Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

Сегодня уже десятки компаний участвуют в процессе создания различных спутниковых систем телевещания, связи, мониторинга окружающей среды. А это, в свою очередь, ведет к постоянному увеличению числа и повышению периодичности вывода на околоземные орбиты соответствующих космических аппаратов.

Эти соображения сыграли свою роль в том, что аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт» взялась за разработку одноименного проекта. Суть его состоит в том, что легкая двухступенчатая ракета-носитель «Полет», выводящая на орбиту спутник массой до 3,5 т, будет стартовать в космос не с земли, а с «воздушного космодрома», в роли которого выступит тяжелый транспортный самолет «Руслан» (Ан-124-ВС). этот вариант не только намного дешевле обычного, но и превосходит традиционный способ по многим иным параметрам. В частности, «заказчикам предлагается широкий спектр новых возможностей, в том числе по наклонениям и высотам орбит».

Кроме того, ракета со спутником может быть доставлена в любую точку планеты. В принципе комплекс может действовать везде, где имеется взлетно-посадочная полоса длиной не менее 3000 м. Одно это само по себе означает, что в качестве ступеньки в космос можно использовать сотни стартовых площадок, которые к тому же не требуют до оборудования или создания специальной инфраструктуры.

Идею запуска космических спутников с борта самолета нельзя назвать совершенно новой. Более того, американцы вот уже десять лет претворяют ее на практике, выводя на околоземную орбиту аппараты весом не более 450 кг с помощью крылатой ракеты «Пегас», запускаемой с широкофюзеляжного самолета L-1011. Но проект «Воздушный старт» уникален, ибо по своим возможностям аналогов в современной аэрокосмической индустрии не имеет. Он является совместным детищем ведущих профильных организаций России и Украины. В разработке участвуют московские РКК «Энергия» и НИЦАН им. академика Пилюгина, самарский «ЦСКБ-Прогресс». И задача, которая стоит перед ними, требует незаурядных инженерных решений. Очень важно обеспечить как безопасность запуска, так и безопасность экипажа самолета. Это будет достигнуто благодаря идее: использовать в новых условиях метод, апробированный при запусках баллистических ракет с земли и с морской поверхности.

Исходные данные

Исходными данными для проведения расчетов являются следующие параметры:

Масса ракеты - носителя - 100 т.;

Высота запуска ракеты - носителя - 10 км.;

Вертикальная перегрузка при старте - не больше 0,3g.

Для расчетов зарядов газогенераторов за основу взяли параметр максимального усилия, создаваемого газогенераторами в рабочей каре - 180 т. при минимальном рабочем ходе.

Состав комплекса «Воздушный старт»

2.1 Транспортный самолет Ан-124 «Руслан»

Самолеты Ан-124 - это семейство уникальных транспортных самолетов, которые по дальности полета, максимальной грузоподъемности и габаритом грузовой кабины не имеют аналогов в мире.

Самолеты семейства Ан-124, интенсивно выполняя перевозки тяжелых и уникальных грузов по всему миру, изменили философию проектирования различных промышленных установок, электростанций, производственных модулей, буровых вышек, авиационной техники и других видов транспорта.

Модификации

Ан-124 - тяжелый дальний военно-транспортный самолет, предназначен для перевозки тяжелой военной техники, различных военных грузов и сопровождающих их расчетов.

Ан-124-100 - тяжелый дальний коммерческий транспортный самолет, сертифицирован как гражданское воздушное судно, предназначен для перевозки уникальных крупногабаритных и нестандартных грузов, а также моногрузов весом до 120 тонн и различных генеральных грузов.

Ан-124-100М - модифицированный вариант самолета АН-124-100, отличающийся уменьшенным составом летного экипажа с 6-ти до 4-х человек за счет модернизации бортового оборудования и перераспределения функций между членами экипажа.

На самолете дополнительно установлены:

- система предупреждения столкновений самолетов в воздухе TCAS-II и система коммерческой спутниковой связи;

- система спутниковой навигации и инерциальная навигационная система на кольцевых лазерных гироскопах.

Самолет - носитель Ан-124-100ВС

На базе военно-транспортного самолета Ан-124 «Руслан» для коммерческих грузовых перевозок создан и в 1992 сертифицирован самолет Ан-124-100. Максимальная нагрузка Ан-124-100 - 120 т. Но в отдельных случаях допускаются полеты с коммерческой нагрузкой до 150 тонн и максимальным весом 405 тонн. Решение о выполнении таких полетов принимается по результатам анализа характеристик аэродромов, взлета и посадки, запасных аэродромов, а также метеоусловий вдоль трассы полета. Самолеты семейства Ан-124, интенсивно выполняя перевозки тяжелых и уникальных грузов по всему миру, изменили философию проектирования различных промышленных установок, электростанций, производственных модулей, буровых вышек, авиационной техники и других видов транспорта.

На самолете дополнительно установлены:

система предупреждения столкновений самолетов в воздухе и система коммерческой спутниковой связи;

система спутниковой навигации и инерциальная навигационная система на кольцевых лазерных гироскопах

Описание
Разработчик	ОКБ им. О.К. Антонова
Обозначение	Ан-124-100М «Руслан»
Кодовое обозначение NATO	Condor (Кондор)
Тип	тяжелый военно-транспортный самолет
Первый полет	21 декабря 1982 г.
Принят на вооружение	январь 1987
Экипаж, чел	7 (6)
Максимальное число мест, чел	88
Геометрические характеристики
Длина самолета, м	69,1
Размах крыла, м	73,3
Площадь крыла, м2	628,5
Стреловидность крыла по передней кромке	35-32°
Высота, м	21,08
Габариты грузовой кабины, м	4.4 x 6.4 x 36.5
Длина грузовой кабины с рампами, м	43,7
Объем салона, м3	1027,8
Масса взлетная максимальная, кг	392000 (405)
Масса пустого снаряженного, кг	172000
Максимальная коммерческая нагрузка, кг	120000 (150000)
Запас топлива, л	230000
Топливная эффективность, г/т км	145
Силовая установка
Число двигателей	6
Тип двигателя	ТРДД Д-18Т
Мощность двигателя, кгс (кН)	6х 23400 (229,75)
Летные данные
Скорость полета, км/ч	крейсерская	750-850
	максимальная	865
Крейсерская высота полета, м	9100-11100
Потолок, м	12100
Дальность полета, км	максимальная	15700
	с грузом 40 т	12000
	с грузом 120 т	4800
Длина разбега при взлетной массе, м	нормальной	2520
	максимальной	3000
Длина пробега при максимальной посадочной массе, м	900
Потребная длина ВПП, м.	3000

2.2 Ракета - носитель «Полет»

Двухступенчатая РН «Полет» размещается внутри самолета - носителя Ан-124-100ВС и доставляется в любую точку над океаном, либо, сушей, где происходит ее десантирования с помощью нескольких видов систем, а затем свободное падение до запуска двигателя первой ступени. Системы, с помощью которых возможно десантирование ракеты-носителя будут рассмотрены ниже.

Ракета-носитель на специальных опорах транспортируются в грузовой кабине самолета на всех этапах ее эксплуатации. При достижении зоны запуска, в заданный момент ракета-носитель, десантируется из самолета-носителя. Отстав от самолета-носителя на безопасное расстояние, запускается маршевый двигатель первой ступени РН.

Вторая ступень РН допускается многократное включение двигателя в условиях космического полета для доставки полезного груза на его рабочую орбиту.

Основные элементы РН «Полет»:

головной обтекатель;

зона полезного груза;

бак окислителя второй ступени;

бак горючего второй ступени;

двигатель второй ступени;

бак горючего первой ступени;

бак окислителя первой ступени;

двигательная установка первой ступени.

Характеристики ракеты - носителя «Полет»

Масса ракеты-носителя (стартовая), т	100
Масса первой ступени, т В том числе - рабочего запаса топлива	84 76,5
Масса второй ступени, т В том числе рабочего запаса топлива головного обтекателя	12 10 1
Маршевые двигатели: 1 ступени (тип: количество) 2 ступени (тип: количество)	НК-43М: 1 11Д58МФД: 1
Габариты ракеты-носителя, м - Длина - Диаметр	20 2,8
Габариты зоны полезного груза, м длина диаметр	7,0 2,9
Максимальная перегрузка при выведении на орбиту	4,5
Максимальный скоростной напор, кгс/м2	1200
Надежность при выведении	0,99

Характеристики двигателей ракеты-носителя «Полет»

Двигатель первой ступени НК-43М.

является модификацией ракетного двигателя НК-43. В таблице

представлены его характеристики.

Тяга, тс	196
Удельный импульс тяги, с	346
Подтвержденная надежность	0,9985

Двигатель второй ступени 11Д58МФД.

Характеристики двигателя:

Тяга, тс	8
Удельный импульс тяги, с	370
Подтвержденная надежность	0,998

2.3 Возможности АРК КН «Воздушный старт»

Технические показатели

Входящая в состав комплекса «Воздушный старт» ракета «Полет» способна вывести на опорную полярную орбиту высотой 200 км полезный груз массой 3,0 т. Таким образом грузоподъемность ракеты составляет около 3,0 т, что в полтора раза больше, чем у традиционных носителей легкого класса «Циклон - М», «Днепр», стартующих с земли.

Благодаря существенному уменьшению аэродинамических и гравитационных потерь на участке выведения, грузоподъемность ракеты - носителя при воздушном старте повышается на 14 - 15% по сравнению с наземным пуском. Ракете, стартующей на высоте 10 - 11км над поверхностью земли не приходится преодолевать почти три четверти земной атмосферы и максимальный скоростной напор снижается в 2,5 - 3,0 раза. Благодаря двум факторам:

благодаря поднятию ракеты - носителя на высоту;

выбора оптимального угла тангажа, удаётся сократить гравитационные потери. При воздушном старте нет необходимости устанавливать РН в вертикальное положение, при котором возникают максимальные гравитационные потери характеристической скорости.

Выведение полезных грузов на геостационарную орбиту(ГСО).

Тяжелый самолет Ан - 124 - 100 «Руслан» способен доставить РН «Полет» с КА в любую точку Земли, в том числе и на экватор. Пуск ракеты из приэкваториальной зоны позволяет выводить спутники на ГСО и экономить от 900 до 1200 м/с характеристической скорости на перевод КА с низкой орбиты на геостационарную по сравнению со стартами РН с российских космодромов Свободный и Плесецк, рассположенных на более высоких высотах.

Высокая скорость вращения Земли в районе экватора дает дополнительный выигрыш в массе полезного груза. Высотный старт ракеты позволяет выводить на низкие экваториальные орбиты около 3,9 т полезных грузов, если в качестве горючего применять РГ - 1, при замене киросина на синтетическое углеводородное горючее «бокин» масса полезного груза увеличивается до 4,2 т.

Для запуска космических аппаратов на ГСО потребуется провести некоторую доработку РН «Полет», в том числе:

создать специализированный облегченный вариант второй ступени РН с одноразовым включением на активном участке;

изготовить на базе существующих ракетных двигателей малоразмерную кислородно-керосиновую двигательную установку (разгонный блок) для перевода космического аппарата с низкой экваториальной орбиты на ГСО (с помощью системы управления спутника). Без дополнительного разгонного блока, только за счет двух своих ступеней, ракета - носитель сможет доставлять на геопереходную орбиту космический аппарат массой до 0,7 т;

при необходимости заменить традиционное горючее РГ -1 более энергоёмким синтетическим углеводородным топливом «боктан», которое увеличивает удельный импульс тяги на 7 с.

разгонный блок, работающий на химическом топливе, сможет доставлять на геопереходную орбиту спутники массой 1,3 т, а на геостационарную - до 0,70,85 т.

Анализ схем запуска ракеты из самолета

3.1 Эффективность

Старт ракеты-носителя осуществляется следующим образом.

Ракета-носитель установлена на направляющих (бугеля). Направляющие крепятся к опорной ферме. Ферма установлена на гидрокомпенсаторы. Гидрокомпенсаторы позволяют обеспечить опирание фермы в условиях деформации корпуса самолета при полетных нагрузках. Если ферму крепить непосредственно к корпусу самолета, при деформации корпуса в местах крепления к жесткой ферме возникнут значительные сосредоточенные силы, которые могут привести к его разрушению. Гидрокомппенсаторы представляют собой небольшие гидроцилиндры, имеющие хода несколько превосходящие расчетные деформации корпуса самолета. Гидрокомпенсаторы объединены в шесть групп (по числу степеней свободы). Камеры гидрокомпенсаторов каждой из групп соединены между собой трубками. При деформациях корпуса самолета жидкость будет перетекать из одних гидрокомпенсаторов в другие, в результате чего нагрузки в каждом из гидрокомпенсаторов одной группы будут отличаться незначительно. Катапульта при помощи траверсы толкает ракету - носитель по направляющим из самолета. Благодаря катапульте ракета-носитель набирает начальную скорость 17м/с, выводится из самолета, включается двигатель ракеты-носителя и выводится из самолета уже со скоростью близкой к необходимой для вывода на орбиту.

Схемы запуска отличаются друг от друга способом десантирования ракеты - носителя из самолета.

Существует три схемы старта РН с борта самолета - носителя. С учетом схемы, разрабатываемой в данном дипломе, их получается четыре:

Старт с помощью вытягивающего парашюта;

Минометная схема старта;

Старт ракеты при помощи вытяжного ракетного двигателя;

Катапультная схема старта.

Каждая из четырех схем обладает своими достоинствами и недостатками.

3.2 Схема старта с помощью вытягивающего парашюта

В такой схеме запуска РН с самолета - носителя используется парашют, который раскрывается при его выбросе из самолета и вытягивает вслед за собой ракету. После того, как ракета покинула самолет, парашют отсоединяется, и начинают работать двигатели РН.

Для вытягивания РН «Полет» стартовой массой 100 т. из самолета необходим парашют с достаточно большой площадью поверхности купола. Примерную площадь парашюта можно посчитать по следующим формулам:

;

в формуле: с_х - коэффициент аэродинамического сопротивления,

принимаем равным: с_х = 1;

- плотность воздуха на высоте запуска ракеты -

носителя;

V - скорость самолета АН-124-100-СН,

V =700км/ч = 194,4 м/с;

F - тяга парашюта, необходимая для вытягивания РН из

самолета.

Используя таблицы стандартной атмосферы (ГОСТ 4401 - 64), можно определить плотность воздуха на высоте 10 км ([2] стр. 608):

= 0,27 кг/м^3.

Тяга парашюта будет равна тяге ракетного двигателя, с помощью которого РН вытягивается из самолета. Тяга РД: R_т 584 000 кгм/с^2;

Таким образом, площадь поверхности купола парашюта будет равна:

Такие значения достаточно велики, что может повлечь за собой трудности, связанные с открытием парашюта.

Основные недостатки:

Купол парашюта имеет большой диаметр;

Раскрытие парашюта такого диаметра является сложной задачей;

Парашют может быть прожжен струями самолетных двигателей во время его выброса;

Парашют займет много места в самолете, так как имеет большие размеры.

Главным достоинством схемы является простота конструкции элемента, вытягивающего ракету и отсутствие продольных нагрузок на самолет, кроме силы трения.

3.3 Минометная схема старта

В этой схеме старта ракета находится на борту самолета - носителя в транспортно - пусковом контейнере (ТПК) и выбрасывается из контейнера пороховыми газами, которые генерирует пороховой аккумулятор давления. Основная задача ПАД'а - обеспечить такую скорость ракеты на выходе из ТПК, при которой обеспечивается безударный выход ракеты из ТПК.

В данной схеме старта, несмотря на положительные стороны, есть несколько существенных недостатков:

при старте ракеты из ТПК на конструкцию самолета передаются большие нагрузки динамические нагрузки не только в вертикальном, но и в продольном направлении, вследствие того, что контейнер жестко связан с самолетом - носителем;

дополнительной сложностью при выходе ракеты из ТПК является то, что ракета удерживается в контейнере поясами крепления, и, как следствие, необходимо обеспечить безударный выход ракеты - носителя;

во время старта ракеты пороховые газы, генерируемые пороховым аккумулятором давления, оказывают тепловое воздействие на днище ракеты, таким образом, на усиление донной конструкции ракеты расходуется полезная нагрузка;

могут возникнуть проблемы с размещением контейнера в грузовом отсеке самолета.

К достоинствам этой схемы относится то, что РН помещается в ТПК еще на заводе - изготовителе. Таким образом, она защищена от внешних воздействий и находится при постоянной влажности и температуре.

Кроме того, данная схема старта имеет большой опыт отработки в организациях РосАвиакосмоса.

3.4 Схема старта с помощью с помощью вытягивающего ракетного двигателя

В данной схеме старт ракеты из самолета - носителя осуществляется с помощью вытягивающего ракетного двигателя. В момент совершения самолетом маневра «горка», из него выбрасывается вытяжной блок с двигателем, который запускается на некотором расстоянии от самолета. Ракета - носитель и вытяжной блок соединены между собой тросами. Через некоторое время, ракетный двигатель запускается и, вследствие натяжения тросов, ракета - носитель начинает выходить из самолета. Запуск ракеты - носителя осуществляется в момент отсоединения тросов и выхода её из самолета - носителя.

Отрицательными сторонами данной схемы является:

сложность и неотработанность схемы: необходимо проводить большой объем теоретических и экспериментальных исследований в натурных условиях.

турбулентность атмосферы и турбулентность, вызванная обтеканием самолета может вызвать колебания вытягивающего агрегата и колебаний усилий натяжения тросов вплоть до провисания.

К достоинствам данной схемы модно отнести:

минимум переделок в самолете;

габариты ПУ меньше, чем в минометном старте;

отсутствие продольной силы, действующей на самолет.

3.5 Схема старта ракеты-ностеля из самолета с помощью катапульты

В этой схеме для выбраывания ракеты - носителя из самолета используется катапульта. Катапульта устанавливается на направляющие. Направляющие крепятся к опрной ферме. Ферма устанавливается на гидрокомпенсаторы. Катапульта разгоняет ракету - носитель с помощью двух газовых силовых цилиндров. Двигатель ракеты - носителя запускается при выходе ракеты из самолета.

Положительным в такой схеме является то, что:

пусковая установка по размерам меньше, чем при минометном старте;

помимо простоты, к достоинствам данной схемы следует отнести то, что штоки работают на растяжение, поэтому они не могут потерять продольную устойчивость и не нуждаются в дополнительном усилении.

К отрицательным сторонам можно отнести:

на самолет действует продольная сила;

большое количество узлов, что уменьшает надежность, остаточные вибрационные нагрузки, передаваемые на корпус самолета.

4. Схема катапульты

СХЕМНОЕ РЕШЕНИЯ КАТАПУЛЬТЫ

Анализ требований к катапульте позволяют использовать простую схему катапульты - схему с двумя одноступенчатыми цилиндрами тянущего типа, в которой штоки соединены поперечной балкой - траверсой. Траверса непосредственно взаимодействует с разгоняемым объектом. Помимо простоты, к достоинствам данной схемы следует отнести то, что штоки работают на растяжение, поэтому они не могут потерять продольную устойчивость и не нуждаются в дополнительном усилении.

Для рассматриваемого случая предлагается использовать тормозные устройства пневматического тормоза в сочетании с механическим сминаемого типа установленные на нижних крышках силовых цилиндров. Устройство работает на принципе поглощения энергии при пластической деформации специального элемента. К недостаткам таких устройств следует отнести то, что после каждого запуска необходимо устанавливать новые тормозные элементы. Поэтому в данной конструкции пневматические тормоза, в которых нет заменяемых элементов, имеют существенные преимущества при использовании.

Конструкция газогенератора - традиционная. Размеры газогенератора определяются размерами шашки (заряда) твердого топлива. Рекомендации по выбору размеров заряда газогенератора приводятся в разделе 6. Воспламенитель должен надежно воспламенять заряд в заданном диапазоне начальных температур заряда. Расчет проводится в разделе 6.

При повышенных временах работы газогенератора или при использовании смесевых порохов (топлив) корпус газогенератора необходимо защищать от воздействия высоких температур. Для этого на внутренние металлические поверхности наносится слой теплозащитного материала, который при тепловом воздействии подвергается эрозионному разрушению поглощая при этом поступающее тепло. Учитывая, что время работы рассматриваемого газогенератора невелико использование теплозащитных покрытий необязательно. Однако при использовании топлив имеющих повышенную температуру горения (более 2700⁰ К) необходимо обеспечить ряд мер с целью повышения надежности работы газогенератора. Необходимо обеспечить безусловную герметичность всех разъемов, так как малейшие утечки горячего газа через зазоры могут привести к местному оплавлению материала и появлению свища - отверстия в корпусе. Это может привести к падению давления в катапульте и, следовательно, к выбросу объекта на недостаточно большую высоту. Кроме того, истекающая из отверстия струя может попасть на объект и вывести его из строя. Для повышения ресурса критического сечения сопла - с целью уменьшения эрозионного разгара критическое сечение выполняется в виде вставки из материала с высокой теплопроводностью (медь) с толщиной стенок не менее 15 мм. Элементы крепления заряда и диафрагма выполняются одноразовыми из композиционных материалов.

Газогенераторы крепятся к ферме и соединяется с силовыми цилиндрами при помощи трубопроводов. Трубопроводы должны иметь строго одинаковую длину. Разветвление трубопроводов производится сразу после выхода из газогенератора. Диаметр трубопроводов выбирается таким образом, чтобы средние скорости течения газа были менее 100м/сек. во избежание их повышенного нагрева.

На конструкцию уплотнений существенное влияние оказывает качество поверхности и отклонение от цилиндричности, прежде всего внутренних стенок силового цилиндра. Чугунные или стальные разрезные кольца, размещаемые в канавках (по аналогии компрессионными кольцами двигателей внутреннего сгорания) - предъявляют более высокие требования к качеству обработки отверстия. Неплотное прилегание кольца к поверхности приводит к прорыву газов и к перегреву кольца, и, следовательно, к потери его упругих свойств, а в некоторых случаях к его оплавлению. При использовании высокотемпературных, особенно смесевых топлив, продукты сгорания которых содержат большое количество твердых частиц, работоспособность металлических уплотнительных колец ограничена. После проведения пуска эти уплотнительные устройства разбираются, очищаются от нагара, и смазываются. При использовании разрезных колец необходимо исключить попадание стыка (разреза) кольца в отверстие для сброса давления, так как это может привести к поломке кольца. Это осуществляется установкой штифтов в поршне по аналогии с поршнями двухтактных двигателей. Для возможности установки кольца уплотняющего шток, в нижней крышке предусматривается съемная втулка.

Схемы закрепления катапульты связаны со схемами ведения объекта. В данном случае по направляющим двигаются четыре пары бугелей объекта (опорных элементов), цилиндры, крепятся жестко к ферме.

Траверса соприкасается с объектом в трех точках или по плоскости, причем центрирование осуществляется либо по внутреннему диаметру сопла, либо при помощи специальных направляющих штифтов. Крепление штоков к траверсе должно быть шарнирным, но если штоки имеют большую относительную длину (как в нашем случае, когда L/D более 50), то можно использовать жесткое крепление. Поэтому в данной схеме используется жесткое крепление штоков к траверсе - посредством резьбы. При этом необходимо определить допуска на места крепления цилиндров, геометрию опорной поверхности объекта таким образом, чтобы напряжения вызванные изгибными деформациями штоков, вследствие геометрических отклонений осей цилиндров относительно направляющих, не превышали допустимых. Необходимо обеспечить одинаковое давление в цилиндрах, так как схеме используется два цилиндра. Различие в давлении приведет к перекосу катапульты, и возможно, к заклиниванию, особенно при выдвинутых штоках.

Для того чтобы обеспечить плотное прилежание траверсы к объекту используется резиновый буфер, установленный ниже траверсы, который постоянно прижимает траверсу к объекту.

При проведении расчетов внутренней баллистики катапульту целесообразно разбить на три блока (узла). Расчет катапульты проводится по программе.

5. Газогенераторы (ГГ)

Конструкция газогенераторов - традиционная. Размеры газогенераторов определяются размерами шашек (зарядов) твердого топлива. Ориентировочно можно считать, что масса воспламенителя находится в диапазоне 10-20г. Воспламенитель должен надежно воспламенять заряд в заданном диапазоне начальных температур заряда.

5.1 Характеристики газогенерирующего состава

Эти характеристики определяются производителем газогенерирующих составов. Естественно, что конструктор не может их изменять, но может выбрать более приемлемую марку или заказать производителю состав, в котором характеристики будут изменены в требуемую сторону.

Одной из основных характеристик газогенерирующих составов является скорость реакции u_b, т.е. изменения координаты фронта реакции (прореагировавшего слоя) от давления в виде

, где:

p - давление в камере (определяется в процессе расчета),

T₀ - начальная температура заряда. Если газогенератор имеет систему терморегулирования, то T₀ принимается равной температуре, которую обеспечивает система терморегулирования. Если газогенератор не имеет системы поддержания температурного режима, то начальную температуру газогенерирующего элемента принимают равной температуре окружающей среды.

с_b - плотность вещества заряда;

p₀₀ - характерное давление, при котором определяется скорость горения;

a - коэффициент в законе горения, численно равный скорости горения при давлении p₀₀ (м/c);

n - показатель степени в законе горения (безразмерная);

и - коэффициент в законе горения, учитывающий влияние начальной температуры на скорость реакции (К);

T₀₀ - температура, при которой определялись коэффициенты a и n (К);

Т_bg - температура продуктов реакции (горения) при постоянном давлении (К);

p_st - минимальное давление устойчивого горения. Для того чтобы газогенератор начал устойчиво работать, необходимо, чтобы воспламенитель (инициатор) поднял давление в газогенераторе до этой величины.

R_g - газовая постоянная продуктов реакции при T=T_bg и давлении 100*10⁵Па (Дж/кг/К);

k_g - коэффициент адиабаты продуктов реакции при T=T_bg и давлении 100*10⁵Па;

Для определения теплоотдачи в стенки трубопровода и цилиндра необходимо знать значения коэффициентов вязкости продуктов реакции м и теплопроводности продуктов реакции л как функции от температуры, а также те же параметры для воздуха. При проведении расчетов определяется доля воздуха в смеси, и по зависимостям для смеси газов определяются вязкость и теплопроводность смеси.

5.2 Требования к твердому топливу для зарядов газогенераторов

температура горения топлива при постоянном давлении, не должна превышать 2200-2300 К. В противном, случае температуры стенок элементов газовых приводов (в особенности, выходных отверстий газогенератора и внутренней поверхности трубопровода), достигнут слишком высоких значений, что может привести к малоцикловому разрушению элементов после нескольких пусков, потребует усложнения конструкции узлов отверстий и увеличения толщин стенок из условия прочности.

желательно, чтобы минимальное давление устойчивого горения топлива было менее 3-4 МПа, а максимальное - более 22-25МПа. (Топливо НМФ-2, которое рассматривалось при проведении расчетов, имеет минимальное давление устойчивого горения 5МПа).

скорость горения при давлениях 15-20МПа должна быть не менее 8-10 мм/с. При меньших значениях толщина сгоревшего слоя окажется менее 3 мм. Изготовить бронированную шашку с такой толщиной заряда сложно, кроме того, сложно обеспечить прочность такой шашки при ее воспламенении.

необходимо обратить внимание на возможность догорания - реакции продуктов сгорания топлива, имеющих избыток горючего, с кислородом воздуха. Процесс догорания может начинаться не сразу, ему предшествует процесс смешения продуктов сгорания с воздухом. Происходит задержка догорания. Задержка высокотемпературных смесевых топлив мала и не оказывает влияния на процесс. Задержка баллиститных (нитроглицериновых) топлив может достигать несколько десятых секунды. При этом начало догорания сопровождается всплеском давления, что может привести к превышению ограничения на допустимое усилие. Поэтому при использовании таких топлив свободный объем вытеснителя заполняется азотом, что исключает возникновение, как всплеска давления, так и повышение температуры газов. Низкотемпературные составы, как правило, не догорают.

5.3 Схема газогенераторов

Газогенератор (рис 1) состоит из силового корпуса 4, заряда (одной или нескольких шашек твердого топлива) 5, элементов крепления заряда 3, которые должны дополнительно выполнять роль амортизатора защищая заряд от воздействия динамических нагрузок (при транспортировке), сопла 7 ограничивающего расход газа из газогенератора, диафрагмы 6 препятствующей попаданию элементов заряда в сопло, особенно на заключительных этапах работы. Для запуска газогенератора используется воспламенитель, который состоит из собственно воспламенителя 2 содержащего, как правило, заряд черного пороха и электровоспламенителя 1 с герметичным выводом электрической цепи. В некоторых случаях для исключения попадания твердых частиц образующихся при горении топлива в силовой цилиндр применяется фильтр представляющей спрессованный моток проволоки выполненной из материала с высокой температурой плавления. При повышенных временах работы газогенератора или при использовании смесевых порохов (топлив) корпус газогенератора необходимо защищать от воздействия высоких температур. Для этого на внутренние металлические поверхности наносится слой теплозащитного материала, который при тепловом воздействии подвергается эрозионному разрушению поглощая при этом поступающее тепло. Если корпус газогенератора выполнен из композиционного материала то эрозионному разрушению подвергается сам корпус. Поэтому толщина стенок корпуса должна быть увеличена с учетом толщины разрушенного материала. Газогенератор или непосредственно крепится к силовым цилиндрам, или соединяется с ними при помощи трубопроводов 8.

Корпус газогенератора и диафрагмы изготовлены из теплостойкой стали 12МХ. Состав стали: C - 0,09-0,16; Mn - 0,4-0,7; Si - 0,17-0,37; Cr - 0,4-0,7; Mo - 0,4-0,6. Данная сталь не обладает высокой прочностью (), однако, обладает высокой теплопроводностью. Это позволяет снизить термонапряжения, а также температуру внутренней (горячей) стенки. Основной причиной разрушения подобных узлов являются трещины, возникающие вследствие малоцикловой усталости, когда из-за термонапряжений, а также напряжений от сил давления, напряжения в отдельных точках превышают предел текучести, и возникают пластические деформации. Циклический переход напряжений из упругой области в пластическую, и обратно (циклы прогрева и охлаждения) приводят накоплению повреждений. В некоторых случаях усталостные разрушения могут наступить после нескольких пусков газогенератора. Использование таких сталей позволяет получить максимальный ресурс корпуса газогенератора, в то время, как использование высокопрочных сталей позволяет создать газогенератор минимальной массы. Тем не менее, опыт работы с такими изделиями показывает, что даже при использовании указанных сталей после нескольких десятков пусков происходит постепенное насыщение поверхностных слоев металла (соприкасающихся с горячими газами) углеродом и водородом. Это приводит к увеличению поверхностной твердости, увеличению хрупкости, снижению теплопроводности и пластичности и, в конечном счете, к образованию микротрещин (первые трещины обычно образуются на поверхности крышки перед соплом), что может в дальнейшем привести к разрыву корпуса газогенератора даже при штатном законе изменения давления.

Рисунок 1

Толщина стенок корпуса газогенераторов будет зависеть от максимального давления в газогенераторах и рассчитываются по формулам:

где Р - максимальное давление в газогенераторе;

[] - допустимое напряжение для данного материала;

D - внутренний диаметр корпуса газогенератора, выбираемый в зависимости от размеров заряда и его крепления к корпусу конструктивно.

Газогенератор первой ступени:

Р = 222,07 10⁵ Па; D = 0.172 м; [] = 2 10⁸ Па

м,

с учетом прогрева стенок выбираем h = 0.011 м.

Газогенератор второй ступени:

Р = 206 10⁵ Па; D = 0,289 м; [] = 210⁸ Па

м,

принимается h = 0.015 м., такой размер выбирается с учетом прогрева стенок.

5.4 Параметры газогенераторов

Газогенератор №1.

В силу того, что система работает в докритическом режиме - используется набор из отдельных цилиндрических шашек с горением по внутренней поверхности, заряд является прогрессивным.

Начальная поверхность горения 0.4490 m^2

Максимально возможная толщина сгоревшего слоя 3.20 mm

Диаметр каналов в шашке 11.00 mm

Толщина сгоревшего слоя в момент начала торможения 3.20 mm

Суммарная масса топлива 2.968 kg

Масса сгоревшего топлива к моменту начала торможения (исключая массу призм в моноблоке) 2.968 kg

Расчетная масса воспламенителя 0.144 kg

Максимальное давление в камере газогенератора 222.07 Pa*1.e5

Диаметр выходного отверстия газогенератора 38.2 mm

Первый газогенератор необходим нам для создания начального давления в силовом цилиндре катапульты. Для того, чтобы вытолкнуть ракета-носитель - необходимо создать усилие порядка 180т. Вывести на такой режим работы катапульту с помощью одного газогенератора возможно, но таком случае газогенератор должен сначала поднять расход в камеру катапульты, поддерживать его на определенном уровне, а далее расход должен в течении долей секунд уменьшиться. При достижении такого эффекта с помощью одного газогенератора - его конструкция будет иметь сложную конфигурацию - что не желательно в моем случае, т.к. сама ПУ имеет большое количество узлов, что уже уменьшает надежность.

Газогенератор № 2.

Используется шашка моноблок с горением по внутренней поверхности, так же прогрессивный заряд.

Начальная поверхность горения 0.8400 m^2

Максимально возможная толщина сгоревшего слоя 5.50 mm

Диаметр каналов в шашке 6.00 mm

Толщина сгоревшего слоя в момент начала торможения 5.50 mm

Суммарная масса топлива 14.168 kg

Масса сгоревшего топлива к моменту начала торможения (исключая массу призм в моноблоке) 14.168 kg

Расчетная масса воспламенителя 0.037 kg

Максимальное давление в камере газогенератора 206.86 Pa*1.e5

Диаметр выходного отверстия газогенератора 90.0 mm

Второй газогенератор необходим для основного разгона ракеты - носителя по направляющими задания необходимой начальной скорости для выхода из самолета - носителя. Когда ракета - носитель отлетает на безопасное для самолета расстояние, начинают работать двигатели ракеты - носителя.

В газогенераторе находится воспламенитель и основной заряд твердого топлива. Размеры ГГ - сравнительно малы, поэтому изменение параметров газа по длине можно не учитывать и рассматривать их как осредненные по объему. На выходе из газогенератора установлено сопло, ограничивающее расход газов из ГГ. Давление газа в ГГ в общем случае переменное, поскольку газоприход определяется, переменной площадью горения заряда и скоростью горения, зависящей от давления и начальной температуры.

5.5 Расчет зарядов газогенераторов

Для газогенератора первой ступени целесообразно выбрать заряд с возрастающей поверхностью горения, состоящий из двух шашек цилиндрической формы, бронированных по торцам и цилиндрической поверхности.

Имеющиеся данные:

Для расчета были использованы следующие формулы:

м;

; (1) (2)

где N - количество шашек в заряде;

n - число слоев.

Вследствие подбора оптимального значения количества шашек и слоев, придерживаясь формулы (2) принимаю N = 91, n = 5

Тогда получаем следующие параметры заряда и газогенератора:

Из формулы (1) получаем

м;

м;

расстояние между осями шашек находится по формуле:

м

По полученным данным построен общий вид газогенератора - ДПА 483.000.003.

Для газогенератора второй ступени выбран заряд в виде шашки с отверстиями.

По предыдущим расчетам имеем следующие данные:

F_0г =0,84 м²; х_{max сг.сл.} = 0,0055м; d_отв. = 0,006м; m_топл. = 14,168 кг

Заряд рассчитывается по формулам:

; (1) (2)

где N - количество отверстий в заряде;

n - число слоев.

В следствии подбора оптимального значения количества шашек и слоев, придерживаясь формулы (2) принимаю N = 217, n = 8

Тогда получаем следующие параметры заряда и газогенератора:

Из формулы (1) получаем

м;

м;

Расстояние между осями отверстий рассчитано по формуле:

м

По полученным данным построен общий вид газогенератора - ДПА 483.000.004

6. Трубопроводы

Проблема начального объема при работе катапульты

Трубопроводы могут иметь значительную протяженность, поэтому распределение параметров по длине неравномерно, хотя это различие проявляется в основном при запуске ГГ. На выходе из трубопроводов может быть установлено сопло. В большинстве случаев, и особенно для схем, использующих нестационарные эффекты для обеспечения требуемого газоприхода, процессы необходимо рассматривать как нестационарные.

В данной схеме трубопровод, соединяющий газогенераторы служит в качестве начального объёма. Для того, чтобы газогенераторы обеспечили необходимое давление в силовых цилиндрах - нам нужно создать начальный объём. Начальный объём можно создать благодаря увеличению длины силового цилиндра, но так как вся система находится в самолете-носителе - нет возможности увеличивать размеры, а как следствие массу и дополнительные узлы. Также, если в схеме уже используется трубопровод для создания сообщения между газогенераторами - для поддержания лучшей надежности работы силового цилиндра, можно использовать данный элемент конструкции в качестве начального объёма.

Параметры трубопровода

Так как трубопровод в данной схеме является так же начальным объемом, то соответственно расчетная длина каждого трубопровода, соединяющего газогенераторы с силовими цилиндрами - 2,000 м. Так как скорость течения газов по трубопроводу очень велика - соответсвенно начинают прогреваться стенки, для уменьшения температуры нагрева стенок трубопровода неоходимоуменьшить скорость потока газов. Для этого выбирается внутренний диаметр насколько возможно большой - 100 мм. Толщина стенок трубопровода подобрана с учетом теплового воздействия струи - 14 мм.

8. Рабочие цилиндры

Рабочие цилиндры имеют переменную высоту рабочей области. При этом на начальном этапе работы, когда неравномерность потока максимальная их высота мала. В дальнейшем распределение скоростей по длине цилиндра - существенно неравномерное (на входе в цилиндр образуются развитые циркуляционные зоны), однако величины скоростей не столь значительны и не приводят к существенному изменению давления, хотя влияют на теплоотдачу в стенки цилиндра. Особенностью термодинамических процессов в цилиндре является совершение работы по перемещению поршня.

Во всех трех узлах происходит смешение газов ГГ с находящимся там воздухом. Также во всех узлах происходит интенсивный нагрев конструкции горячими газами ГГ.

Размеры силовых цилиндров и параметры процессов, протекающих в них, так же рассчитываются с помощью программы. Силовые цилиндры подробно можно рассмотреть на чертеже общего вида катапульты - ДПА 483.001.002

Тормозное устройство

В схеме, используемой в данном проекте целесообразнее производить торможение при помощи пневмотормоза. Система, которую необходимо затормозить, во-первых, имеет высокую скорость, а остановить систему необходимо очень быстро; во-вторых, подвижная часть катапульты, закрепленного на траверсе, имеет большой вес порядка 10 т. Если использовать механический тормоз - сминаемый элемент будет иметь большие размеры, так как необходимо поглотить кинетическую энергию, создаваемую подвижными элементами катапульты, плюс силу разгона, и как следствие, на борту самолета появляется дополнительная масса, что не желательно.

При выборе размеров камеры торможения учитывалось, что при площади окон сброса составляют 5-10% от площади поперечного сечения цилиндра, время торможения на два порядка меньше времени сброса давления из основного цилиндра. Поэтому можно считать, что давление в основном цилиндре в процессе торможения не меняется (возможность уменьшения давления за счет использования форсированного сброса газа из рабочей камеры будет рассмотрена ниже). Таким образом, при торможении сила развиваемая тормозом должна быть больше силы, развиваемой основным цилиндром, причем торможение будет происходить под действием разности этих сил (суммарной силы). В быстродействующих газовых системах достаточно сложно обеспечивать заданную разность давлений а, следовательно, и заданное значение суммарной силы. Поэтому, чем плавней (чем на большем пути) будет тормозиться катапульта, тем больше будет относительная погрешность суммарной силы, тем выше будут разбросы скорости в конце торможения и тем больше вероятность появления случайных ударных нагрузок.

По этой причине величина суммарной силы, которая и обеспечивает торможение, не должна составлять менее 50% от силы развиваемой основным цилиндром. Если наружный диаметр тормозного цилиндра принять равным диаметру рабочего цилиндра, то с учетом того, что внутренний диаметр тормозного цилиндра больше чем рабочего давление в тормозном цилиндре должно быть больше чем в рабочем в 1,8-2,2 раза. В начале торможения сила, развиваемая тормозным цилиндром, будет меньше, чем сила, развиваемая рабочим цилиндром (из-за меньшей площади). Поэтому на первых этапах работы тормозного цилиндра элементы катапульты будут не тормозиться, а разгоняться (хотя и с меньшим ускорением, чем раньше). И только после существенного сжатия газа в тормозном цилиндре начнется торможение. Это приведет к неоправданному увеличению длины тормозного цилиндра. Тормоз с цилиндром большего диаметра начинает работать сразу, причем рабочий ход поршня в нем будет не более 50мм, если средняя сила торможения составляет 50% от силы развиваемой основным цилиндром и 25-40мм, если эти силы имеют близкие значения. По этим причинам уменьшать диаметр тормозного цилиндра, делая его равным диаметру рабочего цилиндра нецелесообразно.

Особенность пневматических (газовых) систем связана с тем, что газовый объем является аналогом пружины при практически полном отсутствии демпфирующих свойств (как и у обычных металлических пружин). Если не принять соответствующих мер, то после торможения подвижных частей катапульты произойдет отскок, а, так как давление в основной камере еще значительное, то подвижные части снова начнут разгоняться и камера торможения снова вступит в работу. Такой колебательный процесс опасен для самолета, к тому же, последующие торможения будут происходить в нерасчетном режиме при пониженном давлении в камере торможения (за время отскока значительная часть газа из тормозной полости стравливается через байпасный зазор), но при высоком давлении в основной камере. Это может привести к пробою тормоза и к появлению нерасчетных ударных нагрузок. Повысить демпфирующие свойства пневматического тормоза и уменьшить или даже исключить отскок можно за счет стравливания газа из камеры торможения через канал (зазор) переменного сечения. Для этого необходимо, чтобы при стравливании давление в тормозном цилиндре поддерживалось постоянным, и к моменту остановки масса сжатого газа была минимальна.

Последовательность процессов в схеме

Система начинает работать при включении пиропатрона. Пиропатрон приводит в действие воспламенитель. На 0,0052 с происходит прорыв мембраны, при достижении ф = 0,0296с с момента начала работы системы - начинает гореть основной заряд газогенератора первой ступени. Когда вследствие роста давления в силовом цилиндре усилие, действующее на РН со стороны траверсы превышает усилие удержания замково-стопорного устройства, объект начинает двигаться - это происходит в момент ф = 0,0343 с после начала работы, на этот момент давление в газогенераторе достигло значения 64,763 ·10⁵ Па. Газогенератор первой ступени служит для начального разгона объекта. В момент времени t =0,303с начинает работать газогенератор второй ступени, разгоняющий объект до скорости, сопоставимой со скоростью выхода ракеты из самолета. Во время разгона объекта шток движется в рабочей камере силового цилиндра. Газ из газогенераторов по трубопроводам поступает в рабочую камеру силового цилиндра, где создает основную силу, действующую на поршень. Одновременно через расчетный зазор между днищем рабочей камеры и втулкой, вдоль которой движется шток (верхняя часть скользящего поршня), газ поступает в нижнюю камеру цилиндра (камеру торможения). В результате давление в камере торможения примерно равно давлению в рабочей камере. В конце рабочего хода происходит соударение торца широкой части штока со скользящим поршнем, который до этого был прижат давлением к нижней крышке тормозной камеры. Для смягчения соударения в нижней части скользящего поршня имеется цилиндрическое углубление, диаметр которого примерно равен диаметру нижней части штока. Сжатие воздуха в этом углублении смягчает удар. После начала движения скользящего поршня втулка перемещается вверх вдоль днища рабочей камеры, перекрывая зазор между днищем и втулкой и прекращая поступление газа из рабочей камеры в камеру торможения. Скользящий поршень начинает сжимать газ в камере торможения. Сила давления, действующая на этот поршень, передается на шток и противодействует силе давления на поршень в рабочей камере. Поскольку давления в рабочей камере и в камере торможения в момент начала движения последней примерно равны, а площадь камеры торможения больше площади рабочей камеры, суммарная сила давления, действующая на подвижные части катапульты изменяет знак. В результате катапульта начинает тормозиться и траверса отстает от ракеты, которая по инерции продолжает двигаться к задней двери грузового отсека. Окончательная скорость выше скорости в конце работы катапульты, так как ракета продолжает разгоняться под действием проекции силы тяжести (самолет движется с положительным углом тангажа 20-26°). Перемещение скользящего поршня приводит к тому, что давление в тормозной камере, которое равнялось давлению в рабочей камере (187. Pa*10**5), продолжает расти. Как известно, оптимальный режим торможения реализуется при постоянном и максимально возможном отрицательном ускорении тормозящегося объекта. Поэтому давление в тормозной камере желательно поддерживать максимально возможным (по условиям прочности штока) и постоянным. Поэтому после того, как давление в камере торможения достигает этой величины, газ из этой камеры начинает стравливаться в объем под подвижным поршнем. Для этого в боковой поверхности тормозной камеры имеется профилированная выточка (участок с повышенным диаметром). Положение нижнего края этого участка подобрано так, что нижняя поверхность поршня проходит мимо него в момент, когда расчетное давление достигает требуемого значения. После этого газ из тормозной камеры через образовавшийся зазор начинает поступать в объем под скользящим поршнем и далее в выхлопной коллектор. Профиль проточки подобран так чтобы расчетное давление в камере торможения поддерживалось постоянным. После этого торможения подвижных частей катапульты происходит практически по закону равнозамедленного движения. К сожалению, обеспечить полное торможение при помощи пневматической системы невозможно, поскольку в конце, когда скорость катапульты становится малой, даже минимальные технологически достижимые значения зазора оказываются слишком большими и давление начинает падать. Поэтому для окончательного торможения подвижных частей катапульты используется механический тормоз, фактический ход которого составляет 0,9 мм. Он срабатывает в конце участка торможения, когда расчетная скорость катапульты составляет 3 м/с (скорость в начале торможения 14 м/с). Для сброса газов из рабочей камеры в верхней части ее боковой поверхности расположены прямоугольные окна сброса, относительной площадью 0,050. Нижняя поверхность рабочего поршня проходит мимо нижнего среза этих окон одновременно с началом движения скользящего поршня. Газ из рабочей камеры через открывающиеся окна (площадью 60 см²⁾начинает стравливаться в выхлопной коллектор.

Из верхней камеры торможения газы поступают через коллектор, соединяющий камеру торможения с корпусом самолета, выходят окружающую среду.

10. Исходные данные

Начальные параметры:

*293 K - начальная температура в объемах (t0);

*0.25e5 Па - давление окружающей среды (p0);

*1.e5 Па - начальное давление в объемах(p0i);

*24 гр - начальный угол тангажа самолета (fiug0);

* - 2.7 гр/с - угловая скорость самолета по тангажу (dfiugdt);

*3. м/с**2 - нормальная перегрузка самолета (кажущщееся gnorm) (gn);

Параметры камер газогенераторов (1-й газогенератор срабатывает первым):

*1 - 1 - используется схема с общими газогенераторамина каждый цилиндр;

*2 2 - у каждого цилиндра - свои газогенераторы (keyshem) количество последовательно срабатывающих газогенераторов (равно общему кол-ву газогенераторов / keyshem) (ngg);

*0.004 0.004 м^3 - начальные свободные объемы газогенераторов (vgg0 (i));