получения расчетной сверхзвуковой скорости в выходном
40
сечении. При этом на стенки сопла действуют высокая температу-
ра продуктов сгорания, их химические компоненты, большие скоро-
сти движения и плотность газового потока. При высоких темпе-
ратурах стенка сопла теряет свою прочность. Поэтому для ограни-
чения температуры сопла до тех пределов, в которых прочностные
характеристики материалов сопла удовлетворяют требованиям
нормальной работы, а также для предохранения от окисления и
уноса массы поверхности современных сопел, омываемые продук-
тами сгорания, имеют специальное теплозащитное покрытие.
В районе критического сечения сопла, где произведение скоро-
сти газового потока на его плотность достигает максимального
значения, тепловые потоки к стенке также максимальны. В этом
же районе наиболее сильно проявляется окислительное воздейст-
вие потока продуктов сгорания на стенки. Оба указанных фактора
в современных конструкциях вызывают с течением времени рабо-
ты РДТТ увеличение площади критического сечения в аилу уно-
са массы. Унос массы стенок сопла пытаются ограничить не
только с помощью теплозащитных покрытий, но и путем примене-
ния специальных жаростойких материалов, введения того или
другого способа отвода тепла от соплового блока, в особенности в
районе критического сечения.
Так как с помощью геометрии сопла получаем в выходном сече-
нии дозвуковую, звуковую или сверхзвуковую скорость потока про-
дуктов сгорания, сопла можно разделить на дозвуковые, звуковые
(типа «очко») и сверхзвуковые.
По назначению сопла можно разделить на основные, предназ-
наченные для создания основной тяги двигателя, и вспомогатель-
ные, например сопла, управляющие движением ракеты.
Сопла, в которых площади критического и выходного сечений
в течение всего времени работы двигателя остаются постоянными,
называются нерегулируемыми соплами, а двигатели, в
которых применены такие сопла, относятся к типу нерегулируемых
двигателей, если в них не используется регулирование секундного
расхода продуктов сгорания топлива.
Следует заметить, что в настоящее время в связи с применением высоко-
калорийных твердых ракетных топлив с высокой температурой горения, нали-
чием конденсированной фазы в продуктах сгорания и сравнительно большим
содержанием в них окисляющих компонентов (О2, СОг, НгО и др.) район кри-
тического сечения сопла почти всегда подвергается уиосу массы. Если увеличе-
ние критического сечения сопла в процессе работы двигателя настолько незна-
чительно, что его влияние на характеристики двигателя заранее не учитываются
в расчетах, то такой двигатель считается нерегулируемым.
Сопла, в которых изменение площади критического и выход-
ного сечений в процессе работы двигателя заранее предусмотрено
и нормировано, называются регулируемыми.
Различают предстартовое регулирование и регулирование в по-
лете.
Сопла с предстартовым регулированием предназначены
для поддержания давления в камере в заданных границах при
сезонном изменении температуры окружающей среды и связанном
41
с этим изменением скорости горения топлива и, следовательно,
секундного расхода продуктов сгорания через сопло.
Предстартовое регулирование обеспечивается набором смен-
ных вкладышей, имеющих различные площади критического сече-
ния.
Регулирование величины тяги в полете может быть пас-
сивным и активным.
Под пассивным регулированием будем понимать обеспе-
чение тем или иным способом заранее (до старта) заданной про-
граммы изменения тяги. К такому способу регулирования относит-
ся применение сопла с нормированным уносом массы в районе
критического сечения и заряда с переменной по времени площадью
поверхности горения.
Под активным регулированием будем понимать обеспече-
ние выработанной в процессе полета ракеты программы изменения
тяги. Такое регулирование может быть обеспечено путем принуди-
тельного изменения критического сечения сопла по команде от
счетно-решающего устройства ракеты.
Сопло с расположенными в нем и иногда органически с ним
связанными элементами управления тягой как по Величине, так и
по направлению, называют сопловым блоком.
Применяющиеся в настоящее время в РДТТ сопла можно раз-
делить на круглые и кольцевые.
В связи с общей тенденцией роста температур горения твердых
топлив, возрастания давления в камере и времени работы совре-
менных и разрабатываемых РДТТ для обеспечения надежной ра-
ботоспособности сопловых блоков возникает необходимость их
охлаждения в процессе работы. В ЖРД в качестве охладителей
используются жидкие компоненты топлив — горючее и окисли-
тель, что неприменимо в РДТТ. Введение регенеративного охлаж-
дения в конструкцию РДТТ вызывает необходимость иметь на
борту специальные жидкие охладители и системы их прокачки че-
рез охлаждающую систему соплового блока, что усложняет кон-
струкцию и эксплуатацию РДТТ и снижает надежность его рабо-
ты. В связи с этим для охлаждения сопловых блоков РДТТ при-
меняют так называемое абляционное охлаждение, ко-
торое заключается в отборе тепла от пограничных слоев газового
потока на плавление, сублимацию или эндотермическое разложе-
ние материала нагревающейся поверхности сопла. Массовая ско-
рость плавления, сублимации или разложения компонентов мате-
риала определяется зависимостью
где q —. плотность теплового потока в стенку в Вт/м2, СЬф — эф-
фективная удельная энтальпия или количество тепла, затрачивае-
мое на плавление, сублимацию или разложение единицы массы
нагреваемого вещества, в Дж/кг. Абляционное охлаждение 'конст-
руктивно просто.
42
В некоторых случаях стенки сопла защищают от нагрева про-
дуктами абляции специального вещества, расположенного в каме-
ре РДТТ, образующими в сопле пристеночный слой или пелену,
имеющую температуру и окислительный потенциал ниже, чем про-
дукты сгорания топлива.
Понижение температуры стенок соплового вкладыша достига-
ется также путем отвода и аккумуляции тепла различными тепло-
проводящими и теплопоглощающими элементами.
В некоторых случаях с целью теплозащиты основного мате-
риала стенки сопла на внутреннюю ее поверхность наносят слой
тугоплавкого материала.
При малом времени работы РДТТ и применении в нем низкока-
лорийных топлив все сопло вместе с горловиной делают из одного
материала, например, из стали, без нанесения жаростойкого по-
крытия и без применения какого-либо вида охлаждения (анизо-
тропного отвода тепла, абляционного и др.).
В РДТТ применяются сопловые блоки, состоящие из одного
или нескольких сопел. Таким образом, сопловые блоки можно под-
разделить на одно- и многосопловые.
Одно- или многосопловой блок выбирается в зависимости от
назначения двигателя, конструктивной схемы ракеты, выбранного
способа управления тягой и выбранного для двигателя ТРТ.
Сопловой блок с одним центральным соплом про-
ще, надежнее многосоплового и для создания одинакового по ве-
личине управляющего момента требует отклонения сопла на мень-
ший угол. Такой тип соплового блока в том случае, если предус-
мотрена возможность отклонения центрального сопла от первона-
чального положения в двух плоскостях обеспечивает управление
ракетой по тангажу и рысканию. Для управления по крену такой
сопловой блок нуждается в установке дополнительных органов.
Многосопловой блок имеет несколько меньшую дли-
ну и не требует постановки дополнительных органов для управле-
ния по крену, однако благодаря несоосному входу продуктов сго-
рания в сопло основная часть конденсированной фазы отклоняет-
ся от геометрической оси сопла. Это в некоторых случаях вызыва-
ет несимметричный унос массы вдоль контура газового тракта.
В связи с несимметричностью движения К-фазы в соплах ограни-
чивается уширение сопла во избежание обгорания окрестности вы-
ходного сечения при пересечении с концентрированным потоком
конденсированной фазы продуктов сгорания.
Из-за несоосности газового потока на входе в сопло эксцентри-
ситет тяги каждого отдельно взятого сопла многосоплового блока
больше эксцентриситета тяги в односопловом блоке, однако благо-
даря симметричности расположения сопел в многосопловом блоке
его суммарный эксцентриситет тяги усредняется и становится
меньше, чем в односопловом.
По виду крепления РДТТ на ракетах сопловые блоки можно
разделить на
а) неподвижные, применяемые в двигателях как неуправ-
43
ляемых, так и управляемых ракет, имеющие специальные органы
управления, входящие в конструкцию соплового блока,
б) подвижные, когда весь сопловой блок или его часть
имеет возможность бтклонйться в двух плоскостях или поворачи-
ваться вокруг -продольной оси.
В большинстве случаев сопло устанавливается так, что его
продольная ось совпадает с продольной осью двигателя. При мно-
госопловых блоках оси сопел параллельны продольной оси. Одна-
ко в некоторых случаях, когда нужно кроме основной тяги создать
дополнительную подъемную силу (стартовые самолетные РДТТ)
или предохранить корпус центрального двигателя или корпус из-
делия (связка РДТТ) от воздействия истекающей из сопла газовой
струи, двигатели устанавливают симметрично относительно оси ле-
тательного аппарата, а сопла — под некоторым углом к их про-
дольным осям.
Главные факторы, определяющие конструкцию соплового бло-
ка, следующие:
1. Основные параметры РДТТ: тяга, удельный импульс, время
работы двигателя, оптимальные давления в камере и на срезе соп-
ла, температура и состав продуктов сгорания топлива, -истекаю-
щих через сопло, относительное содержание в них конденсирован-
ной фазы и площадь критического сечения сопла
F — "* У х7?гр __ р
(О А)2 (О ^02
где т — секундный массовый расход топлива; х — отношение
теплоемкости cvlcw топлива; R — газовая постоянная продуктов
сгорания топлива; Тр — рабочая температура продуктов сгорания.
2. Ограничения, накладываемые на массу соплового блока, его
длину и мидель.
3. Назначение ракеты, определяющее требования к системе
управления тягой, полетные нагрузки и изменение условий окру-
жающей среды вдоль траектории.
В настоящее время масс-а соплового блока, пропорциональная
суммарному импульсу тяги, составляет значительную часть массы
корпуса.
Унос массы теплозащитных покрытий в процессе работы в не-
которых случаях может значительно уменьшить массу сопла.
Состав продуктов сгорания, наличие в них конденсированной
фазы, давление в камере и время работы двигателя существенно
влияют, как на суммарную массу, так и на массу, уносимую в про-
цессе работы двигателя.
Удельный импульс пропорционален баллистическому потен-
циалу топлива RTP и отношению диаметра выходного сечения к его
критическому сечению, определяющему отношение давлений ра1рт-
Как видно из зависимости, приведенной в работе [21],
,, __Кд1 + ^уд2 . Г . .____1+3______Т
„дишх— 1+fJ “Г" Af п H/AfT-4-«0 _ р j
44
' Рис. 4.1. Круглое коническое сопло
^увеличение удельного импульса увели-
чивает максимальную идеальную
1(в пустоте) скорость ракеты, а увели-
чение пассивной массы конструкции
двигателя, включая массу сопла,
уменьшает ее.
Таким образом, выбор рациональ-
ной (оптимальной) конфигурации соп-
ла, конструктивных и теплозащитных
материалов представляет собой экстре-
мальную задачу.
Простейшее круглое сопло с коническими сужающейся и рас-
ширяющейся частями представлено на рис. 4.1, а.
Угол наклона контура дозвуковой части к продольной оси у
выбирается в пределах от 30 до 60°. При увеличении угла у от 60
до 90° значительно возрастают тепловые потоки к стенке дозву-
ковой части сопла и, как следствие, растут скорости уноса массы.
Прямая линия контура сужающейся части касательна к окружно-
сти с радиусом округления г&= (0,5 ... 2)гкр и центром, лежащим
на плоскости, проходящей через критическое сечение.
Для сопел небольших размеров (гКр~30 мм) можно принять
Гб---2гкр, для сопел средних размеров (ri;p^50 мм) г& = Гкр, для
сопел крупных РДТТ (гКр>50 мм) Гь.= 0,5гкр.
Величина радиуса скругления гСкр за критическим сечением
сопла слабо влияет на потери удельного импульса. По данным ра-
боты [102] при изменении гСкр от 0,5гкр до 3,0гкр удельный импульс
изменится меньше, чем на 1%.
В некоторых случаях, особенно при небольшой площади кри-
тического сечения, применяются сопла с относительно небольшим
цилиндрическим участком в районе критического сечения (см.
рис. 4.1, б). В районе критического сечения таких сопел погра-
ничный слой уменьшает тепловой поток к стенке и, следовательно.
при прочих равных условиях уменьшает скорость уноса массы.
Однако при этом растут потери энергии пограничного слоя, что
уменьшает эффективную площадь критического сечения и повы-
шает давление в камере. Следовательно, при прочих равных усло-
виях наличие цилиндрического участка в районе критического се-
Ф чения приводит к увеличению давления в камере РДТТ.
,$• Сопла с цилиндрическим участком получаются несколько дли-
й|| нее и тяжелее обычных круглых сопел, однако в них легче конт-
® ролировать диаметр критического сечения при изготовлении и экс-
w плуатации.
Я Профиль сужающейся части сопла оказывает существенное
влияние на поверхность критической скорости в районе критичес-
кого сечения. При обтекании поверхности скругления гь сужаю-
щейся части в непосредственной близости к стенке поток ускоря-
ется и достигает скорости звука раньше, чем в ядре потока. Вслед-
ствие этого поверхность критической скорости выпуклостью обра-
Рис. 4.2. Профиль входной части сопла по Вито-
шинскому
щена по потоку. Такую поверхность можно
получить в том случае, если профиль сужа- j
ющейся части до сопряжения имеет плавно! •'
изменяющуюся кривизну, при которой осу- !
ществляется равномерное ускорение продук- <
тов сгорания. Наряду с конической сужаю-
щейся частью круглого сопла ее образующая
может быть дугой окружности или эллипса.
Наибольшим из радиусов кривизны про-
филя сужающейся части сопла обычно выбирается такой, который
обеспечивает выполнение требований к длине сопла и его массе..
Существенную роль при этом оказывает конструкция заряда и
форма соплового днища корпуса РДТТ.
В некоторых случаях необходимо обеспечить плоскую поверх-
ность критической скорости, перпендикулярную к продольной оси
двигателя. Сужающуюся часть сопла при этом профилируют с по-
мощью зависимости, предложенной Витошинским,
(4.1)
_Я_=1 /-.А [1 М2] u-cw)2
/?кр /I/ 1 \ Л / J [1 — 3 (Х//)2]3
Однако сужающиеся части сопел, спрофилированные по Витошин-
. скому, имеют довольно большую длину (рис. 4.2). Радиус сопря-
жения сужающейся части сопла Рскр, спрофилированной по фор-
муле Витошинского или конической, с цилиндрической частью ка-
меры выбирают несколько меньше радиуса камеры Рк-
Если сопло поворотное, то сужающаяся часть профилируется
по дуге эллипса. Плоскость разреза неутепленного разрезного уп-
равляющего сопла (РУС) размещается на значительном относи-
тельном расстоянии l = ljdKV от критического сечения.
В крупногабаритных РДТТ с целью уменьшения длины двига-
теля часто применяют «утопленные» сопла. В этом случае сужаю-
щаяся часть сопла и некоторый участок расширяющейся распола-
гаются внутри камеры РДТТ.
Глубиной погружения /п утопленного сопла будем называты
расстояние от входа в сопло до точки пересечения оси сопла с кон-
туром заднего днища. Относительной глубиной погружения, или
степенью погружения, назовем Zn — отношение глубины погруже-
ния /п к полной длине сопла I:
Масса утопленного сопла увеличивается с увеличением глубины по-
гружения, однако энергетические характеристики двигателя мо-
гут улучшаться с увеличением длины расширяющейся его части и
длины камеры сгорания, что позволяет разместить дополнительную
массу топлива, не увеличивая общей длины двигателя [102].
46
сопла.
При разработке утопленных сопловых блоков стараются обес-
печить невысокую скорость -газового потока (Х=0,2 ... 0,3), обте-
кающего наружную поверхность утопленной части, с целью сниже-
ния тепловых потоков к теплозащитным покрытиям утопленной
части путем увеличения размеров кольцевого зазора между соплом
и начальной поверхностью горения топлива.
При компоновке двигателя следует выбирать такую глубину
погружения, которая позволяет разместить на внешней части соп-
ла поворотный шарнир, рулевые машинки и другие элементы сис-
темы управления вектором тяги. При управлении вектором тяги
путем вдува в сопло горячего газа, отобранного из камеры РДТТ,
целесообразно увеличивать глубину погружения с целью более плот-
ной компоновки системы вдува и сокращения длины газоходов.
Органы управления (газовые рули, дефлекторы) возможно уста-
навливать и на утопленных соплах, но при этом следует иметь в
виду, что общая длина двигателя увеличивается на длину элемен-
тов управления.
Глубина погружения сопла мало влияет на характер течения в
расширяющейся части сопла. Чем больше глубина погружения,
тем больше протяженность застойной зоны вокруг утопленной ча-
сти сопла.
Для предотвращения местной турбулизации потока, могущей
вызвать местные увеличения скорости горения топлива заряда, и
повышенной скорости уноса массы теплозащитных покрытий на
наружной поверхности утопленной расширяющейся части сопла,
необходимо обеспечить достаточно большие площади свободных
сечений между поверхностью горения заряда и наружной поверх-
ностью утопленной части соплового блока.
На рис. 4.3 приведена зависимость потерь удельного импульса
Д/уд от относительной глубины погружения Гп [102], откуда видно,
что потери удельного импульса резко возрастают при погружении
сопла в камеру до /п= 15 ... 25%. При дальнейшем увеличении по-
гружения до Гп = 75% потери удельного импульса продолжают ра-
сти, но значительно менее интенсивно. Такая закономерность спра-
ведлива при применении твердых ракетных топлив с содержанием
алюминия от 5 до 25%.
Этот же график позволяет заключить, что потери удельного
импульса возрастают с увеличением содержания алюминия в топ-
47
Рис. 4.4. Распределение скоростей
у стенки сопла
ливе. Например, при погру-
жении сопла на 25% потери’
удельного импульса для топ-*
лив, содержащих 5, 18 и!
21,5% алюминия, составля-
ют соответственно 0,42, 0,59
и 1,2%.
Форма входной части
утопленного сопла определя-
ет распределение скоростей
вдоль стенок сужающейся
его части (рис. 4.4). Отноше-
ние площадей входного и
критического сечений утоп-
ленных сопел следует выпол-
нить возможно большим
(Fbx/Fi!P>1,6 [402]). При
^вх/Лф<(1,6 наблюдаются неблагоприятные течения в сопле, вызы-
вающие нерасчетный (с локальными отклонениями) унос Материа-
ла вдоль контура сужающейся части сопла.
Следует заметить, что всякие местные отклонения контура рас-
ширяющейся части сопла от первоначального, появившиеся в про-
цессе работы, в особенности несимметричный унос массы в попе-
речных сечениях, сказывается на форме периметра критического
сечения сопел, выполненных из материала с нормированным уно-
сом массы.
Если в сужающейся части такого сопла сделать несколько не-
симметричных углублений до испытаний, то после испытаний кри-
тическое сечение будет иметь местные отклонения от первона-
чальной формы — окружности, вызванные искажением поля тече-
ния и распределения тепловых потоков к стенке в сужающейся
части сопла. •
Минимальная длина сужающейся части сопла обычно состав-
ляет величину, не меньшую радиуса критического сечения сопла.
Профиль входной части обычно выполняется в виде дуги эллипса
с соотношением осей 3 :2 и большим радиусом скругления вход-
ной кромки.
Входная кромка сужающейся части находится в крайне небла-
гопринятых условиях воздействия потока продуктов сгорания. Тол-
щина слоя унесенного материала на входной кромке под воздей-
ствием конденсированной фазы продуктов сгорания зачастую пре-
вышает толщину унесенного слоя материала в районе критическо-
го сечения сопла.
Унос массы с входной кромки уменьшает длину сужающейся
части сопел небольших размеров и искажает ее профиль. В связи
48
р этим рекомендуется для сопел небольших размеров увеличивать
отношение диаметра входного сечения сопла к критическому.
Толщина входной части утопленного сопла весьма мало влияет
на величину удельного импульса и определяется только сообра-
жениями прочности каркаса; толщина ТЗП на внутренней и внеш-
ней поверхностях определяется толщиной уносимого и прококсо-
ванного слоев.
Профиль района критического сечения сопла обычно представ-
ляет собой дугу окружности с г=(1 ... 0,75)dKp. Для сопел малых
размеров радиус контура увеличивается до величины, равной двум
радиусам критического сечения, а для сопел :больших размеров мо-
жет быть выбран равным половине радиуса критического сечения.
При этом, чем больше с/кр сопла, тем меньше относительный ра-
диус дуги r = r/dKV.
Длина расширяющейся части сопла, рассчитанного методом
характеристик (см. например, [18]) обычно получается настолько
большой, что уменьшение дальности ракеты из-за увеличения мас-
сы расширяющейся части сопла становится больше, чем прирост,
создаваемый увеличением удельного импульса.
Площадь выходного сечения рассчитывают так, чтобы получить
давление на срезе сопла ра равным давлению окружающей среды
на расчетной высоте.
Существуют упрощенные методы расчета профиля сопла, сущ-
ность которых заключается в замене профиля, построенного ме-
тодом характеристик, приближенной кривой — окружностью или
параболой. Такая кривая проводится через две известные точки
по известным касательным к ней в этих точках.
Рациональные профили строятся по заранее рассчитанным дан-
ным, сведенным в специальные таблицы [18].
Широкое распространение нашли профили, построенные с по-
мощью дуги окружности или части параболы и сопрягающиеся с
дугой радиусом гскр в районе критического сечения.
Угол наклона профиля расширяющейся части сопла к оси соп-
ла в выходном сечении постепенно уменьшается до заданного зна-
чения ра.
Качество сопла (его рациональность) оценивается коэффициен-
том сопла
' ?С = Рп/Л1.ИД,
,т. е. отношением тяги в пустоте рассматриваемого сопла к тяге в
пустоте идеального (теоретического) сопла.
При учете только потерь на трение и рассеивание скорости
истечения продуктов сгорания через выходное сечение сопла <рс
приобретает максимальное значение при определенных величинах
длины сопла I и угла ра (рис. 4.5). С увеличением I угол ра умень-
шается и, следовательно, уменьшаются потери на рассеивание, но
растут потери на трение. Оптимальное значение <рс профилирован-
ных сопел при ра/рк= 0,002 ... 0,01 получается при ра = 5 ... 7,5°.
49
держания Al в топливе можно
В последних, зарубежных работа:
двухфазном течении начальный уго:
части выбирать не более 25°.
Рис. 4.5. Профиль рационального сопла 1
На рис. 4.6 приведена зависи-
мость к. п. д. сопла <рс от отношения
радиуса критического сечения к ра-
диусу контура выходной части, из
которой можно найти рациональное
соотношение RKP/RC.
Результаты многих исследований
показывают, что потери удельного
импульса возрастают с увеличением
относительного содержания конден-
сированной фазы gK в продуктах
сгорания и диаметра ес частиц [4].
Потери также растут при увеличении
угла наклона контура в выходном
сечении сопла р„. Оптимальное соот-
ношение 7?кр//?с в зависимости от со-
выбрать по графику рис. 4.7.
: рекомендуют для сопел с dKp<125 мм при
i наклона профиля рНач в расширяющейся
Для более крупных сопел этот угол может быть увеличен до 30—32° [102].
В настоящее время широко исследуются и уже нашли практи-
ческое применение в РДТТ кольцевые сопла (с централь-
ным телом) [63]. В них критическое сечение может находиться в
плоскости, перпендикулярной к продольной оси сопла или наклон-
ной к ней под некоторым углом. Кольцевые сопла разделяются на
штыревые (рис. 4.8, а, б) и тарельчатые (рис. 4.8, в). Штыревые
сопла, в свою очередь, можно разделить на следующие типы.
1. Сопла, расширение потока в которых ограничено стенками
(см. рис. 48, б).
2. Сопла с внешним расширением потока. В таких соплах обе-
чайка доходит только до критического сечения (см. рис. 4.8, а).
3. Сопла с внутренне-внешним расширением потока, в которых
обечайка распространяется по потоку за критическое сечение соп-
Рис. 4.6. Зависимость к.п.д. сопла от профиля его расширяющейся части
Рис. 4.7. Зависимость оптимального радиуса контура сверхзвуковой части сопла
от содержания алюминия в топливе
50
Рис. 4.8. Виды кольцевых сопел
ла, заканчиваясь при опре-
деленном давлении потока,
более высоком, чем давле-
ние в выходном сечении соп-
ла, где он достигает расчет-
ной скорости истечения (см.
рис. 4. 8).
Отметим некоторые осо-
бенности РДТТ с кольцевы-
ми соплами.
1. Двигатель с кольце-
вым соплом имеет более
высокие характеристики по
удельной тяге вдоль траек-
тории полета ракеты, так
как кольцевые сопла само-
регулируются.
2. При равных выходных
характеристиках (р0) длина РДТТ с кольцевыми соплами меньше,
чем с круглыми.
3. Центральное тело кольцевого сопла в некоторых случаях
имеет довольно большой свободный внутренний объем, который це-
лесообразно использовать для размещения в нем дополнительного
заряда, воспламенительного устройства, а также приводов (пру-
жины, гидравлическая система), служащих для перемещения
центрального тела, т. е. для регулирования величины критическо-
го сечения.
4. Регулируемое кольцевое сопло может обеспечить изменение
тяги по величине и направлению без каких-либо специальных ис-
полнительных органов (газовых рулей, дефлекторов). Путем воз-
вратно-поступательного перемещения штыря или обечайки изме-
няется площадь критического сечения, а следовательно, давление
в камере и тяга.
Управление тягой по тангажу и рысканию может осуществлять-
ся путем поворота штыря ^центрального тела), или всего сопла,
или расширяющейся его части. В последнее время для поворота
сопла используют шарнирное соединение в виде упругих уплотне-
ний.
5. В РДТТ штырь или тарельчатое тело закрепляются в каме-
ре с помощью пилонов, что увеличивает массу сопла и в некото-
. рых случаях несколько ухудшает параметры потока за пилонами.
6. Тепловые потоки к стенкам кольцевого сопла (обечайки и
центрального тела) не ниже тепловых потоков круглого сопла
^равной тяги и продолжительности работы.
В связи с относительно небольшой длиной участка штыря или
!| ‘тарельчатого тела в сужающейся части, толщина пограничного
)(слоя на нем меньше, чем на обечайке, а тепловые потоки больше.
В силу этого кольцевые сопла при применении высококалорийных
твердых топлив и продолжительной работе двигателя нуждаются
в каком-нибудь способе охлаждения. Однако организация прину-
дительного охлаждения кольцевых сопел затруднена из-за сложно-
сти подвода охладителя в относительно большом количестве.
В связи с широким применением при производстве круглых
сопел материалов с нормированным уносом массы (углепластики
и стеклопластики) использование этих же материалов в конструк-
ции кольцевых сопел весьма целесообразно.
При принудительном регулировании площади критического се-
чения изменение ее путем уноса массы легко компенсируется пе-
ремещением центрального тела или обечайки. Искажение контура
и укорочение штыря, как это было указано выше, незначительно
влияют на уменьшение удельного импульса. К тому же, как пока-
зывают эксперименты, существенных локальных искажений конту-
ров кольцевого сопла, выполненного из материалов с нормиро-
ванным уносом массы, не происходит, поэтому ожидать ухудше-
ний выходных характеристик кольцевых сопел по этой причине
нет оснований.
Применяемые в настоящее время материалы с нормированным
уносом обладают крайне низкой теплопроводностью. В связи с этим
температура внутри деталей, с наружной поверхности которых
происходит унос массы, в процессе работы не меняется. Таким об-
разом, пружины или гидросистемы, размещенные во внутренней
полости штырей, не нагреваются и не изменяют своих первона-
чальных характеристик.
Приемлемость того или иного материала-Для конструкции кон-
кретного сопла определяется с учетом давления, температуры и
химической активности газов, а также наличия конденсированной
фазы в продуктах сгорания. Для сопел обычно используются теп-
лопроводные жаростойкие и абляционные теплозащитные мате-
риалы. Из жаростойких материалов в конструкциях сопел приме-
няются обычный и пиролитический графит, вольфрам и молибден.
Абляционные материалы представляют собой графитовые, уголь-
ные и кварцевые ткани или асбест, пропитанные фенольными смо-
лами различных типов.
Характеристики некоторых материалов для сопел РДТТ приве-
дены в табл. 4.1 [102].
4.2. НЕКОТОРЫЕ КОНСТРУКЦИИ СОПЛОВЫХ
БЛОКОВ
РДТТ с малой тягой и временем непрерывной работы, состав-
ляющим доли секунды, могут иметь точеные металлические соп-
ла, в особенности, когда на заднем днище размещается несколько
сопел. Такое сопло ввинчивается 6 днище, а его расширяющаяся
часть может быть приварена.
Долговечность сопла без теплозащиты измеряется долями се-
кунды. В сопловых блоках современных крупногабаритных РДТТ
52
Таблица 4.
Типичные характеристики материалов сопел РДТТ
Характеристика Теплопроводные жаростойкие материалы* Композитные абляционные материалы** .
Графит Вольфрам (кованый) Пиролитиче- ский графит Угольная ткань MX—4926 Графитовая ткань MX—5064 Кварцевая ткань MX—2600
Плотность, 10~3 кг/м3 1,73 19,0 1,80—2,26 1,43 1,45 1,75
Коэффициент теплопроводности, Вт/(мК): вдоль волокна или слоя основы 121—27,6 165,9—103,7 172,8-69,1 1,43-1,61 3,96—5,02 0,61—0,65
поперек волокна или слоя основы 69,1—26,0 # — 2,07—0,52 0,83—1,0 1,19—1,58 0,52-0,56
Удельная теплоемкость, Дж/(кг К) 1,05—2,51 0,138—0,197 0,92-2,1 0,84—1,51 1,0—1,63 1,0—1,26
Коэффициент линейного теплового расшире- ния, 10» К"1 вдоль волокна или слоя основы 2,7 4,5. 2,4 6,7 9,5 7,0
поперек волокна или слоя основы 4,0 — 36 9,5-55,8 31,7 229,7
Предел прочности при растяжении, МПа: вдоль волокна или слоя основы 31,4—48,1 1104—68,7 68,7—103 124,6-72,6 72,6—50 82,4—52
поперек волокна нли слоя основы 20,6—34,3 — 6,87 6,18-2,06 5,1—2,26 5,0—2,65
Модуль упругости прн растяжении, МПа: вдоль волокна или слоя основы 5170—5513 407000 27500-17260 18150—11040 10790—8437 18050—13700
поперек волокна или слоя основы 6210—8476 — — 12460—343 3041—549 3335-412
Предел прочности при сжатии, МПа: вдоль волокна или слоя основы 62—76 249—93 89—27 112—56
поперек волокна или слоя основы 67—82 — — 434—293 228—148 344—147
/Модуль упругости при сжатии, МПа: вдоль волокна или слоя основы 6180—7550 16200—11970 10300—6180 24100-131400
поперек волокна или слоя основы 5490—6870 — — 12750-5200 7260-2550 14200—5390
Все характеристики, за исключением отмеченных особо,
приведены для нормальной температуры.
второе значение характеристики соответствует температуре 2470 К;
* второе значение характеристики соответствует температуре 670 К.
Рис. 4.9. Сопло с системой поглощения и отвода тепла
Рис. 4.1'0. Сопло с вкладышем из набора пирографитовых колец
применяются теплозащитные покрытия и жаростойкие материалы,
а в некоторых случаях — специальные способы охлаждения. Теп-
лозащитное покрытие сужающейся и расширяющейся частей в
большинстве случаев изготовляются из таких теплозащитных ма-
териалов, как стекло- и углепластики. При большом окислительном
потенциале и высокой температуре газового потока вкладыши,
устанавливаемые в районе критического сечения и изготовленные
из плотного графита, пирографита, необлицованного или облицо-
ванного вольфрамом или пористым вольфрамом, пропитанным
медью или серебром (как на 3-й ступени баллистической ракеты
«Минитмэн»), в той или иной степени подвержены уносу массы.
Другими словами, в процессе работы РДТТ газовый тракт неиз-
бежно изменяет свои первоначальные размеры, в частности, уве-
личивается площадь критического сечения сопла Акр.
Вкладыши, целиком изготовленные из тугоплавких материалов,
почти не имеют уноса массы. То же достигается применением сис-
темы из комбинации тепловых емкостей.
Один из конструктивных вариантов соплового вкладыша с си-
стемой отвода и поглощения тепла представлен на рис. 4.9 [94].
Сопло состоит из наружной стальной обечайки 1, теплоизоляционного ас-
бестового слоя 2, графитового теплопоглощающего элемента 3 с вкладышем 7
трапециевидного сечения, выполненным из вольфрама или вольфрамотантало-
вого сплава. Для более эффективного отвода тепла от вкладыша 7 к тепло-
поглощающему элементу вкладыш меньшим основанием обращен к потоку про-1
дуктов сгорания, а к большему основанию н боковым поверхностям вкладыша
прикреплены теплоотводящие пластины 4, 5 из пирографита с направленным
расположением кристаллов.
Внутренние поверхности сужающейся и расширяющейся частей сопла по-
крывают теплоизоляционным слоем- 6, 8 из пиролитического графита.
Анизотропные свойства пирографита широко используются в
конструкции сопловых блоков в целях отвода тепла от нагревае-
мой поверхности, перераспределения теплового потока вдоль -про-
дольной оси сопла и в целях теплоизоляции. В зависимости от
направления расположения кристаллов пирографит может быть
хорошим проводником тепла или превосходным теплоизолятором.
54
Рис. 4.11. Сопловой блок с твердым ох-
ладителем
3 4
Конструкция соплового блока,
в которой использованы анизо-
тропные свойства пирографита,
представлена на рис. 4. 10 [67].
Кольца из пиропрафита 1, выполня-
ющие роль тепловой емкости, располо-
жены в районе критического сечения
сопла, где условия нагрева наиболее тя-
желые. В сужающейся и расширяющей-
ся частях сопла могут быть использова-
ны обычные теплозащитные покрытия 3.
Гильзы из пирографита 2, обладающего
изоляционными свойствами, защищают
несущую стенку от перегрева. Пирогра-
фитовые кольца 1 имеют возможность
расширяться в осевом и радиальном направлениях во избежание возникновения
сжимающих напряжений.
Поскольку пирографит имеет высокий коэффициент линейного
расширения, при нагреве колец зазоры между ними выбираются и
конструкция вкладыша уплотняется, тем самым исключая возмож-
ность проникновения продуктов сгорания топлива между ними.
В конструкции соплового блока может быть использован твер-
дый охладитель (рис. 4.11).
Горловина такого соплового блока состоит из набора плоских колец 6,
изготовленных из жаростойкого металла. Между кольцами радиально прокла-
дываются пластины 3, равномерно распределенные по окружности. Минимальный
зазор 6mtn между пластинами (на внутренней поверхности горловины сопла)
определяет расход охладителя при работе двигателя. Твердый охладитель запол-
няет пространство между кольцами 6, образованное прокладкой пластин 3.
Блок из колец с прокладками и охладителем монтируется внутри обечайки 4,
сваренной с фланцем 2, который крепится на болтах к заднему дннщу 1 кор-
пуса РДТТ. Расширяющаяся часть сопла образована графитовыми кольцами
7, имеющими составное покрытие из кольцевых элементов .5.
В качестве твердого охладителя могут использоваться поли-
амидные смолы, в частности нейлон, образующий при температу-
ре разложения (7Р = 389 К) газообразные продукты с низкой моле-
кулярной массой, которые вытекают в зазор 6 между пластина-
ми 3 и смешиваются с продуктами сгорания топлива, образуя при-
стеночный слой и охлаждая конструкцию сопла.
Такая система охлаждения обладает элементами саморегули-
рования: чем выше тепловой поток в стенку, тем больше массовая
скорость разложения твердого охладителя, тем больше давление
продуктов разложения твердого охладителя и их расход через за-
зоры между пластинами 3 на внутренней стенке вкладыша. Такая
конструкция соплового блока характеризуется высоким сопротив-
лением тепловым ударам. В качестве твердого охладителя кроме
нейлона применяют и другие вещества, например, бисборан гидра-
зин N2H42BH3, который обладает собственным удельным импуль-
сом 2840 м/с при разложении до газообразных Н2 и BN (РИС
Авиац. и ракет, двиг., 1971, №3).
55
2
Рис. 4.12. Сопло с охлаждаемым вкладышем сотовой конструкции
Рис. 4.13. Сопло с металлическим охладителем
С таким охладителем проведены испытания на модели РДТТ с зарядом мо- j
дифицированного двухосновного топлива, содержащего нитроглицерин, нитро- ;
целлюлозу, перхлорат аммония и 1 % алюминия. Давление в камере состав- 1
ляло 7 МПа, температура 3973 К, скорость горения 18 мм/с и показатель сте- j
пени в законе горения v=0,5 [130].
Химическая реакция взаимодействия В и N2 даст расчетную температуру
разложения охлаждения 7Р=1813К и скорость разложения 17,8 мм/с. При при-
менении в качестве охладителя бисборангидразипа температуру стенки сопла
можно снизить в 2 раза.
В качестве твердого охладителя может быть использовано до-
вольно большое количество химических соединений, в частности, j
моноборан-гидразин {(N2H2) (ВН2)]П и различные смеси боранов. . '
В качестве твердого охладителя можно использовать топливо
со сравнительно низкой температурой горения из-за значительного
избытка горючего. Такое топливо можно получить на основе кау-
чука и нитрата аммония (РИС Авиац. и ракет, двиг., 1971, № 3). •
Сопло с таким охладителем (рис. 4.12) состоит из наружной стальной обе- d
чайки 4, втулок 1 и 3 в сужающейся- и расширяющейся частях сопла, изготов- 3
леииых из теплозащитных материалов, и вкладыша 2 в горловине сопла. Между i
вставками 1 и 3 и обечайкой 4 расположен элемент 5 из стеклопластика. Вкла- 1
дыш 2 сотовой конструкции, причем в каждой ячейке 6 размещается неболь- I
шой заряд твердого топлива с теплозащитным покрытием по боковым поверх- I
иостям. .
Этот заряд имеет очень низкую скорость горения и воспламени- 1
ется от продуктов сгорания основного топлива, движущихся в ]
сопле при запуске двигателя. В качестве твердого охладителя со- j
пловых блоков используют также сплав алюминия с магнием. Кон- j
струкция соплового блока с вкладышем, охлаждаемым путем по- |
глощения тепла на подогрев, плавление и испарение сплава, пока- 1
зана на рис. 4.13 (Пат. США № 3799171). I
Сопловой блок состоит из наружной стальной обечайки 2, теплозащитного
слоя 1 из асбеста, пропитанного фенольной смолой, резервуара 4 с охладителем я
56 'I
7 7 J 4 5
Рис. 4.14. Охлаждаемое сопло
с пористым вкладышем
и теплостойкого элемента 5,
изготовленного намоткой гра-
фитовой ленты, пропитанной
фенольной смолой. Вкладыш со-
стоит из набора графитовых
дисков 7 повышенной плотно-
сти. Поверхности дисков, . кон-
тактирующие с охладителем,
покрыты слоем тонкой метал-
лической фольги 3. В качестве
твердого охладителя использу-
ется сплав алюминия с магни-
ем в виде проволоки, намотанной на вкладыш 7 и теплостойкий элемент 5 при
сборке.
При запуске двигателя продукты сгорания поступают в канал 9 и расплав-
ляют металлическую проволоку. /•
Расплавленный сплав вытесняется через щели 8 между графитовыми дис-
ками и поступает на внутреннюю поверхность соплового блока, образуя жид-
кий пристеночный слой толщиной менее 0,025 мм,' который затем испаряется.
Теплота, затраченная па подогрев, плавление и испарение металла проволоки
снижает тепловой поток, передаваемый от продуктов сгорания топлива стенке
вкладыша. Для повышения стабильности жидкой пленки охладитель подается
через отверстия 6 (в радиальной плоскости) и через тангенциальные отверстия,
создающие закрутку пленки. Для предотвращения зашлаковки отверстий внут-
ренняя их поверхность покрывается составом на основе окислов или карбидов.
В системе охлаждения вкладыша в районе критического сече-
ния сопла могут быть использованы пористые материалы (рис.
4.14). Вкладыш горловины сопла выполнен из жаростойкого пори-
стого материала. Охладитель — жидкая или газообразная среда—
размещается в баллоне (на чертеже не показан) и может вытес-
няться из него давлением продуктов сгорания из камеры РДТТ,
или сжатым газом из баллона (РИС Авиац. и ракет, двиг., 1975,
№ 1).
После запуска двигателя продукты сгорания, двигаясь по соплу, расплав-
ляют пробку 2, при этом стержень 3 открывает отверстие 5, через которое
охладитель поступает в полость 1. Из полости 1 через поры во вкладыше 4, от-
бирая от него тепло, охладитель попадает на .(Умываемую потоком поверхность
вкладыша, образуя пристеночный слой.
В настоящее время довольно широкое применение получили
сопла с нормированным уносом массы по всему внутреннему кон-
туру, включая район критического сечения. Почти все крупнога-
баритные РДТТ США имеют такие сопла. В связи с проблемой
многократного использования РДТТ для возвращаемых летатель-
ных аппаратов сопла с абляционным охлаждением приобретают
весьма важное значение.
Утопленное сопло РДТТ многократного использования, выпол-
ненное из материалов с нормированным уносом массы, показано
на рис. 4.15.
Оно состоит из углепластика 1, 3, 5 и стеклопластика 6. На ием показаны
контур неповрежденного материала после огневого испытания 2, обугленная
зона 4, пропитываемая смолой после каждого огневого испытания; наращивае-
мый материал 5 и стальная несущая оболочка 7 [75].
57
Рис. 4.15. Утопленное сопло из абляционных материалов
К методам восстановления профиля сопла многократного ис-
пользования с нормированным уносом массы относятся пропитка
смолой обугленного контура и наращивание материала. Выходная
часть сопла используемся повторно без всякого восстановления.
Наращивание материала осуществляется методом нанесения об-
мазки из углепластика на обугленную поверхность сопла.
Многократное использование сопел больших РДТТ позволяет
получить большую экономию средств [75]. На рис. 4.16 приведена
конструктивная схема такого сопла.
Приведем перечень материалов, использованных в его конструкции: 1 —
кварцевая ткань, пропитанная фенольной смолой; 2 — сталь; 3 — графитовая
ткань, пропитанная фенольной смолой; 4 — угольная ткаиь, пропитанная фе-
нольной смолой; 5 — плотный графит; 6 — угольная ткань, пропитанная фе-
нольной смолой; 7 — Зоны пропитки смолой обугленного слоя; 8 — пиролизо-
ванный сектор вкладыша.
Наружная поверхность утопленной части сопла 1 изготовлена из кварцевой
ткани, пропитанной фенольной смолой. Вкладыш в критическом сечении изго-
товлен из монолитного графита высокой плотности, что уменьшает унос массы
в критическом сечении и соответственно уменьшает снижение давления в ка-
мере при каждом последующем запуске.
Испытания сопел рассматриваемой конструкции показали, что
предварительный пиролиз материалов повышает стойкость к уно-
су массы и значительно улучшает общую равномерность уноса.
Рис. 4.16. Сопло многократного использования
58
2
Рис, 4.17. Сопло из фенольных пластиков с тугоплавкой облицовкой
Пропитка смолой обугленного слоя элементов сопла из материа-
лов с нормированным уносом массы значительно снижает скоро-
сти уноса массы и применима для всех участков сопла. Восста-
новление первоначального профиля сопла в горловине и дозвуко-
вой части требует наращивания материала путем нанесения об-
мазки на обугленную поверхность элементов сопла, выполненных
из материалов с нормированным уносом массы. Недостатками
такой конструкции являются, в частности, различие в характерис-
тиках исходного и наращиваемого материала, неоднородность их
структуры и наличие поверхности раздела между прококсованным
слоем и слоем наращенного материала.
Конструкция сопла из пластических материалов с облицовкой
из сетчатого или пористого тугоплавкого материала, позволяюще-
го сохранить в процессе работы и при повторных запусках исход-,
ный профиль и неизменную площадь критического сечения, пока-
зана на рис. 4.17 [75].
В сужающейся части сопла на жаропрочную сотовую конструкцию нанесена
сетчатая или проволочная облицовка 1 из жаропрочного материала (вольфрама
или рения). В районе критического сечения облицовка из пористого вольфрама
или рения 2 нанесена на сотовую конструкцию с теплопоглотительным аген-
том 6. Расширяющаяся часть 3 выполнена из углепластика. Вся конструкция
заключена в секционную стальную несущую оболочку 5. Сужающаяся часть и
район критического сечения охлаждаются выпотеванием. теплопоглотительного
агента. В расширяющейся части при работе двигателя уносится небольшой
слой 4. Перед повторным использованием путем обмазки или напыления вместо
унесенного слоя углепластика наращивается новый слой.
В управляемых двигательных установках на конструкцию соп-
ла существенное влияние оказывают органы управления (ОУ)
(см. гл. 5).
Сопло с центральным телом и качающейся расширяющейся
частью (рис. 4.18) позволяет управлять вектором тяги, как по ве-
личине, так и по направлению [89].
Рулевой привод 1 осуществляет управление вектором тяги в плоскости рыс-
кания, отклоняя расширяющуюся часть сопла 3, которая крепится на кардан-
ном кольце 2. Другой парой приводов (на рис. не показано) расширяющаяся
часть сопла отклоняется в плоскости тангажа. В корпусе сопла 6 на пилонах
8 устанавливается центральное тело (штырь) 4. Через канал 7 в полость 10 по-
дается жидкость, которая, воздействуя на поршень 9, передвигает центральное
тело вдоль продольной оси сопла, уменьшая или увеличивая площадь крити-
ческого сечения сопла. Для исключения возможности утечки продуктов сгора-
ния через кольцевую щель в шарнирном соединении неподвижной и качаю-
щейся частей сопла устанавливается сильфон 5.
59
Рис. 4.18. Сопло с центральным телом и подвижной расширяющейся частью
Рис. 4.19. Сопло с центральным телом и сферическим шарниром
Конструкция кольцевого сопла, обеспечивающего управление
величиной и направлением тяги, показана на рис. 4.19.
В корпусе сопла 5, в сферическом гнезде 11, расположен подвижной узел,
состоящий из сферического шарнира 18 и укрепленного в его полости на пило-
нах 16 центрального тела 17. Смазка в зазор между сферическими поверхно-
стями корпуса сопла 5 и шарнира 18 подается под высоким давлением через
отверстие 6. Для уплотнения служат кольца 7 и 15. На наружной поверхности
шарнира 18 предусмотрены четыре полости 4. Кольцевые ребра 1 и 3 при-
креплены с помощью шпилек 2 к корпусу 5 и своими уплотнениями разделяют
каждую из четырех полостей 4 на две области, в которые по трубкам 13, в со-
ответствии с командой, может подаваться рабочая жидкость. Максимальное
давление в полости 4 ниже, чем в боковом зазоре, соединенном с отверстием
6. При повышении давления в областях 14 или 12 происходит поворот подвиж-
ного узла сопла в вертикальной плоскости 4. При подаче давления в остальные
полости происходит поворот в горизонтальной плоскости. Для регулирования
критического сечения сопла предусмотрено перемещение вкладыша 9 вдоль про-
дольной оси сопла. Давление продуктов сгорания топлива, истекающих через
сопло, стремится переместить вкладыш 9 по потоку. Этому перемещению пре-
пятствует давление жидкости в полости 10, подаваемой по трубке 8. Жидкость
заключена в эластичную растягивающуюся оболочку со штуцером, что исключа-
ет всякую утечку жидкости через зазоры соединений вкладыша 9 и шарнира 18.
Рассматриваемая конструкция может обеспечить значительно
большие углы отклонения направления вектора тяги без уменьше-
ния удельного импульса, чем создание асимметрии потока в рас-
ширяющейся части сопла.
Конструкция кольцевого сопла, в котором качается только рас-
ширяющаяся часть сопла и перемещается игла центрального тела,
показана на рис. 4.20 (Пат. США №3726480).
Упругий элемент 12 в виде шарового элемента, набранного из чередующих- \
ся и склеенных между собой шаровых слоев из стали и натурального или си-
60
Рис. 4.20. Сопло с подвижным
центральным телом и подвижной
расширяющейся частью
ликоноврго каучука, имеет две
опорные поверхности 11 и 13
(центр сфер расположен иа оси
сопла); одна из опорных поверхно
стей 13 прикреплена к заднему
днищу 3, другая 11 — к фланцу 10
сопла 1. Конструкция упругого
элемента обеспечивает его жест-
кость и высокую несущую способ-
ность для передачи части тяги, сни-
маемой с качающейся сверхзвуко-
вой части сопла, к корпусу ракеты,
а также эластичность в боковом
направлении, обеспечивающую
возможность отклонения сверхзву-
ковой части сопла с помощью ру-
левых приводов 2, развивающих
относительно небольшое рабочее усилие. Упругий элемент защищен от продуктов
сгорания топлива сильфоном 4 из каучука, наполненного асбестом или высоко-
иремнезэмистым стекловолокном. Для регулирования величины тяги служит по-
движная игла 6, осевое перемещение которой осуществляется с помощью поршня
8 в гидроцилиндре 7. Корпус 5, в котором .размещена игла 6, установлен иа ие-
сколькнк пилонах 9 в сужающейся части сопла. *
При осевом перемещении иглы изменяется площадь критического сечения
сопла, что вызывает соответствующее изменение тяги.
Г л а в а 5
ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ
( ТЯГИ РДТТ
5.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Современная управляемая ракета представляет собой беспи-
лотный летательный аппарат с ракетными двигателями, снабжен-
ный автоматической системой управления (АСУ).
Обычно под АСУ понимают совокупность электрических, радио-
технических, счетно-решающих и механических устройств, обеспе-
чивающих процесс управления ракетой в полете. Конечным звеном
АСУ является комплекс устройств, позволяющих при получении
командного сигнала тем или иным образом изменять величины и
направление сил, приложенных к ракете, т. е. управлять ракетой.
Такие устройства на РДТТ называются органами управ-
ления.
Величина потребной управляющей силы, являющаяся исход-
ным параметром при проектировании ОУ конкретной ракеты, вы-
бирается из условия
Му>(мгп + %МВ\ (5.1)
где MZn — тангажный момент; Л4У=/?У11 — управляющий момент;
~ суммарная управляющая сила от ОУ, направленная перпен-
61
дикулярно оси ракеты; I — расстояние от точки приложения 7?ув
до центра массы ракеты; 2МВ — сумма возмущающих моментов
сил, возникающих на ракете в процессе полета.
ОУ начинают функционировать с момента запуска двигателя
до конца его работы. Важность органов управления и высокая
степень влияния их на эффективность и надежность ракеты обще-
известна. Поэтому при проектировании управляемых РДТТ уде- г-
ляют самое серьезное внимание выбору и конструктивной прора- •
ботке ОУ.
Практикой современного ракетостроения создано значитель-
ное количество самых разнообразных ОУ,, отличающихся как фи-
зическими принципами получения управляющих усилий, так и
конструктивными схемами. Выбор и обоснование оптимального ти-
па ОУ из этого разнообразия — задача достаточно сложная. При-
ходится решать круг вопросов, связанных с множеством однознач-
но неопределимых факторов: надежностью, эффективностью, ве-
совым совершенством, технологичностью, простотой конструктив-
ного исполнения и т. д. В конечном итоге, оптимальность выбран-
ного типа ОУ в любом случае оценивается на этапе огневых стен-
довых испытаний.
Сформулируем основные требования, предъявляемые к ОУ [93].
1. Обеспечение потребных управляющих усилий при минимуме
потерь тяги.
2. Высокая конструктивная надежность и весовое совершен-
ство.
3. Стабильность основных характеристик по времени работы
двигателя.
4. Возможность использования рулевых приводов минимальной
мощности.
5. Простота компоновки на двигателе, не вызывающая услож-
нения его конструкции.
6. Технологичность и малые сроки отработки.
В зависимости от способа получения управляющей силы ОУ
можно подразделить на механические и инжекционные [39, 69].
В механических ОУ управляющая сила возникает либо в ре-
зультате механического воздействия на газовую струю двигателя,
либо в результате отклонения ее вместе с устройством управления.
В инжекционных ОУ управляющая сила возникает в результа-
те газодинамического взаимодействия основной струи с рабочим
телом, инжектируемым в расширяющуюся часть сопла.
По конструктивному признаку механические ОУ в зависимости
от места, занимаемого в конструкции двигателя, можно подразде-
лить на базисные и надстроечные.
Базисные ОУ являются органической частью двигателя, . его
обязательным элементом. К ним относятся поворотные и вращаю-
щиеся сопла, разрезные управляющие сопла, кососрезанные уп-
равляющие сопла и сопла с подвижным центральным телом.
Надстроечные ОУ, как правило, являются устройствами до-
полнительными и устанавливаются только для целей управления.
62
К ним относятся: рулевые двигатели, газовые рули, дефлекторы,
триммеры.
Инжекционные ОУ различают по роду рабочего тела: газооб-
разные продукты сгорания основного либо газогенераторного топ-
лива или жидкости, инжектируемые в расширящуюся часть сопла.
5.2, ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОРГАНОВ
УПРАВЛЕНИЯ
Важнейшей величиной, характеризующей работу органов уп-
равления, является управляющая сила. Ее значение зависит от
типа органов управления и их особенностей. Так, для большинства
механических органов управления управляющая сила является
функцией угла поворота 0:
/?у = /(9). (5.2)
Для инжекционных ОУ управляющая сила является функцией
расхода т инжектируемого рабочего тела (газа, жидкости):
= (5.3)
Качество ОУ характеризуется их эффективностью, т. е. способ-
ностью того или иного органа управления создавать максималь-
ную управляющую силу при минимальных потерях тяги и мини-
мальной массе конструкции.
Для характеристики эффективности ОУ могут использоваться
следующие показатели [4]:
а) относительная эффективность
Ry-=Ry™Jp™ (5.4)
где 7?утах — максимальная управляющая сила, развиваемая ОУ;
Рп — тяга двигателя в пустоте;
б) коэффициент качества ОУ
ROy=Rym^/^Px, (5.5)
где APjr — потери осевой тяги, возникающие при получении
Ry max-
Более полную оценку различных ОУ дает критерий АЛ40 —
увеличение стартовой массы ракеты путем установки на ней орга-
нов управления при фиксированной дальности полета L, либо кри-
терий — потери дальности полета при установке различных
ОУ
ДА==— Д/+— Д<+ Д^-ДЛ4Т+—ДСХ, (5.6)
д/ ‘ оМк h 1 дМ7 т 1 дСх х 7
где (дЬ/д!)М — изменение дальности с изменением суммарного
импульса ДУ; (дЬ/дМк)&Мк — изменение дальности с изменением
массы конструкции; (дЬ/дМТ)&МТ — изменение дальности с изме-
нением массы топлива; (дЬ[дСх)\Сх — изменение дальности с из-
менением коэффициента лобового сопротивления ракеты.
Аналогично может быть записано и выражение для Ат0.
63
и
ч
Ji й
При оценке работоспособности механических ОУ используют
моментные характеристики. Если взять результирующий момент
сил, приложенных к ОУ, относительно оси поворота, получим так
называемый шарнирный момент [93, 103].
В общем случае Мш складывается из следующих моментов:
= Мпоз (9) + Мас + 2>тр (6) + Мдф (dti/dt) +
+ Л1ДИС + Л1ИН (dЧ/dfi) + Жупл (9), (5. 7)
где А1ПОЗ(0) — позиционный момент, пропорциональный углу пово-
рота 0; .Л4ас — момент асимметрии, обусловленный наличием пере-
носа и смещения осей неподвижной и подвижной частей органов
управления, технологическими неточностями в изготовлении раз-
личных узлов, неравномерным полем давлений, по газоходному
тракту РДТТ из-за неравномерного разгара элементов, неравно-
мерной внешней нагрузкой на подвижные элементы (обычно вели-
чина Л4ас определяется экспериментально);
___ п
' У («),= у 4г /<=У
(5. 8)
где 2Л1тр(0) — суммарный момент трения во.всех соединениях той
или иной конструкции органов управления; Рш — нагрузка на
шарнир; й?пд — диаметр подшипника; f — приведенный коэффици-
ент трения; г = аш/0 — передаточное число, где аш — угол поворо-
та данного шарнира; 0 — угол поворота сопла; Л1уп-, (0) —момент
сил упругого сопротивления гибких связей (уплотнений, манжет,,
сильфонов и т. д.) (величина его определяется экспериментально);
7Идф (5.9)
dt at .
— момент демпфирования газовой струи при отклонении ее с уг-
ловой скоростью dQ/dt,
где тг — секундный расход газов через поворотное сопло; Ар —
длина поворотной части (раструба);
Л1Дис=Л1к£/ц.и(гех sin 9 ± пу cos6) (5.10)
— момент дисбаланса, обусловленный перегрузками, возникающи-
ми при полете на подвижных элементах органов управления, где
Мк —.масса конструкции подвижного элемента; /ц.м — расстояние
от оси вращения до центра масс подвижного элемента; пх, Пу —
продольные и поперечные перегрузки, действующие на органы
управления;
ГЛ ~г \ rf20
▼ JI I--------
/ dt2
Л1ИН^
и rf/2
(5.11)
— момент инерционных сил подвижных частей органов управле-
ния, где Ji — приведенный к оси поворота момент инерции под-
вижного узла органов управления; (Ptydt2 — угловое ускорение.
64
Рис. 5.1. Сравнение эффектив-
ности различных типов ОУ
(РДТТ:
ДРуРисх—относительные потери тя-
ги из-за установки ОУ;
отношение управляющей силы к
тяге исходного сопла:
/—газовые рули; 2—дефлектор; 3—
инжекция фреона; 4—поворотное
сопло в кардаяном подвесе; 5—по-
воротное сопло
В качестве примера приведем значения некоторых моментов для ракеты
«Эйбл» [29] с рулевым двигателем в карданном подвесе. Двигатель имеет массу .
38 кг и развивает тягу 32 кН. Момент инерции двигателя, приведенный к оси
вращения карданного подвеса, составляет 31,8 кг м2. Система управления
должна обеспечить отклонение двигателя в пределах ±3° с угловой .скоростью
до 30 градус/с и ускорением 5 рад/с2.
Возникающие моменты:
— момент позиционный (отнесен к углу' поворота) — 41,5 II м/градус;
— момент асимметрии — 110,6 Н м;
— суммарный момент трения — 138,2 Нм;
— момент инерционный — 158,9 Н-м;
— момент, обусловленный боковыми ускорениями — 117,5 Н м;
— момент аэродинамических сил — 82,9 Н м.
' Исходя из приведенных моментных нагрузок можно подсчитать, что серво-
привод должен преодолеть максимальные моментные нагрузки порядка
848 П • м, номинальные — порядка 415 И м, что и определяет мощность серво-
привода.
Для сравнительной оценки различных ОУ РДТТ специалистами фирмы
«Тиокол» (США).были проведены расчеты для трехступенчатой ракеты-носите-
ля [29], способной вывести на круговую орбиту высотой 185 км полезную на-
грузку 225 т. Максимальный скоростной напор принимался 50 кН/м2, максн-
•; мальное ускорение 8 g. Некоторые результаты расчетов представлены в виде гра-
фических зависимостей па рис. 5.1.
Наиболее эффективными, с точки зрения обеспечения миниму-
ма потерь тяги, являются поворотные сопла и инжекционные ОУ.
ф; Этот вывод подтвержден результатами огневого стендового испы-
тания мощного РДТТ диаметром 4 м, на котором сравнивались
* три системы управления вектором тяги — поворотное сопло, ин-
’*’< жекция жидкости, триммеры. Наиболее надежной системой приз-
наны триммеры, однако они обусловили большие потери удельно-
го импульса — порядка 2—4% при перекрытии ими 5—10% пло-
щади среза сопла. Рассмотрим подробнее наиболее распростра-
ненные типы ОУ РДТТ [130].
5.3. ДЕФЛЕКТОРЫ. ТРИММЕРЫ
' Кольцевые газовые рули (дефлекторы) и триммеры находят до-
статочно широкое применение на РДТТ благодаря конструктив-
' ной простоте и высокой надежности в работе [111].
3 3032 65
Рис. 5.2. Характер взаимодействия триммера и
дефлектора со сверхзвуковой струей:
/—косой скачок; 2—ударная волна; 3—зона отрыва; 4—
триммер; 5—дефлектор; 6—контур сопла
Этот тип органов управления используется на
различных РДТТ, разработанных в США. Напри-
мер, дефлекторы установлены на двигателях пер-
вой и второй ступени ракеты «Поларис» варианта
А1 и первой ступени А2 [81].
По мнению иностранных специалистов, исполь-
зование триммеров целесообразно для управления
мощными РДТТ, где требуются значительные уп-
равляющие силы.
Для управления РДТТ диаметром 4 м с соп-
лом, имеющим диаметр критического сечения
1,27 м, диаметр выходного сечения 3,8 м и длину
4,5 м, оказался достаточным триммер площадью
0,78 м2. Такой триммер позволяет отклонить век-
тор тяги на 2—3°. Целесообразно вместо одного
триммера большой площади использовать несколь-
ко небольших триммеров [119].
В исходном положении дефлектор 5 и триммер 4 находятся вне
струи. При Додаче управляющего сигнала с помощью гидроприво-
дов они вводятся в сверхзвуковую ракетную струю. Триммер вво-
дится перпендикулярно оси сопла, а дефлектор, как -правило,— по
радиусу. Газодинамические картины взаимодействия этих уст-
ройств с газовой струей в целом аналогичны и заключаются в
том, что при вводе возникает косой скачок уплотнения 1, замкну-
тый ударной волной 2 (рис. 5.2). Перед устройством образуется
зона отрыва 3 с повышенным давлением, а за устройством — зона
с пониженным давлением. Таким образом, стенки сопла в области
ввода устройств оказываются нагруженными перепадом давлений,
который обуславливает газодинамическую силу. Разложив ее на
составляющие, получают:
/?у— управляющую силу, перпендикулярную оси сопла; ДРХ—
силу сопротивления, направленную по оси сопла (по сути своей,
это потери тяги).
Уровень составляющих сил зависит от параметров газовой
струи, от эффективной площади погруженного в струю устройства
и от геометрических размеров. По существу, расчет основных ха-
рактеристик дефлекторов и триммеров сводится к определению
параметров возмущенного течения в окрестностях погруженного в
ракетную струю устройства. Как показали эксперименты [119],
распределение давления по высоте и по длине триммера имеет до-
статочно сложный характер. Обычно расчет основных характерис-
тик дефлекторов и триммеров ведется по полуэмпирическим зави-
симостям с целым рядом допущений [55, 111].
Управляющая сила вычисляется по формуле
Ry = cyqahl, (5.12)
66
где h и I — высота и длина погруженного в струю триммера, в м;
qa~Q,bQava2 — скоростной напор на срезе сопла в Н/м2; су — без-
размерный коэффициент, равный отношению управляющей силы к
произведению qahl.
Если предположить, что верхняя граница зоны отрыва прямо-
линейна и проходит через вершину триммера (см. рис. 5.2), то
= ?оТР, (5.13)
где ротр— угол отрыва или угол поворота струи; р2—коэффици-
ент давления в турбулентной зоне отрыва за скачком уплотнения.
Для турбулентного пограничного слоя:
Re0,1 (М2—1)0,25 ’ (5Л4)
Абсолютная величина давления за скачком р2 определяется че-
рез р2:
Р2 = Ра (1 + 0,5АМ^я), (5. 15)
где k — показатель изэнтропы истечения.
Угол наклона скачка
&CK=arcsin|// [(1+y)M2], (5. 16)
где y = (fe—1//(А4-1).
Угол р0ТР определяется из соотношения
tg(&CK-?oTp) = (v — + 1)(y + —) (5.17)
\ Ра )\ Ра/
На рис. 5.3 представлены результаты опытов, позволяющие,
оцепить степень влияния глубины погружения триммера h на
управляющую силу [119] /?у, отнесенную к тяге РДДТ Р.
Расчет дефлекторов может быть проведен аналогично. Однако
для оценочных расчетов можно использовать достаточно простую
зависимость, предложенную в работе [93]:
[4. тгП
-^-{Р1-Ра)---/р{Рн — Ра) COS 9; (5.18)
о z J
ДРх = 9/?2Г-^-(р1-ро)--^(ря-^)1 sin 0, (5.19)
L о 2. J
где ра — давление на срезе сопла; рн — внешнее давление на вы-
соте Н; Р — радиус внутренней сферы дефлектора; pi — избыточ-
ное давление на входящей стороне дефлектора (давление за скач-
ком).
Результаты экспериментальных исследований дефлекторов и
триммеров позволяют сделать ряд практически важных выводов.
1. Величина управляющей силы является-функцией отношения
площади погруженного в струю устройства к площади среза сопла.
3* 67
Рнс. 5.3. Влияние глубины
погружения триммера в
струю на управляющую
силу
Увеличение этого отноше-
ния ведет к возрастанию
управляющей силы.
2. Отношение величи-
ны управляющей силы к
силе сопротивления (по-
терям тяги) зависит от
глубины погружения.
. 3. Величина управля-
ющей силы зависит от ме-
ста ввода устройства в
струю, при этом удаление
устройства от среза сопла уменьшает управляющую силу при про-
чих равных условиях.
При разработке триммеров следует учитывать прежде всего
исключительно жесткие условия, в которых они работают. Поэто-
му триммеры, как правило, выполняются в виде многослойных
конструкций, включающих в себя защитную облицовку, мощный
теплопоглощающий слой и силовые элементы для крепления к
соплу и к рулевому приводу. В качестве защитных облицовок ши-
роко используются тугоплавкие материалы (молибден, вольфрам
и их сплавы). Очень перспективным оказался чистый вольфрам,
пропитанный серебром или медью, которые при высоких темпера-
турах сублимируют, образуя на рабочей поверхности защитный
слой [52].
За рубежом ведутся работы в направлении применения специ-
альных твердых сублимирующих устройств для создания защит-
Рис. 5.4. Охлаждаемый триммер
68
Рис. 5.5. Компоновка триммеров на сопловом блоке
Рис. 5.6. Сферический дефлектор в карданном подвесе
них слоев на рабочей поверхности [130]. На рис. 5.4 приведена кон-
струкция охлаждаемого триммера для мощного РДТТ [130].
Триммер состоит из стального силового «Г»-образного элемента 4, тепло-
защитной оболочки 6, облицовки 10 из вольфрама, пропитанного медью, тепло-
поглощающего элемента 8. В полости силового элемента 4 размещается охла-
дитель 5, роль которого выполняют литий и гидрит лития. В момент запуска
двигателя подается ток на электрозапал 2, который срабатывает и воспламеня-
ет топливо газогенератора 1. Продукты сгорания из генератора через сопло
попадают на поршень 3, который вытесняет охладитель. Последний к этому
времени становится жидким из-за прогрева частей триммера от воздействия про-
дуктов сгорания. Охладитель через систему распределительных каналов 7 вы-
давливается на рабочую поверхность. Со стороны рабочей поверхности на трим-
мере предусмотрена специальная фаска 9. Наличие фаскн приводит к возник-
новению крутящего момента, способствующего выводу триммера из струи. Это
важно в случае выхода из строя рулевого привода.
На рис. 5.5 представлена компоновочная схема восьми трим-
меров 1—8 на РДТТ относительно плоскостей стабилизации I—IV
[127]. Управление по тангажу и рысканию осуществляется син-
хронным поворотом соответствующей пары триммеров, а управ-
ление по крену происходит путем установки плоскости триммера
под небольшим (1—2°) углом к осевому направлению струи.
На рис. 5.6 представлен вариант конструкции сферического
дефлектора, выполненного в карданном подвесе с системой уплот-
нения зазора (Пат. США № 3102390).
Дефлектор состоит из защитной вольфрамовой облицовки 5, теплопогло-
щающего слоя 4 и несущего корпуса 3.
В «П»-образном элементе смонтировано поджимное устройство 2 для регу-
лировки степени поджатия сальникового уплотнения зазора. Рулевой привод 1
ал
it 5 6 Рис. 5.7. Дефлектор с уплотняющим кольцом
3 __ имеет кинематическую связь с дефлектором и
2жестко крепится на карданном кольце, что
позволяет проводить управление в двух пло-
Т^^Ш//////////^ скостях стабилизации.
1 ’ \ \
I \ \ Уплотнение зазора производится из
u—--------------—стремления уменьшить потери осевой
<18 7 тяги. Несмотря на то, что условия ра-
боты системы уплотнения в дефлекто-
ре сравнительно легкие (низкие давления и температуры), введе-
ние уплотнения может доставить ряд неприятностей. В частности,
можно ожидать увеличения момента трения. Обычно этот зазор во-
обще не герметизируют в силу незначительного роста потерь. Кон-
струкция дефлектора при таком подходе значительно упрощается.
На рис. 5.7 представлена конструктивная схема дефлектора,
предназначенного для управления РДТТ, работающим на топливе
с высоким содержанием алюминия, т. е. в условиях повышенной
опасности шлакования (Пат. США № 3102390).
Внешняя поверхность выходной части сопла 7 выполнена по сфере 6, На
срезе сопла с помощью проточек 8 укреплено графитовое кольцо 9. Контактная
поверхность 2 кольца также выполнена сферической, что обеспечивает постоян-
ный контакт с поверхностью 3 дефлектора 4. Наличие полости 5 позволяет де-
флектору поворачиваться на определенный угол, погружаясь кромкой / в по-
ток. Графитовое кольцо герметизирует полость 5, исключая попадание конден-
i сированных продуктов сгорания.
5.4. УПРАВЛЯЮЩИЕ СОПЛА - ПОВОРОТНЫЕ
И ВРАЩАЮЩИЕСЯ
Управляющие усилия в поворотных соплах создаются путем
поворота струи вместе с соплом. Наличие угла между продольной
осью ракеты и направлением вектора тяги приводит к возникно-
вению момента относительно центра массы ракеты. Основное пре-
имущество поворотных сопел заключается в отсутствии механиче-
ского воздействия на газовую струю и, как следствие, малых по-
терях тяги. Широкое применение поворотных сопел в качестве
органов управления объясняется следующим [69, 93].
1. Малыми потерями тяги в процессе функционирования сопел
и незначительными нулевыми потерями.
2. Линейной зависимостью управляющей силы от угла поворота
сопла.
3. Стабильностью основных характеристик в течение работы
двигателя.
4. Относительной простотой конструкции и весовым совершен-
ством.
К основным недостаткам поворотных сопел можно отнести сле-
дующие.
1. Крайне жесткие условия работы узла поворота, нагружен-
ного высоким давлением продуктов сгорания, имеющих высокую
температуру.
70
2. Большой момент трения в узлах сочленения и в поворотных
узлах, -часто приводящий к заклиниванию подвижных сопел в кон-
це работы двигателя при спаде давления в камере сгорания.
Конструкции поворотных сопел разнообразны, но в основу их
заложена одна принципиальная схема.
Поворотное сопло состоит из неподвижной части, которая кре-
пится к сопловому днищу, и подвижной. Подвижная часть сопла
соединяется с неподвижной с помощью цапфы, через которую про-
ходит ось вращения. В этом случае для управления тангажом и
рысканием необходима система, состоящая из четырех српел. При
наличии карданного подвеса сопло получает две степени свободы,
т. е. имеет возможность развивать управляющую силу в плоскос-
тях тангажа и рыскания. Управление креном происходит, напри-
мер, с помощью рулевых двигателей. Карданный подвес позволяет
поворачивать сопло на меньший угол, поскольку тяга сопла боль-
ше, чем в четырехсопловом варианте. Поверхность контакта под-
вижной и неподвижной частей выполнена по сфере.
Такой тип сопла установлен на мощном РДТТ диаметра 6,6 м с тягой
34 МН [132] и на РДТТ диаметра 4 м с тягой 6,35 МН и временем работы
130 с [80]. Поворотное сопло- мощного РДТТ имеет массу 7,26 т, диаметр кри-
тического сечения 0,96 м, диаметр выходного сечения 2,79 м. Сопло имеет воз-
можность отклоняться на угол ±5° в двух плоскостях. Величина зазора состав-
ляет 2,5 мм.
Зазор между подвижной и неподвижной частями (линия разъ-
ема) требует надежного уплотнения. Узел уплотнения — один из
самых ответственных элементов поворотного сопла: он предотвра-
щает проход газов через линию разъема. Чаще всего узел уплот-
нения состоит из набора асбестовых, фторопластовых или вольф-
рамовых сальников, установленных в зазоре между подвижной и
неподвижной частями. За сальниками располагают полость, иног-
да заполняемую маслом. Зазор в уплотнении может заполняться
•смесью, евдержащей силиконовый каучук, хромат Цинка и силико-
новую жаростойкую смазку. Гидрополость замыкается гибкой ди-
афрагмой. Надежность работы узла уплотнения в целом сущест-
венно зависит от величины зазора между подвижной и неподвиж-
ной частями сопла. Уменьшение зазора ведет к возникновению
опасности затирания сочлененных частей из-за температурных рас-
ширений элементов конструкции или из-за зашлаковки линии
разъема продуктами конденсированной фазы. Кроме того следует
учесть, что при работе двигателя подвижная часть сопла несколь-
ко перемещается (на величину технологического зазора) по пото-
ку, а при спаде давления возвращается в исходное положение,
что может вызывать заклинивание подвижной части. При проекти-
ровании поворотного сопла необходимо величину зазора рассчитать
заранее, полностью исключая возможность заклинивания, не
уменьшая надежности работы узла в целом. Обычно оптимальный
зазор выявляется в процессе огневых испытаний. Величина управ-
ляющего усилия поворотного сопла может быть легко найдена из
выражения
A?y = Pxsin9, (5.20)
71
где Рх — тяга, создаваемая поворотным соплом, при 0 = 0; 0 —
угол поворота сопла, т. е. угол между осью сопла и продольной
осью ракеты.
Потери тяги при функционировании поворота сопла можно
оценить по формуле
кР = Р (1 - COS 0). (5.21)
Разложив для удобства и наглядности cos 0 в ряд, получим
др=р[1Ч1--+---+-Л
I. \ 2! 4! 6! /]
Пренебрегая величинами высшего порядка малости, получим
ДЛ>=О,5РХ02 (5.22)
Величина углов поворота сопел для различных ступеней баллистических
ракет дальнего действия может быть принята [133]: I ступень — 7—8°, II сту-
пень — 5—6°, III ступень — 3—4°.
В настоящее время проблема создания поворотных сопел для'
крупногабаритных РДТТ, в основном, решена, хотя при отработке
конкретных конструкций вопросы надежности узла поворота яв-
ляются предметом постоянной заботы. Конструктивная разработка
современных поворотных сопел, в основном, направлена на выпол-
нение следующих требований:
обеспечения возможности управления по двум плоскостям ста-
билизации;
обеспечения высокой надежности узла поворота;
уменьшения потребной мощности рулевого привода путем сни-
жения момента трения поворотного сопла, совершенствования
конструкции и соответствующей его компоновки на двигателе;
обеспечения высокого массового совершенства и минимизации
потерь тяги;
использования в конструкции недефицитпых материалов.
Эти требования определили общее направление конструирова-
ния поворотных сопел. Перечислим некоторые из них:
1. Центральная компоновка сопла. Применение карданных под-
весов, сферических шарниров, металлических сильфонов, упругих
уплотнений.
2. Широкое использование схемы частично утопленного сопла.
3. Применение материалов с нормированным уносом массы —
угле- или стеклопластиков.
Рассмотрим некоторые примеры конструктивного исполнения
поворотных сопел и проведем их краткий анализ.
Схема поворотного сопла со сферическим шарниром представ-
лена на рис. 5.8.
Линия разъема по сферическому шарниру / уплотняется с помощью саль-
ников 2 н замыкается кольцевой манжетой 3 из силиконового каучука, армиро-
ванного нейлоном. К недостатку рассмотренного сопла следует отнести низкую
надежность конструкции поскольку сферический шарнир, размещенный в камере,
вынужден работать в жестких условиях. В определенной степени этих недостат-
ков лишена конструкция поворотного сопла, представленная на рис. 5.9. Здесь,
как и в предыдущей конструкции сопла, сделана попытка совместить функции
72
Рис. 5.8. Поворотное сопло с уплотнительной манжетой и узлом
отсечки тяги
Рис. 5.9. Поворотное сопло с узлом отсечки тяги
ОУ и узла отсечки тяги. Поворотная часть сопла 1 установлена с помощью цапф
2 на подшипниках 3 в корпус 4. Уплотнение линии разъема осуществляется пу-
тем установки гибкой манжеты 10, отделяющей газовую область 11 от гидро-
полости 12. По линии разъема 6 входные части подвижного сопла 5 и вклады-
ша 7 выполнены по сфере, что дает возможность улучшить герметизацию. Кор-
пус сопла 4 фиксируется стопорным кольцом 9 в корпусе 8, которое при от-
сечке разрушается, обусловливая демонтаж всей системы.
В последние годы необыкновенно возрос интерес к поворот-
ным соплам с упругим уплотнением. Такие сопла успешно прошли
отработку и используются, например, на обеих ступенях баллис-
тической ракеты морского базирования «Посейдон». Такие сопла
были испытаны на мощном РДТТ диаметром 4 м [101]. Привлека-
тельность такого типа сопел вызвана исключительной простотой
конструкций, технологичностью, низкой, стоимостью. Недостатком
их является'увеличение потребной мощности рулевого привода,
поскольку жесткость упругого уплотнения вызывает рост шарнир-
ного момента. Многочисленные поиски позволили найти пути
уменьшения этого недостатка путем применения двойного упруго-
го уплотнения. Такой тип уплотнения позволяет эффективно ис-
пользовать газодинамическую нагрузку на сопло в качестве допол-
нительной силы, способствующей повороту сопла. В сопле с двой-
ным упругим уплотнением имеются два автономных уплотнения:
сервоуплотнение с передним расположением центра поворота и
главное уплотнение с задним расположением центра поворота.
Усилие рулевого привода деформирует сервоуплотнение, при этом
сопло сдвигается так, что газодинамические силы перераспреде-
ляются и обусловливают момент относительно центра поворота
главного уплотнения. Этот момент вызывает деформацию главного
уплотнения до тех пор, пока шарнирный момент в нем не будет
равен моменту от газодинамической силы. Фактический центр по-
ворота сопла располагается между центрами поворота уплотне-
ний. Чтобы лучше понять характер функционирования сопла рас-
смотрим силовую схему нагружения (рис. 5.10).
73
Рис. 5.10. Расчетная схема поворотного сопла с двойным упругим уплотнением:
а—простре уплотнение; б—упругое уплотнение со смещенным центром поворота; /—ось
РДТТ; 2—ось сопла; 3—центр поворота уплотнения
Газодинамическая сила, действующая на сопло, равна
N^[pcdF„ (5.23)
где рс — давление в сопле; Гс — площадь поверхности сопла.
Тяга двигателя как интеграл давления по поверхности камеры
двигателя и сопла запишется в виде
Р = + У P«dFK. (5.24)
Пренебрегая внешним давлением и считая камеру сосудом давле-
ния с отверстием в уплотнении сопла, можно записать
(5.25)
Из выражений 5.23—5.25 получим
N=ркР у тЛ-~Р-
Вектор рк Гупл направлен по оси двигателя, а вектор р по оси
сопла. В сопле с обычным уплотнением эти силы пересекаются в
центре поворота, не вызывая момента. При использовании упруго-
го уплотнения с задним расположением центра поворота газоди-
намическая сила создает момент jVfy(A/), равный тяге, умноженной
на смещение оси сопла относительно центра поворота уплотне-
ния 6, т. е.
Afy(7V) = Z38. (5.26)
На рис. 5.11 приведена схема функционирования поворотного
сопла с двойным упругим уплотнением — главным 7 и сервоуплот-
нением 5. Сила, развиваемая рулевым приводом 7?р.п, приводит к
следующим углам поворота в упругих уплотнениях:
9с.у=^р.Л.у/^с.у; (5.27)
Эг.у^^рлА.у/^г.у- (5.28)
Дополнительный угол поворота в главном уплотнении, обус-
ловленный действием газодинамической силы, будет
9r.y2 = PZ*9c.y/^,y. (5.29)
Здесь 0С.У — угол поворота в сервоуплотнении; 0Г.У i — угол пово-
рота в главном уплотнении под действием рулевого привода;
74
Рис. 5.11. Схема функцио-
нирования сопла с двойным
упругим уплотнением:
а—нейтральное положение; б—
отклоненное положение; 1—
центр поворота сервоуплотне-
ния; 2—то же главного уплотне-
ния; 3—ось сопла и РДДТ; 4—
ось рулевого привода; 5—серво-
уплотнение; 5—соединительное
кольцо; 7—главное уплотнение;
8—эффективный центр поворота;
5—усилие рулевого привода; 10,
11, 12—оси РДТТ, кольца, сопла
/су, 4у— плечи штока рулевого привода относительно сервоуплот-
нения и главного уплотнения, соответственно; /Сс.у, Лг.у — жестко-
сти сервоуплотнения и главного уплотнения, соответственно; I* —
расстояние между центрами поворота уплотнений.
Из схемы видно, что фактически сопло поворачивается относи-
тельно «эффективного центра поворота» 8, расположенного между
центрами 1 и 2 поворота упругих уплотнений. При этом усилие на
штоке рулевого привода должно быть небольшим, так как плечо
действия силы относительно сервоуплотнения большое, а ход што-
ка РМ имеет минимальную величину. Все это резко снижает тре-
бования к мощности рулевых приводов.
Учитывая перспективность сопел с двойным упругим уплотнением для управ-
ления мощными РДТТ, в работе [101] проводилось подробное экспериментальное
исследование сопла, представленного на рис. 5.12. Перед огневым испытанием
проводилась серия холодных прокачек. Жесткость сервоуплотнения при этом
составила 29,4 Нм/градус, а главного уплотнения — 36,2 Нм/градус. При на-
гружении давлением 7,87 МПа жесткость сервоуплотнения уменьшалась при-
мерно на 30%. При полной нагрузке характеристика СУ становилась нелиней-
ной и средняя жесткость уплотнения зависела от величины полного угла откло-
нения. Некоторые результаты огневых испытаний этого сопла представлены на
рис. 5.13. Из них следует,. что сопло отрабатывает программу заданного кача-
ния. В начальный момент времени (до 10 с) имеет место увеличение суммар-
ного угла отклонения сопла с 8,7° на холодных пусках — до 13° при огневых
стендовых испытаниях (ОСИ) из-за существенного уменьшения эффективной
жесткости уплотнений. Огневые испытания подтвердили работоспособность н
высокую эффективность поворотных сопел с двойным упругим уплотнением.
Целесообразность применения рассматриваемого типа сопел
для РДТТ первой ступени МБР, характеристика которого приве-
дена в табл. 5.1, подтверждается данными табл. 5.2 [101].
Вращающиеся сопла по характеру получения управляющей си-
лы аналогичны поворотным. Характерной особенностью вращаю-
щихся сопел является наличие угла~мёждУ продольной-осью "сопла
и осью вращения. При обкатке поворотной части сопла относи-
тельно неподвижной угол рассогласования увеличивается, боковая
сила возрастает.Д1аибрлее_оч£нидное преимущество вращающихся
сопел заключается в резком уменьшении момента трения вследст-
вие замены трения скольжения трением качения, а следователь-
но,-г- в уменьшении потребной мощности рулевых приводов. Ос-
новными недостатками вращающихся сопел являются: наличие
"бщльцкиДПГНялД'лого^зЖа^подшипнйка и его опоры, повышенные
по сравнению, например, с поворотными соплами энергозатраты
•75
Рис. 5.12. Конструкция сопла с двойным упругим уплотнением для огневых ио
пытаний:
(Рк = Л53 МПа; Р= 11,8 кН; 0О у=3,1 ...3,5°; 0Г у=3°; 0j.=6,l ...6,5°); 1—сервоуплотненне; 2—
центр поворота сервоуплотнения; 3—центр поворота главного уплотнения; 4—главное уплот-
нение
Рис. 5.13. Результаты холодного и огневого испытаний
а—характер изменения 0s=f(O; б—характер изменения pK=f(i); Ry=f{t)
Таблица 5.1 [101]-
Основные характеристики РДТТ первой ступени
Двигатель
Диаметр, мм 2290
Длина, мм 10400
Средняя тяга, кН 2540
Время работы, с 63
Среднее давление в камере, МПа 7,19
Масса двигателя без сопла и привода, кг 64860
Сопло
Диаметр критического сечения, мм 478
Степень расширения 10,9
Полная длина, мм 2090
Степень погружения в камеру сгорания, % 42
рулевого привода. Учитывая недостатки, свойственные этому типу
сопел, при конструктировании обращают особое внимание на про-
76
Рис. 5.14. Вращающееся сопло на игольчатых подшипниках:
1—неподвижная часть сопла; 2—линия разъема; 3—кольцевые сальники; 4—вращающаяся
часть сопла; 5—узел игольчатых подшипников
Рис. 5.15. Вращающееся разрезное управляющее сопло
работку узла вращения в направлении максимального его облег-
чения.
Таблица 5.2
Характеристики рулевого привода
Параметр Обычное упругое уплотнение Двойное упругое уплотне- ние
переднее расположение центра поворота заднее расположение центра поворота
Угол поворота, градус 6,0 5,5 5,5
Усилие на штоке, кН 25,1 20,0 4,35
Ход штока, мм ±160 ±116 ±17,7
Мощность, кВт 13,4 7,1 0,44
Масса, кг 83 73 15
Масса сопла без рулевого привода, кг 915 937 949
Масса сопла с рулевым приводом, кг 998 1010 964
На рис. 5.14 представлена конструкция вращающегося сопла,
облегченная путем широкого использования в изготовлении газо-
вого тракта недефицитных абляционных материалов. Особенностью
такого сопла является применение игольчатого подшипника, вос-
принимающего осевые нагрузки и препятствующего перемещению
подвижной части в направлении, перпендикулярном плоскости
вращения. Линия разъема герметизируется кольцевыми сальника-
ми. Полость герметизации можно заполнить смазкой.
77
Практический интерес представляет конструкция сопла, показанного па
рис, 5.15. В ней сопло 1 имеет вращающуюся часть раструба 2. Узел вращения
выполнен на базе подшипника 6, который крепится по линии разъема 3 гайками
4 и 5. Линия разъема уплотняется эластичными трубками, в которые нагнета-
ется жидкость; через систему отверстий в трубках жидкость выдавливается в
сторону разъема, что предотвращает проток горячих газов. Конструкция отли-
чается простотой и компактностью.
5.5. РАЗРЕЗНЫЕ УПРАВЛЯЮЩИЕ СОПЛА
Разрезные управляющие сопла (РУС) или, как их часто на-
зывают, поворотные сопла с разрывом образующей, привлекают
пристальное внимание специалистов [951. Управляющая сила в РУС
вызывается механическим воздействием подвижного раструба на
сверхзвуковую газовую струю.. Для этою нормально спрофилиро-
ванное сопло имеет линию разъема в районе М=1,5 ... 2. Подвиж-
ная часть сопла, связанная с рулевым приводом, имеет возмож-
ность отклоняться. При повороте подвижной части РУС в одной
из плоскостей стабилизации возникает косой скачок уплотнения
переменной интенсивности. Интенсивность скачка максимальна на
«входящей» стороне и минимальна на «уходящей» стороне; при
этом интенсивность скачка убывает в направлении к оси сопла.
Наличие косого скачка уплотнения приводит к перераспределе-
нию давления по длине подвижной части сопла, на входящей сто-
роне оно возрастает, а на уходящей уменьшается. Таким образом,
на раструбе возникает боковая сила, величина которой зависит от
угла поворота подвижной части. При возвращении подвижной ча-t
сти РУС в исходное положение скачок вырождается и РУС начи-
нает работать как обычное сопло. Наличие линии разъема в сверх-
звуковой части мало влияет на «нулевые» потери тяги.
Основные преимущества РУС как ОУ РДТТ [74, 95] следую-
щие:
простота конструкции, сравнимая с неподвижным соплом;
высокая надежность, поскольку узлы уплотнения линии разъ-
ема работают в условиях малых давлений и сравнительно низких
температур;
линейная зависимость управляющей силы от угла поворота
сопла;
высокая эффективность и сравнительно небольшие потери тяги
при его функционировании.
К основному недостатку РУС можно отнести потребность в
мощных рулевых приводах для отклонения подвижной части, на-
груженной сверхзвуковым потоком.
Взаимодействие подвижной части РУС со сверхзвуковым пото-
ком обусловливает возникновение сложного возмущенного течения.
Особенно это касается окрестности линии разъема, конструктив-
ное оформление которой играет существенную роль.
Конструкторские промахи в оформлении «полки» могут привести к возник-
новению отрывных рециркуляционных зон, что недопустимо. Проверка правиль-
ности выбора конструктивного решения может быть проверена продувками мо-
делей. Анализ расчетных зависимостей РУС с учетом структуры возмущений
• 78
Рис. 5.16., Разрезное управляющее сопло в карданном подвесе с сальниковой
системой уплотнения:
1—корпус неподвижной части сопла; 2—вкладыш с теплопоглощающим элементом; 3—сфери-
ческое кольцо; 4—система сальников; 5—рулевой привод; б—раструб
можно найти*в работе Страля [95]. Для оценочных проектных расчетов целесо-
образно воспользоваться методами экспериментальной аэродинамики [55].
Управляющая сила, развиваемая РУС, оценивается зависимо-
стью
/?y = ^1./?9y«>(Mcp)JpKFp9, (5.30)
__fe_
где <о(Л/ср)==А + *-i
— газодинамическая функция скоростного напора газового пото-
ка в среднем сечении подвижной части РУС; рк — давление в ка-
мере сгорания ,в Па; Fp=Dcvlp — площадь поперечного сечения
раструба в м2; 0 — угол поворота раструба в радианах; Z)cp —
внутренний диаметр в середине поворотного раструба в м; /р —
длина раструба до цилиндрического участка линии разъема («пол-
ки») в м; koa — коэффициент согласования, который можно при-
нять равным 1,24. Величина
1
р’ 4
У ^<-1
(2Г>ср//р)
(5. 31)
Местоположение линии разъема оказывает существенное влия-
ние на величину управляющей силы. При проектировании РУС,
как правило, известны из анализа управляемости ракеты, величи-
ны потребной силы и предположительное значение угла поворота
79 .
Рис. 5.17. Разрезное управляющее сопло с металлическим сильфоном:
/-—неподвижная часть сопла; 2—входной вкладыш; 3—вкладыш критического сечення; 4—
выходной вкладыш; 5—фланец; 6—линия разъема; 7—облицовка раструба; 8—рулевой при-
вод; 9—карданное кольцо; /0—металлический сильфон
в. Задаваясь рядом значений /р, определяют параметры в средней
части поворотного раструба и, используя зависимости (5.30) и
(5.31), строят функцию =/(£)), по которой и определяют /р.
На рис. 5.16 представлена конструкция РУС на карданном под-
весе с сальниковой системой уплотнения линии разъема, а на рису
5.17 — вариант конструкции РУС, частично уплотненного в камеру
РДТТ. Сопло выполнено на карданном подвесе; линия разъема
герметизирована металлическим сильфоном (Пат. США № 3140584).
5.6. ИНЖЕКЦИОННЫЕ ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ
Инжекционные ОУ находят широкое применение в современ-
ных РДТТ.
Один из первых экспериментов с инжекционными системами управления
вектором тяги РДТТ был проведен в 1961 г. фирмой «Локхид пропалит»
(США) на секционном двигателе диаметром 0,914 м [130]. В качестве инжек-
танта использовалась жидкость. Позднее аналогичные системы были применены
и успешно прошли огневые стендовые испытания в составе крупногабаритных
РДТТ диаметрами 3 и 4 м [130]. Инжекционные ОУ использованы на высотных
.ступенях модернизированных вариантов ракет «Минитмэн» п «Поларис», а так-
же на мощном РДТТ ракеты — носителя «Титан 3-е» [81].
Такой интерес разработчиков ракетных систем к инжекцион-
ным ОУ объясняется рядом положительных качеств, которыми
они обладают: высокая эффективность как ОУ, автономность кон-
струкции и отр'аботки, упрощение конструкции двигателя и повы-
шение'его надежности путем возможного применения неподвиж-
ттого сопла.
’ Анализ показывает [130], что с позиций массового совершенст-
ва наиболее выгодными являются инжекционные ОУ, использую-
щие принцип несимметричного вдува горячих газов отобранных
из камеры сгорания, в расширяющуюся часть сопла. Тогда устра-
80
' Рис. 5.18. Упрошенная модель газодинамического взаимодействия основного и
/ инжектируемого потоков:
0—-Граница основного потока перед отрывом; /—невозмущенный основной поток в сечении
7 инжекции; 2—область за скачком уплотнения; 3—область основного потока вниз по течению
от места инжекции: 4—область вторичного потока вниз по течению от места инжекции
няет'ся необходимость транспортировки дополнительного рабочего
•1 тела, сопутствующих вспомогательных устройств и арматуры, т. е.
устраняется существенный недостаток систем 'впрыска жидкос-
ти. Сщнако при использовании систем вдува горячего газа возни-
кает целый ряд технических трудностей, связанных, прежде всего, с
созданием надежных регуляторов расхода высокотемпературных,
химически активных продуктов сгорания твердых топлив. С точки
1 зрения простоты конструкции и обеспечения высокой надежности
-эффективно применение в качестве рабочего тела жидкости. Ее
легче хранить, дозировать, а ее высокая плотность дает возмож-
ность оптимизировать массу всей системы.
С другой стороны, управляющая сила и удельный импульс
при впрыске жидкости и прочих равных условиях значительно
меньше, чем при вдуве горячих газов.
Для некоторых типов РДТТ может оказаться наиболее выгод-
ным применение сравнительно холодных газов, вырабатываемых
специальным газогенератором [96]. Выбор того или иного варианта
инжекционных ОУ в каждом конкретном случае должен произво-
диться на базе тщательного теоретического анализа после сравни-
тельной оценки по основным характеристикам (эффективности,
уровню энергетических потерь, массовому совершенству, работо-
способности узлов). Правильность выбора должна быть подтверж-
дена модельными и натурными испытаниями.
Расчет основных характеристик инжекционных ОУ сводится к
определению величины управляющей силы, возникающей при ин-
жекции жидкости или газа, либо к расчету расхода инжектанта,
потребного для обеспечения заданного уровня управляющей силы.
На рис. 5.18 представлена упрощенная модель газодинамичес-
кого взаимодействия основного и инжектируемого потоков. При ин-
жекции газа или жидкости в область сверхзвукового потока про-
исходит отрыв турбулентного пограничного слоя с последующим
81
Рис. 5.19. Расчетная схема управ-
ляющей силы
возникновением конического
скачка уплотнения перемен-
ной интенсивности. Угол на-
клона скачка, угол отрыва,
параметры за скачком и в
области отрыва определяют-
ся, если известны параметры
основного потока. Полагая,
что угол отрыва известен,
вершина А конического
скачка может быть опреде-
лена, если будет найдена толщина h вторичного потока ЕВ. Вводят
допущение, что после инжекции газ резко поворачивается под воз-
действием основного потока и, не смешиваясь с основным потоком,
движется параллельно стенке сопла. Толщина вторичного потока
h определяется следующими зависимостями [24, 55]:
а) при инжекции газа —
/ Ь._______ 1 \
2й2 лд? 11 4- —---------м2 I
“ин Л1ин I 1 2 Шин1
Ротр
(&ИН + 1) + (^нн “ 1)
(5. 32)
б) при инжекции жидкости высота эквивалентной преграды —
h =----°’3^0 . (5.33).
Дш (Ротр Ро)
Здесь Ео, FHh — площадь сечения сопла перед отрывом (точка Д)
и площадь выходного сечения отверстия инжекции, соответственно;
Ро, Рш — давление основного потока перед отрывом и давление
инжектанта в выходном сечении отверстия, соответственно; Мин—
число Маха в выходном течении инжектора; ротр—среднее давле-
ние в зоне отрыва; /еин — показатель изэнтропы инжектируемого
газа.
Полагая, что при быстром расширении инжектируемого газа
давление меняется по параболическому закону от давления ин-
жекции pt до давления отрыва ротР, можно записать:
Foip (FhH 4“ 2/?отр)/3.
(5.34)
Для определения управляющей силы необходимо найти пло-
щадь проекции поверхности скачка уплотнения на поверхность
сопла. Эта площадь ограничена линией пересечения конического
скачка со стенками сопла. Вводим допущение о том, что линия
пересечения фронта скачка лежит на цилиндре (рис. 5.19), Это
допущение вполне приемлемо, так как угол конуса сопла неболь-
82
шой. Длина зоны отрыва Z0Tp определяется следующим выраже-
нием
/OTP = A[ctgpOTp + tg(a- г)], (fj/35)
где а — угол наклона стенки сопла; е — угол инжекции. /
Выражение для хорды z конического скачка и цилиндра после
несложных тригонометрических преобразований приводится к виду
^Отр ^отр ^СК
тогда \ AF = \ zdx = ‘ \ —-— du =
\ J J tg&CK
о о
202 / Qg&CK \1/2
— 3tgSOTPL \ 02 /
или в окончательном виде
ДД = /г2 [ctg ротр4- tg (а Д- г)]2 tg »ск. (5. 36)
Управляющая сила является суммой трех составляющих:
1) составляющей, обусловленной увеличением давления в зо-
не отрыва;
2) составляющей,- обусловленной увеличением давления на
стенках сопла в области между зоной отрыва и скачком уплотне-
ния; в этой зоне давление меняется от рОтр до давления за скачком
Р2 и определяется как среднее:
Рг=(/’отр+2/22)/3; ' (5.37)
3) составляющей, которая определяется количеством движения
инжектируемого рабочего тела.
С учетом сказанного управляющая сила записывается в сле-
дующем виде:
Яу = (ЛтР - Ро) ( ~ cos а + (р2 - р0) (ДД - /отрЛ) cos a -j-
+ (Рин - Ро) Л.н COS S + ЩИНЦИН
(5. 38)
либо
Яу = (-^-1W-ZOTPA) +
L \ Ро '
Ротр
Ро
7 h— т
tQTp" g
PoCosa+PoF^cose ри
(5. 39)
Для расчета /?у необходимо знать отношение давлений в скачке,
вызывающее отрыв пограничного слоя, и угол отрыва. Эти величи-
ны могут быть определены следующим образом [11]:
А)тр Мц
Ро 2
-----!— ------. (5.40)
1+ (k- 1)ДЛф2
83
Коэффициент А принимается равным 0,65. Давление за скачком
можно получить из отношения
где
Р2 _ 1 о 328 р0тр
Ро Ро 1+(4-1)ЯМ§/2
V Mg — 1
Гм|
Если ввести обозначения
G= -0,328
аУ Mg—1
1 + (k— 1)ЛМ§/2 ’
то соотношение 5.41 преобразуется так:
(5.41)
(5.42)
(5. 43)
Расчет управляющей силы по предложенной методике удобно про-
водить в следующем порядке.
1. Задаются значением ./0Тр и определяют параметры 'основного
потока перед отрывной зоной (сечение «0» см. рис. 5.18).
2. Определяют параметры возмущенного течения: рОТр/ро — по
формуле (5.40); pzipo — по формуле (5.41) или (5.43); (30тр ~ по
формуле (5.42); />Отр — по формуле (5.34); бС1: — по формуле
(5.16).
3. Рассчитывают высоту инжекционного течения h по формуле
(5.32) или (5.33).
4. Определяют длину отрывной зоны Z0Tp (расчетную) по фор-
муле (5.35) и сравнивают со значением /отр в начале расчета.
Рядом последовательных приближений добиваются значений
(^отр)расч~ (/отр)зад, после чего расчет продолжается.
5. Определяют эффективную площадь проекции скачка AF по
формуле (5.36).
6. По формуле (5.37) определяют среднее давление в зоне
2—pi-
т. Определяют величину управляющей силы Ду по формуле
(5.38) или (5.39).
При проектировании инжекционных ОУ следует учитывать сле-
дующие практически важные моменты.
1. Для получения максимального отношения управляющей си-
лы к тяге двигателя место инжекции должно располагаться в се-
чении, площадь которого составляет 0,75—0,8 Fa-
2. Увеличение числа Маха инжектируемого потока рабочего
тела обусловливает увеличение удельного импульса управляющей
силы.
3. Уменьшение молекулярной массы инжектируемого газа спо-
собствует увеличению удельного импульса управляющей силы.
4. Увеличение угла инжекции е приводит, с одной стороны, к
возрастанию управляющей силы, в частности, из-за увеличения
Рис. 5.20. Структурные схемы инжекционных органов управления РДТТ:
я—система вдува горячего газа; камера сгорания; 2—газоходы; 3—(регуляторы расхода;
4—сопло РДТТ; б—система инжекции жидкости: 1 —баллон со сжатым газом; 2—баллон с
инжектируемой жидкостью; 3—регулятор расхода; в—система вдува холодного газа от газо-
генератора: камера сгорания РДТТ; 2—дренажные окна; 3—заряд газогенератора; 4—ка-
мера сгорания газогенератора; 5—регулятор расхода
площади отрыва, с другой стороны 7?у может уменьшиться из-за
уменьшения количества движения в направлении, перпендикуляр-
ном оси сопла. Это говорит о существовании определенного опти-
мума е, который должен определяться в каждом конкретном слу-
чае.
5. Величина управляющей силы зависит от формы отверстия
вдува газа. Применение достаточно длинных, охватывающих ще-
лей способствует увеличению У?у.
В конструктивном плане инжекционные ОУ в зависимости от
типа ию^ектанта выполняются по структурным схемам, примеры
которых даны на рис. 5.20. При отборе горячих газов из камеры
целесообразно использовать утопленные сопла, поскольку это поз-
воляет приблизить место инжекции к источнику рабочего тела, а
следовательно, сократить или вообще исключить газоходы [141].
На рис. 5.21 представлен один из возможных вариантов конст-
рукции системы вдува газа из камеры РДТТ. Особенностью этой
схемы является частичное охлаж-
дение горячего газа (из камеры)
с целью облегчения работы регу-
ляторов расхода.
Рис. 5.21. Примерная система вдува горячего газа с предварительным охлаж-
дением
Рис. 5.22. Конструкция охлаждаемого регулятора расхода горячего газа
85
По этой схеме горячие газы из камеры сгорания РДТТ через заборник 1,
установленный на сопловом днище 2, попадают в фильтр 3, в котором очища-
ются от примесей конденсированной фазы, и по газоходу 4 попадают в регуля-
тор расхода ,'Л Регулятор расхода включает в себя нормально замкнутый кла-
пан 10 соленоидного типа, перекрывающий инжекционные отверстия 11, распо- •
ложепные в расширяющейся части сопла. Для понижения температуры отобран-
ных горячих газов перед регулятором предусмотрен эжектор 7, в котором про-
изводится смешение газов с охлаждающей жидкостью, размещенной в полос- -
ти 6. Полость 6 соединена в верхней части с газоходом 4 трубкой 5, а в ниж-
ней — через канал 12, клапан 8 с эжектором 7, имеющим в районе сужения
впускные отверстия. При срабатывании клапана 10 открываются инжекционные
•отверстия 11. Одновременно в силу разности давлений срабатывает клапан 8 и
жидкость начинает поступать в эжектор. Охлажденная парогазовая смесь ин-
жектируется в сопло.
При наличии на борту двигателя охладителя возможно ис- J
пользование охлаждаемого регулятора расхода горячего газа ти-
па, представленного на рис. 5.22.
Он состоит из корпуса 2 с системой каналов для протока охлаждающей
жидкости и клапана 4, имеющего возможность осевого перемещения. Положепйе
клапана определяет проходное сечение 9, через которое горячий газ, отбираемый
из камеры сгорания, через отверстие 1, перепускается в расширяющуюся часть
•сопла 8. Клапан 4 в процессе работы разгружен от действия газовых сил газа-
ми, проникающими через магистраль 5 в полость 6. Охлаждающая жидкость
подается в корпус 2 по магистрали 10 и через отверстия 7 внутрь клапана.
Далее жидкость через систему отверстий 3 впрыскивается в рабочую зону ре-
гулятора, обеспечивая тем самым защиту клапана от воздействия горячих газов.
Расход охлаждающей жидкости определяется разностью давлений газа, посту-
пающего по каналу 11 для наддува емкости с охлаждающей жидкостью, и дав-
лением газа в минимальном проходном сечении регулятора. Эта разность давле-
ний является функцией расхода газа, а следовательно, при любом положении
клапана расход жидкости будет пропорционален расходу' газа. Изменение со-
отношения расходов достигается регулированием расхода жидкости с помощью
дозирующего устройства, установленного в магистрали 10.
С точки зрения увеличения эффективности органов управления
выгодно отобранные из камеры сгорания горячие газы без после-
дующего охлаждения сразу перепускать в сверхзвуковую часть
сопла. В этом случае условия работы регуляторов значительно
ужесточаются, поскольку его рабочие органы подвергаются воздей-
ствию высокотемпературных, химически активных продуктов сго-
рания СТТ. Кроме того, следует учитывать возможность зашла-
ковки отверстий из-за гетерогенности рабочих газов.
В настоящее время проблема создания надежных регуляторов
расхода горячего газа РДТТ, в основном, решена и путем широ-
кого применения пиролитического графита, вольфрама и его спла-
вов, а также других жаропрочных и эрозионностойких материалов
для изготовления рабочих органов [130]. Вполне понятно, что успех
создания надежного регулятора такого класса в известной степени
определяется удачными конструктивными решениями. На сегод-
няшний день известно большое количество различных решений,
достаточно оригинальных. Рассмотрим некоторые из них.
На рис. 5.23 представлена конструкция неохлаждаемого регу-
лятора [102].
Он состоит из корпуса 1, в котором предусмотрены входное отверстие 2,
инжекционное отверстие 20 и рабочая полость 5. Вход в регулятор оформлен
86
Рис. 5.23. Конструкция не-
охлаждаемого регулятора
расхода горячего газа
графитовым вкладышем 3,
поверхность которого защи-
( щена слоем напыленного
вольфрама 4. В корпусе раз-
,4 мешается подвижный эле-
41 мент 7 с обоймой 6, закреп-
ft ленной на корпусе 1. В по-
длости обоймы 6 установлен
дАпоршень 17 со штоком 18,
«являющимся рабочим элементом регулятора. Шток 18 из условий обеспечения
'"нормальной работы регулятора изготовлен из графита с напылением на его по-
верхность вольфрама и окиси циркония. В регуляторе предусмотрено поджимное
уплотнение 21, исключающее утечку газа при перекрытии регулятора. Управление
работой регулятора производится рабочей жидкостью, подаваемой от накоса 14
по соответствующим магистралям с элементами автоматики 10, 13.
Регулирование расхода горячего газа осуществляется путем частичного пе-
рекрытия проходного сечения вкладыша 3 штоком 18. Для этого рабочая жид-
кость подается по магистрали 15 в полость 16\ для возвратного движения што-
ка рабочая жидкость подается по '.магистрали 9 в полость 11. Полное перекры-
тие инжекционного отверстия 20 происходит путем перемещения подвижного
элемента 7 влево (на рис. 5.23) до упора при заполнении магистрали 12. При
этом торцы элемента 7 входят в контакт с уплотнением 21, утапливая его внутрь
проточки 22. При включении регулятора подвижный элемент 7 отводится в
крайнее правое положение давлением жидкости, подаваемой по магистрали 8 в
кольцевую полость 19. *
Описанная конструкция регулятора, ,по меньшей мере, облада-
ет двумя достоинствами: отсутствием утечек газа и стабильностью
характеристик регулятора во время работы, поскольку изменение
геометрии конца штока в процессе эрозии не способно вызвать
сколькб-нибудь существенные изменения характеристик регуля-
тора.
Клапан для подачи горячего газа в сверхзвуковую часть сопла
(рис. 5.24) отличается простотой конструкции.
Он состоит из цилиндрического корпуса 1 с седлом 2 и полого поршня 5,
внутри которого имеется плавающий плунжер 6. Полость справа (на рис. 5.24)
от плунжера заполнена вязкой жидкостью, служащей защитой клапана от эро-
зионного и термического воздействия продуктов сгорания топлива и для обес-
печения падежной герметизации при закрытии клапана. При включении источни-
ка сжатого газа 8 поршень перемещается в крайнее правое положение и фик-
сируется на седле 2. Одновременно открывается обратный клапан 7 и плунжер 5
под давлением сжатого газа вытесняет часть жидкости по каналам 3 к месту'
Рис. 5.24. Конструкция клапана
горячего- газа
87
посадки поршня на седле. При выключении подачи сжатого газа сила давле-
ния в полости 4, действующая на бортик 9, переместит поршень влево, откры-
вая клапан.
Па рис. 5.25 представлен регулятор расхода горячего газа для управления
по крену ракетой «Минитмэи» [85]. Регулирование производится путем переброс-
ки вправо-влево золотника 3. Практический интерес имеют клапаны для пода-
чи горячего газа роторного типа. На рис. 5.26 изображена конструкция такого
клапана. В теплоизолированном корпусе I, состоящем из двух частей, размещен1
ротор 2, укрепленный в обойме 4 из теплозащитного материала типа угле- нлч
стеклопластика. Обойма с ротором крепится в корпусе на игольчатых подшип-
никах 3, защищенных от воздействия горячих газов системой уплотнений 5. По-
лость уплотнения 6 заполнена силиконовой смазкой. Вращение ротора, приво-
дящее к перекрытию отверстия инжекции, обеспечивается реверсивным серво-
мотором 8 через редуктор 7.
Рис. 5.25. Регулятор расхода го-
рячего газа- для управления по
крену ракетой «Минитмэн»:
/—соленоид возвратно-поступательного
действия; 2~датчик положения золот-
ника; 3—золотник
Рис. 5,26, Конструкция вращаю-
щегося регулятора горячего газ?:
1— корпус; 2—ротор; 3—игольчатый
подшипник; 4—обойма; 5—уплотнение;
6—полость; 7—редуктор; 8—сервомотор
При использовании системы вдува холодного газа от специаль-
ного газогенератора требования к регуляторам расхода по харак-
теристикам используемых материалов снижаются (по сравнению с
регуляторами горячего газа), а по конструктивному исполнению
практически остаются такими же.
Раздел 11
МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ОГНЕВОЙ
СТЕНДОВОЙ ОТРАБОТКИ РДТТ
Глава 6
ОСОБЕННОСТИ И ОРГАНИЗАЦИЯ
СТЕНДОВОЙ отработки
6.1. ПРОГРАММА СТЕНДОВОЙ ОТРАБОТКИ
Недостаточно полные знания о закономерностях протекания
рабочих процессов, сложность прогнозирования свойств конструк-
ционных материалов в условиях конкретных РДТТ, высокие тре-
бования к надежности функционирования систем, все это обуслов-
ливает необходимость их экспериментальной отработки.
Этап огневой стендовой отработки является самым трудоемким,
продолжительным и дорогостоящим этапом в процессе создания
РДТТ. В силу этого вопросы оптимального планирования этапа
отработки, в частности разработка оптимальных программ огне-
вых стендовых испытаний, приобретает особое звучание [66]. По-
скольку основным критерием, наиболее полно характеризующим
работу двигателя, является вероятность его безотказной работы
. или надежность, программа испытаний должна базироваться на
тщательно продуманной модели работы испытуемого объекта, кото-
I' рая бы связывала измеряемые при испытаниях параметры с кри-
терием надежности отрабатываемого элемента, узла и двигателя в
целом [17]. Такой подход позволяет определить перечень основных
параметров, которые должны измеряться при испытаниях с рег-
ламентируемой точностью.
Получаемые при испытаниях статистические данные являются
исходным материалом для решения системы уравнений, описываю-
щих выбранную математическую модель испытуемой системы. По-
лучение достоверных фактических параметров с потребной точно-
стью сопряжено с решением целого ряда сложных задач, связан-
ных с выбором соответствующих систем измерения при испытани-
ях, разработкой требований к техническим средствам, обеспечи-
вающим высококачественные результаты испытаний, условиям их
проведения, к обработке информации. Решение поставленных
задач позволяет создать обоснованную приближенную к опти-
мальной программу испытаний.
Программа экспериментальной отработки РДТТ должна вклю-
чать в себя следующие основные сведения [17, 91]:
цель и задачи испытаний, число испытаний;
необходимые сведения об объекте испытаний;
условия подготовки и проведения испытаний;
89
требования к техническим средствам и оборудованию для про-
ведения испытаний;
требования к системе измерений;
перечень измеряем'ых параметров и определяемых характерис-
тик, их ожидаемые значения;
программы функционирования (органов управления, узлов от-
сечки и др.);
количество, тип и место установки измерительных преобразо-
вателей на объекте испытаний;
особенности кино- и фоторегистрации процесса испытаний;
методы дешифровки и обработки результатов измерений;
содержание предпусковых проверок и критерии оценки их ре-
зультатов;
требования к проведению пуска РДТТ;
условия .и методы анализа состояния элементов и узлов конст-
рукции двигателя после испытаний;
методы и критерии оценки характеристик двигателя и состоя-
ния материальной части; /
перечень конструкторской .и технологической документации,
необходимой для подготовки и проведения испытаний.
Большой объем работ, продиктованный программой экспери-
ментальной отработки РДТТ/требует обязательного планирование
наземной отработки. План проведения испытаний составляется с
учетом этажности отработки, производительности испытательной
базы, заданных сроков отработки и прочих условий [66]. jOchobqh^
плана является комплекс экспериментальных подпрограмм, из-,
правленных на решение частных задач отработки. Применительно^
к отработке РДТТ частные подпрограммы могут включать отра-
ботку узлов воспламенения и отсечки тяги, достижение требуемой
стойкости теплозащиты, отработку (агрегатную или комплексную)
системы управления тягой и"т. д. По существу, фактический план
экспериментальной отработки должен координировать этажность
отработки РДТТ в зависимости от ряда объективных факторов и
определять сроки реализации частных программ. ,
..’Поскольку число натурных РДТТ, подвергаемых огневым испы-
таниям, ограничено, большое значение приобретает статисти-
ческий метод получения оценок надежности.
Использование этого метода налагает весьма жесткие требова-
ния к проведению различных этапов испытаний. Оказывается це-
лесообразным [81] с позиций оценки надежности всю систему РДТТ
подразделить на три основные подсистемы:
заряд — воспламенитель;
корпус двигателя — бронировка — теплоизоляция;
органы управления вектором тяги.
При этом результаты испытаний двигателя оцениваются по
данным работы каждой из основных подсистем в отдельности. Не-
смотря на то, что на этапе опытно-конструкторских испытаний
двигатель не является еще полным подобием окончательного вари-
90
Рис. 6.1. Зависимость фактора надежности трех
различных РДТТ на этапе отработки
анта, это не препятствует оценке надеж-
ности подсистем, соответствующих в ос-
новном системам летного варианта.
Процесс определения надежности
протекает следующим образом. Для каж-
дой основной подсистемы определяется
число испытаний, результаты которых могут быть использованы
для расчета. Минимального числа испытаний требует эквивалент-
ный двигатель. Чтобы рассчитать надежность двигателя, необходи-
мо определить число известных неудачных испытаний, которые
произошли в ходе последних N испытаний каждой подсистемы.
Кроме того, те отказы, причины которых неизвестны или не связа-
ны с основными подсистемами, произвольно приписываются одной
из них.
Расчетная надежность проекта определяется как произведение
надежности конструкции и тйдежности получения требуемых ха-
рактеристик. Надежность конструкции определяется анализом
результатов испытаний с учетом дисперсии прочностных факторов.
Надежность характеристик определяется по статистическим даН-
S' ным испытаний, связанных с оценкой разброса основных парамет-
J уделчюго импульса, давления, показателя степени в формуле
Ч скорости горения и т. д. Двигатель с таким разбросом может быть
смоделирован на электронной машине. В результате каждого ис-
пытания получают выходные параметры, а полный разброс этих
параметров вычисляют по результатам многократного моделиро-
вания.
' В работе [120] путем обработки огромного количества огневых
„ испытаний РДТТ получены кривые надежности (рис. 6.1). По оси
I ординат отложена надежность конкретного РДТТ, равная отно-
шению успешных испытаний к полному числу испытаний, а по оси
абсцисс — число испытаний N. Начало кривых (испытание 1) со-
[ ответствует завершению исследовательского этапа стендовых испы-
р таний.
i Линии II, III, IV отвечают завершению отдельных этапов лет-
J ных испытаний РДТТ. В этой же работе указывается, что для
‘ РДТТ диаметром 6,6 м с ОУ после завершения программы огне-
вых стендовых испытаний 15 двигателей надежность первого лет-
* ного пуска составляет 0,95. На этапе завершения стендовой отра-
'1 ботки и летных испытаний надежность РДТТ может быть достиг-
нута 0,995.
Наземная отработка РДТТ включает в себя значительный
объем так называемых эксплуатационных испытаний, на которые
составляются отдельные программы.
S Основные виды этих испытаний рассмотрены в разд. IV.
91-
6.2. ИНФОРМАТИВНОСТЬ ОГНЕВЫХ СТЕНДОВЫХ
ИСПЫТАНИЙ РДТТ
При всем -разнообразии конструктивного исполнения РДТТ
можно выделить основные характеристики и параметры, которые
на различных этапах отработки могут служить исходными дан-
ными для оценки надежности и работоспособности РДТТ как объ-
екта испытания.
К ним относятся:
внутрибаллистические характеристики;
энергетические и тяговые характеристики;
характеристики органов управления;
массовые характеристики;
работоспособность элементов и узлов конструкции двигателя;
характеристики эксплуатационной .надежности.
Внутрибаллистические характеристики РДТТ определяются ха-
рактером изменения давления в камере по времени работы дви-
гателя. При испытании должно производиться измерение текуще-
го давления в контрольных точках камеры сгорания pou(t). По
результатам обработки данных измерений определяются:
максимальное (ртах) и минимальное (ртщ) давление;
импульс давления
среднеинтегральные значения давления на характерных участ-
ках работы РДТТ /—k, pjk-,
максимальное значение градиента изменения давления в РДТТ
Др/ДР,
удельный импульс давления [3;
время задержки начала процесса 'работы РДТТ — тзад;
полное время работы двигателя тдв;
время выхода двигателя на режим тгв.р;
время горения заряда т3;
время спада давления тсл;
моменты времени достижения характерного значения парамет-
ров РДТТ;
V средняя скорость горения заряда пср;
секундный массовый расход топлива т.
Энергетические и тяговые характеристики РДТТ определяются
характером изменения тяги двигателя по времени.
В процессе испытания измеряется текущее значение тяги дви-
гателя Pon(t). По результатам обработки данных измерений опре-
деляются:
значение тяги в пустоте Pn(t);
максимальная и минимальная тяги Ртах; Ртт:
максимальное абсолютное значение градиента изменения тяги
АР/АР,
импульс силы тяги / на характерных участках работы РДТТ;
среднеинтегральное значение тяги Р3ь на характерных участ-
ках работы РДТТ;
92
45-Э
опытное значение пустотного удельного импульса тяги РДТТ
при фактической степени расширения сопла /уд.п;
опытное значение суммарных потерь пустотного удельного
импульса тяги РДТТ при фактической степени расширения соп-
ла <р1п;
опытное значение коэффициента пустотной тяги Хп.
Характеристики органов управления РДТТ оцениваются по
следующим измеряемым параметрам:
управляющее усилие 7?у;
регулирующий фактор (угол поворота исполнительного органа,
расход газа или жидкости и т. д.);
шарнирный момент Мш.
По результатам измерений определяются:
момент трения Мтр;
момент асимметрии Мас;
момент позиционный Мп03;
эффективность ОУ Йу;
градиент позиционного момента — /?Поз;
параметры рулевого привода;
коэффициенты сравнительной оценки.
Массовые характеристики РДТТ включают в себя значения
масс основных элементов, узлов, двигателя до и после испытания.
Работоспособность элементов и узлов конструкции РДТТ оце-
нивается комплексом характеристик. Для их определения служат
параметры, измеряемые при стендовых испытаниях:
вибрация элементов и узлов;
деформация;
перемещения (удлинения);
температура на наружной поверхности элементов и узлов
РДТТ;
температура газа внутри РДТТ (в характерных зонах);
тепловые потоки;
результаты анализа состояния элементов и узлов двигателя, а
именно:
изменение геометрии элементов РДТТ под воздействием пото-
ка продуктов сгорания, в частности, изменение площади критиче-
ского и выходного сечений;
толщины унесенных 6ун и прококсовавшихся слоев ТЗМ и ТЗП;
толщины слоев ТЗМ и ТЗП, сохранившихся после работы.
Обеспечение качественной стендовой отработки РДТТ требует:
1) использования надежных и точных средств измерения;
2) разнообразных технических средств для подготовки и прове-
дения испытаний;
3) высокой организации испытаний.
6.3. ЭТАПЫ СТЕНДОВОЙ ОТРАБОТКИ РДТТ
Стендовая отработка РДТТ в зависимости от главных задач,
стоящих перед конкретной серией испытаний и достигнутой степе-
93
ни отработки двигателя, может быть разделена на следующие по-
следовательно проводимые основные этапы испытания [32, 66]:
1) научно-исследовательские;
2) предварительные; •
3) доводочные (чистовые доводочные);
4) приемо-сдаточные (контрольные);
5) контрольно-выборочные.
Научно-исследовательские испытания (первый этап), как пра-
вило, проводятся с целью изучения рабочих процессов, протекаю-
щих в двигательной установке и ее агрегатах. Изучение указанных
процессов связано с разработкой и применением новых топлив,
принципиально новых конструкторских решений, перспективных
конструкционных материалов и т. д.
Программы научно-исследовательских испытаний весьма раз-
нообразны и выполнение их часто требует разработки .принципи-
ально новых методов и средств проведения испытаний, средств
измерений. В основном научно-исследовательские испытания про-
водятся на специальных установках на модельных или лаборатор-
ных двигателях, которые позволяют, с определенной степенью
достоверности, получить информацию об объекте исследования.
Например, могут исследоваться энергетические характеристики
новых топлив, процесс их воспламенения и горения. Результаты
научно-исследовательских испытаний используются при проекти-
ровании перспективных двигателей.
Второй, третий и четвертый этапы называют опытно-конструк-
торскими испытаниями. Они проводятся на натурных образцах
двигателя в комплектации, близкой к летному варианту.
Опытно-конструкторские испытания проводятся в направлении
оценки работоспособности элементов, узлов и выбранного вари-
анта (вариантов) двигательной установки, а также для определе-
ния основных ее характеристик. При этом на этапе предваритель-
ных испытаний производится начальная оценка работоспособности
материальной части двигателя, проверяется правильность зало-
женных в двигатель конструкторских решений, выявляются наи-
более уязвимые и слабые места, проводится предварительная
оценка основных параметров ДУ. В отдельных случаях на этапе
предварительных испытаний проводится принципиальное измене-
ние отдельных узлов или агрегатов с целью обеспечения оптималь-
ных характеристик.
На этапе доводочных (чистовых доводочных) испытаний Произ-
водится окончательная доводка узлов и агрегатов, обеспечивается
соответствие основных характеристик тактико-техническому зада-
нию.
Приемо-сдаточные испытания обычно предшествуют сдаче раз-
работанного образца двигателя заказчику. На них подтверждается
соответствие основных характеристик двигательной установки тех-
ническому заданию (ТТЗ).
Контрольно-выборочные испытания — это испытания выборки
от партий, которые проводятся в период серийного изготовления
94
двигателя с целью подтверждения соответствия основных харак-
теристик ДУ требованиям тактико-технического задания.
Программа контрольных испытаний не предусматривает каких-
либо изменений или доработки элементов ДУ.
6.4. ОРГАНИЗАЦИЯ СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ РДТТ
Экспериментальная отработка двигателей твердого топлива
осуществляется на специальных испытательных базах. Это, как
правило, комплекс инженерно-строительных сооружений с необхо-
димыми средствами для подготовки и проведения различного ви-
да стендовых испытаний.
Таков, например, Атлантический полигон США, лучше всего оснащенный
для испытания ракет и ракетного оружия. В его состав входит, в частности, ряд
инженерно-технических сооружений и зданий, обеспечивающих выполнение боль-
шого комплекса работ .ио подготовке, сборке, снаряжению и' испытаниям РДТТ.
Общая стоимость сооружений и оборудования, эксплуатируемых на полигоне,
оценивается более чем в 425 млн. долларов. Число рабочих и служащих состав-
ляет порядка 17 тыс. человек [134]. ,
/ Для наземной отработки РДТТ стендовая база должна иметь:
I испытательные стенды;
] измерительные лаборатории;
j сборочные цехи; ;
цехи дефектации;
I складские помещения, термостаты и холодильные камеры;
’ вычислительный центр.
Процесс огневого стендового испытания (ОСИ) каждой двига-
тельной установки состоит из трех основных стадий: стадии подго-
товительных работ;' стадии испытания; стадии анализа и оценки
результатов.
Подготовительные работы заключаются в проработке техниче-
ской документации на двигатель и составлении необходимых тех-
нических заданий службам испытательной базы, (в проведении
комплектации и входного контроля комплектующих элементов
двигателя, поступивших для испытания, в сборке и снаряжения
двигателя, его термостатировании, в подготовке стендового обору-
дования и систем измерения основных параметров и систем управ-
ления процессом огневых испытаний.
t Стадия мспыта'ния состоит из следующих этапов:
\ транспортировка двигателя к стенду;
I установка двигателя на стенде;
I установка на двигателе первичных измерительных преобразо-
вателей; стыковка бортовой и наземной кабельных сетей;
предпусковые проверки;
установка пиросредств;
I пуск двигателя;
; послепусковые проверки и работы.
’ Стадия анализа и оценки результатов, в свою очередь, состо-
ит из следующих этапов:
обработки и анализа результатов измерений;
95
дефектации материальной части двигателя;
составления отчета по испытанию.
Рассмотрим подробнее некоторые из этапов работ, проводи-
мых на различных стадиях процесса стендовой отработки двига-
теля, предварительно отметив следующее.
Работы, выполняемые в процессе подготовки и проведения ОСИ
РДТТ, являются огне7 и взрывоопасными, поэтому на производ-
ственных участках испытательных баз' необходимо осуществлять
специальный режим техники безопасности, режим повышенной тре-
бовательности, тщательного исполнения и строгого контроля пра-
вил техники безопасности. Правила техники безопасности включа-
ют в себя сумму мероприятий по безопасной подготовке и прове-
дению работ и определяют требования к испытательным стендам,
сборочным цехам, испытательным .площадкам, испытательному
оборудованию, измерительным системам и к подъемно-транспорт-
ным средствам.
Основные требования техники безопасности состоят в следую-
щем [6,' 42].
1. Все производственные помещения, стенды, лаборатории по
своему устройству должны соответствовать правилам создания
огне- взрывоопасных предприятий с соблюдением безопасных
внешних и внутренних расстояний.
2. Оборудование и инструмент, применяемые при производстве
работ, должны быть в безыскровом исполнении и обеспечивать от-
сутствие статического электричества.
3. При работе с зарядами, воспламенителями и пиросредствами
не допускаются толчки, удары, волочение и другие механические
воздействия.
4. Погрузочно-разгрузочные работы должны быть механизиро-
ваны, а грузоподъемные .механизмы должны быть во взрывобез-
опасном исполнении.
5. Транспортные средства должны быть специально оборудова-
ны с целью исключения перемещения изделия при его перевозке и
исключения попадания на изделия искры от выхлопных газов дви-
гателя машины.
6. Запрещается пользование открытыми нагревательными и
другими электроприборами.
7. На рабочем месте должно находиться минимально возмож-
ное количество людей.
На основании'этих требований для всех взрыво- и пожаро-
опасных производственных участков разрабатываются рабочие
инструкции по, технике безопасности, которые должны содержать:
правила допуска исполнителя к работе и предельно допустимое
количество людей на рабочем месте;
порядок и последовательность производства работ, обращения
с комплектующими элементами двигательной установки, с испы-
тательным оборудованием, приборами, вспомогательными мате-
риалами;
96
характеристику опасности проводимых операций, правила без-
опасного ведения работ, перечень предупредительных мер;
правила содержания рабочего места, оборудования, приспособ-
лений и инструмента;
правила хранения комплектующих узлов РДТТ (зарядов, вос-
пламенителей, пиросредств);
правила и места уничтожения взрывоопасных элементов и ма-
териалов.
, Комплектация изделий для испытания производится в,, соответ-
ствии с технической документацией, в которой должны быть ука-
заны номера комплектующих элементов, условия их транспорти-
' ровки и хранения, сроки годности.
Входной контроль объекта испытания подразумевает проверку:.
наличия сопроводительной технической документации и пра-
вильности ее оформления;
сохранности окраски и маркировки;
* отсутствия видимых повреждений элементов и узлов;
соответствия заводских номеров на изделиях и в сопроводи-
тельной документации.
Сборка и снаряжение РДТТ производится только в специали-
зированных цехах в строгом соответствии с технологическими рег-
ламентами на аттестованном и проверенном оборудовании.
Все работы, связанные с дефектацией зарядов, проверкой пи-
ротехнических средств, проверками на герметичность и др., долж-
ны проводиться по соответствующим инструкциям.
Термостатирование двигателей перед ОСИ должно проводить-
Т ся в специально оборудованных термо- или холодильных камерах,
;;; отвечающих требованиям техники безопасности, по режиму, задан-
Д» ному программой испытаний. Доставка РДТТ на стенд производит-
< ся на специально оборудованных транспортных средствах по гра-
фику, разрабатываемому на период проведения испытаний.
.Стадия испытаний проходит под непосредственным руковод-
ством руководителя испытаний, которому подчиняется стендовая
бригада во главе с руководителем стендовой бригады, и измери-
' . тельная брцгада во главе с руководителем службы измерений.
Руководитель стендовой бригады обеспечивает настройку и экс-
плуатацию испытательного оборудования, отвечает за установку
двигателя на стенде, установку пиросредств, выполнение мер без-
. опасности.
Руководитель бригады измерений обеспечивает подготовку и
। эксплуатацию системы измерений и управления и кинотелеаппара-
, туры, установку первичных измерительных преобразователей на
’< двигатель, стыковку бортовой и наземной кабельной сети.
Команды руководителя испытаний на выполнение тех или иных
1 операций при испытаниях и доклады руководителей служб о при-
V нятии и выполнении этих команд объявляются по громкоговорящей
связи, которой оборудован испытательный стенд. Испытательные
стенды имеют также систему сигнализации, с помощью которой
подается информация о степени готовности двигателя к пуску.
4 3032
07
Процесс работы двигателя наблюдается с помощью телевизи-
онных камер, производится его киносъемка. ........
Информация о параметрах, измеряемых при работе двигателя,
поступает в вычислительный центр, где по заранее разработан-
ным программам производится обработка результатов испытаний.
После проведения испытаний двигатель поступает в цех дефек-
тацнИт-где производится осмотр материальной части, измерение
необходимых геометрических размеров и взвешивание двигателя в
целом и его отдельных узлов.
Результаты обработки данных измерений и акты дефектации
поступают к руководителю испытаний для проведения анализа и
составления отчета гю испытапию.
Г л а в а 7
ТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА
И ИСПЫТАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
7.1. ИСПЫТАТЕЛЬНЫЕ СТЕНДЫ
Огневые стендовые испытания РДТТ проводятся при горизон-
тальной, вертикальной либо наклонной ориентации двигателя от- J
носительно поверхности земли. Поэтому различают стенды: ;
горизонтальные; ’
вертикальные;
наклонные.
С целью обеспечения качественной отработки различного клас-
са РДТТ в США, например, действует разветвленная сеть испы-
тательных стендов, отвечающих современным требованиям.
На предприятии по Производству твердых топлив фирмы «Аэроджст» (США)
имеются стенды, рассчитанные на огневые испытания крупных РДТТ как в го-
ризонтальном, так и вертикальном положении [81]. Например, РДТТ диаметром
до 3 м, длиной до 24 м и тягой порядка 5800 кН испытываются па горизонталь-
ных стендах. На стенде для РДТТ диаметром 4,5 м и тягой 13 500 кН двига-
тель может быть установлен как в горизонтальном, так и вертикальном поло-
жении. Имеется вертикальный стенд, позволяющий проводить испытания очень !
мощных РДТТ диаметром 6,6 м и тягой 33 700 кН соплом вверх, при этом за-
ливка и полимеризация топлива осуществляются прямо на стенде.
Фирма «Юнайтед Техколоджи» располагает тремя горизонтальными стен-
дами, рассчитанными па огневые испытания РДТТ с тягой 11120 кН, 9000 кН
и 18000 кН [81]. Для сборки крупных сегментных зарядов в условиях стенда
используется кран грузоподъемностью 2000 кН. Известны опытные стенды фир-
мы «Макгрегор», которые предназначены для испытаний РДТТ диаметром 3,9 м, ;
массой 112 т, с тягой до 13500 кН.
Стенды снабжены многоканальными системами измерения практически всех :
основных параметров РДТТ. На заводах фирмы «Рокетдайи» имеются шесть
стендов, в том числе один па тягу 4500 кН. Огневые испытания высотных сту- ;
пеней ракеты «Минитмэи» проводятся в исследовательском центре ВВС США 1
на баростенде, обеспечивающем имитацию высоты до 40 км и температуры до ’
—85° С.
Этот стенд позволяет оценивать надежность воспламенения, определять па-
раметры внутренней баллистики и тягу двигателей, изучать отсечку тяги и сис-
темы управления вектором тяги.
98
Основные требования к конструкции стенда состоят в следую-
щем [6, 41].
1. Должны быть обеспечены необходимая ориентация и надеж-
ное крепление средств испытаний (стапелей, подвесок, вспомога-
тельных агрегатов).
2. Результаты испытаний не должны искажаться.
3. Планировка стенда должна обеспечивать качественное про-
ведение измерений, визуальное наблюдение с помощью телевизи-
онной аппаратуры, проведение киносъемок процесса работы объ-
екта испытания.
4. Должно быть обеспечено удобство эксплуатации испытатель-
ного оборудования при подготовке и проведении испытаний.
5. Стенд должен обладать необходимым запасом прочности и
обеспечивать надежную защиту технического персонала и окру-
жающих зданий на случай аварийного срабатывания РДТТ.
Горизонтальные стенды бывают открытого и закрытого типа
[6]. Стенд открытого типа (рис. 7.1) выполняется в виде ровной
площадки, ограниченной обваловкой 4.
Он включает в себя упорный железобетонный бык 2, рассчитанный из усло-
вий заданной прочности и жесткости, служащий упором испытуемого двигате-
ля 1, железобетонный фундамент силового пола 3, коммутационные щиты сис-
темы измерения 5.
Открытые стенды используются для испытания двигателей с
опытными и малоизученными топливами, либо для проведения
комплексных испытаний ДУ или ракет с разделением ступеней,
срабатыванием узлов обнуления и отсечки тяги. Размещение от-
крытого стенда, а также размеры обваловки выбираются из усло-
вия обеспечения безопасности обслуживающего персонала и ис-
ключения воздействия аварийных исходов на окружающие здания.
Горизонтальный стенд закрытого типа для испытаний крупно-
габаритных РДТТ представляет собой мощное железобетонное со-
оружение (рис. 7.2), имеющее огневой бокс, помещения для разме-
щения блоков систем измерений, вспомогательных и служебных
помещений. Конструкция огневого бокса закрытого стенда анало-
гична огневому двору открытого стенда и включает в себя опор-
ный бык, фундамент с силовым полом, коммутационные устройст-
ва системы измерений и т. д. Закрытый стенд должен быть обору-
дован стационарными погрузочно-разгрузочными средствами. Го-
ризонтальные стенды закрытого типа используются . для решения
большинства вопросов наземной отработки РДТТ, включая комп-
лексные испытания.
Вертикальные стенды для испытания РДТТ представляют со-
бой железобетонную конструкцию и имеют горизонтальный фунда-
мент с отводным газовым лотком, вертикальные стойки, облицо-
ванные металлическими листами. Например, испытание мощного
стартового РДТТ ракеты «Титан-ЗС» производится на вертикаль-
ном стенде, огражденном железобетонной стеной высотой 2,7 м,
облицованной стальными листами толщиной 32 мм [91]. На стой-
ках предусмотрено крепление опорной плиты с элементами подвес-
4*
99
Рис, 7.1. Схема горизонтального стенда открытого типа
Рис. 7.2. Схема горизонтального стенда закрытого типа:
1—перекрытие; у—опорный бак; 3—аппаратура визуального контроля; 4—подъемно-разгру-
зочное устройство; 5—фундамент силового пола
Рис. 7.3. Вертикальный стенд:
/—фундамент; 1—стойки; 3—площадки обслуживания; 4—измерительный пояс; 5—РДТТ; 6—
подвеска; 7—опорная плита; 8—подъемно-разгрузочное устройство; 9—измерительной преоб-
разователь силы; /0—лоток
100
ки двигателя в вертикальном положении соплами вниз. На стенде
имеются рабочие площадки обслуживания.
Типичная конструкция вертикального стенда с элементами
крепления двигателя представлена на рис. 7.3 [6].
В США, как мы уже отмечали, для испытания особо крупных
РДТТ применяют вертикальные стенды с ориентацией двигателя
соплом вверх.
Конструкция наклонных стендов с небольшими изменениями
аналогична вертикальным стендаМ. Они находят ограниченное при-
менение и, в частности, используются при отработке малогабарит-
ных или специальных двигателей.
7.2. СТАПЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Стапель — это устройство для ориентации и крепления двига-
теля на испытательном стенде. Стапель является важнейшим тех-
ническим средством при испытании РДТТ, поскольку он оказыва-
ет прямое влияние на качество измерения силовых характеристик
двигателя — тяги, управляющих и возмущающих сил при работе
ОУ. В зависимости от требований программы наземных испыта-
ний конструкция стапеля должна обеспечивать измерение ряда
других параметров, например параметров узлов отсечки тяги,
разделения ступеней и т. д. Сформулируем основные требования к
конструкции стапелей для испытания крупногабаритных РДТТ
[131].
1. Конструкция стапеля должна обеспечивать необходимое чис-
ло степеней свободы двигателя в направлении действия измеряе-
мых сил.
2. Кинематическая связь между подвижными и неподвижными
элементами стапеля не должна влиять на характер возможного
перемещения двигателя под действием силы тяги.
3. Конструкция стапеля должна позволять так монтировать из-
мерительные звенья, чтобы сила, прикладываемая вдоль линии
действия измерительного элемента, не вызывала реакций в других
элементах.
4. Сила трения в подвижных элементах системы должна быть
минимальной.
5. Величина массы присоединенных к двигателю подвижных
частей стапеля должна быть минимальной, чтобы уменьшить влия-
ние сил инерции на точность измерения сил на нестационарных
участках работы двигателя.
6. Жесткость силовых элементов стапеля, передающих усилия
на измерительный преобразователь тяги, должна быть такой, что-
бы частота собственных колебаний всей стендовой системы (дви-
гатель + стапель+измерительные звенья) была в несколько раз
больше частоты контролируемого процесса.
7. Конструкция стапеля должна обеспечивать стабильность ди-
намических характеристик в процессе работы двигателя независи-
мо от окружающих условий.
1 m
8идД
Рис. 7.4. Стапель Кареточного типа:
!/—каретка; 2—силовая рама; 3—измерительный преобразователь силы; 4—поддон; 5—бандаж;
б—РДТТ; 7—сухарь; 5—направляющий ролик
8. Стапель должен обеспечивать надежное крепление двигате-
ля на стенде и быть удобным в эксплуатации.
Конструкция стапеля, в целом, определяется конструкцией ис-
пытуемого двигателя и требованиями программы испытаний.
Многочисленное семейство стапелей в зависимости от харак-
тера кинематических связей и специфических особенностей выпол-
нения конструкции можно подразделить на следующие виды.
1. Горизонтально ориентированные стапели: кареточные; на
упругих подвесках; люнетные; на гидро- и аэростатических опо-
рах.
2. Вертикально ориентированные стапели: подвесного типа;
упорного типа.
Общим преимуществом горизонтально ориентированных ста-
пелей любого типа перед вертикально ориентированными являет-
ся возможность исключения влияния массы и силы тяжести испы-
тываемого двигателя в процессе его работы на точность измере-
ния тяги.
К преимуществу вертикально ориентированных стапелей отно-
сится возможность более точного измерения управляющих и воз-
мущающих сил, приложенных к двигателю при функционировании
ОУ. Рассмотрим основные виды стапелей и их особенности.
Стапели кареточного типа (рис. 7.4) являются наиболее про-
стыми, дешевыми и удобными в эксплуатации. Конструктивно они
выполняются в виде силовой рамы, с ложементами под двигатель.
На раме предусмотрен блок колес. Иногда вместо колес на карет-
ках применяют шаровые опоры в призматических направляющих.
С целью исключения заклинивания кареток при возникновении
боковых сил на двигателе, как правило, используют направляющие
ролики. При испытании крупногабаритных РДТТ с целью исклю-
чения влияния удлинения двигателя при работе ходовая часть
каретки делается раздельной. Использование стапелей кареточного
типа при измерении боковых усилий требует применения подвиж-
ных ложементов. Большими техническими возможностями облада-
ют стапели подвесного типа. В конструктивном плане они выпол-
102
рис. 7. 5 представлена кинематиче-
типа. Особенностью этого стапеля
Рис. 7.5. Кинематическая схема
стапеля подвесного типа:
I—измерительный преобразователь тя-
ги; 2—горизонтальные разрывные свя-
зи; 3—шарнирные неразрывные связи;
4—измерительный преобразователь си-
лы тяжести G двигателя; 5—РДТТ; 6—
измерительный преобразователь боко-
вых сил
няются в виде опорных ме-
таллоконструкций, к кото-
рым через систему подвесок \
, крепится двигатель. Наличие 7
подвесок позволяет увели-
чить число степеней свободы
двигателя, а, следовательно,
обеспечивается измерение
боковых компонентов тяги. На
ская схема стапеля подвесного
' является замена шарнирных неразрывных связей между двигате-
лем и опорной конструкцией, кроме вертикальных подвесок, жест-
кими скользящими контактами. Это позволяет уменьшить влияние
различного рода деформаций на точность измерения усилий.
В настоящее время при проектировании стапельной оснастки,
* как правило, решаются задачи получения комплексной информа-
ции при ОСИ о тяге, управляющих и возмущающих силах и мо-
ментах, о массе двигателя.
На рис. 7.6 представлена конструкция многокомпонентного ста-
пеля для испытания крупногабаритных РДТТ с замером осевой и
боковых составляющих тяги [131].
Испытуемый двигатель 2 устанавливается на платформе 5, ко-
торая фиксируется шестью регулировочными устройствами, вклю-
чающими измерительные преобразователи осевой силы 1, боковых
сил, креновых моментов 3 и силы тяжести 4 двигателя. При такой
конструкции стапеля двигатель с платформой имеет практически
6 степеней свободы. Очевидным недостатком этого стапеля является
сложность эксплуатации, связанная с необходимостью точной уста-
новки платформы. Кроме того, на платформе при нагрузке боко-
вой силой может возникнуть паразитный момент, способный по-
влиять на точность измерений. Более совершенной конструкцией
является стапель с разгружающими крепежными кольцами (рис.
7.7) [131]. Эта конструкция выгодно отличается от предыдущей от-
сутствием платформы. Крепление двигателя осуществляется не-
посредственно элементами крепления силовых преобразователей.
Первая группа измерительных преобразователей Pz* и Pyt, ис-
пользуемая соответственно для измерения веса двигателя и бо-
ковой силы, размещена в передней части двигателя и фиксирует
его в районе силовой передающей фермы (поддона). Вторая груп-
па преобразователей соединена с жестким бандажом (разгружаю-
щим кольцом), смонтированным на двигателе (Pzlt Py^, Py,}.
Рис. 7.6. Конструкция многокомпонентного горизонтально ориентированного
стапеля с платформой (США)
На рис. 7.8 представлена одна из разновидностей конструкции
горизонтально ориентированного стапеля подвесного типа. Конст-
рукция подвесок обеспечивает требуемую центровку испытуемого
двигателя перед запуском. Наличие двух поясов измерения (перед-
него и заднего) обеспечивает снятие необходимой информации для
оценки работы ОУ [131].
Рассмотренные типы стапелей подвесного типа имеют ряд не-
достатков. Это наличие взаимовлияния измерительных звеньев, от
которого весьма трудно избавиться и который трудно учесть при
градуировках системы, сложность стендовой эксплуатации в части
центрирования двигателя, возможность ухода начальных коорди-
нат двигателя при его работе под воздействием радиационного на-
грева, эжекции и т. д.
Пристального внимания отработчиков РДТТ заслуживают ста-
пели с использованием гидро- или аэростатических опор, нашед-
ших достаточно широкое применение в различных отраслях совре-
менного машиностроения.
• Основное преимущество многокомпонентных стапелей с гидро-
или аэростатическими опорами заключается в практическом ис-
ключении влияния сил трения на точность измерения силовых ха-
рактеристик, что позволяет существенно повысить точность изме-
рения основных силовых параметров двигателя. Однако опыт от-
работки РДТТ на различных стапелях позволяет заключить, что
для получения качественной записи тяги, особенно на нестацио-
Рис. 7.7. Конструкция горизонтально ориентированного стапеля с разгружающи-
ми крепежными кольцами (США)
Рис. 7.8. Конструкция горизонтально ориентированного многокомпонентного
стапеля подвесного типа (США)
Рис. 7.9. Схема подвесок па верти-
кальном стенде
парных участках работы, по-
лезно увеличивать силу трения,
естественно, в разумных пре-
делах. Опыты показывают це-
лесообразность замены в неко-
торых случаях направляющих
качения на направляющие
скольжения, что резко умень-
шает колебания стендовой сис-
темы при запуске двигателя.
Поэтому при проектировании
стапельной оснастки с мини-
мальным трением в сопрягае-
мых узлах следует учитывать
Рис. 7.10. Конструкция вертикально
ориентированного стапеля упорного
типа (США)
симых пояса измерения, в которых
ли 1, имеющие диапазон измерений,
боковых снл. Осевая тяга передается
специфические условия работы
конкретного двигателя, для испы-
таний которого создается ста-
пель.
Вертикально ориентированные
стапели подвесного типа (под-
вески) представляют собой жест-
кую опорную конструкцию, в ко-
торой по переднему торцу тем
или иным образом крепится испы-
туемый РДТТ соплами вниз, за-
крепленную на перекрытии стен-
да с помощью упругих элементов.
На рис. 7.9 представлены ки-
нематические схемы многокомпо-
нентной оснастки вертикального
стенда, позволяющие определять
в процессе ОСИ осевую тягу и
управляющие силы.,
По схеме рис. 7.9,а двигатель соеди-
нен с перекрытием стенда с помощью
трех измерительных преобразователей
силы 1, симметрично смещенных относи-
тельно конструктивной базовой оси дви-
гателя [6]. Градуировка этих преобразо-
вателей осуществляется с помощью гид-
равлического устройства 2.
Основным недостатком этой схемы
является относительно высокая погреш-
ность определения управляющих сил,
обусловленная использованием измери-
тельных преобразователей большого
диапазона.
На схеме рис. 7.9, б для измерения
боковых сил используется два незави-
размещены измерительные преобразовате-
соответствующий ожидаемым значениям
на измерительный преобразователь 2 через
гибкий элемент 3, имеющий малую жесткость в поперечном направлении.
106
Вес двигателя до и после испытания определяется по показаниям измери-
тельных преобразователей 4, вмонтированных в вертикальные тяги подвески.
Вертикально ориентированные стапели упорного типа, как пра-
вило, целесообразно использовать при отработке очень мощных
РДТТ. В качестве примера рассмотрим стапель разработки США
(рис. 7.10) [131].
> Двигатель 1 закрепляется на стенде соплами вверх с помощью силовой ме-
таллоконструкции 3. Предусмотрены два пояса измерения — верхний в районе
соплового блока, включающий три измерительных преобразователя 2 трех боко-
вых сил, и нижний, включающий преобразователь осевой силы 4, служащий упо-
ром для двигателя, н два преобразователя боковых снл 5. Преимущества ос-
настки — простота эксплуатации, уменьшение количества подвесных элемен-
тов. Основной недостаток этой оснастки — влияние переменной по времени ра-
боты массы испытуемого двигателя на измерение осевой тягн.
7.3. СРЕДСТВА ИМИТАЦИИ ВЫСОТНЫХ УСЛОВИЙ
При наземной отработке РДТТ высотных ступеней ракет необ-
ходимо моделировать условия высотности и, прежде всего, давле-
ние окружающей среды рн. Практика огневых стендовых испыта-
ний высотных РДТТ указывает на значительное влияние понижен-
ных давлений как на основные характеристики двигательной уста-
новки, так и на работоспособность ее узлов и элементов. Можно
привести ряд примеров, когда двигатель и его системы прекрасно
работали в земных условиях и аварийно в имитированных высот-
ных условиях. Например, из опыта Арнольдовского инженерного
исследовательского центра (США) известны многочисленные слу-
чаи отказа системы воспламенения РДТТ из-за наличия перепада
давлений внутри и снаружи воспламенителя, случаи разрушения
стеклопластиковых корпусов двигателей из-за возникновения рас-
слоений от воздействия низких давлений, случаи аномального
воспламенения зарядов и др. [28]. Все это лишний раз подчеркива-
ет насущную потребность имитации высотных условий при назем-
ной отработке высотных двигателей.
Сформулируем основные задачи и цели испытаний в имитиро-
ванных условиях.
1. Определение пустотных энергетических и тяговых характе-
ристик двигателя при безотрывном истечении из сопла.
2. Определение условий воспламенения и снятие характеристик
двигателя на нестационарных участках его работы — выход на
режим, спад давления.
3. Оценка работоспособности элементов узлов конструкции дви-
гательной установки, агрегатов бортовых систем.
4. Определение характеристик узлов отсечки тяги.
5. Определение характеристик органов управления при функци-
онировании их в составе высотных сопел.
6. Оценка характера взаимодействия струй в РДТТ многосоп-
ловой компоновки.
107
Круг задач может быть значительно расширен в зависимости от
специфики и объема отработки.
Создание надежных средств имитации высотных условий, поз-
воляющих решить поставленные задачи, сопряжено с большими
техническими трудностями. Например, в современных РДТТ, рабо-
тающих на смесевых топливах, осуществляется колоссальный
газоприход в очень короткий отрезок времени. Возникает необхо-
димость непрерывной эвакуации огромных приходов высокотемпе-
ратурных, химически активных продуктов сгорания из вакуумных
систем, что само по 'себе является сложной задачей.
Основные требования, предъявляемые к средствам имитации
высотных условий в ракетном эксперименте следующие:
максимальное приближение параметров имитации к условиям
полета;
стабильность рабочих характеристик имитаторов в процессе ра-
боты испытуемого двигателя;
возможность размещения испытательных средств и качествен-
ного проведения измерений параметров РДТТ;
отсутствие влияния имитаторов на работоспособность испытуе-
мого двигателя;
высокая надежность и работоспособность имитаторов в крайне
жестких условиях воздействия струи продуктов сгорания топлива;
простота стендовой эксплуатации.
Назовем основные способы имитации высотных условий, кото-
{)ые могут быть реализованы при огневых стендовых испытаниях
45, 108].
1. Использование барокамер, в которых располагается испытуе-
мый двигатель. Вакуум создается путем откачки воздуха перед
опытом насосами.
2. Использование кинетической энергии струи продуктов сгора-
ния, истекающей из сопла испытуемого двигателя и преобразова-
ния ее с помощью диффузора в энергию давления.
3. Использование эжекционного эффекта вторичных сред (жид-
кости или газа), подаваемых в зону струи испытуемого двигателя.
Рассмотрим подробнее некоторые средства имитации высотных
условий при испытании ракетных двигателей.
Наиболее простой конструкцией имитатора следует признать
барокамеры'с предварительным вакуумированием. Барокамеры
представляют собой замкнутую металлическую емкость большого
объема, снабженную мощными вакуум-насосами для создания тре-
буемого разрежения.
Внутри барокамеры размещается двигатель и испытательная
оснастка для крепления двигателя. При работе двигателя продук-
ты сгорания выбрасываются в барокамеру, где давление повыша-
ется. Иногда с целью компенсации повышения давления продукты
сгорания частично конденсируют, охлаждая их жидким гелием или
жидким азотом [45]. Вполне понятно, что несмотря на сравнитель-
ную простоту и низкую стоимость испытаний использование баро-
камер ограничено, поскольку надежные результаты можно полу-
108
чить только в течение малого отрезка времени. Они могут приме-
няться для исследования процессов воспламенения и испытаний
различного рода агрегатов.
Большое распространение в практике огневых стендовых испы-
таний РДТТ нашли высотные камеры с эвакуацией выхлопных
газов с помощью' диффузоров или других вспомогательных уст-
ройств [28]. В таких камерах можно стабильно моделировать вы-
соты до 21 км и более. Следует отметить, что высотные характе-
ристики указанных камер существенным образом зависят от ха-
рактеристик используемых диффузоров. Практика показывает, что
для моделирования больших высот, примерно с 30 до 45 км необ-
ходимо кроме диффузора, работающего на струе ракетного двига-
теля, устанавливать дополнительные агрегаты, например эксгаус-
теры [28]. В табл. 7.1 приведены некоторые характеристики высот-
ных испытательных стендов корпорации Аэроджет—Дженерал [142],
откуда видно, что в США широко используются различные сред-
ства имитации, начиная от простых барокамер для отработки за-
пуска двигателя и кончая высотными камерами для проведения
комплексной отработки двигательных установок. Высокие требова-
ния, предъявляемые к качеству наземной отработки РДТТ, преж-
де всего высотных ступеней, заставляют постоянно совершенст-
вовать испытательное оборудование, расширять его технические
возможности, особенно в части моделирования условий реального
полета по воздействию вибраций, ускорений, тепловых нагрузок и
пониженного давления среды.
Таблица 7.1
Характеристики некоторых высотных испытательных стендов США
Индекс стенда Объект испытаний Тяга, кН Назначение стенца Средства вакууми- рования Барометри- ческая высота, км
С—2 ЖРД 450 Комплексная отработка Диффузор ДО 21
С—3 ч ЖРД 450 Запуск двига- теля Механический насос до 35
Е—5 ЖРД 1150 Запуск двига- теля Механический насос до 50
С-6 ЖРД 450 Комплексная от- работка Диффузор до 21
Р—1 РДТТ 350 Запуск, процесс работы Механический насос и диффузор с 67 до 21
W-1 РДТТ 350 Запуск, процесс работы с 67 до 21
В США в настоящее время функционирует ряд высотных стен-
дов, горизонтальных и вертикальных, для отработки ракетных
двигателей и космических аппаратов в широком диапазоне высот.
В них моделируются различные воздействующие ’ факторы. Осо-
бенностью большинства высотных стендов является одновременное
109
Рис. 7.11. Характер изменения давления в барокамере во время испытания:
при наличии и при отсутствии вспомогательного эжектора; а—включение зажигания;
б—прекращение горения.
Рис. 7.12. Структурные схемы наиболее распространенных средств имитации
высотных условий
использование сверхзвукового диффузора, устанавливаемого за
соплом испытуемого двигателя, и вспомогательного эжекторного
устройства — эксгаустера. Диффузор обеспечивает сжатие газооб-
разных продуктов сгорания, необходимое для того, чтобы эксгаус-
тер имел возможность весь приход газов из двигателя эвакуиро-
вать в атмосферу в темпе опыта.
Из рис. 7.11 видно, что применение вспомогательных средств
откачки позволяет существенно повысить эффективность средств
имитации высотных условий. Примененный в этой схеме дополни-
тельный паровой эжектор позволяет создать предварительно пони-
женное давление в вакуум-камере (разрежение) рвк перед запус-
ком двигателя и поддерживать его в конце горения заряда (на
стенде). Это очень важно при исследовании нестационарных про-
цессов работы РДТТ. Стремление упростить средства имитации,
сделать их более дешевыми и удобными в стендовой эксплуатации
позволило создать целый ряд устройств. На рис. 7.12 представлены
структурные схемы средств имитации, которые нашли широкое
распространение в практике стендовых испытаний [28, 45, 113].
Их можно подразделить на две группы. Первая группа имитато-
ров (рис. 7.12, а, б) выполняется в виде небольшой по объему ва-
куумной камеры, с открытого торца которой монтируется диффу-
зор той или иной конфигурации. Испытуемый двигатель вместе со
стапелем размещается внутри вакуум-камеры. Перед испытанием в
таких имитаторах иногда создают предварительное разрежение
НО
Рис. 7.13. Конструктивная схема вакуум-камеры с цилиндро-коническим диффу-
зором:
rfJ[p=138 мм; 7/£>д* = 10,13; £>вкЛ/а=1,485; £>0/.Од*=|10,13; bBX/da = 3,64; <р=6,5°
путем откачки воздуха механическими насосами. При этом в вы-
ходном сечении диффузора устанавливается герметизирующая за-
глушка, которая вылетает при запуске двигателя. Вторая группа'
имитаторов (рис. 7.12, в, г) выполняется в виде диффузоров раз-
личной конфигурации, которые с зазором или без зазора устанав-
ливаются за соплом соосно с двигателем. Основным элементом
имитаторов обеих групп является диффузор, размеры и характе-
ристики которого полностью определяют условия имитации. Теоре-
тический анализ работы диффузоров различной конфигурации них
расчеты можно найти в многочисленных работах отечественных,
например, [1, 92] и зарубежных авторов [45]. В основном расчет
диффузоров сводится к определению его геометрических соотноше-
ний, а также рабочих и пусковых давлений, в зависимости от ре-
жимов и параметров испытуемого двигателя, в составе которого
он работает. Следует отметить, что несмотря на расчет для усло-
вий ракетного эксперимента разработка натурных диффузоров
подразумевает обязательную экспериментальную доводку [45].
Наиболее эффективными являются цилиндро-конические диф-
фузоры с так называемым вторым критическим сечением [92].
С точки зрения простоты конструкции и низкой стоимости целесо-
образно применение цилиндрических диффузоров.
На рис. 7.13 представлена схема имитатора, выполненного в
виде вакуум-камеры с цилиндро-коническим диффузором для ис-
пытания ракетного двигателя тягой 27кН с соплом, имеющим
геометрическую степень расширения 20 [45]. Здесь же представ-
лены основные геометрические соотношения диффузора, обеспечи-
вающие нормальный запуск двигателя и безотрывное истечение из
сопла на установившемся режиме.
Вакуум-камера 1 представляет собой сварную емкость, внутри которой раз-
мещается испытуемый двигатель 2 в стапельной оснастке. К торцу вакуум-ка-
меры с помощью фланцевого соединения крепится диффузор Диффузор состоит
из пяти осесимметричных секций с двойными стенками 3 и 4, образующими
охлаждающий тракт 5. Секции скреплены между собой болтами, каждая сек-
111
Цня охлаждается автономно с помощью воды, подаваемой и отводимой насосом
через отверстия 6. С целью удобства эксплуатации и компенсации возможных
удлинений при работе диффузор устанавливается иа роликовых опорах 7.
В табл. 7.2 приведены основные параметры диффузоров имита-
торов высотных условий, выполненных в виде вакуум-камер с ци-
линдрическими диффузорами, для огневых испытаний ракетных
двигателей большой мощности в Японском испытательном центре
Носиро [108].
Из данных табл. 7.2 можно заключить, что отношение длины
диффузора к его диаметру L^D^, в среднем, находится в пределах
6,4—8.4.
Характерные параметры цилиндрических диффузоров
и сопел испытуемых РДТТ
Таблица 7.2
Индекс двигателя dKp, мм </а, мм ^а^кр D , м!м мм /?*, МПа
500 (FRP)—TVC 100,0 359,0 12,4 510,0 3570,0 7,0 3,8
М—40—3 69,0 308,6 20,0 425,0 3570,0 8,4 3,0
735—1/3—TVC 141,0 594,0 16,2 700,0 4500,0 6,4 2,6
М—40—4 84,0 358,6 18,2 425,0 3570,0 8,4 2,2
М—30—2—TVC 166,0 691,7 17,4 860,0 6050,0 7,0 2,0
480(FRP)-2 58,0 327,1 31,8 392,0 2500,0 6,4 2,7
300—SB—TVC 160,0 598,4 14,0 700,0 4500,0 6,4 2,0
* р — минимальное рабочее давление
В качестве примера конструктивного исполнения имитаторов, выполненных
в виде вакуум-камер с присоединенным цилиндрическим диффузором, рассмот-
fiHM конструкцию стенда для отработки РДТТ третьей ступени ракеты «Мю»
108]. Стенд (рис. 7.14) включает в себя упорную плиту с круглым фланцем для
подстыковки вакуум-камеры, стапельную оснастку двигателя в виде силовой го-
ризонтальной фермы, закрепленной на упорной плнте, вакуум-камеру и
цилиндрический диффузор. Вакуум-камера выполнена в виде цилиндрической
оболочки с торцовыми фланцами .для крепления к фланцу упорной плиты с од-
ной стороны и крепления диффузора — с другой. Герметичность крепления
обеспечивается резиновыми уплотнителями. Цилиндрический диффузор изготав-
ливается из труб большого диаметра с внутренним каналом для протока охла-
дителя. Вакуум-камера и диффузор имеют роликовые опоры и поэтому могут
перемещаться в осевом направлении. Это создает определенные удобства при
подготовке двигателя к испытанию. Кабели систем измерения и пиролинии под-
водятся к двигателю через специальные каналы во фланце упорной плиты.
Перед испытанием диффузор в выходном сечении закрывается заглушкой и вся
система вакуумируется. *
Как показал опыт стендовой эксплуатации вакуум-камер с диф-
фузорами, в момент окончания работы двигателя имеет место за-
брос горячих газов из сопла в полость вакуум-камеры. Это может
112
Рис. 7.14. Горизонтальный стенд для испытания РДТТ высотных ступеней:
/—рельсы- 2—болты для регулировки положения двигателя; 3—входное отверстие системы
охлаждения; 4—регулировочные винты; 5—сечение установки термопар; б—выходное отвер-
стие системы охлаждения; 7—сеченне установки измерительных преобразователей давления
привести к повреждению конструкции и элементов измерительных
систем. Для предотвращения этого можно использовать разнооб-
разные технические средства. Например, в одном из имитаторов
высотности фирмы Аэроджет (45] с этой целью используется азот,
который подается через специальный трубопровод в район среза
сопла, блокируя пламя. На рис. 7.15 представлена конструктивная
схема устройства для предотвращения воздействия горячих газов
несколько иного принципа действия [3].
Устройства крепятся на корпусе вакуум-камеры. После окончания работы
двигателя срабатывает клапан 2, и сжатый воздух или азот под давлением по-
рядка 1 МПа из аккумулятора 1 поступает в пнеимоцилиндр 3, срабатывание
Рис. 7.15. Схема устройства для предотвращения воздействия горячих газов на
элементы вакуум-камеры
Рис. 7.16. Влияние вторичной среды на величину разрежения:
----------------без инжекции;-------с инжекцией
113
которого приводит к разгерметизации вакуум-камеры. Поступающий воздух (азот)
блокирует истечение горячих газов из испытуемого двигателя.
Привлекательно использование в стендовой практике укорочен-
ных диффузоров, у которых с £д//)д^2 [45]. При этом рассматри-
вается вопрос одновременного использования устройств для пода-
чи вторичных эжектирующих сред.
Так, в работе [120] исследовались короткие цилиндрические насадки, устанавли-
ваемые на сопло испытуемого двигателя, под которые равномерно по периметру
вдувался вторичный газ из щелевых конических сопел. Расход всех вспомога-
тельных сопел, питаемых из единого коллектора, составлял порядка 10У« рас-
хода основного сопла.
Давление в коллекторе поддерживалось постоянным и равным 0,7 МПа.
Давление в камере двигателя изменялось в пределах от 0 до 7,0 МПа. Неко-
торые наиболее интересные результаты приведены на рис. 7.16. Опыты прово-
дились с цилиндрическим диффузором £д/Дд = 3. Коэффициент геометрического
расширения основного сопла составлял 45, вторичного — 50.
7.4. НЕКОТОРЫЕ СПЕЦИФИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
К ИСПЫТАТЕЛЬНОМУ ОБОРУДОВАНИЮ
И ОСОБЕННОСТИ ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИИ
При проектировании стапельной оснастки исключительно' важ-
ной представляется оценка степени влияния стапеля на измеряе-
мые силовые характеристики испытуемого двигателя. Одним ид
основных факторов, влияющих на точность измерения силовых,
характеристик, являются силы трения в узлах кинематических свя-
зей системы стапельная оснастка — двигатель — измерительная'
цепь. Эти силы с известной степенью достоверности могут быть
оценены аналитически по общеизвестным формулам [77].
Окончательная оценка погрешности измерения силовых харак-
теристик РДТТ, обусловленной влиянием стапеля, должна произ-
водиться экспериментально, например путем эталонного нагруже-
ния. Прочностные расчеты элементов стапельной оснастки (подве-
сок, силовых рам, бандажей, поддонов и др.) производится по
обычным зависимостям теории упругости.
Стремление получить достоверную информацию заставляет ог-
работчиков РДТТ учитывать большое количество различного рода
факторов, которые вводятся условиями стендовых испытаний-,
отличающимися в определенной степени от условий полетных.
ЭКелание свести к минимуму эти отличия обусловливает целый
ряд специальных требований к техническим средствам обеспече-
ния испытаний. Сюда включаются требования к стапельному обо-
рудованию, условия взаимодействия его с двигателем, требования
к установке систем измерений на двигатели, требования к конст-
руктивному исполнению многочисленного вспомогательного обору-
дования и т. д. Рассмотрим наиболее важные из них, полученные
на основании анализа практики огневой стендовой отработки на-
турных РДТТ [124].
Средства передачи тяги оказывают значительное влияние нт
точность измерения тяги при испытании РДТТ. Конструкция
средств передачи тяги должна быть достаточно жесткой, иметь
114
строго контролируемый разброс геометрических размеров. Учиты-
вая тот факт, что стендовые средства передачи тяги отличаются
от полетных, возникает возможность влияния их нг величину на-
пряжений, возникающих в корпусе двигателя, а следовательно, и
в заряде, что в конечном итоге, может повлиять на работоспо-
собность двигателя. Поэтому, с целью исключения динамических
нагрузок, отличных от полетных, особенно для РДТТ большой
длины, необходимо предусматривать в стапельной оснастке различ-
ные разгружающие, компенсационные и поддерживающие уст-
ройства.
Средства защиты от лучистого и конвективного нагрева, выз-
ванного факелом выхлопных газов, должны предусматриваться в
обязательном порядке, поскольку внешний нагрев объекта испы-
тания в стендовых условиях может быть значительным. Воздейст-
вию нагрева могут подвергаться агрегаты и узлы двигателя, сис-
темы измерения и другие средства, находящиеся в районе сопло-
вого блока. Степень влияния нагрева определяет величину возмож-
ных искажений результатов испытаний, особенно при отработке
двигателей многосопловой компоновки. Современные средства
стендовой защиты от нагрева включают в себя различного
рода отражающие покрытия, например типа алюминиевой фольги,
теплозащитные экраны и чехлы. Иногда используются универсаль-
ные теплозащитные гибкие ограждения. В качестве теплозащит-
ных материалов применяется асбестовая ткань, либо замазка из
хромовокислого цинка. Используемые различные средства защи-
ты от нагрева не должны влиять на подвижность кинематических
связей стендовой системы и на подвижность узлов двигателя.
На стенде необходимы средства для обеспечения требуемой
температуры при проведении испытаний двигателей, прошедших
климатические испытания, и, следовательно, предварительно на-
гретые или охлажденные.
Монтаж и подготовка РДТТ и оборудования к испытаниям,
как правило, процесс продолжительный. Если не предусмотреть
специальных средств, температура заряда может претерпеть суще-
ственные изменения, что приведет к неопределенности результатов
испытаний. Поэтому современные стенды имеют технические сред-
ства, выполненные в виде передвижных и стационарных устройств—
кондиционеров, обогреваемых палаток и др., обеспечивающих кон-
тролируемую температуру окружающей среды. Эти средства не
должны мешать выполнению технологических операций по подго-
товке к пуску.
Средства для уменьшения нагрузок на двигатель в условиях
стенда включают в себя различного рода приспособления и уст-
ройства, которые позволяют исключать или сводить к минимуму
влияние сосредоточенных нагрузок, вызванных измерительными
кабелями, кронштейнами для крепления преобразователей и дру-
гими устройствами, размещаемыми на двигателе при испытаниях.
Как показывает опыт стендовой отработки РДТТ, наличие пара-
115
зитных сил и моментов на двигателе может существенно повлиять
на точность измерения креновых моментов при отработке ОУ.
Отработка РДТТ,, имеющих весьма быстрый выход на режим, и
многорежимных двигателей имеет ряд особенностей, связанных с
наличием резких ударов двигателя об упорную плиту и последую-
щих колебаний. Последствия этих эффектов незамедлительно ска-
зываются на точности измерения силовых характеристик. В худ-
шем случае может произойти полная потеря информации из-за
разрушения измерительного преобразователя силы. Вполне понят-
но, что подобные нежелательные явления должны быть исключе-
ны, прежде всего, в процессе разработки соответствующего стапе-
ля. Обычно так и делают. Но очень часто применяют самые раз-
нообразные демпферы, начиная от гидравлических и кончая специ-
альными прокладками из пластических и упруговязких материа-
лов, устанавливаемых в измерительную цепь. Однако следуете пом-
нить, что установка демпфирующих устройств может сказываться
отрицательно на записи тяги, особенно на нестационарных участ-
ках работы. Поэтому вопрос использования демпфирующих уст-
ройств должен решаться отдельно для каждого типа двигателя.
Опыт показывает — наилучшие характеристики на нестационар-
ных участках работы двигателя достигаются в том случае, когда
период собственных колебаний системы меньше 1/4 длительности
неустановившегося процесса [129].
Как показывает практика испытаний, тяга двигателя и ее ком-
поненты могут быть достоверно измерены только в том случае,
когда двигатель, испытательная оснастка и измерительный преоб-
разователь размещены на одной оси. В противном случае появляет-
ся дополнительная погрешность ее измерения. Если конструктив-
ная базовая ось двигателя отклонена от оси измерительного пре-
образователя на некоторый угол, то измеряемая тяга будет равна
фактической, умноженной на косинус угла отклонения. При угле
отклонения 4° ошибка измерения составляет 0,25%. Погрешность
измерения тяги резко возрастает, когда отклонения конструктив-
ных элементов оснастки или двигателя из-за неправильной уста-
новки обусловливают сложные кинематические взаимодействия и,
как правило, возникновение побочных сил. Все это заставляет при
подготовке испытания особое внимание уделять центровке двига-
теля и испытательной оснастки. Максимально допустимая несоос-
ность при испытании РДТТ, в частности, для стапелей с гибкими
соединениями, составляет 1/8°. Центровка проводится с использо-
ванием разнообразных приборов, например телескопических ниве-
лиров и др., обеспечивающих требуемую точность. Правильность
центровки двигателя и оснастки на стенде проверяются путем ими-
тации рабочих нагружений эталонными нагрузками.
7.5. ТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА ОХЛАЖДЕНИЯ
ДВИГАТЕЛЯ НА СТЕНДЕ
Для достоверной оценки работоспособности теплозащитных
материалов, используемых в конструкции РДТТ, и повышения точ-
116
пости расчета ряда параметров, связанных с определением фак-
тического значения массы двигателя, необходимо обеспечивать бы-
строе и эффективное охлаждение внутренней полости камеры сго-
рания и сопла, исключающее разложение и выгорание покрытий
после срабатывания двигателя в условиях испытательного стенда,
('ложность обеспечения эффективного охлаждения РДТТ в усло-
виях стенда определяется:
особенностью конструкции РДТТ как объекта охлаждения (по-
лузамкнутый сосуд больших,-размеров с относительно малыми
входом и критическим диаметром);
высокой остаточной температурой в камере сгорания 1175—
1475 К;
высокими требованиями к сохранению целостности элементов
и узлов при охлаждении;
спецификой используемых теплозащитных и эрозионностойких
материалов (низкие температуры разложения связующих ТЗП,
низкая прочность прококсованных слоев, чувствительность эрози-
оиностойких материалов к резкому охлаждению и т. д.).
Сформулируем основные требования к условиям организации
охлаждения РДТТ, которые могут служить исходными требования- .
ми при разработке технических средств стендового охлаждения
двигателей:
охлаждение стенок РДТТ из коксующихся материалов следует
вести до температуры Тш , меньшей температуры разложения свя-
зующих ТЗМ. и ТЗП — 7\;
охлаждение элементов соплового аппарата, выполненных из
теплоемких материалов (типа вольфрама, молибдена и их спла-
вов) , должно быть менее интенсивным, чем охлаждение облицовок
камеры;
независимо от рода охладителя, особенностей конструкции т
размеров РДТТ следует обеспечить равномерное и одновременное
охлаждение всей поверхности камеры, включая труднодоступные
участки;
необходимо исключить либо свести до минимума воздействие
охладителя на структуру ТЗМ;
время охлаждения должно быть, по возможности, минималь-
ным; процесс стендового охлаждения в целом должен быть прос-
тым и надежным, а используемые охладители — недорогими и об-
щедоступными,
В стендовой практике в качестве охладителя используют воду,
углекислоту и азот. Наиболее эффективным охладителем РДТТ
является вода. Так, испытания, проведенные специалистами фир-
мы «Геркулес Паудер» (США) показали, что для гашения заряда
.массой 1134 кг требуется всего 11,4 л воды.
Опыты показали, что эффективность охлаждения РДТТ водой
и значительной мере определяется характером подачи и распы-
ления ее в объеме двигателя. При охлаждении двигателя компакт-
ной струей, например с помощью обычных брандспойтов, поверхно-
сти двигателя охлаждаются неравномерно. При горизонтальном
117
положении испытуемого двигателя температура стенки и газа
по верхней образующей практически не изменяется даже в то вре-
мя, когда половина двигателя заполнена водой. Это создает воз-
можность неравномерного выгорания ТЗП, а следовательно, не
обеспечивает достаточно достоверной оценки его работоспособно-
сти при анализе материальной части двигателя после испытаний.
Таким образом, неравномерное охлаждение, возможность механи-
ческого и термического разрушения как теплоемких элементов
сопла, так и деструктированных слоев ТЗП и облицовок из-за вы-
сокой кинетической энергии струи, длительный процесс сушки
двигателя — вот основные недостатки способа охлаждения РДТТ
компактными струями воды. Основываясь на этом и учитывая
требования по охлаждению, целесообразно камеру двигателя
охлаждать водой, подаваемой со стороны сопла в виде турбулент-
ных зон распыления, равномерно обволакивающих внутреннюю
поверхность камеры. Воду следует подавать порциями через опре-
деленный промежуток времени, чтобы дать возможность предыду-
щей порции испариться и образовать в камере высокотеплоемкую
парогазовую смесь (баню). Это исключит попадание воды в двига-
тель и уменьшит время его сушки. Сопло можно охлаждать либо
образующимися парами, либо другим газообразным охладите-
лем, например азотом, что дает возможность более «мягкого» ох-
лаждения деталей сопла, а, следовательно, большей его сохранно-
сти. Выбор режимов охлаждения и определение потребного расхо-
да охладителя производится на основании анализа теплового сос-
тояния испытуемого двигателя в момент окончания его работы.
Глава 8,
СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РДТТ
ПРИ ОГНЕВЫХ СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ
8.1. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К СИСТЕМАМ
ИЗМЕРЕНИЙ
Для получения качественной картины рабочих процессов, про-
текающих в ракетном двигателе и в агрегатах двигательной уста-
новки и количественной зависимости между параметрами этих про-
цессов используется комплекс измерительных средств и устройств,
называемый системой измерений (СИ). Состав СИ при огневой
стендовой отработке РДТТ определяется объемом требуемой ин-
формации и характером исследуемых процессов. Параметры, изме-
ряемые в РДТТ, можно подразделить на 3 группы.
1. Параметры медленно меняющихся процессов:
тяга и давление на установившемся режиме работы двигателя;
температура наружной поверхности элементов РДТТ;
параметры органов управления вектором тяги.
2. Параметры быстро меняющихся процессов:
118
пульсации давления в камере сгорания и в агрегатах двига-
тельной установки;
динамические деформации элементов РДТТ;
тяга и давление на нестационарных участках работы двигате-
ля (выход на режим, спад, смена режимов).
3. Дискретные параметры:
времена срабатывания элементов автоматики;
время прохождения управляющих команд и т. д.
К системам измерений предъявляются следующие основные тре-
бования.
1. Высокая точность измерений: относительная погрешность из-
мерения параметров в ряде случаев нс должна превышать 0,1 —
0,15% [5].
2. Высокая надежность измерительной аппаратуры. Требование
высокой надежности диктуется тем, что потеря информации может
привести к невыполнению задач, поставленных перед ОСИ, что не-
допустимо в силу ограниченного числа и высокой стоимости испы-
таний. С целью повышения надежности используют принцип дубли-
рования измерений по разным измерительным каналам.
3. Высокая помехоустойчивость измерительной аппаратуры при
работе ее в условиях стенда.
4. Автоматизация процесса управления измерительной аппара-
турой.
5. Дистанционпость измерений. Это требование обусловливается
необходимостью создания безопасных условий для обслуживающе-
го персонала.
6. Многоканальность системы измерения. При огневых испыта-
ниях крупных РДТТ количество измерительных каналов может
достигать 400 [81].
8.2. ИЗМЕРЕНИЕ ДАВЛЕНИЙ
Давление является основным параметром, отражающим харак-
тер процессов, протекающих в камере сгорания РДТТ, в агрегатах
двигательной установки и в стендовых устройствах. Условия стен-
довых измерений отличаются большим разнообразием:
по частотному спектру исследуемых параметров (давления на
установившемся режиме и пульсация давления);
по свойствам исследуемой среды (давление продуктов сгорания
в камере сгорания и давление рабочей среды в рулевых приводах);
по воздействию вибраций на первичные преобразователи;
по давлению окружающей среды (в условиях Земли и в усло-
виях высотности);
по температуре исследуемой среды.
Этим и определяется большое разнообразие средств, используе-
мых при измерении давлений. Измерение давлений в настоящее
время производится, в основном, электрическими методами. Общим
для всех применяемых методов является то, что воздействие дав-
ления вызывает деформацию чувствительного- элемента, которая
преобразуется в электрический сигнал либо путем изменения пара-
• I / J-^I / M J M M { M M P
|7~| p~j
а) $
Рис. €.1. Блок-схемы измерений давления:
а—тензорезисторным методом:
/—первичный измерительный преобразователь; 2—промежуточные преобразователи; 3—реги-
стратор; 4—согласующее устройство; 5—ЦВМ; 6—устройство печати; 7—графопостроитель;
6— потенциометрическим методом: 1—измерительный преобразователь; 2—регистратор; 3—со-
гласующее устройство; 4—ЦВМ; 5—устройство печати; 6—графопостроитель
метров электрической цепи: омического сопротивления, индуктив-
ности, емкости, частоты переменного тока, либо путем генерирова-
ния энергии. В настоящее время широкое распространение получи-
ли методы, основанные на изменении омического сопротивления
(тензорезисторный и потенциометрический), частоты переменного
тока (частотные), на использовании прямого пьезоэлектрического
эффекта (пьезоэлектрические). Другие методы находят ограничен-
ное применение либо из-за сложности эксплуатации в условиях
стенда, либо из-за большого влияния разного ряда дестабилизи-
рующих факторов на результаты измерений.
Измерение давления тензорезисторным методом. Принцип из-
мерения с помощью тензорезисторных измерительных преобразова-
телей основан на использовании проволочных или полупроводнико-
вых тензорезисторов, которые изменяют свое сопротивление при
деформации. Тензорезистор механически крепится к чувствитель-
ному элементу преобразователя. Величина деформации, пропорцио-
нальная измеряемому давлению, преобразуется в электрический
сигнал, который после последующего преобразования регистриру-
ется на носителе информации. Блок-схема системы измерения да-
вления тензорезисторным методом показана на рис. 8.1, а. Кратко
рассмотрим основные средства, входящие в систему измерений.
Первичный измерительный преобразователь.. Существует много
типов тензорезисторных первичных измерительных преобразовате-
лей давления. Чувствительные элементы их выполняются либо в
виде тонкостенных цилиндров и колпачков, работающих при воз-
действии давления на сжатие, либо в виде мембран, работающих
на растяжение [31].
Тензорезисторы в большинстве случаев.изготавливаются в виде
прямоугольной решетки из специальной константановой микропро-
волоки диаметром 0,025—0,035 мм, укрепленной (с помощью клея
или лака) на электроизолирующую основу, которая прочно прикле-
ивается к чувствительному элементу [31]. На рис. 8.2 приведена
конструкция типичного тензорезисторного измерительного преобра-
зователя давления [97].
Преобразователь состоит из чувствительного элемента 3, корпуса 5 с хвосто-
виком 6 и кабельной перемычки 7. Чувствительный элемент представляет собой
полый цилиндр, на внутренней и наружной поверхностях которого наклеены про-
волочные тензорезисторы 4. Тензорезисторы вместе с компенсирующими сопро-
тивлениями и смонтированы в мостовую схему (рис. 8.3). Проволочные
120
Рис. 8.2. Общий вид тепзорезисторного измерительного преобразователя давле-
ния
тензорезисторы на стакане чувствительного элемента для предохранения от воз-
действия влаги залиты герметизирующим составом. Усилие, создаваемое изме-
ряемым давлением, передается на чувствительный элемент через топкую мем-
брану 2 и теплозащитную'прокладку 1 (см. рис. 8.2). Мембрана кроме передачи
давления на чувствительный элемент защищает внутреннюю полость преобра-
зователя от воздействия агрессивных сред. Полость А заливается эпоксидным
компаундом, что создает надежную герметичность преобразователя на случай
разрушения мембраны.
Измерение давления данным типом преобразователей может
производиться в частотном диапазоне от 0 до 1500 Гц, однако ча-
стотный диапазон может изменяться в зависимости от усилительно-
преобразовательной аппаратуры и длины трубопроводов, соединя-
ющих преобразователь с контролируемым объектом. В основную
погрешность тепзорезисторного преобразователя входят следующие
составляющие [97]:
уход нуля от нагрузки;
/нестабильность (вариация) показаний;
: нелинейность и гистерезис градуировочной характеристики.
Суммарная основная погрешность для рассмотренного типа
преобразователей составляет около 0,8%.
В дополнительной погрешности должны учитываться [97]:
а) температурная погрешность чувствительности (не более 0,3%
на 10К);
б) температурная погрешность начального разбаланса (не более
0,3% на ЮК);
в) чувствительность к перегрузкам (не более 0,2% на 20g)-
г) виброчувствительность
д) временная нестабильность
Достоинством тензорези-
сторных преобразователей дав-
ления являются:
1) малый гистерезис;
2) стабильность градуиро-
вочной характеристики;
Рис. 8.3. Принципиальная электриче-
ская схема тензорезисторного пре-
образователя давления:
, 7—5—плечи мостовой схемы
более 0,5% на 200 g);
(не более 0,5%).
1
Рис. 8.4. Блок-схема аналого-цифрового преобразователя
Рис. 8.5. Форма опорного напряжения:
/—уровень непрерывного сигнала; 2—длительность отпертого состояния селектора; 3—число
импульсов
3) малая виброчувствительность;
4) достаточно высокая надежность при воздействии ударов и
пульсирующих давлений;
5) небольшие габариты.
Тензорезисторные преобразователи давления данного типа мо-
гут устанавливаться на коротких трубках или без них даже в ме-
стах, подверженных воздействию очень сильных вибраций. Это дает
возможность проводить измерение не только медленно меняющегося
давления, но и давления на переходных режимах.
Промежуточные' преобразователи. Для согласования выходного
сигнала первичного преобразователя со входом регистрирующего
устройства (см. рис. 8.1, а) используются промежуточные преобра-
зователи: электронно-преобразовательные устройства (усилители)
и аналого-цифровые преобразователи. Последние применяются при
регистрации информации в дискретной форме.
Широкое распространение получили усилители, работающие на
принципе амплитудной модуляции несущей частоты опорного гене-
ратора информативным сигналом.
Аналого-цифровые преобразователи служат для преобра-
зования информации из аналоговой формы в дискретную (цифро-
вую). Известен ряд аналого-цифровых преобразователей [48], от-
личающихся по схемам входа и выхода и по принципу преобразо-
вания. Одной из наиболее распространенных в настоящее время
является схема преобразователя, использующая принцип последо-
вательного счета. Принцип работы такого преобразователя заклю-
чается в преобразовании полезного сигнала в пропорциональные его
значению временные интервалы, продолжительность которых оце-
нивается количеством импульсов кварцевого генератора за эти
интервалы.
Блок-схема аналого-цифрового преобразователя [48] показана
на рис. 8.4.
Задающий генератор 5 через определенные промежутки времени, соответст-
вующие частоте опроса непрерывного сигнала, запускает генератор пилообраз-
ного напряжения 2 и отпирает селектор 4, пропускающий эталонные импульсы
с кварцевого генератора 1 на электронный счетчик 6. В момент равенства не-
122
прерывного сигнала и опорного сигнала схема сравнения 3 вырабатывает им-
пульс, запирающий селектор; в этот момент прекращается подача эталонных им-
пульсов на счетчнк.
Как видно из рис. 8.5, количество эталонных импульсов пропор-
ционально уровню преобразуемого сигнала. Задающий генератор
вырабатывает также импульсы сброса на нуль генератора пило-
образного напряжения и счетчика.
Регистраторы. Регистрация показаний тензорезисторных пре-
образователей может вестись как в аналоговой, так и в дискретной
форме. Предпочтение отдается дискретной форме регистрации, так
как при регистрации в аналоговой форме возрастает трудоемкость
и снижается оперативность получения экспериментальных данных.
Для регистрации в аналоговой форме могут использоваться шлей-
фовые осциллографы с записью на фотобумагу или фотопленку,
электронные потенциометры с записью на бумажную ленту и т. д.
Принцип действия этих устройств общеизвестен. Применяемые в
настоящее время способы регистрации дискретных данных разно-
образны как по физическим принципам, так и по применяемой ап-
паратуре [48].
При проведении огневых стендовых испытаний РДТТ наиболь-
шее распространение получили: знаковая (кодовая) регистрация
на магнитную ленту и графическая регистрация на электрохимиче-
скую бумагу [81]. Регистрация информации на магнитную ленту
осуществляется при ее движении с постоянной скоростью около
блоков магнитных головок, на которые поступает регистрируемый
сигнал. Запись осуществляется в двоичном коде на соответствую-
щем числе дорожек. На магнитной ленте записываются также и
вспомогательные сигналы, необходимые для воспроизведения ин-
формации.
Существуют два способа записи [48]: с промежутками и без про-
межутков. При записи с промежутками каждая цифра кода (1 или
0) изображается на носителе отдельно (т. е. своим магнитным со-
стоянием носителя записи), а при записи без промежутков пере-
ход носителя от одного магнитного состояния к другому происхо-
дит лишь при переходе от одной цифры к другой. Поскольку один
и тот же знак кода часто следует один за другим, регистрация без
промежутков дает возможность получить большую плотность за-
писи.
При электрохимическом методе [48] графическая регистрация
ведется металлическим пишущим электродом на бумаге, пропитан-
ной электролитом. Бумага перемещается по металлическому ос-
нованию, являющемуся вторым электродом. След на бумаге про-
является в результате цветной химической реакции при электроли-
зе электролита под воздействием электрического тока, протека-
ющего между электродами.
При регистрации результатов измерений в дискретном виде соз-
даются условия для автоматической обработки. Обработка произ-
водится с помощью специальных, специализированных и универ-
сальных цифровых вычислительных машин. Для ввода данных в
1.
123
Рис. 8.6. Кинематическая схема потенциометричес-
кого преобразователя давления
ЦВМ используются различные согласую-
щие устройства, вид которых определяется
способом регистрации опытных данных и ти-
пом ЦВМ. Результаты обработки печатают-
ся на носителе информации в десятичной
системе счисления и выводятся на графики.
Графическое представление результатов из-
мерений осуществляется с помощью специ-
альных графопостроителей.
Измерение давлений потенциометриче-
ским методом. Этот метод предусматривает
использование измерительных преобразователей, в которых выра-
батывается электрический сигнал, пропорциональный измеряемому
давлению, при изменении выходного сопротивления в цепи потен-
циометра (см. рис. 8.1,6). Потенциометрические измерительные
преобразователи разнообразны по конструктивному оформлению.
В качестве чувствительного элемента используются мембраны, ви-
тые трубки, сильфоны, анероидные коробки и т. д.
На рис. 8.6 показана кинематическая схема преобразователя
давления с мембранным чувствительным элементом [41].
В нем давление через штуцер 1 воспринимается мембраной 2. Деформация
мембраны через шток 3, качалку 8 передается на поводок 6, на котором за-
креплен скользящий контакт (щетка) 5. При изменении давления щетка сколь-
зит по потенциометру 4. Каждому значению давления соответствует определен-
ное положение скользящего контакта па потенциометре. Обратный ход подвиж-
ных элементов преобразователя осуществляется возвратной пружиной 7.
Основное достоинство потенциометрических преобразователей
заключается в простоте схемы, не требующей усилительной аппара-
туры. К недостаткам этих преобразователей следует отнести чувст-
вительность к вибрациям и ударам, ограниченный частотный диапа-
зон, недостаточную стабильность градуировочных характеристик.
Потенциометрические преобразователи в зависимости от их кон-
струкции могут использоваться для измерения как избыточных (над
атмосферным), так и абсолютных давлений, в частности вакуум-
метрического давления в зоне имитатора высотных условий. Основ-
ная погрешность потенциометрических преобразователей порядка
2% [2]. Остальные средства, входящие в измерительную систему,
аналогичны описанным выше.
Измерение давлений частотным методом. При этом методе ис-
пользуются измерительные преобразователи, выходной величиной
которых является частота выходного сигнала. Такие преобразова-
тели называют частотными. Из числа частотных наибольшее
распространение получили преобразователи, основанные на изме-
нении частоты собственных колебаний струны или пластины (пере-
мычки) под действием измеряемого давления. Преобразователи, в
качестве чувствительного элемента которых использована струна,
на практике называют струнными, преобразователи с перемыч-
124
Рис. 8.8. Малогабаритный дифференциальный струнный частотный преобразо-
ватель давления
13 1211 10
Рис. 8.7. Частотно-цифровой прибор:
а—принципиальная схема преобразователя давления; б—структурная схема прибора
ками — вибрационно-частотными. Принцип работы обо-
их преобразователей одинаков. На рис. 8.7, а показана принципи-
альная схема прибора с этим преобразователем [73].
Измеряемое давление р воздействует на мембрану 1, благодаря чему из-
меняется натяжение плоской струны 2 и, как следствие, изменяется частота соб-
ственных колебаний. При колебаниях струны в катушке — адаптере 4 наводится
э.д.с., частота которой равна частоте колебаний перемычки. Колебания поддер-
живаются электромагнитным возбудителем 3, подключенным на выходе усилив
теля 5 сигнала с адаптера (рис. 8.7, б). Такая система подключения позволяет
создать автоколебательную систему, частота которой практически соответствует
частоте собственных колебаний перемычки. Преобразование сигнала с усилителя
сводится к счету периодов сигнала в течение определенного момента времени и
осуществляется частотомером 6. Выходная частота преобразователя f связана
с измеряемым давлением нелинейной зависимостью вида [72]
f — fo 1 + аР •
где а — коэффициент пропорциональности.
Нелинейность градуировочной характеристики является сущест-
венным недостатком этого преобразователя.
Малой нелинейностью обладают дифференциальные струнные
преобразователи. На рис. 8.8 изображен малогабаритный диффе-
ренциальный преобразователь для измерения давления {73].
Корпус 2 изготовлен зацело с мембраной 8, рычагом 7 и перемычками 14 и
6. На корпусе и рычаге с помощью планок 3 и винтов 4 закреплены в натя-
нутом состоянии две плоские стальные струны / и 5. При воздействии подводи-
мого через штуцер 9 измеряемого давления мембрана • прогибается, вызывая
через перемычку 14 поворот рычага 7 относительно перемычки 6. При повороте
рычага 7 натяжение струны 5 увеличивается, струны 1 — уменьшается, что при-
водит к изменению их частот собственных колебаний. Под струнами располо-
жены адаптеры 12 и 13 и возбудители 10, 11. Особенностью электрической схе-
мы измерения этим преобразователем является наличие в электрической цепи
специального устройства, включающего смеситель и фильтр, благодаря чему на
частотомер поступает сигнал разностной частоты. Соответствующим выбором
плеч рычага 7 удается уменьшить нелинейность градуировочной характеристики
125
до величины, меньшей 0,1%. Основная погрешность частотных преобразователей
составляет 0,1—0,5% [73].
Основными достоинствами частотных преобразователей являют-
ся:
высокая точность измерений;
малое влияние на результаты измерений измерительных линий.
К недостаткам следует отнести:
1) ограниченную возможность измерения быстро меняющихся
давлений;
2) чувствительность к вибрациям;
3) чувствительность к температуре.
Влияние температуры на показания преобразователя можно ис-
ключить путем размещения его в термостате, обеспечивающем по-
стоянство температуры, близкой к температуре при аттестации,
или учесть при дешифровке путем введения поправки на уход ну-
левого уровня.
В качестве частотомеров используются электронно-счетные
устройства, принцип действия которых, в большинстве случаев, ос-
новывается на заполнении нескольких периодов сигнала частотного
измерительного преобразователя импульсами генератора эталонной
частоты. При изменении периода колебаний чувствительного эле-
мента меняется и число стандартных импульсов для выбранного
числа периодов. Информация, (.пимасмая со счетчика импульсов,
регистрируется на носителе информации. На основе градуировочной
зависимости преобразователя производится дешифровка результа-
тов измерений. Для дешифровки часто, используются специальные
вычислительные машины, которые производят обработку в темпе
опыта.
Измерение давления пьезоэлектрическим методом. Применяемые
при этом методе пьезоэлектрические первичные измерительные пре-
образователи относятся к числу так называемых генераторных пре-
образователей. Принцип действия пьезоэлектрических первичных
преобразователей заключается в использовании прямого пьезоэлек-
трического эффекта — электрической поляризации кристалла ди-
электрика, вызванной механическим растяжением и сжатием по-
следнего. В качестве пьезокристалла используются кварц, титанат
бария и пьезокерамика. Измерение медленно меняющегося давле-
ния этими преобразователями связано с большими погрешностями
при утечке заряда из-за недостаточно высоких электроизоляцион-
ных свойств пьезокристаллов и изоляции обкладки. Преобразо-
ватели такого типа применяются, в основном, для измерения пуль-
сации давления. Положительные качества пьезоэлектрических пре-
образователей:
высокая чувствительность;
широкий диапазон рабочих частот.
К недостаткам этих преобразователей относятся:
зависимость чувствительности от температуры и от емкости ка-
беля;
виброчувствительность;
126
Рис. 8.9. Пьезоэлектрический преобразователь пульсации давления
недостаточная временная стабильность.
На рис. 8.9 показана принципиальная схема пьезоэлектрическо-
го преобразователя пульсации давления [41].
Пульсация давления воздействует на пьезоэлемент 3 через мембрану 5, за-
крепленную в корпусе 2, и грибок 4. В результате этого воздействия на обклад-
ках пьезоэлемента возникают электрические заряды, при этом изменение разно-
сти потенциалов пропорционально амплитуде пульсации. С помощью изолиро-
ванного вывода 1 преобразователь подключается к измерительной цепи. Для
того, чтобы преобразователь не перегревался, предусмотрено его охлаждение
водой.
Преобразователь должен устанавливаться на двигатель без пере-
ходных трубок. Основная погрешность пьезоэлектрических преоб-
разователей при измерении амплитуд составляет величину порядка
5—7% [4<1]. Для усиления сигналов пьезоэлектрического преобразо-
вателя можно использовать любой усилитель переменного тока с
достаточно широкой полосой пропускания частот. Регистрация мо-
жет проводиться как в аналоговой, так и дискретной форме. Ши-
роко распространены магнитные регистраторы, применяемые вме-
сте с анализаторами спектра частот, которые предназначены для
автоматического гармонического анализа пульсации давления.
8.3. ИЗМЕРЕНИЕ УСИЛИЙ
Усилия, полученные при измерениях в процессе огневого стен-
дового испытания, служат для определения важнейших характери-
стик двигательной установки; удельного импульса и его потерь
при функционировании органов управления, управляющих и воз-
мущающих сил, шарнирного момента в органах управления и его
составляющих. Поэтому вопросам достижения необходимой точно-
сти и достоверности результатов измерений усилий уделяется ис-
ключительно большое внимание. Для измерения усилий при огне-
вых стендовых испытаниях РДТТ в настоящее время используются,
в основном, электрические методы: тензорезисторный и частотный.
Эти методы аналогичны соответствутощим методам, используемым
при измерении давления, как по составу аппаратуры, так и по прин-
ципу действия первичных измерительных преобразователей. На
рис. 8.10 представлены конструктивные схемы тензорезисторных
преобразователей [37], нашедших широкое применение в практике
стендовых испытаний РДТТ.
127
Рис. 8,10. Конструктивные схемы тензорезисториых преобразователей усилий с
чувствительными элементами r виде:
а—стержня кольцевого сечения; б—стержня сплошного поперечного сечения; в—кольца: /—
подушка опорная; 2—переходник; 3—кожух; 4—чувствительный элемент; 5—проволочный
тензорезистор; 6—разъем; 7—хвостовик
Преобразователь (рис. 8.10, а) включает чувствительный элемент 4, выпол-
ненный в виде пустотелого цилиндра, усилие на который передается от опор-
ной подушки 1 через переходник 2. На боковой поверхности чувствительного
элемента наклеены восемь проволочных тензорезисторов 5, соединенных в две
мостовые схемы. Два из тензорезисторов каждого моста ориентированы вдоль
оси чувствительного элемента, два других — поперек его оси. Регистрация по-
казаний измерительных мостов ведется независимо по двум каналам измеритель-
ной системы. Хвостовик 7 служит для установки преобразователя в гиездо
опорного узла оснастки или стенда.
Преобразователи такого типа изготавливаются на разные диа-
пазоны измерения [37]: 0—8, 0—15, 0—30, 0—60, 0—120, 0—250 кН.
На рис. 8.10,6 изображены преобразователи, имеющие чувстви-
тельный элемент 4 в виде стержня сплошного сечения, с верхним
пределом измерения 500, 1000 кН [37]. Для измерения относительно
малых усилий используются преобразователи с кольцевым чувст-
вительным элементом 4 (см. рис. 8.10, в). Тензорезисторы 5 у этого
преобразователя наклеиваются на наружной и внутренней поверх-
ности чувствительного элемента. Диапазоны измерения [37] этого
преобразователя: 0—0,5; 0—1, 0—2, 0—4кН. Для удовлетворитель-
ной работы преобразователя необходимо, чтобы усилие приклады-
валось вдоль оси чувствительного элемента (параллельное смеще-
ние не более 1 мм, угловое смещение не более 1°). Нелинейность
градуировочной характеристики рассмотрённых преобразователей
не превышает 0,5%, основная погрешность — не более 0,7%, темпе-
ратурная погрешность — не более 0,1% диапазона измерения при
изменении температуры на 10 К (37]. Частотные преобразователи
используются в большинстве случаев для измерения медленно ме-
няющихся усилий.
В практике стендовых испытаний могут применяться как струн-
ные, так и вибрационно-частотные преобразователи. Для уменьше-
ния нелинейности градуировочной характеристики, а также умень-
шения погрешности из-за неточности установки преобразователя в
опорном узле, преобразователи выполняются по дифференциаль-
ной схеме со взаимно перпендикулярным расположением двух чув-
ствительных элементов. На рис. 8.11 представлена схема дифферен-
циального преобразователя усилий такого типа [73].
Преобразователь имеет два чувствительных элемента 1 в виде плоских вза-
имно перпендикулярно натянутых стальных струн, укрепленных на упорах 4
Рис. 8.11. Дифференциальный струнный преобразователь
для измерения усилий
упругого элемента (мембраны) 5 с помощью прижимных
планок 6, адаптеры 2 и 8 и возбудители 3 и 9. При воздей- -
ствии усилия Р на стержень 7 мембрана прогибается,
а упоры поворачиваются. При этом натяжение верхней Ч
струны уменьшается, а нижней — увеличивается, благодаря
чему меняется частота их собственных колебаний. Электри-
ческая схема измерений аналогична схеме дифференциаль-
ного струнного преобразователя давления (см. разд. 8. 2).
Основная погрешность частотных преобразо- 6
вателей 0,1—0,5% [73]. «
5
, 8.4. ИЗМЕРЕНИЕ ТЕМПЕРАТУР
Доля температурных измерений в общем s s
объеме измерений при огневом стендовом испы-
тании достаточно велика. Данные измерений тем-
пературы позволяют судить о работоспособности двигательной
установки и ее агрегатов, о процессах, протекающих при работе
РДТТ. Большое, место занимают измерения температуры на на-
ружных поверхностях двигателя и его узлов. Результаты этих изме-
рений служат для подтверждения условий нормального функциони-
рования узлов и элементов конструкции, эффективности принятых
мер по их защите от нагрева. Измеренные значения'температур га-
зовых потоков уточняют сведения о теплообменных процессах, про-
текающих при работе двигателя, позволяют подтвердить правиль-
ность предпосылок и основных положений, заложенных в расчетные
зависимости.
В практике стендовых испытаний используются различные ме-
тоды измерения температур, основанные на таких физических яв-
лениях, как изменение электрического сопротивления тела при на-
греве (охлаждении), контактная разность потенциалов, тепловое
излучение, изменение спектра излучения. Первые из числа назван-
ных методов относятся к контактным методам измерений, осталь-
ные — к бесконтактным.
Измерение температур контактными методами. К числу таких
методов относятся измерения с помощью термометров сопротивле-
ния (термосопротивлений) и термоэлектрических термометров (тер-
мопар). Принцип работы термосопротивления основан на измене-
нии сопротивления проводника или полупроводника в зависимости
от температуры. Из числа применяемых в настоящее время термо-
метров сопротивления наибольшее распространение получили про-
волочные термометры. Проволочные термометры для измерения
температуры наружных поверхностей имеют чувствительный эле-
мент в виде тонкой проволочной решетки, заключенной в корпус.
Чувствительный элемент выполняется из чистых металлов: плати-
ны, меди, никеля и вольфрама [2]. У термометров сопротивления с
верхним пределом измерения не выше 575 К корпус (подложка или
основа, накладка) выполняются из папиросной бумаги или пленки.
6 3032 129
Для высокотемпературных термометров корпус имеет металличес-
кую. пластину, на которой монтируются токовыводы. Бумажная
основа, приклеенная к пластине, после установки на контролируе-
мую поверхность удаляется. На рис. 8.12 показана конструкция
термометра сопротивления для измерения температуры газов и
жидкостей [41].
Чувствительный элемент представляет собой спираль 2 из тонкой проволоки,
заключенную в защитную трубку 1 и намотанную на изолятор 3. Материалы
чувствительного элемента те же, что и у поверхностных термометров. Материа-
лом изоляторов являются пластмассы, слюда, кварц, фарфор, стекло [32], в за-
висимости от диапазона измерения. В тех случаях, когда сопротивление чувст-
вительного элемента значительно отличается от расчетного, между токовыводамп
и чувствительным элементом впаивается добавочное сопротивление 4. Для реги-
страции показаний термометра его чувствительный элемент включается в изме-
рительный мост, при этом для уменьшения влияния погрешности из-за измене-
ния сопротивления соединительных проводов последние целесообразно включить
в противоположные плечи моста (см. рис. 8.12, б).
Измерения температур с помощью термометров сопротивлений
ведется либо по схеме непосредственного измерения, когда к из-
мерительному мосту подключается один термометр, либо по схеме
с коммутацией нескольких термометров на один измерительный
канал (мост, регистратор). Последовательное подключение термо-
метров к одному измерительному мосту производится с помощью
программно-коммутационного устройства (ПКУ). Основным досто-
инством измерений термометрами сопротивления является доста-
точно высокая точность. Основная погрешность современных термо-
метров сопротивления нс превышает 1% [2]. Принцип работы тер-
щл моэлектрического термометра (термопары) основан на возникно-
вении термоэлектродвижущей силы в разнородных провод,никах
JI при наличии разности температур между точками их соединения.
ih | Термопары используются для измерения температуры как наруж-
но
пых поверхностей элементов конструкции, так и газов. Основные
характеристики применяемых термопар приведены в ГОСТ
6616—76. Для правильных измерений необходимо, чтобы «холод-
ный спай» термопары находился при постоянной температуре. По-
скольку практически трудно обеспечить постоянную температуру
вблизи работающего двигателя, холодный спай обычно переносят
в отдельную точку, удаленную от двигателя, либо на клеммы вто-
ричного прибора. Для этой цели используются проводники из тех
же материалов, что и термопара (при недорогих материалах), либо
специальные компенсационные провода, изготовленные из материа-
лов, близких по термоэлектрическим свойствам к материалам тер-
мопары. Градуировка измерительной цепи термопары производится
перед опытом путем подачи на регистратор калибровочных сигна-
лов в соответствии с градуировочной таблицей. Точность термо-
электрических термометров зависит от точности воспроизведения
градуировочной кривой. Погрешность воспроизведения, в среднем,
не более 1,5% [2]. Следует заметить, что погрешность измерения
температуры термометрами сопротивления и термоэлектрическими
термометрами выше основной погрешности термометра из-за труд-
ности обеспечения теплового равновесия термометра и объекта из-
мерений.
Измерение температур бесконтактными методами. Бескон-
тактные методы используются для измерения температуры высоко-
скоростных газовых потоков, в частности температуры продуктов •
сгорания ракетного двигателя. Трудности использования для этой
цели контактных методов связаны с большой инерционностью тер-
моприемпиков из-за неполного теплового равновесия между объек-
том измерения .и чувствительным элементом последнего, с наруше-
нием термоприемником температурного поля объекта измерения, с
малой термостойкостью чувствительных элементов.
Из числа бесконтактных методов наибольшее распространение
в настоящее время получили оптические методы: спектральная (яр-
• костная) и цветовая термометрия (пирометрия). Все эти методы
основаны на изменении интенсивности излучения нагретого тела
при увеличении (уменьшении) его температуры.
Спектральная (яркостная) пирометрия. Этот метод чаще всего
применяется для оптически непрозрачных факелов. Сущность его
заключается в измерении интенсивности излучения при фиксиро-
ванной длине волны (монохроматическое излучение), которая про-
порциональна яркости и зависит от абсолютной температуры излу-
чающего тела. Все пирометры, используемые при яркостном спосо-
бе, градуируются по излучению абсолютно черного тела на той
же длине волны. Поскольку интенсивность монохроматического из-
лучения реального тела отличается от интенсивности монохромати-
ческого излучения абсолютно черного тела, такие пирометры изме-
ряют не реальную, а так называемую яркостную температуру,
которая отличается от реальной. Связь между реальной темпера-
турой Т и яркостной температурой Т\ определяется следующим
соотношением [51]:
5*
131
Рис. 8.13. Схемы пирометров:
а—принципиальная схема фотоэлектрического ,
пирометра; б—-структурная схема цветового
пирометра
-!-----]ns (х, Т),
Т Т\ 1,4380 k ’
где л — длина волны;
е(л, Т) —излучательная способ-
ность тела на длине волны А при
температуре Т.
Для твердых тел значение
с(л, Т) известно достаточно точно
[51J. Для реактивной струи е(Х,
Т) известно с большой степенью
приближения. Для увеличения
точности определения температуры необходимы дополнительные
измерения испускательной способности пламени. На рис. 8.13, а
показана принципиальная схема яркостного фотоэлектрического
пирометра [2].
Ток в цепи фотоэлемента зависит от интенсивности излучения исследуемой
среды 3 в выделенной светофильтром 2 спектральной области. Электрическая
схема пирометра построена по компенсационному принципу. На вход усилителя
4 подается разность мржду падением напряжения на нагрузочном сопротивле-
нии фотоэлемента 1 и падением напряжения на реохорде 7. Реле 5, включен-
ное на выходе усилителя, управляет реверсивным двигателем 6, связанным с
движком реохорда 7. Каждому положению движка реохорда соответствует
определенная яркостная температура исследуемой среды.
Цветная пирометрия. Сущность цветной пирометрии заключает-
ся в сравнении интенсивностей излучения двух различных длин
волн Л1 и А.2- Согласно закону смещения Вина при повышении тем-
пературы абсолютно черного тела максимум кривых распределе-
ния энергии излучения в спектре смещается в сторону более корот-
ких волн. Зависимость длины волны Ашах, соответствующей макси-
муму энергии, от температуры тела представляется в виде
/,„ах Т ---0,2884.
О положении максимума кривой распределения энергии излуче-
ния, а следовательно и о температуре Т, можно судить по отноше-
нию интенсивности излучения для двух волн. Проградуировав пи-
рометр по отношению интенсивностей излучения абсолютно черного
тела для волн Xi и А2 при разных температурах, в результате изме-
рений определяют, так называемую, цветовую температуру Тс, ко-
торая связана с истинной Т соотношением [51]:
1 J . 1 _ 1 / 1 1 >1п ЧМ.Р
Т Тс 1,4380 к, Х2 / * (Х2, Т)
Очевидно, что для серых тел, у которых кривые распределения
энергии подобны кривым для абсолютно черного тела, Т = ТС. Пре-
имуществом цветовой температуры перед яркостной является бо-.
лее высокая точность, что обусловлено следующим:
более близким совпадением Тс и Т, так как во многих случаях
свойства исследуемой среды близки к свойствам серого тела;. г
132
большее постоянство отношения излучательных способностей
е (Xi, Т), чем каждая из этих вели-шл;
меньшим влиянием на результат измерений поглощающей спо-
собности окружающей среды, так как опа примерло одинаково ос-
лабляет монохрометричсскую интенсивность обеих длин волн.
Цветовые пирометры состоят из светофильтров (красного и си-
него либо красного и зеленого), одного или двух фотоэлементов и
электронной схемы, измеряющей отношение фототоков. На рис.
8.13,6 показана структурная схема цветового пирометра с одним
фотоэлементом [2].
- Свет от источника излучения попадает иа фотоэлемент 2 через обтюратор
/ с красным и синим светофильтрами, который приводится во вращение с по-
стоянной скоростью двигателем 5. Фотоэлемент воспринимает чередующиеся
импульсы красного и синего света, которые после усиления подаются на ком-
мутатор 3, синхронизированный с обтюратором. Коммутатор разделяет полу-
ченные импульсы и подаст их иа логометрическую схему 4, напряжение на вы-
ходе которой пропорционально отношению импульсов фототока, т. с. цветовой
температуре источника излучения.
8.5. ИЗМЕРЕНИЕ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ
.Для анализа тепломассообменных процессов, протекающих при
работе ракетного двигателя исключительно важное значение имеет
знание фактического уровня тепловых потоков: суммарного и его
составляющих — лучистого и конвективного. Достоверные данные
об уровне тепловых потоков могут быть получены в результате из-
мерений. Измерительные преобразователи тепловых потоков уста-
навливаются в наиболее теплонапряженных местах, а также местах,
где материал деталей подвергается значительному уносу массы по
времени работы двигателя. Измерение суммарных тепловых пото-
ков производится обычно с помощью калориметрических и термо-
парных измерительных преобразователей. Действие преобразова-
телей калориметрического типа основано на определении скорости
нарастания температуры (во времени) в металлических дисках,
пластинах или оболочках, одна поверхность которых подвергается
воздействию теплового потока, а другая является теплоизолиро-
ванной. Принцип работы термопарных преобразователей заклю-
чается в появлении термоэлектродвижущей
силы при возникновении теплового, градиен-
та в направлении теплового потока. Из
компонентов теплового потока чаще всего
определяется лучистый тепловой поток.
Для его измерения используются различно-
го вида радиометры. Конвективный тепло-
вой поток оценивается по разности между
полным и лучистым тепловыми потоками.
На рис. 8. 14 показана конструкция полу-
Рис. 8.14. Конструкция полупроводникового пре-
образователя теплового потока
133
проводникового измерительного преобразователя теплового пото-
ка [78]. Преобразователь предназначен для измерения квазиста-
ционаоных тепловых потоков с поверхностной плотностью до
10 МВт/м2.
Тепловая энергия через медиую шайбу 1 подводится к термочувствитель-
ному элементу 3, расположенному в квадратном глухом отверстии 2 шайбы.
Термочувствительный элемент, изготовленный из монокристаллов германия,
припаивается к дну отверстия свинцово-оловяпным припоем. Тепловой контакт
между боковыми поверхностями термочувствительного элемента 3 и отверстия
2 обеспечивается теплопроводящей эпоксидной смолой. Тепло из полости отвер-
стия 2 отводится охлаждающей водой, подаваемой через трубку 6 между коак-
сиальными охлаждающими ребрами 4 и вытекающей через трубку 7. Выходной
сигнал снимается с термочувствительного элемента через припаянные к нему кон-
стантановые проволочки 8, к которым припаиваются медные проволочки боль-
шого диаметра. Медная шайба припаивается серебром к наружной оболочке 5;
к ней же припаивается и верхняя крышка. Диаметр преобразователя И мм.
Выходной сигнал при поверхностной плотности теплового потока 10 МВт/м2 со-
ставляет 16 мВ. Тсплочувствительиый элемент преобразователя действует как
дифференциальная термопара.
Для определения теплового потока в металлических стенках
может быть использован измерительный микропреобразователь [86],
показанный на рис. 8.15. Преобразователь предназначен для изме-
рения тепловых потоков с поверхностной плотностью до 1200
МВт/м2.
Чувствительным элементом преобразователя является дифференциальная
термопара, средний термоэлектрод 2 которой выполнен из константана, крайние:
термоэлектроды 1 и 3 изготовлены из материала, однородного с материалом^
стенки 6. Чувствительный элемент покрывается тонким (30—50 мкм) слоем тени
лоизоляции и помещается в стальной капилляр 4, который вставляется с послеи
дующей развальцовкой в пробку 5. Пробка 5 изготавливается из материала!
однородного с материалом стенки 6 и запрессовывается в нее так, чтобы обеси
иечивался контакт электрода 1 со стенкой 6 и отсутствовала газовая прослойка
между контактирующими поверхностями. При перепаде температур по направВ
леиию теплового потока q между холодным и горячим спаями (места 7 соеди!
пений термоэлектродов 1, 2 и 3) создается термоэлектродвижущая сила, и эле]
ктрический сингал подается па измерительный прибор. Погрешность измереии»
ие превышает 3% [86].
Рис. 8.15. Микропреобразователь локальных тепло-
вых потоков
Рис. 8.16. Схема радиометра с узким углом об-
зора
134
Схема радиометра для измерения лучистого теплового потока
показана на рис. 8.16 [25].
Радиометр размещается во внутренней полости стенки 1. Диаметр отверстия
12,7 мм. Конструкция корпуса радиометра 2 такова, что создастся система с
ограниченным углом обзора для исключения возможности обзора боковых сте-
нок полости. Корундовое окно 4 (линза) предохраняет чувствительный элемент
or воздействия конвективного нагрева. Чувствительный элемент 5 выполнен из
константановой фольги и подключен к токосъемнику 7 с помощью медной про-
волоки 3. Принцип действия радиометра заключается в том, что разность темпе-
ратур центра зачерненного чувствительного элемента и медного теплоотводящего
корпуса 2 обеспечивает появление тер'моэлектродвижущей силы, которая линей-
но зависит от уровня теплового потока. Для охлаждения корпус и линза 4 про-.
дуваются газообразным азотом через отверстие 6. Погрешность измерения теп-
лового потока этим радиометром не превышает 5% [25].
8.6. ИЗМЕРЕНИЕ ДЕФОРМАЦИЙ
В практике огневых испытаний РДТТ широкое распространение
получил тензорсзисторный метод измерения деформаций, основан-
ный на применении проволочных тензорезисторов (см. разд. 8.2).
В качестве материала проволоки тензорезисторов используются
константан, нихром, элинвар, адванс и реже — платиноиридиевый
сплав, карм и изоэластик; в качестве основы — пленки различных
термостойких клеев и лаков (например пленки из бакелитовых
смол), бумага (ткань) из кварцевого волокна и некоторые другие
материалы [31]. Особенностью работы тензорезисторов в условиях
испытаний РДТТ является то, что они часто устанавливаются на
элементах, подверженных нагреву. Повышение температуры при-
водит к изменению сопротивления тензорезистора, что обусловли-
вает появление значительной погрешности измерения деформаций.
Изменение температуры приводит также к дополнительным погреш-
ностям, связанным с различием коэффициента линейного расшире-
ния материала исследуемой детали, клеевого слоя, основы и. прово-
локи, а также с тепловой инерцией самих преобразователей. С це-
лью ослабления влияния температуры на контролируемую поверх-
ность наклеиваются два тензорезистора, соединенных по схеме по-
лумоста, подключаемого к тензостанции: один, рабочий, направле-
ние проволок которого совпадает с направлением измеряемой де-
формации, другой, компенсационный, с ориентацией в перпендику-
лярном направлении. Такая схема подключения позволяет умень-
шить и влияние поперечной чувствительности тензорезистора. До-
полнительная погрешность вызывается также явлением ползучести.
Снижение этой погрешности может быть достигнуто соответствую-
щим выбором материала основы и состава клея. Следует заметить,
что измерение деформаций во всех случаях должно проводиться с
учетом конкретных условий работы первичных преобразователей
(тензорезисторов). Погрешность измерения деформаций не превы-
шает ±5% [2].
8.7. СПЕЦИФИЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ
В процессе огневых стендовых испытаний, кроме рассмотренных,
производится измерение и ряда других параметров: вибрации, пере-
135
мещения элементов конструкции, параметры органов управления,
дискретные параметры и др.
Дадим краткую характеристику этим измерениям. Вибрации
элементов конструкций. Основными параметрами вибраций, изме-
ряемым в процессе ОСИ, являются частота и амплитуда вибраци-
онных ускорений. Измерения ведутся пьезоэлектрическими акселе-
рометрами, у которых собственная частота колебаний на порядок
(и более) выше частоты вибраций.
Перемещения элементов конструкции. Выбор того или иного
метода измерений зависит от.пределов и характера изменения кон-
тролируемой величины. Большие перемещения, например относи-
тельные перемещения переднего и заднего днища двигателя, воз-
никающие при удлинении корпуса, целесообразно измерять потен-
циометрическим методом. Малые перемещения (величина раскры-
тия стыка и т. п.) следует измерять тензорезисторным методом. Ука-
занные методы аналогичны рассмотренным в разд. 8.2. Для рас-
ширения пределов измерения деформаций тензорезисторпыми пре-
образователями часто используются специальные механические
масштабирующие устройства (П-образные и кольцевые скобы, уст-
ройства с рычажными передачами и т. д.) [31].
Параметры органов управления. При функционировании органов
управления в зависимости от их типа дополнительно измеряются
углы поворота исполнительных органов, перемещения кинематиче-
ских звеньев, моменты на валах рулевого привода, управляющие
и исполнительные сигналы. Углы поворота и перемещения измеря-
ются, как правило, потенциометрическими преобразователями,
моменты на валах рулевого привода — тензорезисторными измери-
тельными преобразователями. Управляющие и исполнительные
сигналы (токи, напряжения, шаговые сигналы) записываются не-
посредственно на носитель информации. Дешифровка их произ-
водится обычными способами.
Дискретные параметры. К дискретным параметрам относятся:
время срабатывания элементов автоматики, время прохождения
уравляющих команд, время начала перемещения отдельных узлов
и элементов (заглушки, окна отсечек и т. д.). Для измерения этих
величин используются различные реле, контактные и схемные пре-
образователи. Принцип действия их прост и заключается в мгно-
венном изменении параметров цепи при замыкании контакта, обры-
ве или разрушении проводника и т. д.
8.8. СИСТЕМА ЕДИНОГО ВРЕМЕНИ (СЕВ)
Большинство параметров, измеряемых в процессе огневого ис-
пытания, должно представляться в функции времени, причем нача-
ло отсчета времени для разных каналов регистрации должно быть
единым. Привязка по времени числовых значений параметров мо-
жет быть осуществлена двумя способами. При неответственных
испытаниях на осциллограмму процесса наносится кривая синусо-
идального вида от промышленной сети переменного тока (частота
133
50 Гц, период 0,02 с). Точность определения времени этим спосо-
бом невысока из-за относительно низкой стабильности частоты про-
мышленной сети и большого периода колебаний. Более совершен-
ным является метод подачи на регистрирующие приборы времен-
ных меток, выдаваемые специальным прибором в виде суммы ча-
стот. Применяемые в настоящее время приборы СЕВ позволяют
осуществить не только привязку измеряемых параметров к единому
времени, но и запуск лентопротяжных механизмов регистраторов.
Глава 9
ОБРАБОТКА РЕЗУЛЬТАТОВ ОГНЕВЫХ
СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ
Обработка результатов измерений включает первичную и вто-
ричную обработку. Первичная обработка (дешифровка) представ-
ляет собой совокупность математических преобразований числовых
значений измерительной информации, в результате которых полу-
чаются функциональные зависимости параметров от времени. При
вторичной обработке производятся математические преобразова-
ния над результатами первичной обработки, в результате которых
получаются характеристики работы двигателя. В данной главе рас-
смотрены способы первичной обработки, вопросы вторичной обра-
ботки нашли отражение в гл. 12. Независимо от типа регистратора
математические преобразования при первичной обработке вклю-
чают [31]:
определение градуировочных коэффициентов (масштаба за-
писи) ;
масштабирование результатов измерений.
В зависимости от характера регистрируемого параметра до
масштабирования производится сжатие информации с целью со-
кращения массива результатов расчета. Способы первичной обра-
ботки зависят от метода регистрации результатов измерений. Так,
при регистрации на фотобумагу или кинопленку основные опера-
ции— считывание и выделение нужной информации — в большин-
стве случаев, производятся вручную; при регистрации на магнит-
ную ленту эти операции выполняются автоматически на ЦВМ.
Ниже рассмотрены применяемые в настоящее вр.емя способы
дешифровки результатов измерений на примере основных пара-
метров: тяги и давления. Дешифровка данных других параметров
производится аналогично с учетом особенностей, определяемых
характером исходных данных.
9.1. ДЕШИФРОВКА ОСЦИЛЛОГРАММ
С ЗАПИСЬЮ ПОКАЗАНИЙ ТЕНЗОРЕЗИСТОРНЫХ
ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ
Осциллограмма исследуемого процесса представляет собой от-
резок фотобумаги или кинопленки, на которой записаны (рис.
9.1,ординаты измеряемых параметров (индикаторная кривая),
137
Рис. 9.1. Осциллограммы с записью
показаний теизорезисторных преоб-
разователей:
а—градуировочная осциллограмма; б—ос-
циллограмма процесса; /—ордината изме-
ряемого параметра; 2—ордината калибро-
вочной. отметки; 3—опорная линия; 4—
стартовая линия; 5—метки службы единого
времени
ординаты калибровочных отме-
ток, опорная и стартовая ли-
нии, метки службы единого
времени. Для учета нелинейно-
сти измерительного канала с
тензорезисторным измеритель-
ным преобразователем перед
испытанием в ряде случаев
производится механическая градуировка канала. Градуировочная
осциллограмма (рис. 9.1, а) включает ряд нагрузочных уровней
(>не менее 5) при прямом и обратном ходе градуировки, калибро-
вочные отметки до начала и после окончания градуировки.
Обработка градуировочной осциллограммы. Обработка включа-
ет следующие этапы:
а) измерение ординат hi и А2 калибровочных отметок до и после
градуировки;
б) измерение ординат уровней нагрузочного и разгрузочного
хода градуировки всех циклов и нахождение среднего значения ор-
динат ср для каждого уровня, отвечающего одной и той же на-
грузке хг;
в) определение градуировочной зависимости x=f(y) по найден-
ным средним значениям yi ср и величинам нагрузки х;.
Измерение ординат иа осциллограмме, записанной на фотобу-
маге, производится с помощью штатного мерительного инструмен-
та, например штангенциркуля, а ординат на кинопленке — с помо-
щью масштабной сетки прибора многократного увеличения. Гра-
дуировочная зависимость представляется в аналитическом, реже в
графическом, виде. Аналитический метод дешифровки имеет ряд
преимуществ перед графическим, в частности — быстроту обработ-
ки, исключение субъективных ошибок при построении графика. Гра-
дуировочная зависимость в общем виде представляется полиномом.
п-й степени:
X = f.(У) = Ао + Агу 4- А2у2 + ... + Апуп,
(9.1)
где Ао> А\,...,Ап — постоянные коэффициенты, определение кото-
рых ведется методом наименьших квадратов.
Степень полинома, по возможности, должна быть минимальной
и выбирается из условия, чтобы отклонение аппроксимирующей за-
висимости от градуировочной ие превышало заданного значения,
соответствующего погрешности измерения (обычно 1/3 погрешности
измерения). Полиномы выше второй степени, как правило, не ис-
пользуются. В этих случаях градуировочную зависимость аппрок?
138
симируют ломаной линией, на каждом участке которой вычисляют-
ся свои коэффициенты аппроксимирующей зависимости.
Обработка осциллограммы процесса. Обработка производится
в следующем порядке.
1. Измеряются ординаты калибровочных отметок Н, и Я2 (см.
рис. 9.1,6).
2. Производится выделение нужной информации (сжатие ин-
формации).
Для последующей обработки выделяются характерные точки
кривой процесса (максимума, минимума, перегиба, излома и т. д.),
т. е. точки, в которых изменяется ход кривой. Иногда наряду с ха-
рактерными точками выделяются и промежуточные точки, например
точки с постоянным шагом по времени. Если кривая имеет участки
с наложенными помехами, производится ее сглаживание. Характер
сглаживания определяется конкретным видом кривой. При нало-
жении на кривую помех колебательного характера сглаживание
производится методом огибающих.
3. Определяются времена и ординаты tji всех выбранных точек.
4. Определяется дешифровочная зависимость. Дешифровочная
зависимость строится на базе градуировочной (9.1) и имеет вид
x=-f(k„y), (9.2)
где у — текущая ордината кривой процесса; йм= (Л]+Л2)/(Я1-|-
Н~Я2)—коэффициент масштаба. При вычислении £м контролиру-
ются расхождения Нх и Я2, а также hi и h2. Если измерение про-
ведено правильно, расхождение ординат калибровочных отметок
в начале и конце осциллограммы не превышает заданного, исходя
из характеристик применяемой аппаратуры, значения. В некоторых
случаях калибровочные отметки периодически записываются и в
процессе измерения. При значительном расхождении ординат этих
отметок дешифровку можно вести с переменным во времени ко-
эффициентом масштаба.
5. Производится масштабирование результатов измерений, для
чего используется дешифровочная зависимость (9.2). При малой
нелинейности измерительного канала (отклонение от линейной за-
висимости не более 1/3 погрешности измерений) механическая гра-
дуировка канала не производится. Масштабирование в этом случае
ведется по калибровочным отметкам [31]. Вид дешифровочной за-
висимости указывается в документации на средства измерений.
9.2. ДЕШИФРОВКА ОСЦИЛЛОГРАММ
С ЗАПИСЬЮ ПОКАЗАНИЙ ПОТЕНЦИОМЕТРИЧЕСКИХ
ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ
Зависимость относительных величин: выходного напряжения
Я/Птах от выходного сопротивления г/гобщ (/"общ — полное сопротив-
ление потенциометра, Птах— напряжение, соответствующее гОбщ)
у потенциометрического преобразователя нелинейна, причем вели-
чина нелинейности определяется нагрузочным сопротивлением в
выходной цепи потенциометра. Учет нелинейности можно вести ли-
139
бо путем механической градуировки преобразователя перед опы-
том, и тогда методы дешифровки идентичны изложенным в разд.
9,1, либо путем калибровки измерительного капала. В последнем
случае калибровочная запись имеет вид ступенчатой ломаной ли-
нии, каждая ступенька которой соответствует определенному ка-
либровочному уровню и/итя^. Особенности дешифровки при таком
способе регистрации заключаются в следующем. По измеренным
ординатам с учетом коэффициента масштаба строится запись
(у), где у — ордината на осциллограмме процесса.
Зависимость параметра от относительного сопротивления X—
= ф(^/гОбщ) определяется на основании паспортных данных. Обе
зависимости получаются аналитическим методом наименьших
квадратов, реже графическим способом, и по ним производится
масштабирование результатов измерений в предположении
^/б^тах==|^/^общ.
9.3. ДЕШИФРОВКА ОСЦИЛЛОГРАММ
С ЗАПИСЬЮ ПОКАЗАНИЙ ЧАСТОТНЫХ
ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ
Дешифровка осциллограмм с кодовой записью включает в себя:
а) считывание кодов;
б) определение значения параметра, соответствующего коду;
в) определение текущего времени.
Считанные значения кодов переводятся в единицы измерений
параметра с -помощью специальной таблицы — матрицы, состав-
ленной по результатам механической градуировки и включающей
значения кодов, соответствующие заданным нагрузкам. Промежу-
точные значения определяются путем интерполяции по крайним
точкам интервала. В полученное значение параметра вводится по-
правка па смещение нулевого кода: Х{ = (хг-)табл+А*, где Дх—
взятая с обратным знаком нагрузка, соответствующая нулевому
коду при измерении (определяется с помощью матрицы).
При использовании в составе системы измерений электронно-
счетных устройств, принцип действия которых основан на заполне-
нии нескольких периодов сигнала частотного измерительного пре-
образователя импульсами эталонной частоты, каждый код несет
в себе информацию о времени процесса. Текущие времена для это-
го случая вычисляются по формулам, указанным в документации
на преобразователь.
Достоинством метода кодовой регистрации является исключение
погрешности, вносимой шлейфами, и погрешности дешифровки.
В качестве недостатка следует отметить большую трудоемкость об-
работки осциллограмм вручную. Поэтому в настоящее время ин-
формация частотных датчиков в большинстве своем регистрирует-
ся магнитными регистраторами с последующей дешифровкой на
универсальных или специализированных вычислительных машинах.
140
9.4. ДЕШИФРОВКА ИНФОРМАЦИИ,
ЗАПИСАННОЙ НА МАГНИТНУЮ ЛЕНТУ
Дешифровка такой информации ведется с помощью ЦВМ. Про-
цесс автоматической дешифровки на ЦВМ включает в себя [48]:
а) ввод в машину констант — коэффициентов, необходимых для
автоматической обработки,—программы обработки и результатов
измерений;
б) проведение обработки;
в) вывод, из машины результатов измерений.
Ввод в ЦВМ констант, программы обработки и результатов из-
мерений осуществляется с помощью специальных вводных (вход-
ных) устройств. Арифметические и логические операции прн обра-
ботке выполняются с помощью арифметического устройства (уст-
ройств). Результаты промежуточных вычислений, коды чисел, с ко-
торыми производят действия, а часто и программа вычислений,
хранятся в запоминающем устройстве.
Для вывода результатов обработки из машины в ней предусмот-
рены выводные (выходные) и печатающие устройства. Управление
процессом обработки (выхбор кодов чисел и команд из запоминаю-
щего устройства, выработка команд на выполнение арифметиче-
ского или логического действия, переход к следующей операции и
т. д.) осуществляется с помощью устройства управления. Для про-
верки правильности функционирования отдельных узлов и машины
в целом используются специальные устройства контроля.
Программа автоматической обработки обычно строится с ис-
пользованием тех же алгоритмов, которые применяются при нема-
шинной дешифровке результатов измерений. При разработке про-
граммы машинной обработки большое внимание уделяется уплот-
нению информации с целью представления результатов измерений
в наглядной форме, поскольку, в связи с большой частотой опроса
первичных измерительных преобразователей, достигающей иногда
нескольких тысяч в секунду, имеется определенная избыточность
информации. Задача уплотнения информации может решаться раз-
ными способами, в частности, дешифровкой результатов измерений
в отдельных заранее заданных точках. Наиболее удачными следует
считать алгоритмы, основанные на представлении параметра в
функции времени в виде кусочно-линейной зависимости, аппрокси-
мирующей записанную кривую с заданной точностью.
141
It
Глава 10
МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ФАКТИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК РДТТ
10.1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВНУТРИБАЛЛИСТИЧЕСКИХ,
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ И ТЯГОВЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК РДТТ
Особенности получения исходных данных. Определение факти-
ческих значений внутрибаллистических, энергетических и тяговых
характеристик РДТТ является важнейшей задачей огневой стендо-
вой отработки. Эти характеристики, по существу, представляют со-
бой конечные критерии оценки совершенства рабочих процессов в
двигателе и совершенства конструкции его основных элементов
(воспламенителя, заряда, камеры сгорания, соплового блока и т. д.).
При огневых стендовых испытаниях получают следующую инфор-
мацию, которая служит исходными данными для расчета указан-
ных характеристик:
1. Текущее значение тяги по времени работы двигателя, заме-
ренное во время испытаний, Роп(/).
2. Текущее значение давления в камере сгорания двигателя по
времени работы pK(t).
3. Текущее значение давления в средствах имитации высотных
условий по времени работы двигателя pn(t) (для РДТТ высотных
ступеней).
4. Массовые характеристики РДТТ, как правило, до и после
испытания. ;
Измерение тяги испытуемого двигателя производится тензорези-
сторными и частотными преобразователями силы. Тип преобразо-
вателя силы для конкретного испытания выбирается, во-первых, нз
условий обеспечения потребной точности и, во-вторых, из условий
эксплуатации их в опыте. Измерительные преобразователи силы
устанавливаются между испытуемым двигателем и упорной пли-
той стенда. При этом не допускаются угловые и линейные, смеще-
ния измерительного преобразователя силы относительно конструк-
тивной оси двигателя на величину больше допускаемой технической
документацией. Контроль этих величин при подготовке опыта обя-
зателен. В противном случае возникает реальная опасность полу-
чения недостоверной информации по тяге из-за воздействия на из-
мерительный преобразователь изгибающих моментов.
К дополнительным мерам повышения точности измерения тяги
следует отнести: правильный выбор диапазона измерений и введе-
ние градуировки измерительного канала под механической нагруз-
кой. Выбор диапазона измерения можно считать правильным, если
измеряемая величина тяги составляет 0,6—1,0 номинальной на-
грузки на выбранный измерительный преобразователь. Введение ме-
ханической градуировки силоизмерительного устройства в услови-
ях стенда весьма желательно, однако во многих случаях она не
оправдывает себя из-за существенных различий характера нагру-
142
жения при градуировке и при работе двигателя. В силу этого це-
лесообразно проводить при механическом нагружении градуировку
только измерительного преобразователя автономно от двигателя и
испытательной оснастки.
При измерении давления в РДТТ важную роль играет выбор
места установки измерительных преобразователей, выбор конструк-
ции отборников давления и установочных узлов. С целью получения
достоверной информации независимо от форм заряда и камеры сго-
рания место измерения давления в РДТТ должно выбираться в зо-
нах, где скорость газа пренебрежимо мала. В противном случае
экспериментатор сталкивается с необходимостью анализа состав-
ляющей давления от динамического напора, что сопряжено с боль-
шими трудностями. Как правило, в РДТТ отбор давления произво-
дится в районе переднего днища и реже в предсопловом объеме или
в застойных зонах. Очень важно предусмотреть меры, исключаю-
щие зашлаковку отверстий отбора давления.
Динамические характеристики при быстроменяющихся давле-
ниях зависят от системы передачи давления в целом. Диаметр,
длина, характер изгиба магистралей подачи давления и др. ока-
зывают сильное влияние на динамическую характеристику. Прак-
тика отработки РДТТ- указывает на целесообразность использова-
ния подводящих магистралей диаметром 5—6 мм и длиной не ме-
нее 50 мм с минимальным количеством изгибов и изменений про-
ходных сечений. При наличии изгиба его радиус должен быть в
пять раз больше диаметра трубки подачи давления [129]. При из-
мерении медленно меняющихся давлений магистрали подачи мо-
гут заполняться маслом или консистентной смазкой с целью защи-
ты от горячих газов. В этом случае частотная характеристика Си-
стемы понижается, хотя и создается желаемая защита; противо-
речия этих двух противоположно действующих факторов обычно
разрешаются в каждом конкретном случае отдельно. При измере-
нии быстро меняющихся давлений наличие каких бы то. ни было
магистралей не желательно, поэтому измерительные преобразовате-
ли ввинчиваются прямо в элементы двигателя в точки измерения.
Частотная характеристика,тензорезисторных измерительных преоб-
разователей давления в РДТТ обычно не превышает 600 Гц [129].
Для установления частотной характеристики комплексной си-
стемы передачи давления последнюю градуируют в реальных усло-
виях. Для уменьшения динамических искажений- необходимо, что-
бы первая резонансная частота системы измерений была более
высокой (в 8—40 раз), чем наивысшая из частот спектра измеря-
емого давления (высшая учитываемая гармоническая составляю-
щая). Если системы обладают хорошей демпфирующей способно-
стью, то отношение собственной частоты системы к частоте иссле-
дуемого процесса может быть уменьшено до 4—5 [31]. С целью ис-
ключения влияния радиационного нагрева преобразователи давле-
ния при испытаниях теплоизолируют. На практике, как правило,
используют минимум два автономных канала измерения давления,
причем в каждой точке измерения устанавливают по несколько пре-
143
образователей давления. Механическую градуировку измеритель-
ных преобразователей давления проводят па образцовых устрой-
ствах, например грузопоршневых манометрах. Необходимость про-
ведения механической врадуировки определяется в каждом конкрет-
ном случае в зависимости от типа преобразователя, требуемой точ-
ности измерений и нелинейности градуировочной характеристики/
указанной в паспорте на измерительный преобразователь.
Расчет внутрибаллистических характеристик по результатам
огневых испытаний. Для расчета внутрибаллистических характери-
стик используются результаты записи текущего давления в камере
сгорания испытуемого РДТТ, приведенные к абсолютному значе-
нию. Приведение осуществляется по формуле
Рк(*)=РовУ)+Рн> (io. 1)
где /?оп(0—текущее давление в камере сгорания РДТТ в Па,
измеренное при испытании;
рн — атмосферное давление, соответствующее высоте Н и
измеренное на испытательном стенде, в Па.
При наличии дублирующих преобразователей требуется осреднить
их показания. Способ осреднения зависит от степени доверия к
результатам измерения разными каналами. Если результаты изме-
рений одинаково точны, осреднение производят путем нахождения
средне-арифметического значения давления в камере сгорания в
каждый момент времени:
п
где г=1, 2, ..., п — номер преобразователя. Если результаты измере-
ний неравноточны, а систематические погрешности отсутствуют,
осредненным значением считают среднее взвешенное значение:
т I т
i-i I i=i
где т — число неравноточных групп в опыте; Pjon(^) — среднее зна-
чение давления в группе; qj=n.jl<3^ — вес, характеризующий сте-
пень доверия к полученному результату; — число преобразовате-
лей в /-Й группе; crj— средняя квадратичная погрешность измере-
ния в /-Й группе.
Перед осреднением необходимо убедиться, что среди результа-
тов измерений нет анормальных. Если среди результатов измере-
ний имеется резко отклоняющийся результат, следует произвести
тщательный анализ условий измерений. При отсутствии достаточ-
ных оснований для его отбраковки следует произвести оценку анор-
мальности статистическими методами. Сущность этих методов сво-
дится к вычислению по опытным данным выборочного значения
некоторой функции, которое сравнивается с ее предельным значе-
нием, соответствующим заранее принятой вероятности. Если ре-
зультаты измерений равноточны и имеют нормальный закон рас-
144
Рис. 10.1. Типичная кривая изме- Рк
нения давления в камере сгора-
ния РДТТ во времени
пределения, оценка анор-
мальности производится по
ГОСТ 11.002—73 «Правила
оценки анормальности ре-
зультатов наблюдений».
В результате определения и
проведения строят харак-
терную кривую изменения
давления в камере сгорания
испытуемого РДТТ pK(t) (рис. 10. 1), по которой определяют ха-
рактерные времена:
Тзад — время задержки процесса, т. е. время от момента подачи,
электрического тока на мостик пиропатрона до момента начала
подъема кривой давления в камере, в с; тв.р— время выхода дви-
гателя на рабочий режим, т. е. время достижения давления, рав-
ного заданному в долях от его среднеиптегрального значения, либо
время, соответствующее точке пересечения касательных в точке
перегиба на участках подъема давления и установившегося режи-
ма, в с; т3 — время устойчивого горения заряда, т. е. время от мо-
мента окончания участка тв.р До момента достижения на участке
.спада значения давления, заданного в долях от его среднеинте-
грального значения в камере, или до момента времени, соответству-
ющего точке пересечения касательных, проведенных в точке пере-
гиба на спаде и на установившемся режиме, в с; тсп — время спада
давления, т. е. время от момента окончания участка т3 До момента
уменьшения давления до значения, заданного, в долях от его сред-
реинтегрального значения, или до момента времени, соответствую-
ще! о точке пересечения касательной в точке перегиба на спаде и
^нулевого» уровня после окончания работы двигателя, в с.
] Тогда полное время работы двигателя тдв определяется про-
стым сложением характерных времен:
J, дв "''зад Н- Тв.р 4~ "''а 4“ ^си-
|jlo этой же кривой определяются следующие основные характери-
стики:
- а) максимальное и минимальное давление в камере сгорания
Двигателя;
| 6) максимальное значение градиента давления;
в) импульс давления и среднеинтегральное значение давления
1 на характерных участках работы двигателя.
►4 Максимальное и минимальное давления (ргаах и pmln) в камере
>‘определяется на участке времени т3. Максимальное значение гради-
¥ ента давления в Па/с на участке выхода на режим, а в случае
4 необходимости, и на установившемся участке, определяют по фор-
I муле
АРк Pi+1— Pi
M tl+1 — ti
(Ю.2)
где pi, pi+i—текущие значения давления в двух соседних точках
в моменты времени ц ti+l соответственно. Полный импульс дав-
,(РК) п
ления Jjk в Па-с для различных участков времени рассчиты-
вается по следующей формуле:
/;йк)= (ю.з)
ч
где tj и th — моменты времени начала и окончания участка. Сред-
неинтегральное значение давления на участке /—k определяется
по формуле
^=/лк,/(^-^- (Ю.4)
Удельный импульс давления в м/с определяется по формуле
рДв
^кр.нач j Рк (0
где ЛТнач и /Икон—начальная и конечная массы двигателя, опреде-
ляемые взвешиванием на стенде до и после испытания, в кг;
Fкр .нач ’ начальная площадь критического сечения сопла (сопел)
в мг.
Средняя скорость горения заряда в мм/с определяется исходя
из опытных данных по формуле
йср=г/т3, (10.6)
где е — толщина горящего свода в мм.
Средний массовый секундный расход твердого топлива опреде-
ляется из простого отношения
т = Ма/ха, (10.7)
где /И3 — масса заряда, определяемая по паспорту на конкретный
заряд.
Расчет энергетических и тяговых характеристик по результатам
огневых испытаний. Энергетические и тяговые характеристики
РДТТ при огневых стендовых испытаниях рассчитываются по из-
меренным текущим значениям тяги Pon(t).
Если тяга измерялась тензорезисторным измерительным преоб-
разователем силы с двумя мостовыми схемами, то при расчете
следует использовать их среднее арифметическое значение по вре-
мени. Если измерение тяги производилось двумя однотипными дуб-
лирующими преобразователями, то следует осреднить их показа-
ния по методам осреднения давления. Таким образом, в качестве
исходной для расчета энергетических и тяговых характеристик
используется осредненная кривая тяги РОп(0- В случае испытания
146
двигателя в вертикальном положении эту кривую следует откоррек-
тировать на вес (силу тяжести), уносимых в процессе работы мас-
сы топлива и материала элементов конструкции. Приводить к пус-
тотным условиям полученное текущее значение тяги РОп(0 на
участке безотрывного истечения из сопла следует по зависимостям,
которые легко получаются из анализа тяги с учетом особенностей
испытания РДТТ [118]:
при испытании двигателя в земных условиях —
^пИ=-Роп(/) + ^ИЛ; (10.8)
при испытании двигателя в вакуум-камере —
(Ю.9)
при испытании двигателя с присоединенным диффузором —
Л(/)=^оп(/)+[^(^)-^И]Л6+/’нИ^ (Ю- Ю)
где рн'(t)—текущее значение атмосферного давления в районе
переднего торца двигателя при испытании в Па; рн(Р)—текущее
значение вакуумметрического давления в рабочей зоне имитатора
высотных условий в Па; Fa— площадь выходного сечения сопла,
в м2; Fog — площадь стыковочной обечайки диффузора, подсчитан-
ная по внутреннему диаметру, в м2.
Если в процессе работы двигателя имело место изменение пло-
щади выходного сечения сопла, вызванное разгаром, то в формулах
для расчета Рп(0 следует подставлять текущее или среднее за
время работы значение F&. Максимальное и минимальное значения
тяги за время работы двигателя, как правило, определяются на
участке та . Абсолютное значение градиента изменения тяги на ква-
зистационарном режиме работы двигателя определяется по фор-
муле:
где Pi, Pi+i -t- текущие значения тяги в двух соседних точках в мо-
менты времени F и /г+1 соответственно.
Полный импульс тяги I в Н-с рассчитывается по формуле
I=\P(t)dt, (10.12)
Ч
где P(t) —текущее значение тяги Роп(0 или Pa(f) в Н;
tj, th — моменты времени начала и окончания рассматриваемого
участка в с.
Среднеинтегральное значение тяги Р-,ь в Н вычисляют по фор-
муле
(10.13)
Опытное значение коэффициента пустотной тяги вычисляется по
формуле
КгРМ^РМ (10.14)
, 6* 147
Удельный импульс тяги испытуемого РДТТ /уд в м/с определя-
ется [ИЗ] как отношение полного импульса тяги I, подсчитанного
по формуле (10.12), к массе, унесенной на участке безотрывного
истечения за время работы двигателя от t\ до t%. для земных ус-
ловий
J РОП (0
? -Мнач — -Мкон — ДЛ4Г1 ДМг2
для пустотных условий
уд’п ма ач - Л1кон - дл4т1 - дмг2 ’
(10.15)
(10. 16)
где АМТ1, ДЛ4т2— массы топлива, сгоревшего на участках неэффек-
тивной работы (отрывное течение).
Опытное значение суммарных потерь удельного импульса (зем-
ного или пустотного) ф1 в % удобно оценивать по потерям теоре-
тического удельного импульса при фактической степени расшире-
ния сопла:
100,
где /удм — теоретическое значение удельного импульса.
(10. 17)
10 2. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК
ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Отработка ОУ РДТТ проводится в несколько последовательных
этапов, включающих в себя:
модельные испытания для предварительной оценки газодина-
мических характеристик и выбора проектных параметров;
автономные испытания натурных образцов ОУ на специальных
газогенераторах для оценки работоспособности и эффективности
выбранных типов ОУ в условиях, приближенных к натурным;
огневые стендовые испытания ОУ в составе натурного двига-
теля.
На всех этапах отработки органов управления определяется
целый ряд характеристик, анализ которых позволяет делать выводы
о совершенстве ОУ и степени их отработки.
Определение шарнирных моментов. Шарнирный момент являет
ся одной из основных характеристик поворотного узла ОУ (подвиж-
ных элементов сопла, заслонок и т. д.). Если учесть, что при огне-
вых стендовых испытаниях угловые скорости и угловые ускорения
подвижных узлов, как правило, малы (частоты качаний не превы-
шают 1—2 Гц), можно йренебречь составляющими моментами дем-
пфирования Мдф и инерционных сил А4И11. Отдельно можно не учи-
тывать и момент дисбаланса. Тогда шарнирный момент, представ-
148
Рис. 10.2. Кинематическая схема рулевого привода:
/««ось качания поворотного узла; 2—шарнир рулевого привода машины; 3—шарнирное сое-
динение штока рулевого привода с поворотным узлом
Рис. 10.3. Зависимость шарнирного момента от угла поворота
дойный зависимостью (5.7), упрощается и приводится к виду
Мш=7Иио3 + Мас+Л1тр. (10. 18) .
В процессе огневого испытания измеряются угол поворота под-
вижного узла ОУ 0=f(/) и силовой параметр. Силовым парамет-
ром, в зависимости от конструкции ОУ и рулевого привода, могут
быть: момент на валу привода, усилие в его тяге. Данные измере-
ний этих параметров являются исходными для определения шар-
нирного момента. Шарнирный момент есть произведение силового
параметра на некоторую передаточную функцию, определяемую из
компоновочной схемы рулевого привода. Так, для кинематической
схемы (рис. 10.2) передаточная функция представляет собой пле-
чо / — кратчайшее расстояние от оси поворота сопла до линии дей-
ствия силы, развиваемой рулевым приводом машиной, а силовая
функция — усилие в тяге рулевого привода Ртт. Вычисление I ве-
дется по формуле
j________аЬ sin <р__
У а? + i2 — ЧаЬ sin у ’
где <р=<ро±0.
Шарнирный момент определяется по формуле Мт = Рш1. Для
определения составляющих шарнирного момента в соответствии с
формулой (10.18) зависимость Мш от угла поворота представляют
графически. Типичный график этой зависимости [101] представлен
па рис. 10.3.
В большинстве случаев опытная зависимость 7 может быть ап-
проксимирована зависимостью 2 в виде параллелограмма, смещен-
ного от начала координат на величину 7Иас и имеющего стороны,
параллельные средней линии АВ. Из графика легко определить
момент асимметрии Л1ас, момент трения 7Итр и градиент позицион-
ного момента &ц0з, как тангенс угла наклона средней линии АВ к
оси абсцисс. Расчет составляющих шарнирного момента удобно
в 3032
149
вести аналитическим способом. Для этого зависимость шарнирного
момента от угла поворота исполнительного органа представляют в
таком виде:
А4 ш — ^1103 0 + -Мас 4" sign 'Р-Мтр!
(10. 19)
где sign v — 1 — соответствует верхней ветви петли, sign v =— 1 —
ее нижней ветви; в экстремальных точках sign и = 0. Матрица из
неизвестных величин
ПОЗ
вычисляется по формуле
(10.20)
(«Т»— знак транспонирования матрицы).
Исходные матрицы имеют вид
0! 1 sign('U1)
92 1 Sigil (П2)
9„ 1 sign(n„)
Л1Ш(91) 1
Шш(02)
_ мш((и
Для определения газодинамического момента сравнивают значения
АПоз, полученные в опыте и в процессе предпусковых проверок.
Градиент газодинамической составляющей позиционного момента
определяется по формуле
^*303.ГД AlO3 ^ЧОЗ
(10.21)
где kn03 — градиент позиционного момента, полученный в опыте;
^юз—градиент позиционного момента, полученный при пред-
пусковых проверках («холодный» опыт).
Измерение управляющих сил и эксцентриситета тяги. Измере-
ния управляющих сил и эксцентриситета тяги принадлежат к чис-
лу косвенных измерений. Опытные значения этих величин получа-
ют на основании прямых измерений осевой тяги и боковых сил,
возникающих при работе двигательной установки. Как уже указы-
валось в гл:7, измерение боковых сил возможно проводить как на
горизонтально ориентированных, так и на вертикально ориентиро-
ванных стапелях. Вертикально ориентированные стапеля обладают
значительными преимуществами перед горизонтально ориентирован-
ными, что обусловлено меньшим влиянием на результаты измере-
ния боковых сил изменения массы двигателя в процессе испытания.
Рассмотрим кинематическую схему рис. 10.4, а вертикально ори-
ентированных стапелей упорного типа (США), конструкция кото-
рого показана на рис. 7.10. При работе двигателя усилия восприни-
маются измерительными преобразователями П1 — П6. В результа-
те измерений получают шесть составляющих реакции оснастки: в
нижнем поясе измерений— Уь Zi, ХОп; в верхнем поясе — У, Z, Мп.
150
Рис. 10.4. Кинематическая и расчет-
ная схемы вертикально ориентиро-
ванного стапеля
Реакция Z подсчитывается
как сумма показаний измери-
тельных преобразователей П5
и Пб; реактивный момент MR —
как алгебраическая сумма мо-
ментов сил, действующих на
эти преобразователи относи-
тельно геометрической оси
двигателя.
Рассмотрим случай, когда
тяга двигателя отсутствует,
т. е. случай, соответствующий
Если центровка двигателя про-
механической градуировке стенда.
изведена достаточно хорошо, то боковые составляющие от веса
Mg отсутствуют, значения составляющих измеряемой силы /?у по
координатным осям легко определяются по формулам
R^Y-Y, и RyZ=Z — Z1.
(10. 22)
Аналогично подсчитывается положение точки приложения силы:
ri =_____l или а =---1-1.
Г—Ki Z —Zj
(10.23)
Указанные зависимости справедливы при статическом харак-
тере приложения нагрузки. При динамическом действии приклады-
ваемой нагрузки результаты измерений будут существенно искаже-
ны из-за возникновения собственных колебаний стендовой системы
(оснастка и двигатель). Строго говоря, стендовая система должна
рассматриваться как система с распределенными параметрами,
так как характеристики движения каждой ее точки являются
функциями положения и времени. Однако для практических рас-
четов анализ движения этой системы можно успешно проводить,
рассматривая систему с сосредоточенными параметрами. Если
рассматривать стендовую систему как консервативную, то в первом
приближении низкие частоты колебаний, наложенные на кривые
записи боковых сил, могут быть определены по следующей форму-
ле [98]:
где feu k2 — коэффициенты упругости верхнего и нижнего измери-
тельного пояса; /ь /г — расстояния от центра массы системы до
151
верхнего и нижнего измерительных Иоясов, соответственно; М —
масса системы; J — момент инерции системы.
Рассмотрим числовой пример. Пусть Л1—5000 кг, 7=4250 кг-м2, /1=1,5 м,
4=1,7 м, /4 = 13,2 МН/м, /г2=6„6 МН/м.
Тогда по формуле (10.24) имеем:
' А = 14,1 Гц; 4=13,9 Гц.
Полученные данные показывают, что даже при высоких коэффициентах упру-
гости собственные частоты колебаний системы с двигателями средних габари-
тов достаточно низкие.
Увеличение частоты собственных колебаний способствует по-
вышению точности измерения управляющей силы, что связано с
уменьшением амплитуды наложенных колебаний, а следовательно,
с уменьшением погрешностей дешифровки и измерения управляю-
щей силы на переходных режимах. В силу этого задача увеличения
частоты собственных колебаний является одной из первостепенных
задач, решаемых при разработке испытательной оснастки. Увеличе-
ние частоты собственных колебаний может быть достигнуто умень-
шением присоединенных масс к двигателю, увеличением жесткости
верхнего и нижнего измерительного пояса. Эти мероприятия имеют
большое значение и с точки зрения уменьшения дополнительных
возмущений, обусловленных отклонением двигателя от первона-
чального положения при нагружении элементов нижнего п верхне-
го измерительных поясов. Расчеты показывают, что ужесточение
конструкции измерительных поясов создает вполне реальную воз-
можность получить коэффициенты жесткости по крайней мере в
2 раза большие, чем указаны выше, а отсюда и частоты собственных
колебаний ft = 19,9 Гц и f2=19,7 Гц. При таких частотах измери-
тельной системы возможно получение надежности эксперименталь-
ных результатов с частотой измерения управляющей силы Ry 2—
3 Гц [5], что в большинстве случаев удовлетворяет практическим
требованиям стендовых испытаний. При таких частотах нет необ-
ходимости в использовании специальных измерительных систем,
производящих корректировку сигналов с измерительных преобра-
зователей с целью исключения его неинформативной части.
Математический аппарат, используемый для восстановления
искаженного сигнала по результатам его регистрации, может быть
сведен к сглаживанию наложенных колебаний, что дает возмож-
ность использовать обычные алгоритмы дешифровки. В этом слу-
чае расчет проекций управляющей силы на координатные оси мо-
жет проводиться по формулам (10.22). Расстояние до точки при-
ложения управляющей силы определяется как среднее значение а,
вычисленное по формулам (10.23) для двух координатных плоско-
стей. Числовое значение управляющей силы и направляющие коси-
нусы определяются по следующим-зависимостям:
Р + cos(y>)==^ ; cos^Z)^^- (10-25>
“у «у
В процессе работы двигателя с выключенными ОУ и при отсут-
ствий управляющей силы преобразователи силы могут отмечать
152
наличие боковых сил, что связано с возмущениями, появляющимися
при работе двигателя. Поэтому при расчете управляющих сил зна-
чения нагрузки па измерил единил преобразователь необходимо
отсчитывать не от нулевого уровня, соответствующего уровню сиг-
нала ненагруженного пресбразогателя, а от так называемого
динамического уровня, соответствующего нагрузке на пре-
образователь при положении исполнительных органов управления
а нулевом (исходном) положении. В программе функционирования
органов управления необходимо предусмотреть промежутки вре-
мени (паузы), при которых исполнительные органы находятся в
нулевом положении.
С целью упрощения алгоритма определения динамического
уровня в период работы ОУ промежутки времени с заданной про-
граммой функционирования должны находиться на квазистационар-
ном участке работы двигателя. Возмущающие силы, порождаемые
внутренними причинами в двигателе, с точки зрения внешнебалли-
стических расчетов удобно характеризовать эксцентриситетом тяги.
Результаты измерений с использованием предложенной схемы по-
зволяют представить эксцентриситет тяги в виде линейного и угло-
вого смещений вектора тяги. Линейное смещение е (рис. 10.4,6)
будем определять в плоскости верхнего измерительного пояса. При
необходимости оно может быть пересчитано для любой другой
плоскости двигателя на основе простых геометрических соотноше-
ний. При определении эксцентриситета тяги необходимо учитывать
к отклонение eg центра масс системы от конструктивной базовой
осп.
Уравнения равновесия дают нам следующие соотношения для
определения искомых величин. Угловые отклонения проекций век-
тора X от конструктивной базовой оси в плоскостях стабилизации
^(Z-ZJ/X. (10.26)
Линейное смещение вектора тяги определяется его проекциями
на координатные оси:
(10. 27)
(10. 28)
Числовое значение X:
X=Xon—Mg,
где Mg — текущая масса системы.
Значения егу и egz определяются перед опытом. По полученным
данным определяется угловое смещение вектора тяги относительно
конструктивной базовой оси:
+ (10.29)
153
Линейное смещение вектора тяги относительно конструктивной
базовой оси —
е = /е2у+ 4; cos(Cn=—COS(ef Z) = —• (Ю. 30)
, e e
Для повышения точности измерения управляющей силы и эк-
сцентриситета тяги производят механическую градуировку системы
измерения в условиях стенда путем приложения эталонной нагруз-
ки по базовым плоскостям. Нагрузка прикладывается, как правило,
вблизи предполагаемого места приложения управляющей силы
одним или несколькими циклами с прямым и обратным ходом.
Градуировочная зависимость эталонной нагрузки от показаний пер-
вичного преобразователя Рп имеет вид, аналогичный показанному
на рис. 10.3. Тогда
ЛтиФгр^гр + Рнач + Sign VP.CV, ( 10. 3 1)
где Рэтп — нагрузка на первичный преобразователь, пересчитан-
ная по эталонной нагрузке при градуировке; фгр— коэффициент
градуировочной характеристики, близкой к единице; Р11ач— началь-
ная асимметрия показаний первичного преобразователя при граду-
ировке; Ртр —составляющая нагрузки, определяемая гистерезисом
градуировочной характеристики. Величины фгр, Рнач и Ртр рассчи-
тываются аналогично составляющим шарнирного момента. Дешиф-
ровку удобно проводить по следующей зависимости:
Р = + Л,ач + sign vP^, (10. 32)
где Р — нагрузка, действующая на первичный измерительный пре-
образователь; PQIi — показание первичного преобразователя при
испытаниях; ф— коэффициент, значение которого из-за уменьше-
ния массы системы отличается от значения фгр, полученного при
градуировке.
Для учета изменения ф в процессе опыта градуировку произ-
водят до и после опыта. По результатам градуировки определяется
значение поправочного коэффициента:
с= , (10.33)
^опО ' Х011
где Хоп0 и Хоп— показания первичного преобразователя осевой
тяги до и после опыта; ф0 и ф'—коэффициенты градуировочной
зависимости до и после опыта, соответственно.
Значение ф в процессе опыта может быть подсчитано по формуле
Ф=Фо
1
1 - (*ОП-X) с
(10. 34)
где X — значение тяги, подсчитанное по формуле (10.28). В боль-
шинстве случаев изменения ф в процессе опыта незначительно, по-
этому дешифровку результатов опыта целесообразно производить
по формуле (10.32) при ф = фо. Рассчитанные значения усилий Y,
154
Z, Ylt Z1 используются при последующих вычислениях искомых
величин 7?у, р, s.
Для оценки точности измерений управляющей силы и эксцент-
риситета тяги используют метод статических испытаний, сущность
которого изложена в гл. И. Подсчет реализации искомых величин
/?у, р, 8 производят по зависимостям, приведенным выше, при этом
для учета корреляционной связи между градуировочными коэффи-
циентами дешифровочную зависимость (10.32) представим в следу-
ющем виде:
^==ФРоп + /Энач.ир>
Где Рнач.пр^^ PisaH-psign оРтр.
Блок-схема расчета погрешности измерений эксцентриситета
тяги представлена па рис. 10.5. Особенностью расчета по данной
схеме является то, что она предполагает последовательный расчет
всех характеристик после каждого цикла разыгрывания случайных
чисел. На рис. 10.6 приведена блок-схема расчета погрешности из-
мерения управляющей силы. Характерной особенностью расчета
является то, что исходные данные по Y, Z, Уь Z1 задаются для двух
моментов времени — до включения ОУ (момент ^) и после вклю-
чения ОУ в интересующий нас момент (2- Законы распределения
этих величин получаются при расчете по блок-схеме рис. 10.5. Рас-
чет производится по данным Y, Z, Уь Zi в момент времени /2 и
соответствующим им величинам «динамического» уровня У*, Z'\
Yi*. Z)*; при этом последние считаются распределенными так же,
как и усилия Y, Z, Уь Z\ в момент времени t\, но со своим матема-
тическим ожиданием. В расчет управляющей силы введена величина
С, имеющая математическое ожидание, равное пулю, и дисперсию,
характеризующую погрешность определения динамического уровня.
Погрешности измерения длины I, усилий, измеренных первичными
преобразователями, Pni=JforI, Рп2, Рп3, Рп4, Рп5, Р116, начальной
Л1нач и конечной AfK0H масс системы, массового эксцентриситета
и Egz назначаются исходя из точности применяемых измери-
тельных средств. Погрешности определения градуировочных харак-
теристик <[»0п2, %п3, ф0П4, %П5,6, ^начП2пр’ ^начпЗпр» ^начШпр, ^начПБ,6пр
предварительно рассчитываются. Расчет производится следующим
образом [40]:
*2 (^нач.ир) ~ S2 =S> (Ртр) +
Н~2Р0|1Л(Фо, ^Ha,) + 2PonSign^(t. PTP) + 2signxi^(Рнач, Ртр). (10.35)
Оценка дисперсий ф0, а также- дисперсий S2 и корреляционных
моментов К, входящих в формулу (10.35), производится по следу-
ющим зависимостям:
Д А
^(ф0, Рнач) = ^№;
‘У д д
Ж PTp) = ^S2; К(Рнач, Ртр) = ^-$%
155
Рис. 10.5. Блок-схема оценки по-
грешности определения эксцент-
риситета РДТТ
Рис. 10.6. Блок-схема оценки погрешности определения управляющей силы
здесь Д — определитель третьего порядка матрицы
^11 ^12 *513
D= *5*22 *5*23
_ ^>31 *^32 *^33 _
Матрица D подсчитывается по формуле:
D = BTB,
где Т— знак транспонирования матрицы;
Г (ЛтгрХ 1 sign '
(РПгр)2 1 SigHWj
В= (^пгр)з 1 sign^ >
_(Pnrp)n i Sign^.
(-Prrp)z — показание измерительного преобразователя при градуи-
ровке в t-й точке.
У [(^Пгр)/ фо + Внач + Sign vl Ртр (^’этп);!2
где &ij — алгебраическое дополнение элемента S-ц (i—номер стро-
ки,/— номер столбца) матрицы D, например
^22—
*^11 '*^13
531 5зз
^23 —
5ц S12
•Sai S32
157
Данные результатов расчета представляются в виде закона
распределения величин ₽, е и числовых характеристик в соот-
ветствии с ГОСТ 8.011—72.
Например: *
8000 Н, А от —50 II до 60 Н, р^0,997; ‘ '
Р 10', А от —3' до 3', р = 0,997;
е 2 мм, А от —0,5 мм до 0, 5 мм. р.--0,997.
10.3. МЕТОДЫ ОЦЕНКИ стойкости
И РАБОТОСПОСОБНОСТИ ТЕПЛОЗАЩИТНЫХ
МАТЕРИАЛОВ В КОНСТРУКЦИИ РДТТ
Надежность функционирования и работоспособность элементов
и узлов конструкции современных РДТТ, подверженных воздейст-
вию высокотемпературных, химически активных продуктов сгора-
ния твердого топлива, в основном определяются теплостойкостью
материалов, из которых они изготавливаются, и теплозащитных по-
крытий. Поэтому, говоря об отработке теплонапряженных элемен-
тов и узлов двигателя, прежде всего предполагают оценку стойко-
сти и работоспособности используемых теплозащитных материалов
(ТЗМ) в конкретных условиях объекта испытаний.
До начала огневой стендовой отработки основные сведения об
использованных в конструкции теплозащитных материалах полу-
чают в результате лабораторных исследований и модельных испы-
таний. При лабораторных исследованиях выявляют практически
полный комплекс теилофизических, термохимических, механических
и эксплуатационных характеристик, необходимых для проведения
теоретических расчетов.
Модельные испытания проводятся с целью оценки пригодности
выбранного типа теплозащитного материала для конкретного слу-
чая применения. Например, при оценке теплозащитного покрытия
(ТЗП) камеры сгорания необходимо моделировать скорость обте-
кания образца газовым потоком. При оценке стойкости ТЗМ сопло-
вого блока обычно изготавливают модель сопла, в условиях кото-
рого проводят серию исследовательских опытов, результаты кото-
рых используются при разработке полноразмерных двигателей.
Имея результаты испытаний модельных двигателей, можно
оценить работоспособность данного типа ТЗМ в условиях натурных
РДТТ, работающих на том же топливе, при сравнимых давлениях,
тепловых потоках и аналогичных окружающих условиях. Пересчет
модельных результатов по скоростям уноса на натурные проводится
по формуле [107]
а / yj \ 0,2
71 — <7, ( Рк.наг \0’8 I Дк‘)-мод I
иун.нат ^ун.мод I I I . I
. \ Рк.мод / \ "кр.нат /
(10.36)
Выражение (10.36) может быть использовано для композиционных
материалов на базе кварцевой ткани без уточнения химического со-
става продуктов сгорания [107]. Оценка глубины обугливания ТЗМ
158
(толщины слоя кокса) бд в условиях РДТТ может быть проведена
1102] для ТЗМ на базе графитовой ткани по соотношению
8Л=О,92т^68е-180/^; (10.37)
Для ТЗМ на базе кварцевой ткани —
oft=O,5lT06^-245-y/°, (10.38)
।де т — длительность теплового воздействия; q0 — тепловой потокв
холодную стенку.
При отработке теплозащитных покрытий элементов двигателя
(камеры сгорания, передних и задних днищ) кроме скорости де-
струкции и уноса необходимо иметь данные по скорости продви-
жения изотермы заданного уровня. Для этого в исследуемое по-
крытие через строго фиксированные расстояния устанавливаются
мпкротермопары. Сравнение различных ТЗП, испытанных в одних
и тех же условиях, по величинам скоростей уноса, деструкции, по
скорости продвижения заданной изотермы, а также по результатам
взвешивания образцов исследуемых ТЗП до и после опыта дает
возможность проведения оценок по стойкости ТЗП и уровню при-
годности их в натурных двигателях. В практике часто используют
для оценки стойкости применяемых в конструкции теплозащитных
материалов простой метод анализа, основанный на измерении фак-
тческих размеров деталей или покрытый до и после испытания.
При этом определяют как изменение их абсолютных размеров так
и толщины характерных слоев (кокса, неразложившегося материа-
ла и т. д.). Например, при оценке стойкости ТЗП после испытания
засверливают покрытия в контролируемых точках и с помощью
штатного мерительного инструмента измеряют полную конечную
толщину оставшегося слоя ТЗП
SKOH=SA + Vr, (10.39)
где 6){ — толщина прококсованного слоя; бост— толщина материала,
оставшегося в нетронутом состоянии (без видимых изменений
стоуктуры).
Отдельно измеряют 6k и б0Ст- Толщина унесенного слоя буп
определится как
ВунЧач- (Ю.40)
где бнач — начальная толщина покрытия в контролируемой точке,
определяемая до опыта.
Тогда средняя скорость уноса Fyil за характерное время, напри-
мер, за время работы двигателя, определится по формуле
®Ун=8ун/тдв. (Ю.41)
Величины vyn, 6k, буН, бост используются для анализа работо-
способности теплозащиты в условиях конкретного РДТТ. Они по-
зволяют наглядно судить о равномерности уноса или деструкции
материалов, определять наиболее уязвимые места конструкции.
Для повышения точности оценки стойкости и работоспособнос-
ти ТЗМ важно иметь достоверные данные о фактических значениях
159
тепловых потоков. Вопросы измерения тепловых потоков рассмот-1
репы в разд. 8.5. Измерение суммарных тепловых потоков на no-j
верхности абляционных материалов в условиях РДТТ имеет свои
особенности, связанные с интенсивным уносом материала, что ог-1
раничивает применение обычных преобразователей. Поэтому для
этих измерений можно рекомендовать простые неохлаждаемые при-1
емники [25], представляющие собой абляционные цилиндрические
пробки из исследуемого материала, по высоте которых смонтирова-
ны микротермопары. Суммарный тепловой поток оценивается как
функция времени по, температурному полю пробки, конструкция
которой обеспечивает минимальное искажение поля температур.
При огневых испытаниях натурных РДТТ уточняются потреб-
ные толщины, теплозащитных покрытий, оценивается надежность
функционирования теплонапряженных узлов и деталей, оценивают-
ся температуры наружных поверхностей, несущих (защищенных)
элементов конструкции. Состояние элементов после каждого испы-
тания сравнивается с требованиями конструкторской документации.
Методы определения основных критериев оценки стойкости и рабо-
тоспособности теплозащиты натурных РДТТ при огневых стендо-
вых испытаниях базируются, как и при модельных испытаниях, на
анализе измеряемых в процессе опыта характерных параметрах
(температуры поверхности несущей конструкции, давления в каме-
ре сгорания, тяги), на анализе данных обмера и взвешивания теп-
лозащитных деталей и узлов РДТТ после испытания и анализе
дефектности (вспучивания, расслоения, вымывы, рыхлоты и т. д.).
Анализ теплового состояния несущих элементов является важ-[
ным моментом в оценке работоспособности теплозащитных мате-)
риалов. Обычно он проводится путем сравнения максимальной тем-)
пературы (Timax), измеренной на наружной поверхности элемента
за полное время работы двигателя, с предельно допустимой темпе- ]
ратурой (Тц.дг), заданной в конструкторской документации. Места )
и схемы установки термоэлектрических термометров или термомет- *
ров сопротивлений задаются программой измерений. Количество;
измеряемых точек зависит от конструктивных особенностей отра-i
батываемого РДТТ и особых требований программы испытаний, s
Следует отметить, что количество и местоположение точек измере- ]
ния должно быть таким, чтобы охватить всю область исследуемого i
покрытия. Например, на корпусе двигателя точки измерения распо-
латаются по образующим в плоскостях стабилизации через равные 1
промежутки (естественно, если конструкция заряда не выдвигает .
каких-то дополнительных специфических требований). Составление 1
сводных таблиц по результатам измерения температур и сравни- ;
тельная проверка по условию 7’maxi^7’n.ni дает возможность опре- [
делить наиболее уязвимые или наиболее благополучные места. Та-
ким путем отработчики получают возможность оптимизировать по- ;
требные толщины ТЗП. ]
Анализ состояния теплозащитных покрытий предусматривает:
измерение фактических значений толщины унесенного, деструк-
тированного и сохранившегося слоев ТЗП;
160
расчет средних линейных скоростей уноса в измеряемых точках
и определение профилей уноса;
составление топограмм состояния поверхности с анализом де-
фектности;
определение конечной геометрии деталей соплового тракта;
определение массового уноса теплозащитных покрытий.
Схема обмера, количество точек и требования к методам и сред-
ствам проведения измерения толщин ТЗП и ТЗМ особо оговари-
ваются в программе испытаний. Оценка стойкости ТЗП может про-
изводиться путем сравнения толщйн материалов без видимых струк-
турных изменений с толщиной, требуемой по техническим услови-
ям, т. е.
(^octz)oii (^ост?ТУ>
где (бост г)оп и (боет) ту — опытная и заданная по ТУ толщины, со-
ответственно.
Топограммы строятся по результатам проведенных обмеров;
они представляют собой масштабную развертку поверхности дета-
ли, например корпуса РДТТ, переднего и заднего днищ, деталей
соплового блока и т. д., с нанесенными точками измерения в коор-
динатной привязке к базовому размеру и значениями толщин ха-
рактерных слоев. На топограммс отмечаются области и размеры
различных дефектов и анормальностей. Построенные топограммы и
сводные таблицы с обработанными данными являются исходным
материалом для анализа стойкости и работоспособности ТЗМ и
ТЗП. При обмере деталей газового тракта особое внимание уделя-
ется выявлению степени неравномерности уноса материала в попе-
речных и продольных сечениях с обязательным измерением диа-
метров критического и выходного сечений. Определение массового
I уноса материала производится прямым взвешиванием детали илм
узла (до начала обмера) па штатных весах. Масса до испытаний,
как правило, указывается в документации на двигатель. Потери
массы ТЗМ. или ТЗП за время испытания определяются по следую-
щим формулам:
^ун/ ’-'^нач/ ’-^кон/’ ^ун.лв
(О
где Л1пачъ АТкон г — начальная и конечная массы узла или детали
до. и после испытания соответственно; /Пун.дв — масса унесенного
материала из двигателя.
Результаты измерений, проводимые при анализе материальной
части, заносятся в специальные ведомости, которые служат для
накопления статистического материала, необходимого для оценки
конструктивной надежности РДТТ.
161
й
Глава 11
ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ РЕЗУЛЬТАТОВ ОГНЕВЫХ
СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ
11.1. НАЗНАЧЕНИЕ ТРЕБУЕМОЙ ТОЧНОСТИ ]
ИЗМЕРЕНИЙ
Любая физическая величина, прямо или косвенно измеряемая^
в процессе огневого стендового испытания, является случайной и1
имеет свой закон распределения со свойственными ему параметра-
ми. Случайной является и погрешность измерения. Противоречи-
вость требований, предъявляемых к средствам измерений: с одной
стороны, обеспечение высокой точности, с другой — обеспечение
низкой стоимости и простоты эксплуатации, заставляет выбирать
оптимальное соотношение между пределами изменения измеряе-
мой величины и погрешностью измерительной системы. Выбор та-
кого соотношения не может быть сделан однозначно, что связано
с возможным различием законов распределения измеряемой вели-
чины и погрешности средства измерения и с требуемой степенью
достоверности контроля. Указанная трудность в определенной мере
может быть преодолена, если провести аналогию между контролем
параметра в процессе огневого стендового испытания и поверкой
рабочих средств измерения с помощью образцовых средств, прин-
ципы которой достаточно хорошо разработаны в метрологии. Осно-
вываясь на этой аналогии, можно принимать отношение между
пределами изменения параметра и погрешностью измерений равный
1:3, 1:4, 1:5; причем, чем больше вариации (непостоянство) по4
казаний измерительного прибора, тем больше должно быть указан-?
ное соотношение [100]. Минимально допустимым считается отношен
ние 1:3. При выборе средств измерений, у которых предусматри-j
ваются параллельные измерения с помощью однотипных дублиру-
ющих первичных измерительных преобразователей равной точности,
необходимо учитывать повышение-точности измерений при осред-
нении их показаний. В этом случае для назначения допустимой по-
грешности того или иного средства измерения практически можна
пользоваться следующим неравенством: •
ДУ = ДУ1/]/7г<А/ДУд, (И. 1)
где А Уд — допускаемое отклонение контролируемой величины У;?
АУ! — погрешность измерения величины У одним измерительным,
преобразователем; п — количество измерительных преобразовате*
лей; Л'— коэффициент, принимаемый от 1/3 до 1/5. /
Неравенство (11.1) относится к так называемым прямым изме-]
рениям. Если выбирается система для косвенных измерений, т. е.1
таких, при которых значение измеряемой величины У находят на]
основании известной зависимости между этой величиной и вели-)
чинами Xt, получаемыми прямыми измерениями, то следует уста-4
162
повить зависимость погрешности определения величины Y от по-
грешностей исходных величин Хц:
bY = f(bXu ^Х,........ ЬХ^..., LXn\
Для отыскания этой зависимости могут быть использованы из-
вестные в математике методы: метод линеаризаций функций, вари-
ационные методы и т, д. Очевидно, что система измерений каждого
из параметров Xi должна быть такой, чтобы значение ДУ удовлет-
воряло условию:
(11.2)
Пример 1. Выбрать систему измерения давления на установившемся режиме
рк = 4 МПа. Допустимые отклонения Дрк.д= + 1ОЗ кПа; законы распределения
давления и погрешности измерения нормальные; преобразователи должны ра-
ботать в условиях вибрации с частотой до 500 Гц и ускорением до 20 g.
По формуле (11.1)
Дрк <ХЛрк-л= 1/3-103 .--= 34 кПа.
Для заданных условий по паспортным данным выбираем систему измере-
ний, включающую:
а) тензорезисторный измерительный преобразователь с диапазоном измере-
ния 0—5,0 МПа, нормально работающий при воздействии вибрации с частотой
до 1 кГц и амплитудой ускорений до 100 g;
б) тензостанцию, позволяющую проводить работу в диапазоне О1—4,4 МПа;
в) преобразователь аналог — код;
г) регистратор на магнитную ленту.
Из опыта эксплуатации этой системы известно, что ее погрешность в 'ин-
тересующем нас интервале давлений'распределена равномерно и составляет
1,5% от диапазона измерения. Определяем погрешность измерения одним пре-
образователем:
aPki — (1,5/100)-4,4 — 66 кПа.
Измерение предполагается вести с помощью четырех первичных преобразова-
телей (п=4). Тогда А/>к = —= 6б//4 = ЗЗ^кПа.
V'1
Поскольку Дрк = 33 кПа<ЛАрк.д = 34 кПа, отношение пределов изменения па-
раметра и погрешности измерений соответствует требуемому.
11.2. ОЦЕНКА ФАКТИЧЕСКОЙ ТОЧНОСТИ
ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ
Основным способом оценки погрешностей измерительных
средств, принятым в метрологии, является сличение их показаний
с образцовыми приборами. Сличение проверяемого средства с об-
разцовым позволяет определить систематическую и случайную со-
ставляющие основной погрешности. Однако в большинстве случаев
погрешности результатов измерений при огневом испытании су-
щественно больше основной погрешности в силу ряда причин:
а) при проверке имеют дело со статическими измерениями, при
измерениях же в условиях ОСИ РДТТ имеют место динамические
измерения, что приводит к появлению дополнительных динамиче-
ских погрешностей средств измерения;
Д/ 163
б) при сличении с образцовыми приборами не оцениваются по- |
грешности от дестабилизирующих факторов, которые имеют место 1
при эксплуатации средств измерений в стендовых условиях; поэтому |
для проведения достоверной оценки погрешности необходимо про- ’
вести анализ всех дестабилизирующих факторов, вызывающих до- 1
полнительную погрешность, и выявить степень влияния каждого ,]
из них на результаты измерений. 1
По мере накопления данных огневых стендовых испытаний ре- j
зультаты лабораторных исследований погрешности должны уточ- |
няться методами математической статистики. 1
Исследование погрешности в лабораторных условиях. Дополни- 1
тельная погрешность в лабораторных условиях выявляется путем |
проведения многократных градуировок при имитации воздействия |
дестабилизирующих факторов на средства измерений. При проке- |
дении этих градуировок обращается особое внимание на выявление |
корреляционных связей между отдельными составляющими общей 1
погрешности, которые учитываются при ее оценке известными ме- J
тодами математической статистики. С целью сокращения объемал!
лабораторных исследований предварительная оценка степени влия-И
ния дестабилизирующих факторов, свойственных конкретным ус-И
ловиям испытаний, проводится методами планирования эксперимен-И
та [72]. Выбор метода планирования должен производиться наИ
основе априорной информации, имеющейся в распоряжении экспе-И
риментатора, о влиянии факторов и их взаимодействии на функциюИ
отклика (погрешность измерения). В случае, если известно, чтоИ
значимыми являются линейные эффекты и парные взаимодействия,И
выбирается наиболее простой метод — метод Бокса — Уилсона.
При значимых квадратичных членах уравнения регрессии це-
лесообразно использовать центральное компенсационное ротата-
бельное планирование 2-го порядка. Анализ полученного уравне-
ния регрессии позволяет выявить те дестабилизирующие факторы,
влияние которых на результаты измерений значимо и которые
должны учитываться при оценке общей погрешности измерений.
Методы планирования эксперимента в настоящее время хорошо ।
разработаны. Рассмотрим их применение на конкретном примере. I
Пример 2. Выявить влияние на показания тепзорезисторного измерительного я
преобразователя тяги, имеющего верхний предел измерения 8 кН, угла наклона Я
оси чувствительного элемента Xi, угла ориентации тепзорезисторов Хг и диапа-я
зона измерений Хз, которые и выбраны в качестве дестабилизирующих факто- Я
ров.
За параметры оптимизации приняты: 1
У1 — размах показаний измерительных мостов измерительного преобразо- 1
вателя, отнесенный к эталонному значению; 3
Yz — отклонение среднего значения показаний измерительных мостов от эта- I
лонного, отнесенное к эталонному значению. ]
Матрица планирования приведена в табл. 11.1. 1
Уравнение регрессии представим в кодированном виде: а
У = 4- 4- В2Х2 + В3Х3 4- В12Х1Х2 4- В^зХ^Хз 4- Вгзй^г^. (11.3) |
164
Таблица 11.1
Матрица типа 23
Наименование величин х, хг Хг
Основной уровень 1 22,5 8
Интервал варьирования 1 22,5 2
Верхний уровень 2 45,0 10
Нижний уровень 0 0 6
Кодированное значение де- стабилизирующего фактора ^1 А-2 Хз Г1-104 Г2-104
Опыты 1 — —- + 0 0
2 + — — -120,6 20,2
3 — + — -9,2 0,2
4 + + + —516,8 23,9
5 — — 0 0
6 + —— + —83,7 15,2
7 — + + 8,6 —4,4
8 + -И — -586,4 29,8
Таблица 11.2
Результаты обработки эксперимента
Наименование величины Обозначение Значение величины для параметра оптимизации
У, П
Коэффициент регрессии Во — 163,26 10,61
То же В1 —161,11 11,66
» В2 —112,19 1,76
Вз 15,34 -1,94
» В\2 —112,04 2,81
Д13 1 10,84 —,0,79
» Длз 6,06 -0,69
Максимальная дисперсия воспроизво- димости с2 max 1240,0 42,3
Дисперсия воспроизводимости $ЧУ} 294,9 10,7
Дисперсия адекватности математичес- кой модели S2 ад 20,5 18,4
Дисперсия коэффициентов регрессии S2J6] 36,9 1,34
Доверительный интервал коэффициен- тов регрессии Лб ±14,33 ±3,17
165
Полученные в результате расчета значения определяемых величин сведены
в табл. 11.2. Сравнение их по критерию значимости показывает, что в уравне-
нии для Kj пезначимы коэффициенты 2, В2 з, а в уравнении для У2 — коэф-
фициенты В2, В3, Bt 2, Bi з, Bi 3..
Тогда уравнения приводятся к такому виду:
Г1 • 104 = — 163,26 — 161,11X1 — 112,19Х2 +
+ 15,34Хз—112,04Х1Х2; (11.4)
Г2.104= 10,61 + 11,66X1.
Полученные уравнения регрессии позволяют сделать следующие
выводы:
' а) на разброс показаний измерительных мостов измерительного
преобразователя оказывают влияние: угол наклона оси чувствитель-
ного элемента (ЧЭ), угол ориентации тепзорезисторов, диапазон из-
мерения и взаимодействие углов наклона и ориентации;
б) на отклонение среднего значения показаний измерительных
мостов от эталонного оказывает влияние только угол наклона оси
ЧЭ;
в) разброс показаний измерительных мостов в области данного
исследования более, чем на порядок выше отклонения среднего зна-
чения показаний измерительных мостов;
г) с увеличением угла наклона оси ЧЭ разброс показаний из-
мерительных мостов и отклонение их среднего значения от эталон-
ного возрастает;
д) относительная погрешность среднего значения при измене-
нии угла наклона оси ЧЭ в пределах от 0 до 2°, судя по данным
табл. ПЛ, не превышает 0,3%. Поскольку оценка уровня тяги про-
изводится по среднему значению показаний измерительных мостов,
а нормативной документацией допускается угол наклона не более
1°, погрешности от рассмотренных дестабилизирующих факторов
можно признать незначимыми (основная погрешность 1%) и не
учитывать при оценке общей погрешности измерений.
’Имитация воздействия динамических нагрузок на преобразова-
тели требует разработки весьма сложных специальных устройств
для градуировки. Поэтому оценку составляющих этой погрешности
целесообразно вести аналитическим методом с использованием
данных лабораторных исследований. Оценка ведется путем состав-
ления дифференциального уравнения, описывающего переходные
процессы измерительной системы, и его решения с помощью пре-
образований Лапласа.
Для этого необходимо:
1) для каждого звена измерительной системы составить пере-
даточную функцию по дифференциальному уравнению его переход-
ного процесса;
2) составить передаточную функцию системы измерения из ус-
ловия ее структурной схемы;
3) определить закон изменения входной величины Х3 и пред-
ставить его в виде, удобном для анализа;
4) определить изображение входной величины Х(р) по оригина-
лу X (f);
166
5) определить значение выходной величины в i-й момент време-
ни по формуле:
Т+'оо
5 Г(р)^(р)еР^р, (11.5)’
где IF(p)—передаточная функция системы измерения; Х'(р)—
изображение по Лапласу входной величины, соответствующее ори-
гиналу; р — комплексная переменная;
6) определить динамическую погрешность системы измерений
До=Г,./^(0)-^г. (11.6)
Оценка погрешности измерений по результатам ОСИ. Уточнение
погрешности измерения параметра можно провести по результатам
параллельных измерений при огневых стендовых испытаниях. При
параллельных измерениях получают k реализаций контролируемого
процесса (по числу дублирующих измерительных преобразовате-
лей), которые позволяют путем статистической обработки получить
данные о фактической погрешности измерения параметра. Ниже
излагаются некоторые из числа возможных вариантов обработки
результатов измерений параметров медленно меняющихся процес-
сов.
Оценка погрешности измерений при использовании равноточных
однотипных дублирующих преобразователей. Такая оценка произ-
водится, например, при исследовании погрешности измерения дав-
ления в камере сгорания и других полостях РДТТ. Для обработки
выбирают серию из п испытаний одинаковых двигателей. Для того
чтобы показания измерительных преобразователей соответствовали
примерно одному и тому же режиму изменения давления (местные -
подъемы, спады), они приводятся к одному относительному времени
t=t^
где t — текущее время; t3 — время окончания горения заряда.
Обработка кривых производится в такой последовательности;
1) выбирают ряд последовательных моментов времени tj, одина-
ковых для всех рассматриваемых испытаний;
2) для каждого момента времени tj определяют выборочные
дисперсии результата измерений Хр.
bi _
S2tj^{Xl)4-Xt^l{kt-\)-, (11.7)
V—1
kl
Xi^^Xtj^ki, (11.8)
v-l
где i=l, 2,..., n — номер испытания; /=1, 2„ ..., m — номер сече-
ния по времени; v = 1, 2, ..., kj номер измерительного преобразова-
теля в i-м испытании;
167
3) сравнивают дисперсии по критериям однородности [9] Барт-
летта, Кокрена или Фишера;
4) в случае выполнения условий однородности дисперсий, объе-
диняют дисперсии по всем испытаниям для каждого момента вре-
мени tf.
^=2^(й;-1)/£(А,.-1);
(11.9)
5) изменение выборочного среднего квадратичного отклонения
Sво времени представляют графически и на основе ана-
лиза графика определяют значение выборочного S.
Погрешность измерения в предположении нормального закона
распределения подсчитывается по формуле:
Д = /Р/5, (11.10)
где А— случайная составляющая погрешности; tVf—квантиль t —
распределения для заданных вероятности р и числа степеней сво-
боды / = 2(^ — 1).
/-1
Использование предложенной зависимости для А оправдано тем,
что отношение отклонения результата наблюдения от математиче-
ского ожидания нормально распределенной величины к эмпири-
ческому стандарту имеет /-распределение с соответствующим-
числом степеней свободы [53]. Изложенная методика может быть
использована и для оценки погрешности среднеинтегральных зна-
чений давления и других параметров РДТТ.
Пример 3. Оценить случайную составляющую погрешности измерений сред-
неинтегральных значений давления в камере сгорания РДТТ, если измерения
проведены двумя равноточными тензорезисторными измерительными преобразо-
вателями, например, в 23 опытах. Результаты измерений приведены в табл. 11.4*.
Рассчитав выборочные дисперсии Sp по формуле (11.7) и объединив диспер-
сии, имеем
52=0,400- 1010 Па2; 5 = 63.
Для )=23 и доверительной вероятности р=0,99 £р/ = 2,81. Отсюда по формуле
(11.10) А=180 кПа.
Оценка погрешности при использовании неравноточных дубли-
рующих измерительных преобразователей. Рассмотрим случай па-
раллельных измерений двумя различными дублирующими первич-
ными измерительными преобразователями. Результаты измерений
Xi и Yi этими первичными преобразователями можно представить
в следующем виде [152]:
^ = 1/+г)1.+$г + г/ + а; !
У^У+^+^+ki+b, (1L11)
* Данные гипотетические и носят иллюстративный характер.
168
Таблица ПЛ
Результаты измерений давления
№ опыта рк1, МПа рк'2, МПа № опыта РК1, MJIa рк2, МПа
1 12,11 12,20 13 12,33 12,28
2 12,18 12,31 14 12,39 12,38
3 12,29 12,39 15 11,99 11,94
> 4 12,27 12,40 16 11,98 11,92
5 12,30 12,40 17 12,08 12,00
6 12,28 12,39 18 12,16 12,12
7 12,24 12,40 19 12,44 . 12,37
8 12,14 12,24 20 12,22 12,16
9 12,13 12,24 21 12,27 12,22
10 12,24 12,36 22 12,50 12,45
11 12,15 12,27 23 12,20 12,15
12 12,20 12,23
где i —г порядковый номер испытания; V—математическое ожида-
ние истинного значения параметра; и, — случайное отклонение ис-
тинного значения параметра в опыте; и тц— случайные погреш-
ности систем измерений; Гг и ki •— случайные погрешности, вызван-
ные условиями испытаний (воздействие вибраций, температур и
т. д.); а и Ъ — систематические погрешности измерений.
Будем считать, что все случайные отклонений распределены по
нормальному закону и независимы, за исключением Г; и ki, зависи-
мость которых очевидна.
Из выражений (11.11) следует:
4=вН°Е+°г2;
где Кт, k — корреляционный момент между величинами г и k. Обо-
значив дисперсию отклонений показаний первого и второго преоб-
разователя, соответственно + а2 = 0^ + ай и переходя к
выборочным характеристикам, имеем
С*2_ q2 r»2 ! q2,
d2 = 0y —
/Cr,ft=O,5(5? + Sl-S24). (1'12)
Уравнения (11.12) позволяют при известной погрешности одного
из применяемых средств измерений оценить погрешность другого
средства, а также зависимость между этими погрешностями.
7 3032 169
Пример 4. Оценить дисперсию случайной составляющей погрешности изме-
рений среднеинтегрального значения давления в камере сгорания РДТТ потен-
циометрическим преобразователем, например по результатам 23 испытаний.
В каждом испытании давление измеряется еще и тензорезисторными первич-
ными преобразователями -(см. пример 3); выборочная дисперсия осреднснных
показаний S12=0,2 1010 Па2. Номера преобразователей должны изменяться от
«опыта к опыту. Результаты измерений приведены в табл. 11.5.
Таблица 11.5
Результаты измерений давления потенциометрическим (У)
и тензорезисторным (/Г) преобразователями
№ опыта X, МПа Y, МПа № опыта X, МПа У, МПа
1 12,154 12,239 13 12,304 12,269
2 12,245 12,379 14 12,384 12,319
3 12,339 12,389 15 11,964 11,900
4 12,334 12,659 16 11,950 11,900
5 12,350 12,379 17 12,040 12,009
6 12,334 12,350 18 12,139 12,109
7 12,320 12,329 19 12,404 12,379
3 1 12,189 12,319 20 12,189 12,169
9 12,184 12,269 21 12,244 12,189
10 12,300 12,629 22 12,475 12,409
11 12,209 12,269 23 12,175 12,159
12 12,215 12,189
Определяем выборочные дисперсии:
п _
sx. = хУЦп — 1) = 1,766-1010 Па2;
/..1
S2K=3,499• 1 ою Па2; S2=1,220 • 10Ю Па2.
По формулам (11.12) 5г2=1,933' 10*° Па2; КгЛ=0,456 • 10“> Па2.
Среднее квадратичное отклонение 5г=-1,39 кПа. Из сравнения данных при-
меров 3 и 4 видно, что погрешность потенциометрического преобразователя су-
щественно больше погрешности теизорезисторного.
11.3. ОЦЕНКА ПОГРЕШНОСТИ ИЗМЕРЕНИЯ
ХАРАКТЕРИСТИК
Для оценки погрешностей определения характеристик (удель-
ного импульса, управляющих сил и т. д.) в настоящее время ис-
пользуется ряд методов, среди которых одним из наиболее точных
является метод статистических испытаний (метод Монте-Карло).
Сущность этого метода применительно к рассматриваемой задаче
заключается в следующем. В соответствии с алгоритмом расчета
зависимость определяемой характеристики от исходных величин
(измеряемых параметров) представляется в следующем виде:
Г = /(^, Х2,..., Xh..., Хя). (11.13)
170
Каждый из измеряемых параметров задается в виде закона
распределения со свойственными ему параметрами. На ЦВМ произ-
водится статистическое моделирование процесса определения ве-
личины Y с последующим построением закона распределения, по»
которому определяются доверительные пределы, соответствующие
заданной доверительной вероятности р. Рассмотрим один из приме-
няемых алгоритмов расчета. Информация о распределении пара-
метров задается в следующем виде:
при нормальном законе распределения задается среднее значе-
ние Хц и среднее квадратичное отклонение о(Хг) величины Хг;
при равномерном распределении задается интервал распреде-
ления (сг, di) величины Л\;
при иных законах распределения вводится таблица функции
плотности распределения.
Случайные величины X,- «разыгрываются» с использованием мно-
жества случайных чисел, равномерно распределенных на отрезке
[О, !], которые находят либо с помощью специальных датчике®
случайных чисел, либо путем вычисления по достаточно сложным
алгоритмам, в результате чего получают так называемые псевдо-
случайные числа, близкие по своим свойствам к случайным.
Подсчет реализаций у,-; каждой случайной величины Х{ производят
по следующим формулам:
При равномерном распределении уг7=С'+(^г—
при нормальном распределении .уп=Х4-|ст(Хг)1]«, где — рав-
номерно распределенные случайные числа па отрезке [0,1]; тщ —
нормально распределенные случайные числа с математическим
ожиданием, равным нулю, и средним квадратичным отклонением
12
1; они могут быть получены по зависимости = —6.
7 = 1
Реализация величины Xt функцией распределения, заданной
таблично, вычисляются по методу Неймана [14].
Реализация vi определяемой характеристики вычисляется па
зависимости (11.13), т. е. v;—f(yu, y2i, ., уи, ., yni)
По подсчитанным частотам v; строится закон распределения
случайной величины У, по которому определяется доверительный
интервал между ее нижним и верхним значениями (Уи; Ув), в ко-
тором с заданной доверительной вероятностью р находится истин-
ное значение случайной величины У. Кроме того определяются:
п
среднее значение Y = V vz/n;
1
П
1 о 1 / \2
- дисперсия D{Y) —------- > Ц-------\ v, ;
п —1 п /
1 1
среднее квадратичное отклонение о (/) = ]/£)( У);
погрешность среднего 8 = 3a/j/п.
Число реализаций vi выбирается /г1000.
7* т
Рис. 11.1. Законы распре-
деления плотностей веро-
ятностей:
а—для линейного смещения век-
тора тягн; б—для углового сме-
щения вектора тяги
Пример 5. Оценить погрешность определения эксцентриситета тяги РДТТ
типа двигателя второй ступени ракеты «Мниитмен» по следующим гипотетичес-
ким данным.
Испытания проведены на стенде, показанном на рис. 7.10. Расстояние меж-
ду измерительными поясами 7=3,6 м. Пусть в интересующий нас момент времени
измерительными преобразователями зарегистрированы следующие усилия:
= 137,0 кН; Дп2 = 63,5 Н; Р773= 138,0 Н; Рп 4 = — 84,0 Н; РПз = —100,0 Н;
Лпв=—106,0 Н. Начальная и конечная массы Л4пач = 5000 кг, AfKOH=1400 кг.
Перед опытом проведена механическая градуировка стенда, в результате ко-
торой получены следующие данные
Фопг = 1,0000; (7>начП2)ир = 0,10 Н;
Фопз = 1,0000; (7эначпз)ир = —0,05 Н;
Фот = 1,0235; (Р„ач ш)пР = 0,17 Н;
Фога = 0,9865; (РначПзКр = —15,80 Н.
Перед опытом определены составляющие эксцентриситеты массы:
egy = 0; ейх =—1,1'4 мм.
Отношение интегралов давления в рассматриваемый момент времени
S;/Sn = 0,5255.
Для расчета погрешности пользуемся методом статистических испытаний.
Закон распределения всех исходных величин принимаем нормальными. Погреш-
ности измерений величин P/yi — -Рпв, Мнач, Л4КОН, eRr, egz назначаем исходя
из точности применяемых измерительных средств. Погрешности определения
ФоП2... фоПз.в, ВначШпр - РначП5,в пр рассчитываем по результатам градуировки
перед опытом. о(/) =0,005 м, о(Р0п) = 16,7 Н для преобразователей верхнего
пояса, о(7>оп)=4,2 Н для преобразователей нижнего пояса; о(Л4Пач) = 10 к.-,
<5(Л4Кон) =5 кг; о(егк) =о(егг) =0,19 мм; о'('фоП4) = <т(4’о П 5,в) =0,003;
(’фоГГг) = <т(1ропз) =0,0025; а(Рпач.пр) =7,0 Н для преобразователей верхнего
пояса; о(Рпач.пр) =2,8 Н для преобразователей нижнего пояса. Расчет произ-
водим с использованием блок-схемы, приведенной на рис. 10.5. В результате
расчета получаем законы распределения плотности вероятностей (рис. 11.1). По
законам распределения определяем:
для линейного смещения вектора тяги — математическое ожидание т$ =
= 1,48 мм (доверительные границы 0,36 мм и 2,62 мм);
для углового смещения вектора тяги — m р= 1,66 мрад (доверительные
границы 1,11 .мрад и 2,18 мрад). Доверительные границы соответствуют довери-
тельной вероятности Р = 0,997.
Раздел III
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ИСПЫТАНИЯ РДТТ
Глава 12
ХАРАКТЕРИСТИКА УСЛОВИЙ
ЭКСПЛУАТАЦИИ РДТТ
12.1. СУЩНОСТЬ И ВИДЫ
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЙ
Огневые стендовые испытания, рассмотренные в предыдущих
главах, являются основными, по не единственными видами испыта-
ний РДТТ при их отработке и в период серийного изготовления.
Не менее важную роль играют и так называемые эксплуа-
тационные испытания, т. е. испытания двигательной уста-
новки и других элементов ракеты на воздействие факторов, кото-
рые, как предполагается, могут влиять на работу двигателя в про-
цессе его эксплуатации как автономно, так и в составе ракеты.
При разработке ракетной системы рассматриваются обычно че-
тыре характерных вида эксплуатации и обслуживания [43].
1. Транспортировка ракеты или ее элементов воздушным и мор-
ским транспортом, а также на железнодорожных платформах и
автомашинах.
2. Хранение ракет и вспомогательного оборудования в течение
короткого или длительного периода времени.
3. Обслуживание и проведение контрольно-выборочных испыта-
ний и ремонтных работ.
4. Запуск и автономный полет ракеты.
Воздействия, которым подвергается ракетная система, и, в част-
ности, один из ее элементов—ракетный двигатель — крайне много-
образны и условно могут быть разделены на механические, тем-
пературные, климатические и биологические.
Отдельно могут быть выделены воздействия, которым подвер-
гаются двигатели, применяемые в космических системах, в период
пребывания в космическом пространстве. К ним относятся действия
вакуума, космического излучения и пр.
Из перечисленных выше видов воздействия наиболее общим для
РДТТ различного назначения (и в то же время одним из наиболее
трудно воспроизводимых) являются механические и климатические,
на которых мы и остановимся наиболее подробно в последующих
главах.
Механические нагрузки имеют место в течение всей жизни дви-
гателя и ракеты от момента изготовления до использования по на-
значению. Они действуют при
транспортировке различными видами транспорта;
хранении на промежуточных и базовых складах;
погрузочно-разгрузочных работах;
боевой транспортировке на различного рода носителях и спе-
циальных транспортерах;
аварийных ситуациях;
автономном полете ракеты.
Перечисленные ситуации обусловливают и разнообразный ха-
рактер воздействий во времени.
Постоянные нагрузки, например, действуют во время хранения
двигателей (собственный вес заряда), либо во время полета раке-
ты (центробежные силы для вращающихся реактивных снарядов).
Знакопеременные нагрузки, изменяющиеся как правило по слу-
чайному закону, действуют при транспортировке и в полете (вибра-
ции и пр).
Нагрузки, имеющие импульсный характер, имеют место при
транспортировке, погрузочно-разгрузочных работах, аварийных
ситуациях (случайное падение, аварийный подрыв ракеты, близ-
кий взрыв боеприпаса и пр.).
Климатические условия, в которых эксплуатируются ракеты,
также многообразны: арктические и тропические температуры, сме-
на температур в течение суток, повышенная влажность, дождь и
град, обледенение, условия песчаной местности и высокой запылен-
ности. Однако несмотря на перечисленные выше воздействия ра-
кетная система должна обеспечивать требуемый уровень надежно-
сти.
<2.2. ЦЕЛИ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИИ
Основными целями эксплуатационных испытаний ракеты и ее
элементов являются:
проверка работоспособности объекта испытаний;
оценка служебной безопасности изделия.
Под работоспособностью испытуемого объекта подразу-
мевают сохранение им основных характеристик и конструктивно?!
целостности в процессе и после эксплуатационных воздействий.
В первом случае говорят о его устойчивости к воздействиям, а во
втором — о прочности.
Другими словами, речь идет о двух видах неисправностей, ко-
торые могут возникнуть в ракетных системах под действием эксплу-
атационных нагрузок [58]:
а) нормальное функционирование системы прекращается при
эксплуатационных воздействиях, однако разрушение не происходит,
а после прекращения воздействий нормальное функционирование
восстанавливается;
б) происходит разрушение, после чего функционирование ра-
кетной системы не может быть нормальным, т. с. система не может
выполнить поставленной перед ней задачи.
При эксплуатационных испытаниях ракетных двигателей на
твердом топливе главным образом имеет место второй тип неис-
правности, т. е. разрушение или сильная остаточная деформация
174
одного или нескольких элементов двигательной установки (воспла-
менителя, заряда, соплового блока и т. п.), после чего основные ха-
рактеристики двигателя изменяются настолько, что далеко выходят
за рамки тактико-технических требований.
В соответствии с основной целью эксплуатационных испытаний
пригодность испытуемого объекта может быть установлена, если
четко определены критерии удовлетворительности и неудовлетвори-
тельности результатов испытаний.
12.3. НЕКОТОРЫЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ
ДАННЫЕ ПО ЭКСПЛУАТАЦИОННЫМ
ДИНАМИЧЕСКИМ ВОЗДЕЙСТВИЯМ
Из перечисленных выше эксплуатационных факторов, воздейст-
вующих на ракетную систему, наиболее опасными и трудно воспро-
изводимыми в лабораторно-стендовых условиях являются динами-
ческие воздействия, а именно виброударные, которым подвергается
система при различного вида транспортировке и в автономном по-
лете.
Как правило, вибрации транспортных средств по имеют явной
повторяемости. Вызвано это тем, что возбуждающая сила неперио-
дична. Так, например, вибрации, возникающие при транспортировке
автомобилем или железнодорожным вагоном определяются неров-
ностью дороги или рельсов. Эти неровности вызывают ударные воз-
мущения и колебания случайного характера.
По данным американских специалистов [2-0] при транспортировке по авто-
дорогам преобладающей является вибрация в диапазонах частот 2—3, 10—20 и
80—120 Гц. При этом амплитудный диапазон колебаний характеризуется при-
мерным постоянством по ускорению в пределах примерно от 0,05 до 3,0 g.
Примерно такие же уровни вибрационных нагрузок наблюдались при транс-
портных испытаниях двигателя третьей ступени ракеты «Минитмен» на расстоя-
ние 16 000 км на штатном транспортировщике. Было зарегистрировано немного
менее 104 циклов нагружения с амплитудой до 0,75 g и 200 циклов с амплиту-
дой от 0,75 до 1 g [115].
Уровни вибраций, возникающие в объектах при их транспортировке по же-
лезной дороге, малы по сравнению с уровнями вибраций на грузовых автомо-
билях. Значительные уровни вибрации возбуждаются сравнительно редко на
железнодорожных стрелках и пересечениях путей. Преобладающими являются
ускорения с частотами 3—5 Гц и амплитудой 0,5 g, а также ускорения с часто-
той порядка 60 Гц с вдвое меньшим уровнем амплитуды. Первые видимо свя-
заны с собственными частотами подрессоренной части вагона, вторые — с же-
сткостью его конструкции [126].
При дальних перевозках кроме операций погрузки и разгрузки наибольший
ущерб оборудованию наносят маневры, сцепления на горках, когда один или не-
сколько вагонов соударяются при высоких скоростях. Толчок при скоростях до
22 км/ч, допускаемых Американской компанией железных дорог, вызывает уско-
рения груза до 45 g [10].
Основные вибрации па кораблях, передающиеся на перевозимые объекты,
возбуждаются гребными винтами [20] и периодическим изменением сил, обус-
ловленным переменным режимом обтекания корабля водой. Эти вибрации
сосредоточены в низкочастотной области, в основном в районе 5'—10 Гц и, во
всяком случае, ниже 20 Гц, так как частота 20 Гц вообще является предельной
для гребных лопастей больших кораблей.
Для винтомоторной авиации вибрации оказываются наиболее интенсивными
вблизи источника мощности. Преобладающая часть колебаний лежит в диапа-
175
Рис. 12.1. Спектр вибраций при транспор-
тировке:
/—на корабле; 2—по железной дороге; 3—на. ав-
томашине; 4—по воздуху; |/////[ —случайные воз-
мущения; |/////|—непрерывные возмущения
зоне 40—100 Гц, при этом амплитуды виб-
роперегрузок достигают 3—10 g [20]. Для
реактивных самолетов вибрации имеют яв-
но выраженный случайный характер.
Некоторым обобщением приве-
денных выше экспериментальных
О ? зч 6810 20 40 8ОЮ0 юо <м данных по вибрациям, возникающим
Частота, Гц при различных способах транспорти-
ровки, может служить сводный гра-
фик, представленный на рис. 12. 1 и табл. 12. 1 и 12.2 [10, 49].
Таблица 12.1
Характеристики вибраций, действующих на аппаратуру,
установленную иа подвижных объектах
Подвижный объект Характеристика вибраций
Транспортное средство ко- лесного типа Частоты колебаний подвески машины 2—10 Гц, кузова 8—15 Гц, ускорение 1g"; частоты возбуж- дения двигателя 20—60 Гц
Транспортные средства гусеничного типа Вибрации в диапазоне частот 400—700 Гц; амплитуда колебаний на низких частотах ±0,25 мм
Корабль Частота возбуждающих колебаний и ускорения кормовой части 2- 35 Гц, 0,05—0,5 g
Самолет Частоты возбуждения 3—500 Гц, амплитуда колебаний ±3,8 мм на низких частотах. Акусти- ческие вибрации с частотой до 130 кГц на уров- не на 150 дБ выше звукового порогового уровня
Управляемые снаряды Частоты колебаний 30—5000 Гц, ускорения 5 — 30 g. На участке резонанса возможны ускорения до 40 g. Акустические вибрации с частотой до 10 кГц на уровне на 130 дБ выше звукового по- рогового уровня.
Ракеты и управляемые снаряды подвержены вибрациям и в пе-
риод автономного полета, причем подобные вибрации имеют преи-
мущественно случайный характер. Для различных конструкций ра-
кет и управляемых снарядов, а также для отдельных участков
внутри объекта характер и интенсивность вибраций весьма раз-
личны.
Для примера рассмотрим экспериментальные данные по вибрациям, получен-
ные при летных испытаниях двухступенчатой твердотопливной ракеты «Спринт»,
которая представляет собой современный гиперзвуковой перехватчик головных
частей баллистических ракет в нижних слоях атмосферы [106].
Измерения, выполненные в процессе летных испытаний, показывают, что
вибрации усиливаются по мере увеличения скоростного напора в начальный
176 й
и.'Я
Рис. 12.2. Зависимость вибрационных нагрузок па
ракету «Спринт» от относительного скоростного на-
пора <?/<7тах
период работы двигателя цервой ступени, значительно
возрастают сразу после выгорания топлива второй
ступени и снижаются при уменьшении скоростного
напора во тремя полета по инерции (рис. 12. 2).
Кривые 1, 3, 5 характеризуют продольные со-
ставляющие вибрации в различных селениях ракеты
от носовой части к хвосту, кривые 2, 4 — поперечные
вибрации в сечениях, где установлены измерительные
преобразователи.
Результаты анализа вибрационных нагрузок до и
после выгорания топлива представлены в табл. 12. 3.
О 0,?5 0,50 075
Видно, что во всех анализируемых диапазонах частот, особенно в высокочастот-
ных, среднеквадратичные значения перегрузок после выгорания топлива превосхо-
дят соответствующие значения до выгорания.
Таблица 12.2
Параметры вибраций, действующих на аппаратуру,
установленную на подвижных объектах
Подвижный объект Частота возбуждающих колебаний, Гц Ускорение g, м/с2 Амплитуда, мм
низкие частоты высокие частоты
Автомобиль 2-3 3 180 80
15—40 1
Железнодорожная платформа 2—100 1,5-2 25 0,05
Корабль 1—50 0,4—2 до 10 «0,2
..Самолет 3-500 0,2—20 > 3 «0,02
Таблица 12.3
Среднеквадратичные значения вибрационных перегрузок
Диапазон частот, кГц Продольная составляющая, g Поперечная составляющая, g
перед выгоранием топлива после выгорания топлива перед выгоранием топлива после выгорания топлива
0—1 0,67 0,97 0,97 1,28
1-3 1,67 2,74 1,29 3,46
3—5 1,77 3,54 1,03 2,51
Увеличение вибрационных нагрузок при переходе к полету по инерции
можно объяснить тем, что площадь донного среза ракеты, на которую дейст-
вуют флуктуации донного давления, практически удваивается, так как выходное
сечение сопла занимает 40”/о площади донного среза. Другой характерной осо-
бенностью вибрационных полетных нагрузок является уменьшение амплитуды
колебаний от хвостовой юбки к головной части ракеты как до, так и после
выгорания топлива.
177
Таким образом,' из приведенных экспериментальных данных видно, что ди-
намические нагрузки, действующие на объекты при их транспортировке различ-
ными видами транспорта охватывают широкий диапазон частот (до несколь-
ких кГц) и ускорений (до нескольких десятков g), что требует для их воспро-
изведения достаточного набора виброударного оборудования.
Следует отметить, что динамические нагрузки имеют место и при подго-
товке к транспортировке. Например, в США в качестве типовых условий испы-
таний, предназначенных для воспроизведения реальных условий, применяется
проверка на сбрасывание с высоты rs 1 м. для ящиков весом свыше 450 II. При
проведении этих испытаний ускорение для незапакованных частей снаряда до-
ходило до 700 g и для полностью запакованных деталей до 140 g [10].
Г л а в а 13
МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ВИБРАЦИОННЫХ
ИСПЫТАНИЙ РДТТ
13.1. РЕАКЦИЯ МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
НА ВИБРАЦИОННЫЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ
Целью вибрационных испытаний РДТТ является моделирование
условий, которые будут иметь место при его предполагаемом при-
менении, т. е. условий воздействия на него вибрации. При этом
должны моделироваться либо сами условия, либо результаты их
воздействия. Существует несколько методов вибрационных испыта-
ний, сущность которых будет рассмотрена ниже. Одпако для ха-
рактеристики различных методов и сравнения их между собой
рассмотрим отклик простейшей механической системы на харак-
терные возбуждения.
Простейшей механической колебательной системой является
линейная система с одной степенью свободы и вязким демпфиро-
ванием. Математическая модель этой системы представлена на рис.
13.1. В данном случае выбрана система с возбуждаемым основани-
ем, так как испытания преимущественно проводятся при управлении
движением основания.
Дифференциальное уравнение движения для этой системы име-
ет вид
+ (13. 1)
\ dt (It I
или в относительной системе координат
м М^~ , (13.2)
dt-i Л d/2 ’ V 7
где М—масса объекта; с — коэффициент вязкого демпфирования;
к — жесткость пружины.
Решения этих уравнений для случая установившегося движения
при синусоидальном возбуждении s=sosin&)/, где как $0, так и ча-
стота возбуждения и постоянны во времени, имеют следующий
вид:
x/s0=T sin (<ozf—9); (13.3)
z//s0 = H sin (<o/ — 9), (13.4)
178
Рис. 13.1. Математическая -модель системы с од-
ной степенью свободы
где Т и Н соответственно коэффициенты передачи и увеличения
(динамичности).
Уравнения для этих коэффициентов следующие
Т = ] f------; ( 1 3. 5)
И [1 -(И/со0)2]2 + (25^)2
Н = ]/"-----------------------. (13. 6)
И [1 _(И/Ио)2]2 +(2$Ш/Шо)2
Здесь £=с/(2 У к т) — относительное демпфирование или коэф-
фициент затухания, ю0 = ]/к/'/п— собственная частота недемпфиро-
ванной системы.
Когда образец возбуждается постоянным синусоидальным воз-
буждением на фиксированной резонансной частоте, то амплитуда
отклика будет все время возрастать до уровня, пропорционального
уровню возбуждения и значению коэффициента увеличения при
резонансе. Число циклов непрерывного возбуждения, требуемое для
получения стационарного отклика, пропорционально добротности
системы.
Если же частота возбуждения изменяется, как это имеет место
при испытаниях с разверткой частоты, о чем будет сказано ниже,
число циклов для получения стационарного отклика будет зависеть
также от скорости изменения частоты возбуждения.
Точные математические решения отклика линейной системы с
одной степенью свободы на синусоидальную вибрацию, частота ко-
торой изменяется, сложны и зависят от нескольких переменных,
таких как скорость и направление развертки, демпфирование, собст-
венная частота, способ развертки [Г24, 128, 140].
Помимо влияния на амплитуду отклика скорость развертки вли-
яет на пиковую частоту. При увеличении частоты возбуждения
пиковое значение отклика будет достигаться при частотах, больших,
чем резонансная частота, причем этот сдвиг будет тем большим, чем
выше скорость развертки. При уменьшении частоты, наоборот, пи-
ковое значение отклика достигается при частотах ниже резонанс-
ной.
Рассмотрим теперь отклик механической системы на случайное,
вибрационное воздействие. При этом мы ограничимся линейной
идеализированной системой с одной степенью свободы и случайны-
ми функциями, имеющими нормальное или гауссовское распределе-
ние, так как, во-первых, только в этом случае можно легко сделать
расчет и, во-вторых, большинство физических процессов следует
гауссовскому распределению.
179
Возбуждающие силы (или перемещения) считаются известными
в форме спектральной плотности мощности f(«o). Тогда, если из-
вестна, передаточная функция системы Н(/и), то отклик системы
получается следующим образом [57]:
£И = |Н(>)|2/((»). (13.7)
Следует отметить, что |Н(/(о) | =Н(и), определяемому выраже-
нием (13.6).
Среднее значение квадрата отклика системы связано со спек-
тральной плотностью отклика следующим образом:
(13.8)
б
Здесь нижний предел интегрирования принят равным нулю, что-
бы учесть только физически реализуемые положительные частоты.
Подстановка равенства (13.7) в (13.8) дает
£2=f 1Н(/«>)|2/Ж<“. (13.9)
б
В качестве примера исследуем реакцию системы с одной сте-
пенью свободы, представленной на рис. 13.1 на стационарную слу-
чайную функцию с постоянной спектральной плотностью (белый
шум). Таким образом ускорение основания этой системы s(t) опре-
деляется постоянной спектральной плотностью /(&>) = w=const с
размерностью £-2/Гц. Как сказано было выше, абсолютное значение
передаточной функции для этой системы |Н(/ю)|, которое связы-
вает относительное ускорение отклика y(t) с входным ускорением
s(t), равно коэффициенту увеличения Н(со). Подстановка этих ве-
личин в уравнение (13.7) приводит к выражению
g (Ю) = w Н2=----------------------, (13. 10)
[1 — (“/“о)2]2 + (2$“/“о)2
где §(-(£>) —спектральная плотность ускорения отклика при возбуж-
дении основания белым шумом уровня w.
Среднеквадратичное значение относительного ускорения откли-
ка у (/) может быть определено из уравнения (13.8):
со со
у2 С g1---------------------Wl“ ------. (13.11)
J [l-(»M>)2l2 + (2W“0)2
о 0
При £<C1 интегрирование приводит к такому результату:
у2 (/)=nQ/0w/2,
где Q — добротность системы.
Если демпфирование системы мало, то, как видно из выраже-
ния (13.10) и рис. 13.2, спектральная плотность отклика g(w) со-
средотачивается в области собственной частоты ®о, и реакция на
широкополосное возмущение представляет собой узкополосный
180
Рис. 13.2. Спектральная
плотность отклика сис-
темы с одной степенью
свободы
Рис. 13.3. Закон измене-
ния во времени узкопо-
лосной случайной виб- ’
рации
случайный процесс, который сходен с синусоидой на частоте, мед-
ленно изменяющейся вблизи значения собственной частоты, ампли-
туда которой изменяется случайным образом между наибольшим
и наименьшим значениями (рис. 13.3).
Узкополосный случайный процесс очень близок к явлению би-
ений, когда сложение двух гармонических волн приблизительно
равной частоты дает в результате волну с частотой, равной сред-
нему двух частот, и амплитудой, огибающая которой изменяется
от минимального до максимального значений с частотой, равной
разности двух частот.
13.2. МЕТОДЫ ВИБРАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЙ
Все методы вибрационных испытаний можно разделить на два
класса:
1. Методы с использованием гармонических возбуждающих ко-
лебаний.
2. Методы с использованием случайных возбуждений.
Методы, использующие гармонические возбуждающие колеба-
ния, в свою очередь делятся на
а) методы с использованием фиксированных частот;
б) метод качающейся частоты или, как его иногда называют,
метод испытаний при развертке частот синусоидальных колебаний.
Метод испытаний с использованием фиксированных ча-
стот является наиболее старым и простым методом, не требую-
щим автоматического управления вибратором. В программе испы-
таний на вибропрочность методом фиксированных частот обычно
указывают поддиапазон частот А/, время испытаний и амплитуду
ускорения, причем время, указанное в программе испытаний, обыч-
но относится к высшей частоте указанного поддиапазона.
Частным случаем метода фиксированных частот является ре-
зонансная выдержка, при которой испытуемый образец возбужда-
ется стационарным синусоидальным движением вибратора на ряде
фиксированных частот, соответствующих резонансным частотам ис-
пытуемого образца. Этот вид испытания предназначается для мо-
делирования усталостных эффектов вибрационных факторов, дейст-
вующих в процессе эксплуатации образца, опираясь на допущение,
что усталостное разрушение, главным образом, является результа-
том резонансного отклика. Этот вид испытания трудно связать с
эксплуатационными условиями, так как они имеют случайный вре-
181
меннои закон нагружения и поэтому трудно определить уровень и |
продолжительность вибрационного режима, который должен моде-
лировать усталостные эффекты. !
Естественно, что испытанию при резонансной выдержке должны
предшествовать испытания по определению резонансных частот
образца, которые можно рассматривать как частный случай вибро-
испытаний по определению собственных форм образца.
Этот вид испытаний производится для определения динамиче-
ских параметров образца, к которым относятся собственные частоты
и главные формы колебаний, а также коэффициенты затухания. Ис-
пытания по определению собственных форм требуют более сложных
методик испытаний, аппаратурного оснащения, обработки данных
и их оценки.
Например, в способе пиковых амплитуд, (одном из способов
определения собственных форм) конструкция возбуждается гармо-
нически и амплитуды измеряются в различных точках конструкции,
для которых вычерчиваются амплитуды в зависимости от частоты
возбуждения. Собственные частоты определяются как значения f,
при которых достигаются пики. Относительные коэффициенты зату-
хания определяются измерением остроты пика на собственных ча-
стотах.
Виды главных собственных форм рассчитываются из отношений
амплитуд в различных точках на собственной частоте.
Вообще говоря, метод испытаний с использованием фиксирован-
ных частот является частным случаем испытаний по методу качаю-
щейся частоты. Этот метод испытаний продолжает широко исполь-
зоваться в настоящее время и будет, очевидно, пользоваться попу-
лярностью и в дальнейшем. Популярность его объясняется тем, что
он позволяет эффективно определять опасные резонансы, а также
относительно невысокой стоимостью оборудования, используемого
для управления ходом испытаний.
Испытания методом качающейся частоты обычно при-
меняют при определении динамических характеристик испытуемого
образца и влияния частоты возбуждения на его рабочие характе-
ристики. При этом могут быть определены резонансные частоты
путем контроля отклика изделия в то время, как оно возбуждается
синусоидальным ускорением с медленно меняющейся частотой.
Рабочие характеристики изделия могут контролироваться для
определения критических частот, при которых эти характеристики
ухудшаются. При испытаниях важно, чтобы скорость развертки
частоты была достаточно медленной для аппроксимации условий
установившегося движения, так как амплитуда отклика, как указа-
но в разд. 13.1, зависит от скорости развертки.
При виброиспытаниях методом качающейся частоты рекоменду-
ется выполнять, по меньшей мере, одно восходящее и одно нисхо-
дящее качание частоты колебаний. Это требование обусловлено су-
ществованием нелинейных резонансов в испытуемом объекте, кото-
рые в значительной степени зависят от направления изменения час-
тоты колебаний.
182
Рис.
13.4. Блок-схема типичной испытательной
системы с автоматическим управлением
В зависимости от цели испытаний мо-
жет быть задано либо число циклов, кото-
рое необходимо выдержать, либо длитель-
ит контропьтги
ность испытаний вблизи каждого резо-
нанса при достаточно большой доле отклика. Например, при испы-
таниях на усталость необходимо выдерживать на каждом резонан-
се заданное число циклов, а при имитации эксплуатационных усло-
вий — заданную длительность испытания. Последнее требование
обычно задают в виде одного или нескольких диапазонов качания
частоты с заданной скоростью качания. Участки времени, необходи-
мые для испытаний объекта в каждом частотном диапазоне опре-
деляются на основании оценки времени, в течение которого испы-
туемый объект должен выдерживать вибрации, вызываемые воздей"
ствием эксплуатационных нагрузок.
Существуют два стандартных метода развертки частоты при
испытаниях методом качающейся частоты: линейный и логарифми-
ческий. При линейной развертке скорость изменения частоты по-
стоянна |f|=const, а при логарифмической — частота возбуждения
изменяется со скоростью, пропорциональной самой себе |/| ~f..
Основные элементы испытательной системы, используемой при.
испытаниях методом качающейся частоты, приведены на рис. 13.4.
Система состоит из электронного генератора 1, частота которого во время
испытаний непрерывно меняется, системы управления 2, усилителя мощности
и вибростенда 4 [122].
Испытания объекта 5 методом качающейся частоты проводятся обычно при'
поддержании постоянного уровня ускорения смещения либо виброскоростил
Однако из-за резонансов в испытуемом объекте 5 и вибрационной установке 4
мощность, необходимая для сообщения испытуемому объекту колебаний с фик-
сируемыми характеристиками, не будет в ходе испытаний постоянной; она будет
изменяться с изменением частоты колебаний.
Обычно параметры вибрации регулируются следующим обра-
зом: с увеличением контролируемого параметра вибрации увеличи-
вается выходное напряжение регулирующего измерительного преоб-
разователя, в результате чего подаваемое на вход вибрационной
установки напряжение автоматически снижается до тех пор, покас
не будет восстановлен прежний уровеньвибрации.
Автоматическое снижение входного напряжения происходит нет
мгновенно после увеличения сигнала датчика; для этого требуется’-
некоторый промежуток времени. Эту постоянную времени регули-:
ровкп, также называемую скоростью регулировки или «быстродей-
ствием», нужно подобрать в соответствии с расчетными (ожидае-
мыми) значениями добротности резонансов и скорости развертки’
частот: чем больше скорость нарастания резонансов, тем больше-
должна быть скорость регулировки.
Для обеспечения оптимального автоматического регулирования
необходимо иметь возможность изменять быстродействие системы
регулирования лучше всего по программе, зависящей от частоты.
Следящая система, представленная на рис. 13.4, в принципе
183
может обеспечить не только возможность изменения частотной ха-
рактеристики вибратора с целью подавления резонанса, но и позво-
ляет путем включения в контур стабилизации корректирующих це-
пей осуществлять различные заранее заданные программы испыта-
ний.
Выше мы говорили, что программой испытаний может быть за-
дано поддержание постоянства любого из параметров вибрации.
Выбор одного из трех этих параметров, определяющих вибрацию,
зависит в основном от конструкции изделия и условий его эксплу-
атации. Как правило, испытания на вибрацию проводят сначала
при постоянном уровне смещения на низких частотах, затем про-
должают их при постоянном уровне ускорения на более высоких
частотах.
Частота перехода от режима контроля одного параметра к ре-
жиму контроля другого называется частотой разделения.
Однако ввиду того, что технические условия испытаний существен-
но зависят от частотной характеристики испытательной системы,
очень часто необходимо иметь не одну, а несколько частот разде-
ления.
В случае, если на вибростоле закреплены крупногабаритные
сложные испытуемые объекты, какими являются двигатели на твер-
дом топливе, использование лишь одного контрольного измеритель-
ного преобразователя для обеспечения сигнала обратной связи не-
достаточно эффективно. Испытуемый образец не является абсолют-
но жесткой массой. Различные детали его конструкции резонируют
на разных частотах, в результате чего часто возникают неравно-
мерные колебания конструкции, т. е. одни участки испытуемого
объекта могут подвергаться чрезмерному возбуждению, в то время
как другие — недостаточному. Обычно движение должно контро-
лироваться в наиболее важных фиксированных точках образца,
причем часто оказывается более целесообразным использовать
осредненный сигнал вибропреобразователей. При этом значительно
снижается возможность перевозбуждения объекта.
Развитие ракетной техники и авиации тесно связано с увеличе-
нием габаритов реактивных двигателей, в том числе и двигателей
на твердом топливе. С увеличением размеров испытуемых образцов
увеличивались и габариты вибрационных установок. Наиболее
крупные современные электродинамические вибрационные установ-
ки могут развивать вибрационные усилия до 150 кН. Однако с воз-
растанием размеров испытуемых образцов также возрастают про-
•блемы монтажа образцов на вибрационном столе. Поэтому в на-
стоящее время проблема испытания крупных объектов решается
не созданием больших вибрационных установок, а путем использо-
вания нескольких вибрационных установок, включенных последова-
тельно по так называемой схеме «ведущий — ведомый». Программа
изменения частоты колебаний реализуется на ведущей установке, а
каждая из ведомых имеет собственные управляющие цепи.
Преимущество метода качающейся частоты состоит в сравни-
тельно низкой стоимости оборудования. Этот метод дает конструк-
184
Рис. 13.5. Пример идеального выравнивания системы для испытания при широ-
кополосных случайных вибрациях
Рис. 13.6. Пример определения технических условий испытаний по данным внеш-
них воздействий:
Д, О. О — экспериментальные точки:— уровни уверенности .
тору полезную информацию для корректировки конструкции, так
как частота, при которой происходит разрушение или отказ в ра-
боте изделия, может быть легко зафиксирована. Недостаток испы-
таний с качанием частоты вибрации состоит в том, что возбужде-
ние резонансов в объекте испытаний происходит последовательно,
а не одновременно, как это имеет место в условиях эксплуатации..
Вполне естественно, что для проведения обычных испытаний объек-
та последовательно на различных частотах потребуется значительно
больше времени, чем для испытаний, в ходе которых объект одно-
временно испытывается на всех частотах. По этим и другим причи-
нам в последние годы широкую популярность начали приобретать
статистические вибрационные испытания в широком диапазоне
частот.
Идея испытаний на случайную вибрацию заключается в том,
что с помощью специального генератора случайных сигналов мож-
но на вибрационной установке создать такой вибрационный про-
цесс, спектральная плотность которого соответствовала бы каким-
то конкретным реальным условиям.
Однако здесь встречается ряд трудностей и, в первую очередь,
необходимость компенсации возбуждений резонансов объекта,
которые приводят к тому, что получаемая спектральная плотность
возбуждения -существенным образом будет отличаться от заданной
программой испытаний.
Например, если на вибрационную установку с резонирующим
испытуемым объектом подать случайные колебания широкого спект-
ра с постоянной спектральной плотностью, то невыравненный спектр
ускорения в точке крепления испытуемого объекта может иметь
вид, показанный кривой 1 рис. 13.5.
185
Разработаны разные методы компенсации этих
пиков
и прова-
лов. Один из этих методов достаточно прост и состоит в использо-
вании набора электронных
тельно. Используя столько
компенсаторов,
включенных
последова
компенсаторов, сколько
имеется
резо-
нансов, можно получить выравненную характеристику спектра уско-
рений (кривая 2).
Целесообразность использования случайной вибрации для мо-
делирования эксплуатационных условий для изделий военной тех-
ники была впервые указана в 50-х годах [137]. С этого временй ее
использование становилось в возрастающей степени популярным.
Однако нередко оказывается очень сложным разработать техни-
ческие условия испытаний отчасти потому, что вибрационные воз-
действия не всегда известны заранее, а отчасти — из-за недостаточ-
ных и неточных данных, относящихся к частным внешним воздей-
ствиям.
Поэтому на практике 1[Г2] часто собирают все результаты изме-
рений, относящиеся к изучаемым внешним воздействиям, и затем
по собранным данным' строят предварительно оценивающие огиба-
ющие (рис. 13.6) соответственно разным уровням уверенности.
Следует отметить, что спектр вибрационных воздействий, опреде-
ленный с помощью указанного метода, будет соответствовать зна-
чительно большим перегрузкам объекта при испытаниях, чем в
реальных условиях эксплуатации. Кроме того, для проведения ис-
пытаний с таким спектром воздействий требуются значительно,
более мощные вибростенды, чем это необходимо для имитации ре-
альных условий.
Рассмотренный нами один из методов испытаний на случайную
вибрацию, называемый методам испытаний на широкополос-
ную случайную вибрацию, требует больших материальных
затрат и поэтому буквально с первых дней его существования эк-
спериментаторы стали искать экономически более выгодные эквива-
ленты этого метода.
В качестве такого эквивалента был предложен метод стати-
стических вибрационных испытаний с использованием
узкополосных спектров с переменной средней частотой или, иначе,
метод развертывающихся случайных в и б р а ц и й [122„
139].
13.3. ОБОРУДОВАНИЕ И СРЕДСТВА
ДЛЯ ВИБРАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЙ
В настоящем разделе дается описание вибрационного оборудо-
вания, применяемого для создания разнообразных вибрационных
режимов. Для этого вначале дадим определение некоторым терми-
нам, которые применяются для характеристики вибрационных ис-
пытательных машин.
Основными частями испытательной машины являются вибраци-
онный возбудитель (вибратор), укомплектованный монтажным
столом для крепления к нему испытуемого изделия, и система уп-
равления. Статическая нагрузка вибромашины включает испы-
186
туемый образец и опорные конструкции (приспособления) для
крепления образца к -столу вибратора, которые обычно не являют-
ся частью машины.
Динамическая нагрузка является реакцией образца на вибро-
стол и зависит от частоты колебаний. Грузоподъемность вибратора
(допустимая нагрузка), характеризует максимальную статическую
нагрузку, которая может быть подвергнута вибрации с максималь-
ным номинальным значением ускорения.
Максимальная толкающая сила, которая является эксплуатаци-
онной характеристикой электродинамических вибраторов, опреде-
ляется как максимальная номинальная сила, развиваемая маши-
ной. Соответствующее максимальное ускорение g может быть рас-
считано как частное от деления максимальной толкающей силы
Ртах на массу подвижного элемента вибратора Aft и закрепленного
груза Мг, т. е. Л =P’max/(Mi-pM?).
По принципу работы различают четыре типа вибрационных
машин:
а) стенды кинематического возбуждения;
б) стенды реактивного действия;
в) электрогидравлические вибростенды;
г) электродинамические вибростенды.
Вибраторы кинематического возбуждения основаны на периоди-
ческом характере движения стола вибратора, что осуществляется
посредством эксцентрикового механизма.
Вибромашины кинематического возбуждения обеспечивают по-
стоянство вибросмещения стола независимо от частоты вращения
привода механизма.
Настройка вибратора на требуемую амплитуду обычно произво-
дится в состоянии покоя перед началом работы.
Этот тип машины относят к машинам с «грубой» толкающей
силой, так как они могут развивать почти любые усилия, необходи-
мые для перемещения испытуемого объекта на заданное расстоя-
ние, а их силовые параметры лимитируются только прочностью
конструкции или износом приводного механизма.
Простейшая машина кинематического возбуждения приводится
в движение двигателем с постоянной частотой вращения, однако
большинство вибраторов кинематического возбуждения снабжаются
устройствами для изменения частоты вибрации от низких (5—
10 Гц) до высоких значений (60—100 Гц), а также устройствами
качания частоты.
Вибратор кинематического возбуждения производства «Джеперал электрик
компани» (США), который предназначен для испытаний объектов массой до
4000 кг, развивает максимальное ускорение 3g в диапазоне частот i—35 Гц как
в вертикальном, так и в горизонтальном направлении [15].
Вибрационные машины кинематического возбуждения ' имеют
ряд отличительных особенностей, которые дают им преимущество
перед установками другого типа:
187
1. С помощью машин кинематического возбуждения можно
обеспечить довольно большие амплитуды колебаний (до несколь-i
ких десятков мм). 1
2. Вибромашина кинематического возбуждения обеспечивает!
постоянство амплитуды колебаний во всем диапазоне частот неза-
висимо от механических свойств испытуемого объекта, даже если!
испытуемый объект войдет в резонанс.
3. Так как у вибромашин кинематического возбуждения могут)
быть использованы относительно тяжелые столы, то смещение цент-1
ра массы испытуемого объекта относительно центра стола меньше]
влияет на движение стола, чем у других типов машин. 1
Наряду с преимуществами вибромашины кинематического воз-’
буждения имеют и ряд существенных недостатков.
1. Сравнительно низкий диапазон частот (до нескольких десят-
ков Гц).
2. Довольно плохая форма гармоники из-за наличия зазоров
между движущимися частями и ударов.
3. Необходимость мощных фундаментов.
Колебательные движения стола вибромашины реактивного воз-
буждения создаются вращательным движением неуравновешенных
масс (дисбалансов), эксцентриситет которых относительно оси вра-
щения может меняться. Такая вибромашина имеет, по крайней
мере, один вращающийся дисбаланс, прикрепленный непосредствен-
но к вибростолу. Стол и вращающийся дисбаланс покоятся на ос-
новании на пружинах, которые изолируют большую часть вибраци-
онной силы от основания и пола.
Наибольшее распространение получили вибромашины реактив-
ного типа прямолинейного движения, которые имеют два дисбалан-
са, вращающихся в противоположных направлениях и согласован-
ных по фазе так, что силы неуравновешенности (реактивные силы)
складываются в требуемом направлении и погашаются в других
направлениях.
Равнодействующая реактивных возбуждающих сил от двух дис-
балансов проходит посредине между двумя осями вращения и пер-
пендикулярна к линии соединяющей их. Вибростолы конструируют-
ся так, чтобы равнодействующая сила проходила через центр стола
и не возникали моменты, которые повернули бы стол.
Частота колебаний вибромашины реактивного типа регулируется
изменением частоты вращения дисбалансов. Величина реактивной
толкающей силы зависит как от частоты вращения дисбалансов,
так и от их взаимного расположения (расстояния и угла между
ними). Частотный диапазон вибромашин реактивного типа дости-
гает нескольких сотен Гц, а максимальная статическая нагрузка —
нескольких килоньютонов.
В табл. 13.1 (60] приведены основные характеристики некоторых
отечественных и зарубежных вибростендов этого типа.
Основные преимущества вибростендов реактивного типа заклю-
чаются в следующем.
1. Силы, передаваемые вибратором на основание, малы.
188
Рис. 13.7. Принципиальная схема электрогйд-
равлической вибрационной машины
2. Высокочастотные гармоники име-
ют более низкий уровень по сравнению
с вибраторами кинематического воз-
буждения.
3. Возможность более простой регу-
лировки по амплитуде.
К недостаткам вибраторов реактив-
ного типа следует отнести наличие зна-
чительных высокочастотных гармоник
и то, что в диапазоне резонансных ча-
5
стот на вибростол передаются значи-
тельные силы, отклоняющие режим работы вибратора от задан-
ного.
Таблица 13.1
Основные характеристики некоторых вибростендов реактивного типа
Марка стенда и страна Частотный диапазон, Гц Максимальная Размер стола, мм Мощ- ность, кВт Масса стенда» кг
нагруз- ка, кг ускоре- ние, g
ВУС-70/200 СССР 12—200 70 0,4—8 И 550 4—5 440
ВУС-500/200 СССР 10—200 500 0,2—5 1300X1300 53 2800
ST 80/3 ГДР 3—80 500 5—20 1200X1200 5 450
RVH 72-2500 США 5—60 1100 10 1830X1830 -27 6260
RVCGA-500-4 США 5—60 -225 10 1230X1230 -14 2000
Электрогидравлическая вибрационная машина представляет
собой устройство, которое преобразует энергию потока жидкости
высокого давления в возвратно-поступательное движение стола.
Схема типичной электрогидравличсской вибрационной машины
приведена на рис. 13.7.
В данном случае используется двухступенчатый элсктрогидравлический кла-
пан для нагнетания жидкости высокого давления сначала с одной стороны
поршня исполнительного механизма 5, а потом — с другой, заставляя поршень
перемещаться возвратно-поступательно вместе со столом 4. Клапан состоит из
управляющей ступени 2 и ступени усиления 3, причем первая приводится в
движение электродинамическим вибратором 1.
Па рис. 13.7 золотники управляющей ступени 2 и усилителя мощности 3
гидравлической вибрационной машины показаны в среднем, т. е. уравновешен-
ном положении, перекрывающем поток с высоким давлением и обратный поток
с низким давлением. Соответственно, поршень исполнительного механизма 5 не-
подвижен, так как поток жидкости к цилиндру и из цилиндра отсутствует.
Если золотник сервоклапана перемещается вправо (на рис. 13.7) от среднего
положения усилием электродинамического вибратора 1, то поток высокого дав-
ления через образовавшийся проход будет проходить из области высокого дав-
ления В (от гидронасоса) к левому концу золотника усилителя мощности 3,
наставляя его. также перемещаться вправо и перемещать жидкость, заключен-
ную справа от золотника, через соединительное отверстие сервоклапана в область
18»
низкого давления п, связанную со входом в насос. Аналогичная картина паб-?
людается при движении золотника сервоклапана влево. ’
Заданному перемещению золотника управляющей ступени 2 соответствует
расход жидкости, который обусловливает скорость перемещения золотника уси-
лителя 3. ,
В свою очередь перемещение золотника усилителя мощности 3 вправо (на
рис. 13.7) открывает поступление потока жидкости высокого давления из обла-
сти В (от насоса) к левой стороне поршня исполнительного механизма 5, за-
ставляя его двгтгаться вправо и вытеснять при этом жидкость, находящуюся
справа от поршня исполнительного механизма 5, через соединительное отверстие
в усилитель мощности 3 и из пего — в область низкого давления И для обрат-
ного потока жидкости (на вход в насос).
Электрогидравлические вибрационные машины обладают целым
рядом преимуществ, заключающихся в следующем.
1. Они не имеют низкочастотного ограничения, ,т. е. могут обе-
спечить частоты вибраций в несколько долей герц.
2. Они дают возможность получения практически любых желае-
мых перемещений вплоть до нескольких сотен миллиметров.
3. Электрогидравлические машины могут создавать большие
толкающие силы (до нескольких сотен килоньютонов) и допускают
большие нагрузки.
4. Массы гидравлических машин малы сравнительно с достигае-
мыми на них усилиями. >
5. Для применения в условиях высокой и низкой температур)
высокой влажности машина требует лишь незначительных переде-
ЛОК. ;
В то же время электрогидравлическая вибромашина не лишена,
и ряд,а недостатков. )
1. Имеется предел верхней частотной характеристики, обусловь
ленный сжимаемостью жидкости и частотными возможностями:
сервоклапанов (до 700 Гц, в отдельных случаях — до 1,5 кГц). 1
2. Форма колебаний в гидравлических вибромашинах имеет*)
большие искажения по сравнению с электродинамическими, вноси-)
мые самим сервоклапаном и трением в исполнительном механизме.)
~ ' применения)
тщательную;
3. Электрогидравлическад вибромашина требует
жидкости высокой чистоты, что делает необходимым
фильтрацию жидкости и борьбу с ее утечками.
Наиболее известными типами электрогидравлических машин
ростенды системы «Гидропульс» фирмы Шенк (ФРГ) и фирмы
Для всесторонних прочностных исследований зарядов РДТТ первой ступени
ракеты «Минитмен» применялся электрогидравлический вибростенд, рассчитан-f
. ный на создание усилий 270—900 кН при частоте 25—400 Гц и амплитуд^
колебаний 12,7—127 мм [81]. )
Ограничение рабочего диапазона электрогидравлических вибро|
стендов в области высоких частот делает необходимым широкое ис-(
пользование при виброиспытаниях вибрационной установки другого
типа — электродинамического вибратора. Хотя рабочий диапазон’
частот и в нем ограничен по высокой частоте, но ее предельное
значение значительно выше и составляет около 104 Гц.
Современные электродинамические вибростенды состоят из трех;
основных элементов: вибратора, усилителя мощности и системы1
управления. В них вибратор преобразует электрическую энергию в-
механические колебания испытуемого объекта. Принципиальная
190
являются виб-.'
MTS (США).-
Рис. 13.8. Схема электродинамического
вибратора
схема электродинамического вибра-
тора представлена на рис. 13. 8 [27].
Корпус электромагнита 11 из электро-
технической стали вместе с крышкой 7, сер-
дечником 9 и катушкой подмагничивания
10 составляют магнито,провод вибратора,
создающий постоянное магнитное поле.
В воздушном зазоре магнитопровода
помещается подвижная катушка 8 па стек-
лотекстолитовО'М каркасе, которая крепится
к промежуточному стакану 2 из алюминие-
вого сплава. Стакан соединен со столом
вибратора 1, на который устанавливается
Вся подвижная система — катушка 8,
испытываемый объект.
_______ ...„ .. . . ... . . ..., , стакан 2 и стол Г— вывешена на
двух упругих мембранах 3 и 5, которые через два наружных кольца 4 и 6
центрируют подвижную катушку в воздушном зазоре магнитопровода.
Для охлаждения подвижной катушки и катушки подмагничивания приме-
няется вентиляционная установка, состоящая из вентилятора 12 и воздухо-
вода 13.
Подвижная катушка питается от источника переменного тока. Переменный
ток, протекающий через витки подвижной катушки, взаимодействует с посто-
янным магнитным полем в воздушном зазоре и создает переменную силу, вели-
чина которой определяется напряженностью магнитного поля, диаметром и ко-
личеством витков п силой тока в подвижной катушке; частота изменения силы
определяется частотой переменного тока.
Роль усилителя мощности заключается в усилении энергии и
преобразовании ее в «чистый» электрический сигнал, содержащий
лишь желательные компоненты спектра.
Система управления вибратором предназначена для поддержа-
ния ускорения на выходе вибратора и подачи соответствующего
сигнала на вход усилителя. В системе управления обычно имеется
возможность для создания и формирования нескольких входных
сигналов с анализом и записью выходных сигналов, поступающих
от испытуемого объекта.
Так как электродинамические вибраторы применяются для соз-
дания вибрационных нагрузок в широком диапазоне частот, то под-
вижный элемент должен быть жестким и свободным от резонанса
в диапазоне рабочих частот. Однако удовлетворить полностью это
требование не представляется возможным.
Существенным недостатком электродинамических вибростендов
является влияние резонансных свойств испытуемого объекта и его
расположения на внбростоле па частотную характеристику стенда.
Основные характеристики некоторых типов современных отече-
ственных и зарубежных вибраторов приведены в табл. 13.2 [27].
Для проверки РДТТ «Полирис» на вибропрочпоеть применялись электро-
динамические вибрационные установки, развивающие толкающие усилия до
22,5 кН частотой ст 20 до 15 000 Гц [841.
Кроме рассмотренных выше систем вибростепдов при испытани-
ях применяется большое количество систем специального назначе-
ния, имитирующих динамические условия, при которых может на-
191
ходиться ракетная система
в период
эксплуатации.
качестве
приводов используются мощные гидравлические системы.
Таблица 13.2
Основные характеристики современных электродинамических вибраторов
Тип, модель Толкающая сила, кН Амплитуда колебаний, мм Диапазон частот, Гц Максимальное ускорение холостого хода, g Первая резонанс- ная часто- та, кГц Масса стенда, т
ВЭДС-400 4 12,5 СССР 5—5000 100 0,8
ВЭДС-800 8 12,5 5—5000 100 — 2
УВЭ-50'/5000 20 10 5—10000 60 — 4,5
П-810 40 6 20—4000 100 — 4
Д-100А 90 10 16—3000 60 — 12,5
V1001 13,8 12,7 Англия 5—5000 60 1,750 1,780
VI002 45,4 12,7 0 -5000 125 — —
А-249 136 12,7 5-2000 75 2
VPJ00 8 12,7 5—4250 73 3,8 0,710
VP1000 90,7 12,7 5—2500 80 2 2
EMV 3000А 120 12,5 1—2000 — — —
С-50 22,5 12,5 США 5—3000 132 3 —.
EL-10'000 453,9 6,5 5—1300 — 1,1 —
VE-3203H 250 12,5 Япония 5—1700 80 15
VE-3209 400 15 5-2000 100 1,8 25
VS-3005 10 10 5—2000 20 — —
для имитации возмущений, которые могут
Например,
пуске ракеты «Поларис» с корабля или подводной лодки,
ческое моделирующее устройство с шестью степенями свободы, которое ими
тирует движение ракеты по крену, тангажу, курсу, а также три вида линейных
перемещений [38].
Аналогичная система известна для имитации свободного полета системы
иметь место при за
разработано динами
•«Аполлон».
13.4. ИЗМЕРЕНИЕ И АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ
ВИБРАЦИИ
Измерение параметров вибрационного процесса
с достаточно!!
точностью и анализ являются актуальной и довольно сложной тех
нической задачей.
192
При проведении вибрационных испытаний в основном измеря-
ются виброускорение (вибросмещение, виброскорость), деформации,
а также, в некоторых случаях, температура. Методы измерения
последних двух параметров и аппаратура в принципе ничем не от-
личаются от рассмотренных в разделе, посвященном огневым стен-
довым испытаниям. Поэтому в дальнейшем рассматриваются сред-
ства измерений виброускорений. Что касается вибросмещений и
виброскорости, то они измеряются теми же системами с добавле-
нием интегрирующих цепей.
К настоящему времени разработаны многочисленные типы ап-
паратуры для измерения виброускорепий, а также средства и ме-
тоды анализа вибрационных процессов.
В основном все системы измерения и анализа, предложенные
до сих пор, состоят из четырех основных элементов: вибропрсобра-
зователя (акселерометра), предусилителя, усилителя и регистрато-
ра, который может включать в себя анализатор и прибор для счи-
тывания данных. В зависимости от типа вибрационного измеритель-
ного преобразователя (ВИП) либо вида, в котором желательно
получить результаты эксперимента (виброграмма, спектрограмма),
отдельные звенья системы измерения могут отсутствовать. Прак-
тически все виды измерительных преобразователей виброускорений,
применяемые в настоящее время, являются измерительными преоб-
разователями инерционного действия — акселерометрами, конструк-
тивно состоящими из инерционной массы на упругом подвесе и пре-
образователя механических колебаний в электрические.
Основными характеристиками вибропреобразователя являются
его амплитудно-частотная характеристика и чувствительность.
Амплитудно-частотная характеристика — это зависимость вы-
ходного сигнала акселерометра от частоты при постоянном уровне
ускорения.
Чувствительность акселерометра определяется величиной на-
пряжения выходного сигнала, отнесенной к единице виброускоре-
ния. Амплитудно-частотная характеристика акселерометра опреде-
ляет верхний предел частотного диапазона применения преобразо-
вателя; этот предел должен быть в несколько раз ниже резонансной
частоты акселерометра. Чувствительность акселерометра определя-
ет минимальную величину виброускорения, которая может обеспе-
чить достаточный уровень выходного электрического сигнала ВИПа
с целью его регистрации с требуемой точностью.
Хотя частотная характеристика и чувствительность представля-
ют собой два наиболее важных свойства, необходимых при выборе
подходящего акселерометра, нужно учитывать и многие другие
факторы, в частности,— надежную работу измерительного преоб-
разователя при определенных температурах, помехоустойчивость,
поперечную чувствительность, массу и габариты преобразователя,
способ его крепления и пр.
Для измерения виброускорений могут быть использованы виб-
ропреобразователи, основанные на различных методах преобразо-
вания механических колебаний в электрические. Кратко остановпм-
193
ся на наиболее часто применяемых типах измерительных преобра-]
зователей [12, 19, 30, 49,109]. \
Работа виброизмерительных преобразователей потенциометри-1
ческого типа основана на изменении омического сопротивления элек-
трической цепи при перемещении соединенного с чувствительным
элементом скользящего контакта. Потенциометрические вибропре-
образователи типа МП по своим амплитудно-частотным характери-
стикам применимы для измерения низкочастотных процессов (до
30 Гц) и виброускорений — доЮу. Преобразователи помехоустой-
чивы и не требуют усиления сигнала. Однако наличие скользящего
контакта делают их неустойчивыми к вибрациям и ударам. Серь-
езным недостатком их являются большие габариты и масса (до
150 г).
Работа ВИПов индуктивного типа основана на изменении ин-
дуктивности или взаимной индукции системы в результате переме-
щения инерционного элемента.
Индуктивные ВИПы обладают большими возможностями. Так, например,
серийно выпускаемый преобразователь ДУ-5 по амплитудно-частотным харак-
теристикам позволяет измерять виброускорепие в диапазоне 0—200 Гц с амп-
литудой до 50 g'. Смена же в нем пластин на более жесткие позволяет расши-
рить полосу измеряемых частот до 500—600 Гц и диапазон измеряемых уско-
рений до 100—200 g.
Выходная мощность оказывается достаточной для регистрации
на шлейфовом осциллографе. При помощи индуктивных ВИПов:
можно измерять постоянную составляющую ускорения. Индуктив-'
ные преобразователи ускорений обладают повышенной помехо-
устойчивостью и высокой надежностью.
На практике наибольшее распространение получили пьезоэлек-
трические акселерометры. В основе их работы лежит пьезоэлектри-
ческий эффект, выражающийся в появлении на гранях пьезокри-
сталла при его сжатии электрического заряда, пропорционального
виброускорению. Акселерометры просты по конструкции, обладают
высокой механической прочностью, имеют высокую собственную ча-
стоту и, следовательно, широкий частотный диапазон.
Одним из достоинств пьезоэлектрических акселерометров яв-
ляются малые габариты и масса.
Обычно верхняя рабочая частота для них составляет 15—20 кГц, диапазон
измеряемых ускорений 0,3—104 g.
Широко применяются при проведении испытаний серийно выпускаемые ак-
селерометры типа ИС-313, ИС-318, Д13, Д14, а также акселерометры фирмы
«Брюль и Къер» (Дания) типа 4332, 4339.
Основные характеристики рассмотренных типов виброакселеро-
метров приведены в табл. 13.3.
Для получения правильных и стабильных результатов измере-
ния параметров вибрации большое значение имеет характер крепле-
ния акселерометров к испытуемому объекту. Существуют следую-
щие способы крепления:
1) с помощью специальных виброщупов, прижимающих акселе-
рометр в месте измерения, однако этот способ не рекомендуется
194
использовать при частотах выше
1000 Гц из-за низкой собствен-
ной частоты щупа;
2) резьбовыми шпильками,
ввинчиваемыми в тело акселеро-
метра и испытуемого объекта;
при этом поверхность, на которую
монтируется акселерометр, долж-
на быть достаточно гладкой;
3) с помоЩью постоянного
магнита, причем этот способ мон-
тажа не должен использоваться
при амплитудах ускорения свыше
200 g;
4) с помощью воска или пла-
стилина, использование которых
удобно с той точки зрения, что ак-
селерометр в любой момент вре-
мени может быть снят и установ-
лен в другую точку;
5) с помощью различных
клеев.
Наиболее стабильные резуль-
таты обеспечиваются при исполь-
зовании резьбовых шпилек; при-
менение клеев дает наибольший
разброс результатов измерений
вследствие упругости клеевого
слоя.
Акселерометр должен созда-
вать как можно меньшую нагруз-
ку на элемент конструкции, на
котором он закреплен. Влияние
акселерометра будет тем меньше,
чем меньше его масса.
Так как пьезоэлектрические
акселерометры применяются в
практике наиболее широко,
в дальнейшем речь будет идти,
если это не оговаривается особо,
о системах с пьезоэлектрическим
акселерометром.
Виброизмерительные комп-
лекты, как правило, снабжаются
штатными кабелями, соединяю-
щими вибропреобразо'ватель с
предусилителем. При использова-
нии других кабелей чувствитель-
ность виброизмерительных трак-
195
тов по напряжению может изменяться. Важное значение при этом!
имеет тип примененного предусилителя. я
Предусилители включаются в измерительный тракт по двум!
соображениям: 1
для снижения высокого выходного сопротивления акселерометра!
до величины, соответствующей входным характеристикам измери-1
тельных усилителей и анализаторов; J
для усиления относительно слабого выходного сигнала акселе?!
рометра в случае, если электрический измерительный тракт, под-1
кюченный к нему, не обладает достаточно высокой чувствительно-!
стью. ’
Следует отметить, что пьезоэлектрический акселерометр можно
рассматривать либо как источник напряжения, либо как источник
заряда. В зависимости от этого могут применяться предусилители,
выполняющие функции усилителя напряжения, либо усилителя за-J
ряда. '1
В качестве усилителей напряжения могут быть использованы, например,Я
усилители типов 2616, 2623, 2625 фирмы «Брюль и Къер», либо предусилитель,
входящий в комплект отечественной аппаратуры ВА-2 с датчиками Д13 и ДИ,
а также усилители ИС-943, ИС-948, работающие с акселерометрами типа ИС.
В качестве примера усилителя зарядов можно привести усилитель SM-11,
входящий в унифицированный комплект виброизмерительных приборов SM.J
(ГДР), а также усилители типа 2626, 2628, 2651 [50, 99]. Я
Главное различие в эксплуатации между двумя типами усилив
телей заключается в том, что при использовании усилителя папря-1
жения вся система становится очень чувствительной к изменениям!
емкости кабеля, т. е. к изменениям в длине кабеля между акселе-1
рометром и предусилителем, в то время как при использовании!
усилителя заряда влияние изменения длины кабеля незначительно.1
Последующие элементы системы измерения вибрационного npo-.J
цесса зависят от характера процесса, а также от цели испытаний,я
т. е. от того, какие характеристики вибрационного процесса мыЦ
хотим определить. Ц
Если вибрационный процесс представляет собой моногармони-Я
ческую вибрацию либо несложный периодический процесс, состоя-1
щий из двух-трех гармоник, то его анализ довольно просто пр оде-1
лать с помощью «ручной» обработки виброграммы. |
,\Я
Виброграмму можно получить на экране электронного осциллографа с па-Я
мятью типа С1-37, либо па шлейфовом осциллографе типа К-П5, согласовав:!
его вход с выходом предусилителя с помощью устройства типа катодного пов- я
торителя. Я
При работе с индуктивными акселерометрами типа ДУ-5 с аппаратурой 1
типа ВИ6-5МА согласование со входом шлейфового осциллографа не требуется. '
Полученная виброграмма подвергается анализу, который произ-
водится в два этапа: 1) предварительный анализ виброграммы и
2) полная контрольная обработка.
196
Предварительный анализ состоит в выборе участка виброграм-
мы для расшифровки, при этом учитываются физические свойства
процесса, условия эксперимента и эксплуатации испытуемого объ-
екта. Приемы, которые широко используются при обработке вибро-
грамм, достаточно полно описаны в работах [47, 71].
Для анализа сложных детерминированных вибрационных про-
цессов в настоящее время имеется достаточно широкий набор ап-
паратуры.
Простейший аггализатор состоит из измерительного усилителя и
набора фильтров. С помощью фильтров из вибрационного процесса
«вырезаются» отдельные гармонические составляющие, уровень ко-
торых считывается с измерителя напряжения.
В качестве элементов этой схемы могут служить набор фильтров типа 1614
и 1615 и измерительный усилитель типа 2606 (Дания) либо отечественная виб-
роизмерительная аппаратура ВА-2.
К измерительному усилителю может быть подключен самописец уровня
типа 2305 (Дания) либо НПО, сигнал на которых записывается на специально
проградуированную бумагу.
В другой измерительной системе измерительный усилитель и набор фильт-
ров заменены частотным анализатором типа 2107 (Дания), либо отечественными
типа АС-И4 или АС-44. С помощью частотных анализаторов и самописца уров-
ня частотный анализ производится автоматически, в результате чего па само-
писце получается спектрограмма процесса. Однако наименьшая частотная сос-
тавляющая анализа в этом случае имеет примерно 20 Гц. Это может являться
серьезным недостатком. Чтобы его избежать, можно пользоваться измеритель-
ным магнитофоном типа 7001, который подключается непосредственно к пред-
усилителю, и на него записывается вибрационный сигнал на низкой скорости про-
тяжки ленты. Затем сигнал воспроизводится со скоростью протяжки ленты в
10 раз большей, чем при записи, и подвергается анализу любым из приведен-
ных выше методов с записью на самописец; при этом частота в 2 Гц транс-
формируется в 20 Гц, что находится уже в пределах возможности частотного
анализатора. Запись на магнитную лепту является наиболее универсальным ме-
тодом регистрации исходных данных, позволяющим осуществлять многократ-
ный анализ вибрационного процесса, что особенно важно при анализе случай-
ных вибраций.
В вышеописанном оборудовании для частотного анализа выход-
ной сигнал от частотно-избирательных фильтров поступает после-
довательно на одно и то же считающее устройство. Этот анализ яв-
ляется последовательным и, хотя он автоматизирован, все же позво-
ляет производить анализ лишь относительно медленно изменяю-
щихся колебательных уровней.
Вот почему применяют так называемый параллельный анализ
или анализ в реальном масштабе времени. В этом случае выходной
сигнал поступает на ряд параллельных фильтров и от них одновре-
менно (в течение нескольких долей секунды) — на считающее уст-
ройство. Таким образом частотный спектр регистрируется мгно-
венно. Примером такого анализатора является анализатор типа
3347 (Дания). Частотный спектр вибрационного процесса изобра-
жается на экране электронно-лучевой трубки.
До сих пор, рассматривая аппаратуру для анализа вибрацион-
ного процесса, мы имели в виду детерминированный периодический
процесс. Анализ же случайных вибрационных процессов (стацио-
нарных), как и вообще анализ любых случайных процессов, обла-
197
дает целым рядом отличительных особенностей и требует примене- 1
пия специальных методов и аппаратуры. j
Подробно с методами анализа случайных процессов можно оз- а
накопиться в работах [7; 57, 68, 99]. ]
Г л а в а 14 1
МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ИСПЫТАНИЙ
НА УДАРОСТОЙКОСТЬ
14.1. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ]
УДАРНОГО ПРОЦЕССА |
Простой удар можно определить как передачу кинетической I
энергии (или количества движения) системе в относительно корот- I
кий промежуток времени. Понятие кратковременности является во- I
обще говоря условным. Обычно полагают, что длительность удар- i
ного воздействия соизмерима с периодом собственных колебаний |
системы или значительно меньше его.
Характерной особенностью ударного воздействия является чет- |
ко выраженное начало процесса. Каждый ударный процесс харак- |
теризуется функциональной зависимостью от времени либо силы |
воздействия, либо ускорения (скорости смещения). j
Одной из характеристик ударного процесса является пиковое |
значение ускорения или скорости, или перемещения. Для простого I
удара эти характеристики определяются однозначно; в других слу- |
чаях предварительно их аппроксимируют реальной кривой — уп- 1
рощенной (сглаженной) функцией или усредняют. 1
Широко распространен в настоящее время условный параметр — |
длительность ударного ускорения т. В большинстве случаев точное |
определение т по осциллограмме представляет значительные труд- 1
пости. В импульсной технике принято определять длительность на |
условном уровне по исходной кривой, например, на уровне 10% I
пикового значения [76]. ’ 1
Другой временной характеристикой ударного процесса является I
длительность фронта Тф, или время нарастания ударного ускорения, я
которая определяется как временная координата пикового значе- 1
ния, что позволяет однозначно установить значение Тф. |
Для описания ударного процесса во временной области обычно |
используют одну или две кратких характеристики удара с указани- |
ем вида формы кривой протекания параметра ударного процесса. 1
До сих пор мы рассматривали характеристики ударного процес- 1
са во временной области. Остановимся на определении характери- i
стик в частотной области. Для этого обычно применяют разложение 1
функции ударного импульса в спектр Фурье по формуле я
-j-o° Ч
Р (/) = J Р (/) 1
198
Е'
5
Уг 2/г J/r
Частота
1
о t а)
Время
ь. i
г t
Время
1
°,5
в)
Т/г 2/т 5/т
Частота
Рис. 14.1. Примеры спектров Фурье прос-
тых форм ударных импульсов.
Для простых форм ударного им-
пульса можно найти аналитическое
выражение амплитудного спектра.
На рис. 14.1 показаны простые фор-
мы ударных процессов и их спект-
ры Фурье.
Амплитудный спектр позволяет
определить частоты собственных
колебаний системы, в которой из-
мерен ударный процесс. Спектраль-
ные представления процесса наи-
более удобны при анализе прохож-
дения сигнала по блокам преобра-
зования и регистрации сигналов. Рассмотренные выше характери-
стики являются объективными характеристиками ударных процес-
сов, и их недостатком является отсутствие прямой связи между
ними и реакцией испытуемого объекта на удар. Для того чтобы
выбрать наглядные с этой точки зрения характеристики, необходи-
мо установить критерий эффективности удара. Во многих случаях
таким критерием является наибольшее смещение рассматривае-
мого элемента конструкции, имеющего упругие связи с остальны-
ми ее элементами.
При определенной величине смещения элемента или конструк-
ции могут появиться пластические деформации и даже произойти
разрушение.
При заданной форме кривой изменения какого-либо параметра
ударного процесса наибольшее смещение механической системы
определяется ее видом и частотными свойствами. Зачастую различ-
ные элементы оборудования можно представить как консерватив-
ную колебательную систему с одной степенью свободы и рассмат-
ривать ее реакцию на ударный импульс заданной формы, опреде-
ляя, в частности, ее наибольшее смещение.
В зависимости от частоты собственных колебаний системы
будет меняться и величина ее наибольшего смещения при заданном
ударном импульсе. Строя график этой зависимости, можно получить
характеристику эффективности удара, или, как ее называют, удар-
ный спектр процесса по смещению.
Ударный спектр по ускорению получается из ударного спектра
по смещению путем умножения последнего на а2.
В том случае, когда время нарастания ударного импульса зна-
чительно меньше периода собственных колебаний системы, ее пере-
мещение достигает своего наибольшего значения уже после оконча-
ния возбуждения. В связи с этим различают реакцию системы па
ударный импульс до окончания воздействия и после него и
соответственно вводятся, понятия — текущего (первоначального)
ударного спектра и ударного спектра последствия (остаточного).
Текущие ударные спектры (УСТ) и ударные спектры последствия
199
Рис. 14.2. Ударные спектры некоторых форм ударных
процессов:
«—прямоугольный; б—пилообразный; s—полусивусоидальный;
-*------ —остаточный (УСП);---- —первоначальный
(УСП)
(УСП) для некоторых видов ударных воз-
действий приведены на рис. 14.2.
Ударные спектры на рис. 14.2 приведены
к нормированной форме: по оси абсцисс от-
ложены отношения длительности процес-
са т к полупериоду собственных колебаний
л/со механической системы, а по оси орди-
нат — отношение ускорения, которое испы-
тывает элемент конструкции S(f), к ударно-
му ускорению А.
Ударные спектры широко применяются
для оценки стойкости элемента конструк-
ции изделий к воздействию удара с опре-
деленными параметрами ускорения [35].
Для этого на диаграмме наносят точки, соответствующие собст-
венным частотам элементов конструкции и пределам их устойчи-
вости к постоянному ускорению. Все элементы, для которых точки
оказались на диаграмме ниже линии ударного спектра, способны
функционировать во время удара; аналогичное построение па ди-
аграмме УСП характеризует устойчивость элемента при колебании
его после окончания удара.
14.2. МЕТОДЫ ИСПЫТАНИИ НА УДАРОСТОЙКОСТЬ
Основной целью испытания на удар является проверка работо-
способности испытуемого объекта при ожидаемых ударных воздей-
ствиях. Экспериментальные методы оценки ударостойкости ракет и
их элементов применяются обычно на стадии их проектирования
[59]. В этот период наиболее безболезненно можно вносить любые
коррективы в конструкцию с тем, чтобы определить и довести до
требуемой нормы все ее характеристики. Для экспериментальной
оценки изготовляется опытный полноразмерный образец узла или
детали или их модель в масштабе, удобном для ее изготовления и
испытания [144].
При испытании исследуемый узел устанавливается на ударный
стенд при помощи переходного приспособления, имитирующего, по
возможности, натурные граничные условия для этого узла, либо
жестко крепится к стенду.
При первом методе на стенде воспроизводятся стандартные со-
трясения, с помощью которых проверяется любой испытуемый объ-
ект данного класса. Стандартные сотрясения обычно задаются с
помощью либо объективных кратких характеристик ударного про-
цесса (форма кривой, пиковое значение, длительность удара), либо
определенного режима работы стандартизованных ударных стендов
(например, число и размеры амортизирующих прокладок стенда
200
Рис. 14.3, Формы импульсов для испытаний ла
удар, рекомендованные МЭК
SPS-80; условная частота и материал
приемно-дисковых колес стенда).
-: Характеристика в виде графика зави-
симости ускорения от времени требует
' довольно жестких допусков на форму им-
пульса и на общее изменение скорости,
'вызванное импульсом (интеграл по вре-
мени кривой ускорения). На рис. 14.3
‘приведены предпочтительные формы им-
' пульса, рекомендованные Международ-
ной электротехнической комиссией, вмес-
те с заданными допусками.
Одна из главных причин предпочте-
ния форм импульса, показанных на рис.
14.3, заключается в том, что эти формы
вызывают сравнительно плоские ударные
5 А
спектры, т. е. ими охватывается широ-
; кая область собственных частот колебаний (большое количество
•элементов конструкции), на которые воздействует ударный
.процесс.
; На зависимость ускорения от времени, как это видно из рис.
14.3, налагаются довольно строгие ограничения. Это связано с тем,
что на практике при испытаниях на контрольный импульс, как
правило, накладываются колебания, вызванные, например, резо-
нансными эффектами в ударных машинах либо в приспособлениях,
’ и даже если эти наложенные колебания скажутся сравнительно не-
; ‘значительно на форме контрольного импульса, то на его ударный
спектр влияние их может быть весьма значительным.
Существенным неудобством рассматриваемого метода является
, длительность, процесса отработки узла, спроектированного с недо-
статочным уровнем ударостойкости. Отработка ударостойкости вы-
полняется по схеме: проектирование — испытание — переконструи-
рование— испытание и так до тех пор, пока ударостойкость иссле-
дуемого узла не достигнет требуемого уровня. При указанном поряд-
ке требуется изготовление образцов разных вариантов узла, на что
(нужны время и средства. Кроме того, для некоторых узлов и дета-
лей крупных объектов этот метод вообще нельзя использовать.
Он не пригоден также для экспериментальной проверки и отработ-
ки ударостойкости деталей оборудования путем испытания моделей,
кто не позволяет применять этот метод к крупногабаритным де-
талям.
Гораздо чаще испытания производятся при жестком креплении
- исследуемого объекта к ударному стенду. Этот метод основывается
• на теории ударных спектров.
Стендовые испытания на основе теории ударных спектров по-
строены на гипотезе о том, что узлы и детали испытуемого образца
^цожно рассматривать как абсолютно упругие одномассовые систе-
"Ч 3032 201
мы. Если подвергать систему ударным воздействиям с одинаковыми
ударными спектрами, то напряженное состояние всех деталей будет
одинаковым, так как оно определяется параметрами движения сис-
темы, в частности, ее частотной характеристикой. Условия испыта-
ний в этом случае определяются так: ударный спектр последствия
при испытании ни па одной из собственных частей испытуемой си-
стемы не должен быть ниже ударного спектра УСТ или УСП, задан-
ного на основе измерений реального удара. Этот метод широко
используется при экспериментальной оценке ударостойкости объ-
ектов, особенно в период их проектирования.
В США выпущен справочник, содержащий ударные спектры ряда стан-
дартных, т. е. имеющих правильную геометрическую или тригонометрическую
„форму, импульсов [126]. Справочник позволяет быстро подобрать форму и па-
раметры импульса, имеющего в необходимом диапазоне частот ударный спектр,
близкий к требуемому.
Применение теории ударного спектра позволяет свести импульсы
сложной формы к более простым, а это значит, что одновременно
с экспериментальной оценкой ударостойкости можно произвести и
прогнозирующий расчет стойкости этого же узла на ударную пере-
грузку, создаваемую стендами. Такое сочетание экспериментальной
и аналитической оценок позволяет повысить надежность оценки
ударостойкости и существенно сократить время и стоимость отра-
ботки изделия.
К преимуществам метода ударных спектров относятся также
следующие:
возможность задания режима испытания непосредственно в ве-
личинах, определяющих ударную, стойкость элементов конструкции,
что исключает необходимость подбора заданной формы ударного
ускорения и упрощает тем самым технику подготовки испытания;
если известны собственные частоты элементов конструкции,
испытание ее на соответствие заданному ударному спектру может
в некоторых случаях производиться па стендах меньшей мощности.
14.3. ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ
НА УДАРОСТОЙКОСТЬ
Установки, используемые для испытаний различных объектов
на ударное воздействие, отличаются большим конструктивным раз-
нообразием и основаны на самых различных принципах.
По характеру работы ударные установки можно разделить на
установки для создания одиночных ударов, которые называют ко-
прами, и установки для создания многократно повторяющихся
ударов с регулируемым числом ударов в единицу времени, называ-
емые ударными стендами.
Большинство отечественных и зарубежных установок для созда-
ния ударных импульсов основано на принципе торможения. Они
отличаются друг от друга способами торможения испытуемых объ-
ектов при ударе и методами предварительного разгона до требуе-
мой скорости. Простейшую конструкцию имеют установки, исполь-
зующие энергию свободного падения.
202 д
Рис. 14.4. Принципиальная схема копра свобод-
ного падения
Принципиальное устройство копра
свободного падения приведено на рис.
14.4.
Механизм захвата 2 удерживает подвижную
раму 3 со столом 8 и установленным на нем объ-
ектом 9 и посредством механизма подъема 7, при-
водимого -в действие электродвигателем 6, рама
со столом и объектом поднимается вверх по
направляющим станины 1 до тех пор, пока ме-
ханизм освобождения рамы не дойдет до упора
10 и не освободит раму 3. После этого рама со
столом свободно падает на амортизатор 4, установленный на фундаменте 5. Па»
раметры ударного импульса подбираются путем изменения высоты подъема ра-
мы и характеристик амортизатора. Примером такого копра является ударная ма-
шина модели В фирмы Берри (США) [144]. Машина позволяет проводить испы-
тания объектов массой до 160 кг с ускорениями До 1000 м/с2 и временем' нар’а1
стания ударного импульса от 3 до 32 мс. Разброс параметров удара ±20'%..
Особенность машины состоит в использовании песка в качестве амортизатора.
Снизу стола укрепляется ребром ряд деревянных брусков; при падении стола
они углубляются в песок, так что после удара стол не подскакивает. Перед
каждым новым падением рабочей платформы песок должен тщательно разрых-
ляться и выравниваться. Величина и форма ударного импульса определяется
числом брусков и порядком их расстановки. Копер создает импульсы разно-
образной формы — полусинусоидальпой, пилообразной и пр.
Аналогичны по устройству высокоимпульсная ударная машина ВМФ США
для объектов массой (грузоподъемностью) до 2500 кг и номинальным ускоре-
нием до 2000 g для создания импульсов сложной формы; ударная установка
фирмы «Сперри Джирасегри Компани» (Англия) грузоподъемностью 180 кг и
номинальным ускорением до 300 g и др.
Стенды, использующие энергию свободного падения платформа
для ее разгона, могут иметь не только вертикальное исполнение.
Например, для испытания оборудования большой массы применя-
ются стенды с наклоннрй плоскостью. Испытываемый объект уста-
навливается па тележке, которая свободно скатывается по наклон-
ной плоскости и ударяется об амортизатор, который выполнен
съемным для воспроизведения импульсов любой формы.
Для получения больших скоростей соударения стола копра"с
амортизатором энергия свободного падения часто оказывается Не-
достаточной. Можно поднимать стол на большую высоту — до "не-
скольких десятков метров, однако стенды таких габаритов крайне
неудобны при эксплуатации, поэтому/ они широкого распростране-
ния не получили и чаще для ускорения движения падающего объек-
та применяется добавочный источник энергии.
В одном из вариантов в качестве ускорителя используются ре-
зиновые шнуры. При поднятой платформе шнуры растягиваются и
тянут платформу вниз. С момента разъединения платформы с подъ-
емным устройством платформа начинает двигаться вниз под дей-
ствием сил тяжести и упругой силы растянутого резинового шнура.
Указанный принцип используется в конструкции копра, разработанной ' кор-
йорацией Сандиа (Англия) [136], который. обеспечивает амплитуду импульса до
2lK)g‘ при длительности 2—20 мс и грузоподъемности 180 кг. .
8*
203
Для испытания , более тяжелых образцов на копрах с большой
скоростью соударения в качестве источника энергии для разгона
стола используется обычно сжатый воздух.
В работе [145] описан такой горизонтальный стенд фирмы Боинг (США).
Он предназначен для испытаний образцов массой до 900 кг с максимальной
скоростью соударения до 38 м/с. Тележка разгоняется с помощью относительно
небольшого (диаметр 305 мм) пневматического устройства с большим ходом
штока. Привод позволяет не только разгонять- тележку до требуемой скорости,
но и с помощью системы клапанов изменять в широком диапазоне скорость
тележки в период ее движения к амортизатору. Это дает возможность менять
форму и параметры воспроизводимых на стенде импульсов в очень широких
пределах. Импульсы высоких параметров (~10‘g) создаются при соударении
тележки с амортизатором, а импульсы с небольшими параметрами (до 102g) —
соответствующей настройкой пневматического устройства. В последнем случае
импульс создается резким торможением тележки, которая останавливается не
доходя до упора.
В практике испытаний на ударостойкость широкое распростра-
нение получили ударные стенды, создающие многократно повторяю-
щиеся удары и в той или иной степени имитирующие транспортную
тряску.
Принципиальная схема подобного стенда типа SPS-80 (ГДР)
приведена на рис. 14.5.
Стенд состоит из корпуса 2, стола 7 с направляющими штоками 1 и роли-
ком 5, кулачкового механизма 4 с его приводом 3 и амортизатора 6.
Испытуемый объект устанавливается на стол и закрепляется на нем. За-
пускается двигатель механизма привода, который приводит во вращение кулач-
ковый механизм. Кулачок, набегая на ролик, поднимает стол с объектом на не-
которую высоту. В определенный момент ролик соскакивает с кулачка и стол
с объектом падает на амортизатор.
Грузоподъемность стенда SPS-80 имеет 50 кг, частота — 20—80 ударов в
минуту с ускорением до 190 g. Стенд StT-500 (ГДР) имеет грузоподъемность
300 кг и создает 17—180 ударов в минуту при ускорении до 500g и длитель-
ности ударного импульса 0,5—10 мс.
Как стенд, SPS-80, так и стенд StT-500, хотя и являются стенда-
ми многократного действия, создают ударные импульсы простой
формы. Однако известны также ударные машины, создающие со-
трясения сложной формы. Стенды этой группы имеют узкое целевое
назначение: они должны воспроизводить сотрясения, по характеру
и интенсивности аналогичные тем, которые возникают, например,
при транспортировке некоторыми видами транспорта, т. е. «транс-
портную» тряску. Примером такой машины является отечественная
мдшина тряски МТ-200, принципиальное устройство которой пока-
зано на рис. 14.6.
Рабочий стол 1 с восемью попарно расположенными роликами 2 опирается
на кулачки 3, вращающиеся через редуктор от мотора. Кулачки имеют заданную
форму и определенным образом взаимно расположены. В частности, кулачки
могут быть выполнены в виде стальных дисков со снятыми с их цилиндрической
поверхности лысками. Кулачки сообщают рабочему столу с установленным иа
ием изделием разные по величине толчки (удары). Балластная платформа 4
подвешена на пружинах 5, а потому толчки раме 6 не передаются [13].
В зависимости от формы кулачков, скорости их вращения и взаимного рас-
положения можно в той или иной степени имитировать сотрясения, присущие
различным условиям транспортировки автомобильным транспортом (состояние
дороги, скорость движения и пр.).
204
Рис. 14.5. Принципиальная схема ударного стенда много-
; кратного действия
* Рис. 14.6. Принципиальная схема машины
« МТ-200
’J-
Для получения ударных импульсов определенной формы очень
важен правильный выбор амортизатора. В качестве амортизатора
могут использоваться песок, стальные пластины, отожженная медь,
резина и другие материалы. При больших скоростях соударения на
некоторых установках используется свинец. В этом случае стальной
стержень, связанный со столом, проникает в свинец, как в жидкость
с определенной вязкостью. Получающееся при торможении стола
отрицательное ускорение при заданной высоте падения определяет-
;; ся диаметром стержня и его формой. Трение свинца о поверхность
': стержня демпфирует вибрации, в том числе нежелательные боко-
,'f вые колебания. Величина пиковых ускорений у таких стендов ко-
леблется в диапазоне 20—200 g. Масса испытуемых изделий дохо-
дит до нескольких тонн.
Для создания импульсов большой продолжительности применя-
ются гидравлические амортизаторы. Они пригодны как для верти-
1 кально направленных, так и для горизонтальных ударов. Конструк-
• ция гидравлического узла может быть выполнена, например, по сле-
!; дующей схеме: поршень, воспринимающий удар, при своем движе-
j нии вытесняет из полости жидкость через узкое отверстие в перего-
J родке, так что величина ускорения регулируется путем изменения
: диаметра отверстия (или числа отверстий). Другая схема пред-
: усматривает одно (обычно конусообразное) отверстие, куда входит
: конусной формы игла, находящаяся на конце поршня. По мере
J движения иглы через отверстие изменяется площадь сечеиия для
протока жидкости. Когда наиболее толстая часть иглы у ее осно-
: вания полностью перекроет отверстие, выход жидкости прекращает-
J ся и поршень останавливается. Такие устройства применяются для
К создания ускорений более длительных, чем по первой схеме, по вре-
мени действия. Время иарастаиия ускорения определяется конфигу-
рацией иглы.
205
По подобному же принципу устроены пневматические амортиза-
торы. При этом, однако, необходимо учитывать, что жидкость прак-
тически несжимаема, воздух же обладает упругостью и, таким об-
разом, характер удара будет иным.
14.4. ИЗМЕРЕНИЕ УДАРНОГО ИМПУЛЬСА
Системы измерений параметров ударного импульса в большин-
стве случаев не отличаются от простых систем измерений парамет-
ров вибрационного процесса, рассмотренных в гл. 13. Как и в случае
измерения вибраций, основными звеньями системы измерений удар-
ных импульсов являются измерительный преобразователь—пред-
усилитель— регистрирующее устройство, в качестве которого чаще
всего применяются электронный осциллограф, светолучевой осцил-
лограф либо магнитофон, причем типы применяемых элементов
системы измерений являются теми же, что и в случае измерения
параметров вибрации.
К рассмотренным ранее типам измерительных преобразовате-
лей можно добавить пьезоэлектрические измерительные преобразо-
ватели типа ПИ-93 (СССР), KD-14 (ГДР), 4344 (Дания), а также
тензометрические измерительные преобразователи типа ТДУ
(СССР).
Общей задачей измерения ударного импульса является опреде-
ление его формы и основных характеристик (пикового значения,
длительности и пр.).
В некоторых случаях измеряемой величиной является лишь мак-
симальное ускорение, вызываемое ударом, соответственно чему и
выбираются измерительные приборы. Однако даже в этом случае
необходимо располагать данными о характере изменения измеря-
емой величины, так как, если не принимать их во внимание, можно
получить значительную погрешность в измерении пикового значе-
ния.
В качестве регистрируемых приборов для измерения пикового
значения применяются пиковые вольтметры, например, ПЙУ-1,
ВЧ-17 (СССР), 2607 (Дания). Выбор средств для измерения самой
формы, ударного импульса имеет ряд особенностей и требует осо-
бого внимания по сравнению с измерением вибраций.
Рассмотрим искажение формы импульса измерительной систе-
мой, имеющей амплитудно-частотную характеристику, ограничен-
ную на низких частотах [12]. Так как ограничение на низких часто-
Рис. 4.4.7. Влияние, ограничения на нижних частотах амплитудно-частотной, ха-
рактеристики измерительной'системы на искажение, формы ударного импульса:
--------—исходный ударный импульс;----------зарегистрированный ударный импульс
206
Рис. 14.8. Влияние ограничения иа высоких частотах амплитудно-частотной ха-
рактеристики измерительной системы на искажение формы ударного импульса
(обозначения по рис. 14.7)
Рис. 14.9. Выбор частотного диапазона аппаратуры для измерения ударного им-
пульса:
/—срез на высоких частотах; 2—срез на низких частотах; А—диапазон плоской характе-
ристики
Продолжительность импульса,мс
тах означает, что постоянные составляющие спектра Фурье
ударного импульса не передаются, то в случае прямоугольного
импульса к концу удара амплитуда его понижается на величину,
зависящую от постоянной времени Т нижней частоты измерительной
системы (рис. 14.7, а). В то же время в момент окончания действия
ударного импульса появляется отрицательный «выброс», величина
которого равна величине понижения амплитуды к концу ударного
импульса.
Аналогичные эффекты наблюдаются и для других форм ударно-
го импульса (см. рис. 14.7,6, в,).
Влияние среза амплитудно-частотной характеристики на высо-
ких частотах состоит в нецолном воспроизведении переднего и зад-
него фронтов ударного импульса (рис. 14.8).
На основе теоретических положений и практического опыта
установлены эмпирические правила выбора частотного диапазона
измерительной системы для верного воспроизведения ударных им-
пульсов. Эти правила ииллюстрируются графиком на рис. 14.9.
Г л а в а 15
КЛИМАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ
И ОЦЕНКА СЛУЖЕБНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ
И ГАРАНТИЙНЫХ СРОКОВ ХРАНЕНИЯ РДТТ
15.1. КЛИМАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ
Под климатическими испытаниями, в первую очередь, понима-
ют воздействие факторов окружающей среды на РДТТ в процессе
складского и боевого хранения, небоевой транспортировки и т. д.,
а именно: температуры, влажности, внешнего давления, осадков и
207
пр. Сюда же можно отнести периоды эксплуатации РДТТ, которые
прямым образом не связаны с природными климатическими усло-
виями, но которые имеют с ними общие факторы, воздействующие
на двигатель. Например, аэродинамический нагрев ракеты и, в
частности, двигателя в полете, изменение внешнего давления и
температуры при взлете — посадке самолета с ракетами. Отличце
здесь в том, что, если при природных климатических воздействиях
действующие факторы изменяются сравнительно медленно, то в
упомянутых случаях эти же факторы изменяются довольно резко.
В некоторой степени к климатическим испытаниям можно от-
нести и испытания длительным хранением, при которых определя-
ются допустимые сроки хранения двигателей, так как основными
факторами в этом случае являются температура и влажность, при
которых хранение происходит.
Одним из важных видов климатических испытаний являются
испытания на воздействие различных температурных режимов.
Известно, что в течение «жизни» РДТТ он может подвергаться
температурным воздействиям в пределах от 213 до 343 К [43]. По-
этому в программу климатических испытаний РДТТ входит провер-
ка работоспособности двигателя, в этих условиях. Так, например,
в программе климатических испытаний для ракет «Юпитер» и «Ред-
стоун» были предусмотрены несколько этапов испытаний [43]. На
первом этапе использовалось большое количество отдельных дета-
лей двигателя, корпуса ракеты, системы управления, а также на-
земной аппаратуры. На втором этапе программы климатическому
испытанию подвергались более крупные узлы конструкции. Были
проверены в термокамерах двигатель, система управления в целом,
важные детали корпуса ракеты (рули, сопла). Третий этап програм-
мы климатических испытаний включал проведение испытаний при
низких температурах всей ракеты с наземным оборудованием. Этот
этап является наиболее важным для испытаний баллистических
ракетных систем.
В качестве проектных характеристик в период транспортировки
и кратковременного хранения рекомендуются следующие режимы
температурных испытаний [10]:
1. Условия жаркого климата: выдержка при температуре 305К
в течение 10 ч,- подъем температуры д.о 325К за 5 ч, выдержка при
температуре 325К в течение 4 ч, спад температуры до 305К за 5 ч.
2. Условия холодного климата: выдержка при температуре
233 К- Снижение температуры до 219 К за 24 ч.
В режиме хранения в состоянии готовности рекомендуется не-
дельный температурный цикл проведения испытаний, представлен-
ный на рис. 15,1 [10].
Число циклов и продолжительность испытаний зависит от осо-
бенностей двигателя и требований технических условий. Обычно
считается целесообразным проводить испытания в течение 24 не-
дель. Периодически в течение этого времени, по крайней мере один
раз в неделю, двигатель должен проходить огневые испытания для
контроля выполнения требований технического задания.
208
Рис. 15.1. Пример идеального темпе-
ратурного цикла +7Z"! ГТ ГТ ГТ ГТ—---------1 ' '
При испытаниях на воздей- I [ । I .
ствие высоких температур, I i ! S |
имитирующих нагрев двигате- , I' I 1 {I
ля в полете, испытуемый объ- ~54рр-7<, j—---“---/-!-—jk’
ект обычно помещается в тер- HI’ *1 И’" ‘И- ’тп*
мокамеру, внутренняя темпера-
тура в которой устанавливается несколько выше максимальной ра-
бочей, а относительная влажность не превышает 10%.
Проверяемые образцы не должны занимать более 50% объема
термокамеры и должны выдерживаться в ней в течение, по край-
ней мере, удвоенной величины максимального времени полета.
Для проверки готовности двигателя к полету, если он перед по-
летом хранится при средних и низких температурах, в камере дол-
жна задаваться минимальная температура хранения в рабочих ус-
ловиях. Объекты должны выдерживаться при этой температуре в
течение 50 ч, после чего они проверяются и испытываются при нор-
мальной температуре на соответствие техническим условиям.
К числу климатических испытаний относятся испытания на воз-
действие теплового удара, т. е. на резкое повышение температуры
окружающей среды. Для этого испытуемый о'бъект обычно помеща-
ется в термокамеру, в которой устанавливается минимальная тем-
пература храпения в рабочих условиях. Затем температура в каме-
ре повышается в течение времени, не превышающего половины
фактического времени, необходимого для достижения максимальной
температуры в эксплуатационных условиях, затем испытуемый объ-
ект выдерживается при этой температуре в течение периода, соот-
ветствующего времени полета ракеты.
Особое внимание при климатических испытаниях уделяется
выдержке при температуре 273К, т. е. при температуре замерзания
воды. В этот период проводятся испытания «переохлажденным
дождем». Корпус ракеты опрыскивается через форсунки водой при
одновременном обдуве холодным воздухом [43]. При этом на по-
верхности ракеты образуется ледяной слой, покрывающий все от-
верстия, рули, оси рулей, сопловые отверстия, элементы системы
управления. После испытания «переохлажденным дождем» иногда
проводятся испытания искусственным снегом на воздействие снеж-
ных буранов.
Для создания необходимых температурных режимов при испы-
таниях РДТТ используются тепловые и холодильные камеры.
В тепловых камерах достигается и поддерживается температу-
ра до 353К- Для этой цели предусматриваются специальные техно-
логические системы подачи подогретого воздуха в камеры с рецир-
куляцией внутреннего и притоком наружного воздуха.
В качестве нагревательных приборов применяются промышлен-
ные калориферы, теплоносителем в которых является пар. Темпера-
туру пара, проходящего через калорифер, рекомендуется держать
в пределах 400—425К и регулировать ее автоматически так, чтобы
опа
при повышении температуры в камере регулятор уменьшал подачу
подогретого воздуха и наоборот [87].
В холодильных камерах обычно достигается и поддерживается
температура до 21ЗК- Необходимая температура воздуха, подавае-
мого в камеру, достигается с помощью холодильных агрегатов,
хладагентом в которых является фреон либо аммиак. Температур-
ный режим регулируется переключением холодильных агрегатов
(компрессора) на различные степени сжатия, выключением части
испарительных батарей и дросселированием паров хладоносителя.
Каждый заданный температурный режим в камерах поддержи*
вается с точностью +2°С.
Здания, в которых расположены тепловые и холодильные ка-
меры, должны иметь также производственные залы, отделенные от
термокамер форкамерами. Производственные залы предназначены
для работ с изделиями до и после термостатирования. В них дол-
жна поддерживаться нормальная температура, а в форкамерах —
температура, промежуточная между температурой в камерах и про-
изводственном зале. Регистрация температуры в термокамерах, как
правило, осуществляется автоматически при помощи термометров
сопротивления, сигналы от которых передаются на самопишущие
автоматические мосты.
Одним из видов климатических испытаний являются испытания
на влажность, осуществляемые в специальных камерах. Для этого
испытуемый образец помещается в испытательную камеру и тем-
пература в ней за 2 ч повышается до 343 К при относительной
влажности 95+5%. Этот режим должен выдерживаться в течение
6 ч, после чего температура за 6 ч понижается до 277—278К, при
этом влажность не регулируется, чтобы сохранить условия конден-
сации водяных паров. Затем следует шестичасовая выдержка, по
окончании которой при относительной влажности 95% температура
в камере за 2 ч повышается до температуры окружающей среды.
Такой цикл следует повторять до десяти раз [10].
Для получения заданной влажности следует применять дистил-
лированную или химически очищенную воду при температуре
298К.
К климатическим испытаниям относятся также испытания по
воздействию морского тумана, песка и пыли, которые проводятся
в специальных камерах.
15.2. ИСПЫТАНИЯ РДТТ НА СЛУЖЕБНУЮ
БЕЗОПАСНОСТЬ
Проведение эксплуатационных испытаний на служебную безо-
пасность связано с необходимостью оценки поведения РДТТ и, в
особенности, заряда твердого топлива в аварийных ситуациях,
когда на РДТТ воздействуют различные факторы, которые
могут
привести к воспламенению, горению и даже к взрыву твердотоплив-
ных зарядов.
Естественно, что последствия возникновения' того или иного
процесса не только выводит ракету или комплекс из строя, - но и
опасны для персонала, обслуживающего комплекс с РДТТ.
Повышение энергетики топлива, габаритов РДТТ увеличивает
как вероятность возникновения взрывных процессов, так и мощ-
ность вторичных поражающих факторов, появляющихся при горе-
нии или взрыве зарядов РДТТ. Учитывая, что условия эксплуата-
ции РДТТ для различных целей различны, обычно назначаются
испытания на служебную безопасность, соответствующие наиболее
вероятным видам аварийных ситуаций.
При эксплуатации РДТТ могут встречаться следующие основные
аварийные ситуации:
удар быстролетящих тел (пуль, осколков);
воздействие открытого пламени при пожарах;
воздействие ударной волны при близком взрыве;
удар о различные преграды при случайном падении при погру-
зочно-разгрузочных работах и при падении ступени или части ра-
кеты на землю в случае аварийных подрывов ее на траектории [64].
При разработке рецептуры твердого топлива в лабораторных
условиях кроме его физико-механических, теплофизических и энер-
гетических характеристик определяются также и взрывные харак-
теристики, к которым относятся критический диаметр детонации,
скорость детонации, тротиловый эквивалент взрыва, чувствитель-
ность к механическим воздействиям, к тепловому импульсу и т. п.
Не вдаваясь в подробности определения названных характери-
стик, с методиками определения которых можно ознакомиться, на-
пример, в работе [34], отметим, что хотя взрывопожароопасность
ТРТ и можно оцепить по результатам лабораторных испытаний,
все же эти результаты нельзя перенести на натурные изделия, так
как пока еще не установлены законы подобия для таких систем.
Вот почему результаты лабораторных испытаний носят рекоменда-
тельный характер. Истинную оценку степени опасности РДТТ в
аварийных ситуациях дают Натурные испытания, при которых объ-
ектом испытаний являются укомплектованные собранные РДТТ.
В таких условиях проявляется влияние таких дополнительных фак-
торов, как корпус двигателя, бронировка заряда, теплозащитное
покрытие, температурные условия, т.. е. все то, что в определенной
степени влияет на возбуждение в зарядах тех или иных процессов.
Немаловажную роль играет также масштабный фактор: степень
взрывопожароопасности зависит от массы испытуемого заряда.
Именно натурные испытания позволяют определить вероятные зоны
воздействия вторичных поражающих факторов: действие пламени,
взрывной ударной волны, осколочного действия и пр., на основании
которых можно разработать необходимые меры по обеспечению
сохранности ракетного комплекса и обслуживающего испытания
персонала.
Методы имитации удара быстролетящих тел. При этом виде
испытаний РДТТ устанавливается в различных положениях отно-
сительно линии выстрела (горизонтально, вертикально, боковой по-
211
1 2 3
* 5.
R
Ю
Рис. 15.2. Схема исжытаиий на «
ударное воздействие быстро ле-']
тящих тел 1
верхностью, передним или задним днищем) на определенном рас- I
стоянии от устройства для метания тел заданной формы (рис. 15.2). |
Устройство для метания 1 с помощью механизма поворотной |
части 2, установленной на постамент 3, наводится в центр поражае- 1
мой поверхности двигателя 5, установленного на ложементах 4. 1
Расстояние R выбирается из условия точного попадания в центр |
поражаемой поверхности. I
Для метания пуль обычно используется штатное оружие. Мета- ।
ние цилиндрических осколков осуществляется с помощью различ- |
ного типа газовых пушек, использующих энергию сжатого газа !
[105}. Максимально полученные скорости метания с помощью таких 1
пушек достигают несколько тысяч м/с.
Метание осколков нецилиндрической формы осуществляется с J
помощью специальных приспособлений, использующих энергию 1
ударной волны зарядов взрывчатого вещества. я
Измерение фактической скорости пуль и осколков производится |
либо с помощью скоростной киносъемки, либо методом блокировоч- *|
ных плоскостей на известной базе. Момент пролета тела Через дан- j
ную блокировочную плоскость фиксируется с помощью контактных 1
фольговых датчиков, импульсы от которых поступают на электрон- I
ный хронограф. j
Имитация пожара [117]. Условия эксплуатации диктуют обыч- ]
но два параметра воздействия пламени: время и температуру. По- я
этому перед испытанием обычно проводится макетирование, позво- Я
ляющее подобрать необходимую высоту установки двигателя над я
горящей поверхностью. Схема опыта приведена на рис. 15.3. Я
Двигатель 1 вывешивается на стойках 2 на подобранной при макетировании 1
высоте Н от поверхности горения 3. В емкость 4 заливается горючая жидкость, Я
которая затем воспламеняется. Время ее горения фиксируется. В случае невос- Я
пламенения заряда в заданный промежуток времени, двигатель считается вы- I
державшим испытания. При воспламенении оцениваются параметры вторичных Я
поражающих факторов. Я
Имитация случайного падения РДТТ. Условия эксплуатации |
РДТТ разного назначения различны, в том числе различны и уело- 1
вия проведения погрузочно-разгрузочных работ, определяющих I
возможную высоту случайного падения, вид основания, на которое |
возможно падение, угол наклона оси РДТТ при падении. |
Обычно при испытании на случайное падение РДТТ сбрасывают Я
иа жесткое основание, покрытое, например, стальным листом, дере- 1
вянным настилом и т. п. Кроме этого, на основание могут быть ус- 1
тановлены: один или два железнодорожных рельса, имитирующие Я
железнодорожную колею, металлические штыри и т. п. 1
Схема проведения опыта представлена на рис. 15.4. 1
212’
И
Рис. 15.3. Схема испытаний на пожароопасность
Рис. 15.4. Схема испытаний на случайное падение
Двигатель 4 с помощью траверсы 3 крепится к тросу грузоподъемного ме-
ханизма 1, установленного на ферме 2. Подъем двигателя на заданную высоту
управляется дистанционно, и при ее достижении двигатель автоматически сбра-
сывается на основание. Такая схема испытаний не позволяет достигнуть боль-
ших скоростей падения двигателя из-за ограничений по высоте сброса.
Если же оценивать служебную безопасность при падении сту-
пени ракеты или ее осколков с траектории при аварийном подры-
ве, когда скорость падения может достигать 150 м/с [64], то испы-
тания проводят на ракетном треке.
Два таких трековых испытания описаны в работе [64]. Одно трековое
испытание было предпринято для того, чтобы воспроизвести падение работаю-
щей ступени с зарядом смесевого топлива диаметром 3,05 м. При этом был
произведен удар ступени ракеты «Титан-ЗС» о бетонную стену со скоростью
203 м/с. Другое трековое испытание на удар было проведено с ракетой «Ми-
нитмен». В этом испытании три ступени ракеты были уложены на трековую те-
лежку с интервалом 2,4 м. Первая ступень была подожжена и использована для
разгона тележки до скорости 18 м/с.
Критерии служебной безопасности и измеряемые параметры.
При проведении испытаний на служебную безопасность прежде все-
го определяется характер тех процессов, которые возникают после
воздействия на двигатель предполагаемых аварийных нагрузок. Это
может быть воспламенение и спокойное горение топливного заряда
или взрыв.
Под спокойным горением понимается процесс, при котором
фронт горения топлива распространяется по заряду со скоростью,
соответствующей закону скорости горения топлива в конкретных
условиях (давление, температура).
Взрывы подразделяются на два вида: детонацию и дефлагра-
цию [64].
Детонация отличается тем, что волна детонации распространя-
ется по топливу со скоростью большей, чем скорость звука. При
детонации топливо реагирует полностью, так что не остается ни
обгоревших, ни горящих осколков топлива, а химическая энергия
порождает ударную волну с полусферическим фронтом.
Дефлаграция представляет собой взрыв, при котором фронт
Химического разложения топлива распространяется по веществу
213
со скоростью меньше звуковой в данной среде, но все-таки превы-
шающей скорость звука в воздухе. При дефлаграции создается
значительно меньшее давление, а обгоревшие осколки топлива раз-
летаются на большие расстояния. Хотя скорость волны дефлагра-
ции в веществе и является дозвуковой, в атмосфере может образо-
ваться сравнительно мощный скачок уплотнения.
Второй задачей, которая ставится перед испытаниями на слу-
жебную безопасность, является оценка вторичных поражаю-
щих факторов, т. е. факторов, которые возникают как следст-
вие горения или взрыва РДТТ в аварийной ситуации. К ним отно-
сятся:
очаг пламени;
горящие и негорящие осколки топлива;
осколки корпуса двигателя;
взрывная ударная волна.
Для этого площадка, на которой производятся испытания, раз-
бивается радиусами и концентрическими окружностями на зоны, в
которых устанавливается необходимая киносъемочная и измери-
тельная аппаратура. В центре окружностей помещается испытывае-
мый двигатель.
Действие пламени оценивается по контурам очага пламени.
Объемная картина может быть получена при анализе фотографий
и кинолент. Для оценки теплового действия устанавливаются дат-
чики температуры, по показаниям которых определяется опасная
зона.
При оценке осколочного действия, определяются распределение
осколков по массовым группам и радиусам разлетов, строятся гра-
фики распределения. Одновременно подсчитываются очаги горения
кусков топлива.
Оценка действия взрывной ударной волны определяется избы-
точным давлением во фронте ударной волны и ее импульсом, кото-
рые измеряются при помощи специальных ИП ударных волн, прин-
цип действия которых аналогичен принципу действия обычных ИП
давления, но при этом они имеют другие чувствительные элементы
и значительно более широкий частотный диапазон.
На основании оценки параметров различных поражающих фак-
торов определяются границы зон поражения в случае аварийной
ситуации и разрабатывается комплекс мер по обеспечению живуче-
сти ракетного комплекса, безопасности обслуживающего персона-
' ла, сохранения инженерно-технических сооружений.
153. ОЦЕНКА ГАРАНТИЙНЫХ СРОКОВ
ХРАНЕНИЯ РДТТ
В связи с необходимостью сравнительно длительного нахожде-
ния твердотопливных ракет в эксплуатации предъявляются довольно
жесткие требования к стабильности характеристик РДТТ при хра-
нении в различных эксплуатационных условиях. Первоначально
вопрос стабильности характеристик РДТТ ставился, в основном,
214
как изучение изменения во времени характеристик смесевых твер-
дых топлив, поскольку основу этих топлив составляют полимерные
материалы, например каучуки, характеристики которых со временем
претерпевают значительные изменения. Основное внимание при
этом обращалось на физико-химическую стабильность и.связанное
с ней изменение механических и энергетических характеристик. Из-
менение свойств твердых топлив при старении могло представлять
опасность не только тем, что ухудшало его баллистические харак-,
теристики, но и тем, что могло вызвать изменения в самой конструк-
ции РДТТ. Так, например, в результате газовыделепия в твердо-
топливных зарядах появлялись трещины, а в результате разложе-
ния топлива происходил его саморазогрев вплоть до самовоспла-
менения, при этом под действием силы тяжести изменялись гео-
метрия заряда и внутрибаллистические характеристики двигателя.
Исходя из этого следует изучать не только стабильность топлива
как материала, но и стабильность конструкционных элементов из
него изготовленных [94].
Если изучение стабильности твердых топлив как материалов
проводится, как правило, в лабораторных условиях, то исследова-
ние стабильности конструкций РДТТ требует разработок и осущест-
вления специальных программ испытаний и методов контроля. Это
требует также более четкого формулирования требований к ста-
бильности характеристик РДТТ, так как они могут значительно раз-
личаться в зависимости от габаритов РДТТ, размеров партии, сто-
имости, области применения. Так, например, относительно деше-
вые РДТТ верхних ступеней ракст-нссителей для запуска искусст-
венных спутников должны храниться в течение относительно ко-
роткого периода времени до запуска в строго контролируемых
условиях, а РДТТ дорогостоящих баллистических ракет типа
«Минитмен» должны нормально функционировать после многолет-
него хранения в складских и боевых условиях [26].
По мере совершенствования РДТТ в его конструкции стали ши-
роко применяться разнообразные полимерные материалы: стекло-
пластики, клеи, пластмассы и т. д., свойства которых также могут
претерпевать со временем значительные изменения. Не менее важ-
, ным оказалось взаимное влияние элементов конструкции из различ-
ных материалов друг на друга. Наиболее уязвимыми местами коп-
струкции оказались не сами материалы, а места их соприкоснове-
1 ния, где взаимное влияние оказалось наиболее значительным.
с Таким образом,-проверка эксплуатационной пригодности РДТТ
j испытанием на длительное хранение оказалось сложной научной,
технической и организационной задачей.
Одной из важнейших характеристик РДТТ, проверяемых при
испытаниях длительным хранением, от которой зависят тактико-
Дтехнические показатели ракеты и период ее нахождения на воору-
жении, является гарантийный срок служебной при-
годности.
В процессе испытаний длительным хранением не только уточня-
ется гарантийный срок хранения, но и определяются мероприятия,
215
способствующие его увеличению: периодичность регламентных ра-
бот, замена и ремонт узлов конструкции, выходящих из строя в про-
цессе хранения, различные профилактические мероприятия и про-
чее.
Наиболее важными являются изменения, происходящие в заря-
дах РДТТ при длительном хранении, зависящие главным образом
•от состава твердого топлива и в значительно меньшей степени от
конструкции заряда и двигателя [94].
Это— газовыделение, происходящее вследствие разложения ме->
нее стабильных элементов топлива. Даже при нормальной темпера-
туре некоторые топливные системы в принципе являются нестабиль-
ными и химические реакции имеют место, хотя и протекают медлен-
но. В связи с этим в топлива вводятся стабилизаторы для задержки
протекания химических реакций. В процессе хранения происходит
медленное расходование этих стабилизаторов.
Газовыделение в топливе может привести к растрескиванию
заряда, если приход газа в результате газовыделения будет превы-
шать расход газа через массу заряда посредством диффузии, что
вызовет повышение давления внутри заряда.
Медленное экзотермическое разложение топлива кроме газо-
выделения вызывает также разогрев топлива. Теоретически само-
разогрев топлива может привести к самовоспламенению заряда
или, иначе говоря, к тепловому взрыву. Тепловые процессы в РДТТ
при хранении зависят не только от размеров и формы зарядов, по
и от наличия бронирующих покрытий, метода крепления, от мате-
риала корпуса, наличия теплоизоляции. Нарушение герметизации
РДТТ может привести к попаданию внутрь влаги при колебании
температуры окружающей среды и вследствие этого — к интенсифи-
кации тепловых процессов.
Химические реакции в топливе и газовыделение на поверхности
топливной массы заряда могут привести к отслоениям бронирую-
щего покрытия от заряда, появлению полостей между зарядом и
защитно-крепящим слоем (ЗКС), между ЗКС и теплозащитным
покрытием (ТЗП), между ТЗП и корпусом двигателя. Последствия
этих дефектов очевидны.
В процессе храпения РДТТ в результате химических и струк-
турных изменений обычно происходит ухудшение механических ха-
рактеристик топлива и других материалов. Уменьшение содержания
пластификатора на поверхностях канала и внутренних щелей заря-
да может приводить к образованию трещин в зонах концентрации
напряжений.
Для РДТТ, у которых заряд скреплен с корпусом, обычно тре-
буется твердое топливо с максимально высоким относительным
удлинением. Для обеспечения этого двухосновное твердое топливо,
например, должно иметь пониженное содержание нитроцеллюлозы
и повышенное — нитроглицерина. Вследствие диффузии и улету-
чивания нитроглицерина из твердого топлива при хранении, а так-
же в результате химических изменений растет предел прочности
при растяжении и уменьшается максимальное удлинение. Анало-
гичные изменения с теми же последствиями имеют место и у смесе-
Вых твердых топлив. В итоге наступает момент, когда заряд теряет
работоспособность. С другой стороны, снижение модуля упругости
При хранении у некоторых типов топлив приводит к уменьшению
Сроков эксплуатации РДТТ, имеющих вкладной заряд и испытыва-
ющих при запуске ракеты высокие осевые перегрузки.
Испытания показали, что механические свойства модифициро-
ванного двухосновного твердого топлива, применяемого в РДТТ,
сильно зависят от влажности [26]. Если относительная влажность
среды не превышает некоторого предела, то при хранении зарядов
Не происходит заметного изменения механических характеристик.
В противном случае под действием влаги может происходить зна-
чительное изменение механических характеристик не только топ-
лива, но и материала корпуса.
Например, если корпус РДТТ изготовлен из стеклопластика, то
после трех лет хранения при температуре 325К и 100% относитель-
ной влажности его прочность может уменьшиться на 33%.
При хранении большую роль играют такие механические харак-
теристики топлива, как ползучесть и релаксация. Под влиянием
ползучести при хранении возможно значительное изменение геомет-
рии заряда, что повлечет изменение внутрибаллистических харак-
теристик двигателя. Например, хранение в вертикальном положе-
нии в течение длительного периода ведет к сползанию массы топ-
лива и уменьшению поперечного сечения канала в нижней части
двигателя.
Изменение геометрии заряда возможно также при хранении в
горизонтальном положении. В работе [61] показано, что в течение
примерно одного месяца хранения в горизонтальном положении
поперечный размер канала по вертикали может уменьшиться почти
на 5%, а при более длительном хранении заряд может разрушить-
ся. Хотя этот расчет сделан при некоторых упрощающих допуще-
ниях, тем не менее он иллюстрирует опасность изменений, вызыва-
емых ползучестью.
л Явление релаксации может также вызвать некоторые измене-
ния в геометрии заряда. Но наиболее опасно оно в зоне контакта
бронепокрытие —топливо, где возникают отрывные напряжения,
которые с течением времени вызывают отслоения бронировки от
топлива. Это в первые моменты работы двигателя увеличивает рас-
четную поверхность горения и соответственно повышает давление
в камере сгорания.
Отслоения подобного типа могут возникать и ио другой причи-
' не: под действием перепадов температуры вследствие разности ко-
эффициентов линейного расширения материалов. Последствиями
являются ухудшение прочности конструкции, нарушение герметич-
> Ности и даже разрушение ослабленного элемента.
; Появление ржавчины на металлических поверхностях или загу-
стевание смазки от старения при хранении ведет к ограничению
подвижности движущихся деталей, что приводит к ухудшению уп-
равляемости ракеты.
217
Внутрибаллистические характеристики двигателя могут изме-
няться и вследствие изменения химического состава топлива. На-
пример, диффузия нитроглицерина из твердого топлива в брони-
рующее покрытие приводит к ухудшению характеристик воспламе-
нения заряда и запуска РДТТ. Отрицательный эффект вызывает
обратная диффузия малоэнергетического пластификатора из бропе-
покрытия в топливо, так как в бронепокрытии его содержится
значительно больше. Это вызывает уменьшение скорости горения
топлива и снижение удельного импульса (26].
Очень большое влияние на внутрибаллистические характеристи-
ки оказывает состояние средств воспламенения при хранении.
Воздействие паров воды, попадающих в РДТТ извне или образую-
щихся при реакциях разложения твердого топлива при нарушении
герметичности воспламенителя, может вызвать нарушение функцио-
нирования вплоть до отказа.
Нарушение герметичности воспламенителя может произойти
вследствие повышения давления в нем из-за разложения воспла-
меняющего состава.
Учесть все эти факторы, перечисленные выше, и оценить их вли-
яние на характеристики двигателя при хранении расчетным путем
не представляется возможным. Поэтому постановка прямого эк-
сперимента, т. е. проведение испытаний опытным хранением, явля-
ется необходимым и важным.
На основании таких испытаний принимаются меры по улучше-
нию конструкции двигателя, замене недолговечных материалов и
деталей более надежными и долговечными, уточняются условия
хранения и возможная его продолжительность при этих определен-
ных условиях.
Однако задачи испытаний длительным хранением не должны
этим ограничиваться. Замена материала на более долговечный не
всегда оказывается возможной или экономически выгодной. Кро-
ме того, возможно продлить долговечность элемента конструкции
посредством проведения периодических регламентных работ. Поэ-
тому другая цель испытаний длительным хранением состоит в оп-
ределении объема и периодичности регламентных и ремонтных
работ с целью продления срока службы РДТТ.
И наконец, главной целью, как уже говорилось ранее, является
определение и уточнение гарантийного срока служебной пригодно-
сти РДТТ. При этом гарантийный срок должен быть экономически
обоснован и определен с достаточным запасом времени для того,
чтобы выходящие из строя РДТТ могли бы своевременно заменять-
ся на новые.
В США работы по длительному хранению РДТТ получили до-
вольно широкое распространение. В программе [138], например,
определен широкий круг задач, который должен быть решен в ходе
испытаний хранением и намечен общий методический подход к
решению этих задач. Этот методический подход включает следую-
щие основные этапы работ.
218
I 1. Предварительное аналитическое определение срока службы.
2. Определение наиболее чувствительных к старению парамет-
ров, установление допустимых границ их ухудшения.
3. Составление программ и планов испытаний.
4. Проведение испытаний.
5. Составление планов регламентных работ и замены недолго-
вечных элементов.
6. Окончательное установление срока службы РДТТ.
Первоначальная оценка срока службы базируется на ряде
предварительных планов, которые включают решение следующих
задач [26):
1. Изучение физико-химической стабильности применяемых
твердых топлив, зарядов и покрытий, оценка возможности образо-
вания трещин в заряде, условий возникновения теплового взрыва,
изменения ряда теплофизических свойств.
2. Исследование стабильности механических и внутрибаллисти-
•^еских характеристик твердых топлив, зарядов и покрытий при
.Хранении.
3. Оценка действующих на РДТТ внешних нагрузок и воздей-
ствий в период хранения.
4. Расчет изменения запаса прочности у РДТТ при хранении.
5. Определение энергетических, внутрибаллистических и других
характеристик РДТТ после хранения в форсированных условиях.
По результатам проведенных исследований вносятся необходи-
мые коррективы в состав топлива, геометрию заряда и другие па-
раметры РДТТ и устанавливается гарантийный срок хранения. При
этом привлекаются имеющиеся данные об эксплуатации аналогич-
ных или близких по конструкции и назначению РДТТ.
В ходе этих работ устанавливаются также возможные отказы и
допустимые границы изменения параметров.
Программа испытаний длительным хранением предусматривает
периодические работы по осмотру, проверкам и контролю за со-
стоянием двигателей, а также периодические испытания как обиаз-
цов различных материалов, как правило закладываемых вместе с
двигателем, так и огневые стендовые испытания двигателей по мере
истечения контрольных сроков хранения. Например, для ракеты
«Минитмен», которая должна нормально функционировать после
десятилетнего хранения в шахте, были установлены сроки испыта-
ний после 3 и 6 лет хранения.
Р Для контроля изменения характеристик материалов и деталей
двигателя на длительное хранение с двигателем закладываются об-
разцы материалов и отдельные детали и узлы конструкций РДТТ,
как правило, наиболее ответственные и трудно контролируемые при
их установке в двигателе. Например, на хранение закладываются
образцы топлива, которые отбираются от каждой партии или от-
дельного заряда. Эти образцы изготовляются в условиях, аналогич-
ных условиям изготовления заряда.
Периодически в процессе хранения проводятся измерения
свойств образцов. Иногда для исследования характеристик исполь-
219
зуют образцы, вырезанные из натурного заряда, проходящего
испытания хранением. i
Измерения характеристик образцов учитываются в прочностном
анализе при оценке распределения напряжений и деформаций по
всей конструкции заряда.
Аналогично, по образцам, контролируются и свойства других
материалов двигателя, а также прочность различных клеевых сое-
динений, прочность адгезии материалов друг к другу и т. д.
В качестве узлов РДТТ, закладываемых на хранение отдельно,
но в тех же условиях, что и двигатель, следует отметить такие важ-
ные элементы конструкции, как сопловые блоки, воспламенители,
различные детонирующие устройства и т. д.
Как уже отмечалось, длительному хранению РДТТ предшеству-
ют испытания по изучению стабильности свойств твердых топлив,
зарядов и других элементов двигателя. Эти испытания проводятся,
в основном, в форсированных условиях. Если методика таких испы-
таний отработана хорошо, а полученные результаты достаточно на-
дежны, для определения окончательного гарантийного срока слу-
жебной пригодности РДТТ можно обойтись только этими испытани-
ями без проведения испытаний длительным хранением, тем более,
что организация, скажем, таких испытаний крупногабаритных си-
стем типа «Минитмен» обходится очень дорого. Определенный в
форсированных условиях гарантийный срок в дальнейшем периоди-
чески уточняется путем выборочных испытаний таких же ракет [26].
Поскольку проведение испытаний в форсированных условиях
значительно удешевляет определение гарантийного срока хранения
РДТТ, совершенствование методов таких испытаний является необ-
ходимым условием дальнейшего развития ракетных систем на твер-
дом топливе.
В настоящее время широко распространены два перспективных
метода ускоренных испытаний топлив. Один из них используется
для прогнозирования механических свойств и их изменений, дру-
гой — для определения термостойкости [62].
Первый метод основан на принципе температурно-временной
эквивалентности. Он применяется для прогнозирования свойств
практически любых полимерных материалов. Первоначально он был
разработан только для эластичных материалов, а позднее было
показано применение аналогичной эквивалентности и для других
полимерных материалов.
Определение механических свойств материалов с использованием принципа
температурно-временной эквивалентности производится следующим образом.
Проводится ряд испытаний образцов материалов при различных скоростях де-
формирования и в различных диапазонах температур. Затем строятся графики
зависимости интересующей исследователя величины {например, напряжения те-
кучести или разрушающего напряжения) от скорости деформации при опреде-
ленной температуре. Полученные кривые смещаются вдоль оси скорости дефор-
мации относительно какой-то одной кривой, например относительно кривой,
построенной для нормальной температуры. Получается зависимость заданной ха-
рактеристики от смещенной скорости деформации. По этой кривой можно опре-
делить величину этой характеристики для любой скорости деформации, в том
числе и для условий длительного хранения.
22S
В работе [62] принцип температурно-временной эквивалентности
применен для испытаний“на"ползучёсть и разрыв. Считается, что
испытания на ползучесть при постоянных нагрузке и температуре
являются наиболее современной имитацией действительного приме-
нения материала. По результатам этих испытаний можно непосред-
ственно предсказать долговечность конкретного полимера при опре-
деленной температуре и напряжении.
Второй метод, используемый для определения термостойкости
материала, включает термогравиметрический анализ и остаточный
газовый анализ. Термогравиметрический анализ сводится к нагреву
полимерного материала в вакууме при непрерывно возрастающей
температуре и наблюдению за скоростью потери массы образца. По
этим данным определяются порядок реакции разложения и ее энер-
гия активации, что дает возможность с учетом области температур,
характерной для применения данного материала, предсказать по-
тери массы для определенной окружающей температуры. Остаточ-
ный газовый анализ позволяет определить состав газообразных
продуктов, вызывающих потерю массы.
Практически все ускоренные методы испытаний на хранение
более или менее обоснованно опираются на принцип температурно-
временной эквивалентности. Справедливость этого принципа прове-
ряется в дальнейшем испытаниями в реальных условиях эксплуа-
тации.
Так, для проведения ускоренных испытаний на старение натур-
ных твердотопливных зарядов и РДТТ используется метод цикли-
ческого термостатирования. При этом циклы колебаний темпера-
туры соответствуют сезонным изменениям температуры или мак-
симальным вероятным изменениям температуры.
Со времени начала исследовательских работ по изучению ста-
рения РДТТ накоплена значительная информация по результатам
старения в форсированных и естественных условиях и по определе-
нию гарантийных сроков хранения.
Например, в США имеется большой опыт по изучению гарантий-
ных сроков хранения РДТТ на двухосновных твердых топливах для
тактических ракет. Исследования проводились рядом фирм по за-
данию сухопутных и военно-морских сил США [125, 143, 146].
Общий вывод из этих работ состоит в том, что основным механиз-
мом старения является диффузия пластйфикатора. В целом уста-
новлено, что РДТТ на двухосновных твердых топливах могут иметь
гарантийный срок эксплуатации в течение 10 лет. Аналогичный
вывод сделан и в отношении сохранения эрозионной стойкости теп-
лозащитных покрытий. Доказана эффективность использования
термочехлов для крупных и конструктивно сложных ракет.
Существует практика отбора для проведения испытаний несколь-
ких крупных ракет из партии, хранимой в обычных условиях
эксплуатации. Этому в ряде случаев предшествует короткий пери-
од дополнительного форсированного хранения в умеренно жестких
условиях. Подобная методика позволяет гарантировать надежное
функционирование остающихся изделий. Иногда эти огневые испы-
221
тания совмещаются с учебно-тренировочными запусками для под-
готовки обслуживающего персонала.
В случае относительно простых конструкций РДТТ с вкладными
зарядами предусматривается замена зарядов через определенное
время хранения. Аналогичные экономически выгодные способы вос-
становления работоспособности РДТТ со скрепленным зарядом
пока не разработаны. Для ракеты «Минитмен» разработана система
замены узлов, обеспечивающая минимальное снижение надежности
ракет в случае их выхода из строя при хранении. Имеется стандар-
тизованный метод оценки гарантийного срока хранения.
Установлена целесообразность использования для целей уточ-
нения гарантийного срока различных испытаний первой группы
изделий, опережающей (по времени изготовления и сроку храпе-
ния) основную партию РДТТ на период времени, достаточный для
того, чтобы по результатам этих испытаний можно было внести
необходимые изменения в предварительный график производства и
эксплуатации, а также в характеристики работоспособности при
хранении.
В результате осуществления программы предсказания срока служебной при-
годности ракеты «Минитмен» [138] получена экономия в 700 млн. долларов и
подтверждена возможность храпения (в условиях шахты) РДТТ ракеты «Минит-
мен» в течение 78 месяцев для модификаций А и В и 72 месяцев — для моди-
фикации F.
Следует учитывать, что РДТТ является лишь частью сложного
ракетного комплекса. Поэтому гарантийный срок хранения двига-
телей должен быть увязан с ожидаемым сроком эксплуатации всего
комплекса.
......»и
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. М., «Наука», 1969. 824 с.
2. Агейкин Д. И., Костина Е. Н., Кузнецов Н. Н. Датчики систем автома-
тического контроля и регулирования. Справочник под ред. Б. С. Сотскова. М.,
Машгиз, 1959. 580 с.
3. Акиба Р. и др. Стенды для проведения огневых испытаний ракетных дви-
гателей в вакууме. Пер. с япопск. М., Всесоюзный центр переводов, № 0148/ср,
1972, 8, № 3, с. 801—814.
4. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двига-
телей. М., Машиностроение, 1969. 546 с.
5. Барис, Гётерт. Наземные испытания космических аппаратов. ВРТ, 1964,
№ 2, с. 24—48.
6. Баррер М. и др. Ракетные двигатели. М., Оборонгиз, 1962. 800 с.
7. Бендат Дж. Пирсол А. Измерения и анализ случайных процессов. Пер. с
англ. М., Мир, 1971. 408 с.
8. Билл и др. Принцип накапливаемого разрушения связи топлива с проме-
жуточным слоем в РДТТ. — ВРТ, 1966, № 11, с. 42—54.
9. Большей Н. А. и Смирнов Н. В. Таблицы математической статистики. М.,
Наука, 1965. 474 с.
10. Бонни Э. А. и др. Аэродинамика. Реактивные двигатели. Практика кон-
струирования и расчета. Пер. с англ. М., Физматгиз, 1960. 672 с.
11. Борисенко А. И. Газовая динамика двигателей. М., Оборонгиз, 1962.
793 с.
12. Брох Е. Т. Применение измерительных систем фирмы Брюль и Къер для
измерения механических колебаний и удара. Дания, Из-во фирмы Брюль и
Къер, 1973. 306 с.
13. Бураго А. Н. Испытательные машины, транспортные сотрясения и раз-
работка стенда МТ-200. — Сб. Вибростенды. Л., ЛДНТП, 1969, с. 57—67.
14. Буслеико Н. П. и др. Метод статистических испытаний (метод Монте-
Карло), М., Физматгиз, 1962. 245 с.
15. Бут Г. Методы получения вибраций. — Сб. Случайные колебания, Пер.
с англ. М., Мир,-1967, с. 262—329.
16. Вандеркиркхове Ж. Последние достижения в конструировании шашек
твердого топлива. — ВРТ, № 2, 1960, с. 37—51.
17. Варфоломеев В. И. и Копытов М. И. Проектирование и испытания бал-
листических ракет. М., Восниздат, 1969. 491 с.
18. Васильев А. П. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных
двигателей. М., Высшая школа, 1975. 656 с.
19. Васильева О. В. Аппаратура для вибрационных исследований. — Сб. Ап-
паратура для измерения параметров вибрации. Л., ЛДНТП, 1967, с. 5—28.
20. Вигнес Э. Измерения, технические условия и методы испытания. — Сб.
Случайные колебания, Пер. с англ. М., Мир, 1967, с. 211—261.
21. Виницкий А. М. О скорости движения тела, получаемой при отбросе с
различными скоростями нескольких потоков масс. — Изв. ВУЗов СССР, серия
Машиностроение, 1967, № 5, 4 с.
22. Вииицкий А. М. Ракетные двигатели на твердом топливе. М., Машино-
строение, 1973. 347 с.
223
23. Волков Е. Б. Ракетные двигатели. М., Воениздат, 1969. 108 с.
24. By, Чэпкис, Мэджер. Приближенный анализ методов управления векто-
ра тяги при инжекции жидкости или газа. — Ракетная техника, 1961, Xs 12,
с. 83—95.
25. Вул и др. Измерение конвективного н лучистого тепловых потоков на
поверхности абляционного материала. Пер. с англ. М., ВИНИТИ, № 92052/1,
1971. 45 с.
26. Гарантийные сроки хранения РДТТ. Обзор. — ВРТ, 1973, № 12, с. 17—
41.
27. Генкин М. А. и др. Электродинамические вибраторы. М., Машинострое-
ние, 1975. 52 с.
28. Гетерт. Моделирование высотных и космических условий при испытани-
ях. — Ракетная техника, 1962, № 6, с. 17—30.
29. Гидравлические системы управления вектором тяги. Обзор. — ВРТ, 1966,
№ 2, с. 84—94; № 3, с. 83—103.
30. Гик Л. Д. Измерение вибраций. Новосибирск, Наука, 1972. 289 с.
31. Глаговский Б. А., Пивин И. Д. Электротензометры сопротивления. 2-е
изд. Л., Энергия, 1972. 88 с. ' .
32. Горбунов Г. М., Солохин Э. Л. Испытание авиационных воздушно-ре-
активных двигателей. М., Машиностроение, 1967, 255 с.
33. Гофман. Выбор днищ минимального веса для сосудов давления. — Изд.,
АН УССР Прикладная механика, 1962, Ns 4, с. 66—73.
34. Григорьев А. И. Твердые ракетные топлива. М., Химия, 1969. 114 с.
35. Гринглаз А. Г., Киселев М. И. Оценка воздействия одиночных импуль-
сов па динамическую систему. — Электронная техника, сер. 12, 1969, вып. 1/5,
с. 18—26.
36. Гуль В. К. Прочность полимеров. М., Химиздат, 1964, 168 с.
37. Датчик силы тензометрический типа ТПА. Техническое описание. Севе-
ро-Кавказское ЦБТИ, 1966, 8 с.
38. Динамические степды для физического моделирования "систем управления
летательных аппаратов. Обзор. — ВРТ, 1964, № 11, с. 44—76.
39. Дмитриевский А. А., Кошевой В. Н. Основы теории полета ракет. М.,
Воениздат, 1964. 312 с.
40. Долинский Е. Ф. Обработка результатов измерений. 2-е изд. М., Изд.
стандартов, 1973. 191 с.
41. Дорофеев В. М., Левин В. Я. Испытания воздушно-реактивных двига-
телей. М., Оборонгиз, 1961. 220 с.
42. Единые правила безопасности при взрывных работах. 2-е изд. М., Недра,
1972. 319 с.
43. Заурма Ф. Климатические испытания баллистических снарядов. — ВРТ,
1960, № 7, с. 82—87.
44. Исследование ракетных двигателей на твердом топливе: Сборник под
ред. Саммерфилда. Пер. с англ. М., ИИЛ, 1963. 440 с.
45. Исследование ракетных двигателей на жидком топливе. Сб. под ред.
В. А. Ильинского. Пер. с англ. М., Мир, 1964. 454 с.
46. Итоги науки и техники. Сер. Авиастроение, М., ВИНИТИ, т. 3., 1976
215 с.
47. Йориш Ю. Н. Виброметрия. М., Машгиз, 1963. 771 с.
48. Кантор А. В. Аппаратура и методы измерения при испытании ракет. М.,
Воениздат, 1963. 520 с.
49. Карпушин В. Б. Вибрации и удары в радиоаппаратуре. М., Советское
радио, 1971. 344 с.
50. Каталог приборов для анализа звука вибраций и обработки данных.
Дания. Изд-во фирмы Брюль и Къер, 1976. 250 с.
51. Кикоин И. К. Таблицы физических величин. М., Атомиздат, 1976. 1006 с.
52. Комбинированные материалы в ракетной технике. Обзор. — ВРТ, 1966,
Ns 2, с. 34—45.
53. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике для научных работников
и инженеров. Пер. с англ. 2-е изд. М., Наука, 1970. 720 с.
54. Коэн, Васел. Разработка больших РДТТ пониженной стоимости. — ВРТ,
1970, № 9, с. 42—60.
224
55. Краснов Н. Ф. и др. Аэродинамика ракет. М., Высшая школа, 1968. 172 с.
56. Крауз и др. Напряжения в тонкостенных сосудах с эллиптическими дни-
щами. — Сб. Конструирование и технология машиностроения, 1961, № 1, с. 42—
61.
57. Креиделл С. Измерение характеристик стационарных случайных процес-
сов: — Сб. случайные колебания. М., Мир, 1967, с. 46—78.
58. Крид Ч. О неисправностях, вызываемых вибрацией. — Там же, с. 117—
160.
59. Крючков Ю. С. и др. Ударостойкость судового энергетического оборудо-
вания. Л., Судостроение, 1969. 238 с.
60. Куликов Е. В. Оборудование для испытания аппаратуры и ее элементов
на вибрацию и акустические шумы. Л., ЛДТП, 1968. 28 с.
61. Лайанси Дж. Напряжения и деформации, возникающие в твердых топ-
ливах при хранении. — Ракетная техника, 1966, № 4, с. 36—55.
62. Лор Д. Д. и др. Методы ускоренных испытаний полимерных материа-
лов. — ВРТ, 1968, № 5, с. 16—29.
63. Магдал. Сверхзвуковые кольцевые сопла. — ВРТ, 1972, № 8, с. 36—45.
64. Макмуни Д. К. и др. Модель опасных ситуаций при взрыве твердотоп-
ливных ракет. — ВРТ, 1970, № 3, с. 12—30.
65. Марш, Адлок. Разработка топлив для РДТТ со скрепленным зарядом
торцового горения. — ВРТ, 1972, № 4, с. 34—45.
66. Махин В. А., Миленко Н. П., Пронь Л. В. Теоретические основы экспе-
риментальной отработки ЖРД. М., Машиностроение, 1973. 281 с.
67. Мелькумов Т. М. и др. Ракетные двигатели. М., Машиностроение, 1976.
399 с.
68. Мирский Г. С. Аппаратурное определение характеристик случайных про-
цессов. М., Энергия, 1972. 455 с.
69. Моак. Схема управления вектором тяги ракетных двигателей па твер-
дом топливе. — ВРТ, 1962, № 10, с. 25—30.
70. Моррис. Разработка аногейного РД-ТТ английской ракеты-носителя
«Блэк Эрроу». — ВРТ, 1973, № 7, с. 17—91.
71. Мэнли Р. Анализ и обработка записи колебаний. Пер. с англ. М., Маш-
гиз, 148. 306 с.
72. Налимов В. В., Чернова Н. А. Статистические методы планирования экс-
тремальных экспериментов. М., Наука, 1965. 340 с.
73. Новицкий П. В. и др. Цифровые приборы с частотными датчиками. Л.,
Энергия, 1970. 423 с.
74. Орлов Б. В., Мазинг Г. Д. Термодинамические и баллистические основы
проектирования РДТТ. И., Машиностроение, 1968. 536 с.
75. Паркс, Бейли. Оценка возможности многократного использования сопел
больших РДТТ. — ВРТ, 1969, № 7, с. 46—63.
76. Пеллинец В. С. Измерение ударных ускорений. М., Изд-во стандартов.
1975. 288 с.
77. Подшипники качения. Справочное пособие. М., Госнаучтехиздат, 1961
397 с.
78. Полупроводниковый датчик мощных тепловых потоков. — ЭИ. Испыта-
тельные приборы и стенды. М., 1972, № 18, с. 1 —10.
79. Похил П. Ф. и др. Журнал химической физики, 36, вып. 6, 1331, 1966
с. 14—21.
80. Разработка крупных РДТТ в США. Обзор. — ВРТ, 1966, № 3, с. 39—
55, № 4, с. 51—56.
81. Ракетные двигатели твердого топлива. Обзор. — ВРТ, 1964, № 6, с. 32—
74.
82. Рид. Днище Кассини для сосудов давления. — Сб. Конструирование и
технология машиностроения, 1963, № 1, с. 148—151.
83. Робертсон. Воспламенители РДТТ. — ВРТ, 1973, № 9, с. 56—75.
84. Рожков В. В. Двигатели ракет на твердом топливе. М., Воепиздат, 1971.
18 с.
85. Ройсои. Высокотемпературные пневматические регуляторы. — ВРТ, № 3
1967, с. 79—92.
86. Руденко М. И. Микродатчнк локальных тепловых потоков зондового
А. 225
типа. — Сб. Теплофизика высоких температур, том И, Наука, 1973, № 1, с. 154— <
155. ,
87. Рысин С. А. Вентиляционные установки машиностроительных заводов.!
М., Машгиз, 1960. 704 с. '
88. Сарнер С. Химия ракетных топлив. Пер. с англ. М., Мир, 1969. 488 с.
89. Сейлс, Левинский. РДТТ с управлением по модулю и направлению век-
тором тяги. — ВРТ, № 10, 1972, с. 27—38.
90. Силантьев А. И. Твердые ракетные топлива. М., Воениздат, 1964, 224 с.
91. Синюков А. М. и др. Баллистическая ракета па твердом топливе. М.,
Воениздат, 1972. 510 с.
92. Соколов Е. Я., Зингер Н. М. Струйные аппараты. М., Энергия, 1970.
287 с.
93. Сотсков А. М., Морозов Н. И. Конструкция управляемых- баллистических:
ракет. М., Воениздат, 1969. 439 с.
94. Стенсон Р. Влияние физико-химических факторов на допустимый срок
хранения РДТТ. — ВРТ, 1969, № 7, с. 76—85.
95. Страль. Аэродинамические характеристики сверхзвукового поворотного
сопла с разрывом образующей. — Ракетная техника и космонавтика, 1967, № 7,
с. 164—174.
96. Струйная автоматика в системах управления: Сборник/Под род. Б. В. Ор-
лова. М., Машиностроение, 1974, 367 с.
97. Тензометрические датчики давления ЛХ-412. Техническое описание и ин-
струкция по эксплуатации. Ростов-на-Дону: ЦБТИ, 1965. 10 с.
98. Тимошенко С. П. Колебания в инженерном деле. Пер. с англ. 2-е изд.
М., Наука, 1967. 444 с.
99. Тихомиров Ю. Ф. Промышленные вибрации и борьба с ними. Киев, Тех-
ника, 1975. 180 с.
100. Тюрин Н. И. Введение в метрологию. 2-е изд. М., Изд-во стандартов,
1976. 304 с.
101. Уилсон и др. Сопло с упругим уплотнением. — ВРТ, 1972, № 1, с. 42—
58. ;
102. Уонг. Конструирование сопел РДТТ. — ВРТ, 1969, № 4, с. 46—75.
103. Феодосьев В. И., Синярев Г. Б. Введение в ракетную технику .М., Обо-
ронгиз, 1960. 506 с.
104. Ферри Дж. Вязко-упругие свойства полимеров. Пер. с англ. М., ИИЛ,
1963. 535 с.
105. Физика быстропротекающид процессов. Пер. с англ. М., Мир, 1971.520 с.
106. Фотиэо, Робертс, Уайт. Вибрации конструкции гиперзвукового пере-
хватчика баллистических снарядов, вызванные действием аэродинамических
факторов. — ВРТ, 1970, № 3, с. 3—11.
107. Хорчер, Митчел. Разработка разрушающихся материалов для сопел
ракетных двигателей. — ВРТ, 1964, № 3, с. 36—55.
108. Центр испытаний ракетных двигателей в Носиро (Япония)’: Обзор. —
ВРТ, 1974, № 9, с. 61—73.
109. Цеханский К. Р. Обзор существующих конструкций пьезоэлектрических
акселерометров. — Сб. Аппаратура для измерения параметров вибрации. Л.,
ЛДНТП, 1967, с. 29—38.
110. Чеппелл, Енсен. Статистическое прогнозирование гарантийных сроков
эксплуатации топливного заряда третьей ступени ракеты «Мипитмсн». — ВРТ,
1968, № 11, с. 18—29.
111. Шапиро Я. М. и др. Основы проектирования ракет на твердом топли-
ве. М., Воениздат, 1968. 352 с.
112. Шилд, Дракер. Расчет тонкостенных торосферических и торокопических
днищ сосудов давления. — Изв. АН УССР. Прикладная механика, 1961, № 2,
с. 166—172.
113. Шишков А. А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М., Ма-
шиностроение, 1974, 155 с.
114. Шор Я. Б. Статистические методы анализа и контроля качества и на-
дежности. М., Советское радио, 1962. 552 с.
115. Эластомерные теплозащитные материалы: Обзор за 1960—1968 гг. М.
ОНТИ ВИАМ, 1969. 38 с.
226
116. Эндрюс и др. Сферические РДТТ для космических аппаратов и верх-
них ступеней ракет. — ВРТ, 1969, № 7, с. 63—75.
117. Юхансои К., Персон П. Детонация взрывчатых веществ. Пер. с англ,
м:, Мир, 1973. 207 с.
-118. AIAA Journal, 1964, v. 2, N 8, р. 1475.
v 119. Aviat. Week and Space Technol., 1964, 80, N 12.
120, Astronautics and Aerospace Eng., 1, N 3, 1963.
121. «Ballistic Missile and Aerospace Technology», vol. 3. Proc, of the sixth
Symposium held in Los Angeles, California in August, 1961, pp. 41—46.
122. Brooch J. T. Vibration Testing-the reasons and the means. «Technical
Review», Bruei and Kjear, N 3, 1967.
123. Canad. Aviat., 33, N2, 32, 1960. ' .
*124. Cronin D. L. Response Spectra for seping Sinusidal Excitations. Shock
and Vibration Bulletin N 38, part I, 1968, pp. 133—139.
125, Evans G. J., Gordon S. Consideration concerning the service life, hand-
ling and storage of double-base solid propellant rocket motors. ALAA Paper
N 72-1086, ALAA/SAE 8-th Joint Propulsion Specialist Conf., 1972.
126. Harris C., Crede С. E. Introduction to the Handbook. Shock and Vibra-
tion Handbook, Me. Graw-Hill Book Co., N.Y., v. 2, 1961, pp. 1—25.
127. Hollstain H. J. Jet Tab Thrust Vector Control. Journal of Spacecraft and
Rockets, v. 2, N 6, 1965.
128. Hawkes P. E. Response of a single-degree-of-freedom System to expo-
nential sweep Rates. Shock and Vibration Bulletin, N 33, part 2, 1964, pp. 296 -
304.
129. Kordig J. W. Provisions and Equipment for Captive fired Testing Solid
Rocket Motors. AIAA Paper, 1971, N 71—678, p. 94.
130. Kovitich, Sullivan. Thrust vector controls for solid rockets. «Hydraulics
and Pneumatick», 1967, v. 20, N 5, pp. 109—114.
131. Langiil A. W., Kapandritis G. N. Multi-Component Test Fixtures for
Solid Rocket Motor Testing. «JEEE Transactions and Aerospace», 1963, I, N 2.
132. «Missile/Space Daily», 9, N 3, 1964, pp. 15—16.
133. «Missile and Rockets», 8, N 1, 1961, pp. 32—33, 14, N 9, 1964, p. 35.
134. «Missile and Rockets», 1958, v. 5, N 18.
135. «Missile and Rockets», 1962, v. 2, N 18, p. 28.
136. Me. Whirter M. Shock Machines and Shock Test Specifications. Proceeding
of the Institute of Environmental Sciences, 1963.
137. Morrow С. T., Muchmore R. B. «Shortcomings of Methods of Measuring
and Simulating Vibration Environments». J. Appl. Meeh., 22, N 3, 1955, p 367—
371.
138. Myers J. L., Moon E. L. Service life predication program for the Minu-
temen LGM 30 propulsion System. Annual Assurance Science. N 4, 1968, pp. 194—
202.
139. Oleson M, W. Л narrow band random vibration tests. Shock and Vib-
ration Bulletin, 35, N 1, 1957, pp. 201—217.
140. Parker A. V. Response of a vibrating System to several types of time-
varying Frequency Variations. Shock and Vibration Bulletin N 9, part 4, 1961,
pp. 197—217.
141. Rivard Jeroma G. Secondary injection thrust vector control using fluidic
vortex valves. Wiscon, Tech. Paper, 1967, N4—11/1, 13 p.
142, Shithctai. Rocket engines space tested at sea level. SAE Journal, 1965,
October, pp. 66—72.
143. Thacher J. H., Carroll H. B. Aging mechanisms in composite modified
double-base propellant. AIAA Paper N 72—1089, AIAA/SAE 8-th Joint Propulsion
Specialist Conf., 1972.
144. Vigness J. The Fundamental Nature of Shock and Vibration. Electrical
Manufacturing, v. 63, N 6, 1959.
145. Walker W. W., Verkes J. W. Advancing the Simulation and Measurement
of the Shock Environment the Boing Impact Shock Facility. Proceeding of the
Institute of Environmental Sciences, 1963.
146. Young G. H. S. The service life of rocket motors filled with double-base
propellant. AIAA Paper N 72—1109, AIAA/SAE Jpiht, Propulsion Specialist Conf.,
1972.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие..................................................
Раздел I.
Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе
Глава 1. Общие сведения о РДТТ...............................
1.1. Ракетный двигатель на твердом топливе . . . .
1.2. Классификация РДТТ и области их применения
Глава 2. Конструкция зарядов и воспламенительных устройств
2.1. Задачи проектирования зарядов к РДТТ . . .
2.2. Составы ТРТ......................................
2.3. Физико-механические характеристики ТРТ
2.4. Формы зарядов РДТТ................................
2.5. Способы крепления зарядов в корпусе РДТТ
2.6. Воспламенительные устройства РДТТ . . . . .
Глава 3. Конструкция корпусов РДТТ........................
3.1. Общие сведения..............................
3.2. Материалы .... ...............
3.3. Теплозащитные материалы для камер РДТТ
3.4. Форма днищ..........................
3.5. Соединительные узлы . . . . ....
3.6. Отсечка тяги.....................................
Глава 4. Сопловые блоки и их конструкция ....
4.1. Общие сведения...................................
4.2. Некоторые конструкции сопловых блоков
Глава 5. Органы управления вектором тяги РДТТ
5.1. Общие сведения...................................
5.2. Основные характеристики органов управления
5.3. Дефлекторы. Триммеры.............................
5.4. Управляющие сопла — поворотные и вращающиеся
5.5. Разрезные управляющие сопла......................
5.6. Инжекционные органы управления...................
Раздел II
Методы и средства огневой стендовой отработки РДТТ
Глава 6. Особенности и организация стендовой отработки
6.1. Программа стендовой отработки....................
6.2. Информативность огневых стендовых испытаний РДТТ
6.3. Этапы стендовой отработки РДТТ...................
6.4. Организация стендовых испытаний РДТТ
Стр.
3
5
5 ’
9'1
9
9
12
13
20
22
25
25
27
30
33
36
38
40
40
52
61
61
63
65
70
78
80
89
89
92
93
95
ава 7. Технические средства и испытательное оборудование
7,1. Испытательные стенды . . . . . ....
7.2. Стапельное оборудование..................................
7.3. Средства имитации высотных условий . . . , . .
7.4. Некоторые специфические требования к испытательному обору-
дованию и особенности его эксплуатации .......................
7.5. Технические средства охлаждения двигателя на стенде
8. Системы измерений параметров РДТТ при огневых стендо-
лава
вых испытаниях ....
8.1. Общие требования к системам измерений
8.2. Измерение давлений ....
8.3. Измерение усилий...................
8.4. Измерение температур ....
8.5. Измерение тепловых потоков
8.6. Измерение деформаций ...
8.7. Специфические измерения
8.8. Система единого времени (СЕВ)
ава 9. Обработка результатов огневых стендовых испытаний
9.1. Дешифровка осциллограмм с записью показаний тензорезистор-
ных преобразователей ...........................................
9.2. Дешифровка осциллограмм с записью показаний потенциометри-
ческих преобразователей . . . ................
9.3. Дешифровка осциллограмм с записью показаний частотных пре-
образователей ...........................................
9.4. Дешифровка информации, записанной на магнитную ленту
ава 10. Методы определения фактических характеристик РДТТ
10.1. Определение впутрнбаллистических, энергетических и тяговых
характеристик РДТТ............................................
10.2. Методы определения характеристик органов управления
10.3. Методы оценки стойкости и работоспособности теплозащитных
материалов в конструкции РДТТ.................................
ава 11. Оценка точности результатов огневых стендовых испытаний
11.1. Назначение требуемой точности измерений...................
11.2. Оценка фактической точности измерения параметров
11.3. Оценка погрешности измерения характеристик...................
Стр.
98
98
101
107
114
116
118
118
119
127
129
133
135
135
136
137
137
139
140
141
142
142
148
158
162
162
163
170
Раздел Ill
Эксплуатационные испытания РДТТ
ава 12. Характеристика условий эксплуатации РДТТ .... 173
12.1. Сущность и виды эксплуатационных испытаний..................173
12.2. Цели эксплуатационных испытаний............................ 174
12.3. Некоторые экспериментальные данные по эксплуатационным ди-
намическим воздействиям......................................... 175
13. Методы и средства вибрационных испытаний РДТТ
13.1. Реакция механической системы на вибрационные воздействия
13.2. Методы вибрационных испытаний . ....
13.3. Оборудование и средства вибрационных испытаний ;
13.4. Измерение и анализ параметров вибрации . ...
14. Методы и средства испытаний на ударостойкость
14.1. Краткая характеристика ударного процесса
14.2. Методы испытаний иа ударостойкость
14.3. Оборудование для испытаний на ударостойкость
14.4. Измерение ударного импульса ....
178
178
181
186
192
198
Стр.
Глава 15. Климатические испытания и оценка служебной безопасности j
и гарантийных сроков хранения РДТТ....................................207
!15.1. Климатические испытания . .............................. 207'
15.2. Испытания РДТТ на служебную безопасность . . . . -. 210’
Тб.З. Оценка гарантийных сроков хранения РДТТ ..... 214
Список литературы......................................................223
И Б № 1009
Андрей Михайлович Виницкий, Владимир Тимофеевич Волков,
Игорь Григорьевич Волковицкий, Сергей Васильевич Холодилов
КОНСТРУКЦИЯ И ОТРАБОТКА РДТТ
Редактор М. А. Колосов
Художественный редактор В. В. Лебедев Переплет художника Е. В. Бекетова
Технический редактор В. И. О'реилкина Корректор В. Е. Блохина
Сдано в набор 09.11.79.
Формат 60Х90’Лб
Гарнитура литературная.
Усл. печ. л. 14,5
Тираж 1404 экз.
Подписано в печать 07.02.80.
Бумага типографская № 2.
Печать высокая. z
Уч.-изд. л. 17,1
Заказ 3032 Цена 1 р. 20 к.
Т-00848
Издательство «Машиностроение» 107076 Москва, Б-76, Стромынский пер., д. 4.
Московская типография № 8 Союзполиграфпромй
при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли.
Хохловский пер.. 7.