RU2569203C2 - Method to imitate conditions of rocket launch from submarine launcher in surface conditions and system for its realisation - Google Patents

Abstract

FIELD: testing equipment.

SUBSTANCE: invention relates to testing equipment and may be used for simulation of rocket launch from a submarine. The system of simulation of conditions of underwater rocket launch from a launcher in surface conditions comprises a launching pipe on surface load-bearing supports with a rocket mock-up with an obturator band, motion, speed and acceleration sensors, control equipment, a gas generator, a transition compartment, rolling contact bearings for motion of rocket mock-up along guides along the axis of the launching pipe, two power cylinders of a pneumatic piston system with pistons, stems and length of more than launching pipe length, a header with inlet and outlet pipelines with variable area of cross section by a throttle, a high pressure cylinder, devices for measurement of pressure and temperature of gas, a system for measurement of throttle opening area. Forces are created at a rocket mock-up depending on total area of cross section of pneumatic cylinders, the area of cross section of the inner cavity of the launcher, submersion depth, simulating hydrostatic pressure of water at launch depth, and forces of longitudinal resistance and friction, the gas generator is started, pressure is developed on the bottom of rocket mock-up and the obturator band, current movement values are measured, as well as speed and acceleration of rocket mock-up, pressure and temperature of gas in working cavities of pneumatic cylinders, the area of the throttle opening, they determine the value of required gas pressure in working cavities of pneumatic cylinders depending on total area of pistons in working cavities of pneumatic cylinders, the area of cross section of the launcher inner cavity, the rated value of coefficient of the longitudinal hydrodynamic resistance of the rocket depending on measured motion, connected mass of the rocket, friction forces of supports and obturator of rocket mock-up in contact with inner walls of the launcher, the value of measured pressure is compared with the required one, the throttle opening are value is changed to reduce pressure to the required value, the rocket mock-up is ejected from the launching pipe.

EFFECT: invention makes it possible to increase accuracy of simulation of gas dynamic processes of rocket launch from a submarine.

3 cl, 14 dwg

Description

Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) подводных лодок (ПЛ), а конкретно к ПУ, имитирующим в наземных условиях подводный старт ракеты.The invention relates to launchers (launchers) of submarines (submarines), and in particular to launchers that simulate underwater conditions an underwater launch of a rocket.

Рассматривается ПУ, с помощью которой осуществляется подводный минометный старт ракеты. Старт осуществляется путем создания в заракетном пространстве пусковой трубы избыточного давления газов, действующего на днище ракеты и ее обтюрирующий пояс. Для создания давления используется, например, стартовый газогенератор, размещаемый в подракетном объеме пусковой трубы. Под действием этого давления ракета выбрасывается из ПУ.The missile launcher, with the help of which an underwater mortar launch of a rocket, is considered. The start is carried out by creating in the space beyond the launch tube the excess gas pressure acting on the bottom of the rocket and its obturation belt. To create pressure, for example, a starting gas generator is used, which is placed in the sub-launch volume of the launch tube. Under the influence of this pressure, the rocket is ejected from the PU.

Целью заявляемого изобретения является имитация подводного старта ракеты на участке ее движения в ПУ от момента запуска стартового газогенератора до момента выхода заднего торца ракеты из пусковой трубы, осуществляемая путем проведения наземного старта полноразмерного макета ракеты из ПУ.The aim of the invention is to simulate an underwater launch of a rocket in the area of its movement in the launcher from the moment the launcher starts the gas generator to the moment the rear end of the rocket leaves the launch tube, carried out by ground launching a full-size missile launcher from the launcher.

Ближайшим аналогом имитации такого вида старта можно считать техническое решение, содержащееся в материалах патента РФ №2082936, МПК 41F 3/07.The closest analogue to simulating this type of launch can be considered the technical solution contained in the materials of the patent of the Russian Federation No. 2082936, IPC 41F 3/07.

В упомянутом техническом решении для наземной имитации условий подводного старта с помощью порохового ракетного двигателя (двигатели-противотяги) создают продольную силу, действующую на ракету против направления ее движения, эквивалентную суммарной силе от гидростатического давления на глубине старта, гидродинамического сопротивления и силы трения при движении ракеты продольно в ПУ.In the aforementioned technical solution for ground-based simulation of underwater launch conditions using a powder rocket engine (counter-thrust engines) create a longitudinal force acting on the rocket against the direction of its movement, equivalent to the total force from hydrostatic pressure at the launch depth, hydrodynamic resistance and friction when the rocket moves longitudinally in PU.

Это решение имеет следующие недостатки:This solution has the following disadvantages:

1. На испытаниях расходуются дорогостоящие пороховые двигатели-противотяги, специально проектируемые, изготавливаемые и испытываемые для каждого эксперимента.1. The tests consume expensive powder anti-traction engines, specially designed, manufactured and tested for each experiment.

2. Тяга порохового двигателя всегда имеет технологические отклонения (±25%) от требуемых для имитации старта величин, что ухудшает качество имитации.2. The thrust of the powder engine always has technological deviations (± 25%) from the values required to simulate the start, which worsens the quality of the simulation.

3. В ходе эксперимента тяга порохового двигателя не регулируется, ее величина выбирается по предполагаемому среднему значению имитируемых сил, поэтому изменение во времени отдельных составляющих имитируемых сил воспроизводить в принципе невозможно. Результаты экспериментов позволяют получить только принципиально важные характеристики динамики старта, не воспроизводя в точности переменных условий старта.3. During the experiment, the thrust of the powder engine is not regulated, its value is selected according to the estimated average value of the simulated forces, therefore, in time, it is impossible to reproduce in time the individual components of the simulated forces. The experimental results allow one to obtain only the fundamentally important characteristics of the start dynamics without reproducing exactly the variable start conditions.

4. К экспериментальной установке должны быть предъявлены специальные требования по пожаро-взрывобезопасности работы с пороховыми ракетными двигателями, а это существенно увеличивает стоимость стенда.4. Special requirements for fire and explosion safety of working with powder rocket engines must be presented to the experimental setup, and this significantly increases the cost of the bench.

Предлагаемый способ имитации и устройство для его осуществления не содержит указанных недостатков.The proposed method of simulation and a device for its implementation does not contain these disadvantages.

Вместо пороховых двигателей для имитации продольных сил, действующих на ракету при подводном старте, к макету ракеты против направления ее движения прикладывают силу, развиваемую пневматической поршневой системой (ППС), схема которой представлена на фиг. 1, 2, 3.Instead of powder engines to simulate the longitudinal forces acting on the rocket during underwater launch, a force developed by a pneumatic piston system (PPS) is applied to the rocket model against the direction of its movement, the diagram of which is shown in FIG. 1, 2, 3.

В ППС имеются:In the teaching staff there are:

1. Два одинаковых силовых цилиндра (1) с поршнями (2) и штоками (3). Длина рабочей части пневмоцилиндров примерно на 20-30% больше длины ПУ (4).1. Two identical power cylinders (1) with pistons (2) and rods (3). The length of the working part of the pneumatic cylinders is approximately 20-30% more than the length of the PU (4).

2. Поршни ППС имеют штоки (3), проходящие через уплотнения (7) в верхней части силовых пневмоцилиндров, в которых образуются рабочие газовые полости (8). Обе газовые полости соединены между собой коллекторами (9), которые выравнивают давления в газовых полостях пневмоцилиндров.2. PPS pistons have rods (3) passing through seals (7) in the upper part of the power pneumatic cylinders in which working gas cavities are formed (8). Both gas cavities are interconnected by collectors (9), which equalize the pressure in the gas cavities of the pneumatic cylinders.

Коллектор имеет входной (11) и выходной (13) трубопроводы. Входной трубопровод, соединенный с баллоном высокого давления (10), оборудован отсечным клапаном (12). Выходной трубопровод (13) оборудован регулятором расхода, имеющим дроссель (6) с регулируемым отверстием (14) и приводом (23) для изменения площади регулируемого отверстия дросселя и регулирования расхода газа из газовых полостей.The collector has inlet (11) and outlet (13) pipelines. The inlet pipe connected to the high-pressure cylinder (10) is equipped with a shut-off valve (12). The outlet pipe (13) is equipped with a flow regulator having a throttle (6) with an adjustable hole (14) and a drive (23) for changing the area of the adjustable throttle hole and regulating the gas flow from gas cavities.

Цилиндры ППС скреплены нижней частью с горизонтальной фундаментной плитой (21). ПУ (4) своей нижней частью также скреплена с фундаментной плитой.PPS cylinders are fastened with the lower part to a horizontal base plate (21). PU (4) is also bonded to the base plate with its lower part.

Параллельно оси ПУ на равных расстояниях от нее установлены соединенные с фундаментом две направляющие (16), скрепленные между собой в верхней части балкой (18). К носовой части макета ракеты (5) прикреплена траверса (15). К траверсе прикреплены штоки ППС для передачи на макет ракеты силы от давления в ППС. Траверса оборудована роликовыми опорами (17) для обеспечения движения штоков пневмоцилиндров параллельно оси ПУ.Parallel to the axis of the PU, at equal distances from it, two guides (16) connected to the foundation are mounted, fastened together in the upper part by a beam (18). A traverse (15) is attached to the bow of the missile model (5). PPS rods are attached to the traverse for transmitting force to the missile prototype from the pressure in the PPS. The traverse is equipped with roller bearings (17) to ensure the movement of the pneumatic cylinder rods parallel to the PU axis.

К балке (18) прикреплено тормозное устройство в виде пневмоцилиндра (19), оборудованного предохранительным клапаном (20).A brake device in the form of a pneumatic cylinder (19) equipped with a safety valve (20) is attached to the beam (18).

Имитация условий подводного старта с помощью предлагаемой системы для ее реализации осуществляется следующим образом.Simulation of underwater conditions using the proposed system for its implementation is as follows.

1. До запуска стартового генератора (22) (см. фиг. 1) с помощью ППС имитируется воздействие гидростатической силы на макет ракеты при заданной глубине старта.1. Prior to launching the start generator (22) (see Fig. 1), the effect of hydrostatic force on the rocket model at a given launch depth is simulated using PPS.

Для этого, используя баллон высокого давления (10), через входной трубопровод (11) закачивают газ в рабочие газовые полости силовых пневмоцилиндров (8), при этом в выходном трубопроводе (13) регулируемое отверстие (14) закрыто. В момент, когда Р_цил(t) становится равным Р_нач, срабатывает отсечной клапан (12) и накачка газом прекращается.For this, using a high-pressure cylinder (10), gas is pumped through the inlet pipe (11) into the working gas cavities of the power pneumatic cylinders (8), while the adjustable hole (14) is closed in the outlet pipe (13). At the moment when P _cyl (t) becomes equal to P _start , the shut-off valve (12) is activated and gas pumping stops.

Измеряют давление Р_цил(t) и температуру Т_цил(t) газа в рабочих полостях пневмоцилиндровThe pressure P _cyl (t) and the temperature T _cyl (t) of gas in the working cavities of the pneumatic cylinders are measured

При этом величина давления Р_нач определяется по формуле:In this case, the pressure value P _n is determined by the formula:

гдеWhere

S_цил [м²] - суммарная площадь поршней пневмоцилиндров ППС;S _cyl [m ² ] - the total area of the pistons of the PPS pneumatic cylinders;

S_пу [м²] - площадь поперечного сечения внутренней полости ПУ;S _pu [m ² ] is the cross-sectional area of the inner cavity of the PU;

ρ=1020 [кг/м³] - плотность морской воды;ρ = 1020 [kg / m ³ ] is the density of sea water;

g=9.81 [м/с²] - ускорение свободного падения;g = 9.81 [m / s ² ] - acceleration of gravity;

H₀ [м] - заданная глубина старта.H ₀ [m] is the given start depth.

2. Запускают стартовый газогенератор (22), обеспечивая повышение давления в подракетном пространстве ПУ (8). После того как газодинамическая сила, действующая на дно макета, превысит суммарную силу, включающую вес макета, гидростатическую силу и силу трения, макет ракеты начинает движение. С этого момента открывается регулируемое отверстие дросселя (14) выходного трубопровода (13) для выпуска газа из рабочих полостей цилиндров ППС (8).2. Start the starting gas generator (22), providing an increase in pressure in the launcher space launcher (8). After the gas-dynamic force acting on the bottom of the prototype exceeds the total force, including the weight of the prototype, hydrostatic force and friction force, the prototype of the rocket begins to move. From this moment, the adjustable opening of the throttle (14) of the outlet pipe (13) opens to release gas from the working cavities of the PPS cylinders (8).

3. После начала движения макета ракеты производят измерение текущих значений следующих параметров:3. After the start of the movement of the rocket model, the current values of the following parameters are measured:

- давления газа P(t) и температуры газа T(t) в рабочих полостях пневмоцилиндра;- gas pressure P (t) and gas temperature T (t) in the working cavities of the pneumatic cylinder;

- перемещения макета ракеты X(t), скорости и ускорения макета ракеты $$\dot{X}(t)$$

и $$\ddot{X}(t)$$

соответственно;- displacement of the rocket model X (t), speed and acceleration of the rocket model $$\dot{X}(t)$$

and $$\ddot{X}(t)$$

respectively;

- площади регулируемого отверстия дросселя S_др(t);- the area of the adjustable bore of the inductor S _dr (t);

4. Вычисляют по замеренным параметрам величину требуемого давления газа в рабочих полостях пневмоцилиндров $$P_{цил}^{треб}(t)$$

по следующей формуле:4. Calculate the measured parameters of the required gas pressure in the working cavities of the pneumatic cylinders $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

according to the following formula:

,

,

гдеWhere

S_цил [м²] - суммарная площадь поршней пневмоцилиндров,S _cyl [m ² ] - the total area of the pistons of the pneumatic cylinders,

S_пу [м²] - площадь поперечного сечения внутренней полости ПУ,S _PU [m ² ] is the cross-sectional area of the inner cavity of the PU,

Cx(x(t)) - расчетное значение коэффициента продольного гидродинамического сопротивления ракеты в зависимости от измеренного перемещения x(t),Cx (x (t)) is the calculated value of the coefficient of longitudinal hydrodynamic drag of the rocket depending on the measured displacement x (t),

λ₁₁ [кг] - присоединенная масса ракеты в направлении продольной оси,λ ₁₁ [kg] - attached mass of the rocket in the direction of the longitudinal axis,

F_тр [Н] - сила трения опор и обтюратора макета при контакте с внутренними стенками ПУ,F _Tr [N] - the friction force of the supports and the seal obturator in contact with the inner walls of the PU,

5. По измеренным величинам P_цил(t) определяют величину скорости изменения давления в рабочих полостях пневмоцилиндров $$\frac{d{P}_{цил}(t)}{dt}$$

и требуемую величину площади отверстия дросселя $$S_{др}^{треб}(t)$$

по формуле:5. The measured values of P _cyl (t) determine the magnitude of the rate of change of pressure in the working cavities of the pneumatic cylinders $$\frac{d{P}_{c\mathrm{and}l}(t)}{dt}$$

and the required size of the throttle hole area $$S_{dR}^{tReb}(t)$$

according to the formula:

где:Where:

Kp - передаточный коэффициент давления, величина которого принимается в диапазоне от 0.4 до 0.6,Kp - pressure transfer coefficient, the value of which is taken in the range from 0.4 to 0.6,

Kpp - передаточный коэффициент скорости изменения давления, величина которого принимается в диапазоне от 0.02 до 0.04.Kpp - gear ratio of the rate of change of pressure, the value of which is taken in the range from 0.02 to 0.04.

6. Изменяют величину площади регулируемого отверстия дросселя S_др(t) до требуемой величины $$S_{др}^{треб}(t)$$

со скоростью $$\frac{d{S}_{др}(t)}{dt}$$

, определяемой по формуле:6. Change the size of the adjustable throttle bore S _dr (t) to the desired value $$S_{dR}^{tReb}(t)$$

with speed $$\frac{d{S}_{dR}(t)}{dt}$$

defined by the formula:

где:Where:

Ks - передаточный коэффициент скорости регулирования, величина которого принимается в диапазоне от 10 до 30,Ks - gear ratio of the regulation speed, the value of which is taken in the range from 10 to 30,

посредством чего приводят величину измеренного давления P_цил(t) к требуемой величине $$P_{цил}^{треб}(t)$$

.whereby the magnitude of the measured pressure P _cyl (t) is brought to the desired value $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

.

7. После выхода торца ракеты из ПУ с помощью пневмоцилиндров (8) и тормозного устройства (19), (20) осуществляют торможение макета вплоть до полной его остановки и фиксации, для чего в конструкции штоков пневмоцилиндров предусмотрено увеличение длины штоков и пневмоцилиндров, а также нправляющих по сравнению с длиной пусковой трубы примерно на 20-30%. Для торможения в ППС при необходимости может быть использовано дополнительное тормозное устройство (19), (20).7. After the end of the missile end from the launcher with the help of pneumatic cylinders (8) and a brake device (19), (20), the model is braked until it is completely stopped and fixed, for this purpose, the length of the rods and pneumatic cylinders in the design of the piston rods is also guiding in comparison with the length of the launch tube by about 20-30%. If necessary, an additional braking device (19), (20) can be used for braking in the faculty.

На фиг. 1, 2, 3 показана схема экспериментальной установки в трех стадиях эксперимента:In FIG. 1, 2, 3 shows a diagram of the experimental setup in three stages of the experiment:

- В начальной (до начала движения макета ракеты, фиг. 1);- In the initial (before the start of the movement of the rocket model, Fig. 1);

- В промежуточной (в процессе движения макета ракеты, фиг. 2);- In the intermediate (in the process of moving the rocket model, Fig. 2);

- В конечной (после полного торможения и фиксации макета ракеты, фиг. 3).- In the final (after complete braking and fixing the layout of the rocket, Fig. 3).

Приведем численный пример применения предлагаемых способа и устройства для имитации подводного старта.Here is a numerical example of the application of the proposed method and device for simulating underwater launch.

Рассмотрим старт ракеты массой 3000 кг с глубины Н₀=43 м из ПУ длиной 8 м и с площадью поперечного сечения S_тпк=0,33 м².Consider the start of a rocket weighing 3000 kg from a depth of H ₀ = 43 m from a launcher of 8 m length and with a cross-sectional area S _tpc = 0.33 m ² .

В результате газодинамического расчета минометного старта ракеты были получены зависимости от времени перемещения x(t), скорости перемещения $$\dot{x}(t)$$

и ускорения $$\ddot{x}(t)$$

, приведенные на фиг. 4, 5 и 6 соответственно.As a result of the gas-dynamic calculation of the mortar launch of the rocket, dependences on the travel time x (t) and the travel speed were obtained $$\dot{x}(t)$$

and acceleration $$\ddot{x}(t)$$

shown in FIG. 4, 5 and 6, respectively.

В данном расчете гидродинамические силы моделировались в соответствии со следующими формулами:In this calculation, the hydrodynamic forces were modeled in accordance with the following formulas:

- сила гидростатического давления:- force of hydrostatic pressure:

- сила гидродинамического сопротивления:- hydrodynamic drag force:

C_x(x(t)) принимается в соответствии с фиг. 7.C _x (x (t)) is adopted in accordance with FIG. 7.

Рассмотрим эксперимент, в котором масса конструкции макета ракеты, конструкция ПУ и характеристики стартового газогенератора полностью совпадают с теми, для которых был проведен газодинамический расчет. Будем считать, что полученные в результате расчета газодинамики старта ракеты параметры движения макета ракеты x(t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

являются результатами измерения параметров движения макета ракеты при испытаниях в системе имитации подводного старта с помощью ППС.Consider an experiment in which the mass of the design of the rocket model, the design of the launcher and the characteristics of the starting gas generator completely coincide with those for which the gas-dynamic calculation was performed. We assume that the parameters of motion of the rocket model x (t) obtained as a result of calculating the gas dynamics of the launch of the rocket, $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

are the results of measuring the parameters of the motion of the rocket model during tests in an underwater launch simulation system using PPS.

Примем для ППС следующие характеристики:We accept the following characteristics for faculty members:

- диаметр каждого пневмоцилиндра D_цил=0.2 м;- the diameter of each pneumatic cylinder D _cyl = 0.2 m;

- диаметр штока d_шт=0.02 м;- rod diameter d _pc = 0.02 m;

- суммарная рабочая площадь двух силовых пневмоцилиндров S_цил=0.062 м²;- total working area of two power pneumatic cylinders S _cyl = 0.062 m ² ;

- общий начальный рабочий объем полостей пневмоцилиндров W₀ с учетом участка торможения L_торм=3 м равен 0.682 м³;- the total initial working volume of the cavities of the pneumatic cylinders W ₀ , taking into account the braking area L _brake = 3 m, is 0.682 m ³ ;

- путь, проходимый макетом ракеты внутри ПУ, равен 8 м.- the path traveled by the model of the rocket inside the launcher is 8 m.

Как следует из формул (3) и (4), требуемые для имитации подводного старта величины гидродинамических сил при заданной начальной глубине H₀ и при известных исходных данных (согласно (5) и фиг. 7) являются функциями величин x(t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

, измеряемых в эксперименте.As follows from formulas (3) and (4), the hydrodynamic forces required to simulate an underwater start at a given initial depth H ₀ and for known initial data (according to (5) and Fig. 7) are functions of the quantities x (t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

measured in experiment.

Если для имитации гидродинамических сил (3) и (4) с помощью ППС удается обеспечить требуемый закон изменения от времени давления в рабочих полостях пневмоцилиндров $$P_{цил}^{треб}(t)$$

, используя регулятор давления и измеренные величины x(t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

, то задачу имитации подводного старта с помощью ППС можно считать выполненной.If to simulate the hydrodynamic forces (3) and (4) with the help of the faculty, it is possible to provide the required law of change in the pressure time in the working cavities of the pneumatic cylinders $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

using a pressure regulator and measured values x (t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

, then the task of simulating an underwater launch using PPS can be considered completed.

Представим систему уравнений для определения силы для имитации подводного старта, создаваемой давлением P_цил(t) внутри пневмоцилиндров, при которой макет ракеты имеет параметры x(t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

, приведенные на фиг 4, 5 и 6.Imagine a system of equations for determining the force to simulate an underwater launch created by the pressure P _cyl (t) inside the pneumatic cylinders, at which the missile model has parameters x (t), $$\dot{x}(t)$$

, $$\ddot{x}(t)$$

shown in FIGS. 4, 5 and 6.

Текущее значение плотности газа p(t) в цилиндре можно найти, интегрируя уравнениеThe current value of the gas density p (t) in the cylinder can be found by integrating the equation

,

,

здесь:here:

G(t) - весовой расход газа через дроссельное отверстие;G (t) is the mass flow rate of gas through the throttle hole;

W(t) - текущее значение объема газа в пневмоцилиндрах. W (t) is the current value of the gas volume in the pneumatic cylinders.

Учитывая, чтоGiven that

С учетом (7) и (8) уравнение (6) имеет вид:Given (7) and (8), equation (6) has the form:

Начальные условия для уравнения (9):The initial conditions for equation (9):

Т₀ - начальное значение температуры газа, принимается T₀=293K;T ₀ - the initial value of the gas temperature, T ₀ = 293K;

R=286 - газовая постоянная;R = 286 - gas constant;

Начальное значение давления газа в пневмоцилиндрах:The initial value of the gas pressure in the pneumatic cylinders:

Здесь:Here:

ρ=1020 кг/м³ - плотность морской воды;ρ = 1020 kg / m ³ is the density of sea water;

g=9.81 м/с² - ускорение свободного падения;g = 9.81 m / s ² - acceleration of gravity;

H₀=43 м - глубина старта;H ₀ = 43 m - start depth;

S_пу=0.33 м² - площадь поперечного сечения ПУ;S _PU = 0.33 m ² - the cross-sectional area of PU;

S_цил=0.062 м² - суммарная площадь поперечного сечения пневмоцилиндров за вычетом площадей штоков.S _cyl = 0.062 m ² - the total cross-sectional area of the pneumatic cylinders minus the areas of the rods.

Текущие значения давления P_цил(t) в пневмоцилиндре:Current values of pressure P _cyl (t) in the pneumatic cylinder:

здесь n - показатель политропы, n=1.4.here n is an indicator of polytropy, n = 1.4.

Текущие значения производной давления $$\frac{d{P}_{цил}(t)}{dt}$$

в пневмоцилиндре:Current Derivative Pressure Values $$\frac{d{P}_{c\mathrm{and}l}(t)}{dt}$$

in the pneumatic cylinder:

Текущее значение температуры Т_цил(t)Current temperature T _cyl (t)

Текущее значение весового расхода G(t) через дроссельное отверстие:The current value of the weight flow rate G (t) through the throttle hole:

Здесь

Here

где k=1.4 - отношение теплоемкостей,where k = 1.4 is the ratio of heat capacities,

φ=0.9 - коэффициент расхода.φ = 0.9 is the flow coefficient.

Требуемое текущее значение давления в пневмоцилиндрах:Required current pressure value in pneumatic cylinders:

Для имитации необходимо, чтобы регулирование площади дроссельного отверстия обеспечивало минимальное отличие P_цил(t) от $$P_{цил}^{треб}(t)$$

(см. фиг. 9, 11, 13).To simulate, it is necessary that the regulation of the area of the throttle hole provide a minimum difference between P _cyl (t) and $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

(see Fig. 9, 11, 13).

Уравнение для скорости изменения площади поперечного сечения дросселя (S_др(t)) имеет вид:The equation for the rate of change of the cross-sectional area of the throttle (S _dr (t)) has the form:

Здесь:Here:

- Сигнал рассогласования

- Mismatch signal

- требуемая величина площади отверстия дросселя $$S_{др}^{треб}(t)$$

- the required value of the area of the throttle hole $$S_{dR}^{tReb}(t)$$

- требуемая величина площади с учетом ограничения на предельную площадь отверстия дросселя $$(S_{др}^{max}=0.01)$$

.

- the required size of the area, taking into account the restrictions on the limiting area of the opening of the throttle $$(S_{dR}^{max}=0.0\mathrm{one})$$

.

k_P и k_PP - передаточные коэффициенты.k _P and k _PP are gear ratios.

k_P - передаточный коэффициент давления, величина которого принимается от 0.4 до 0.6,k _P - pressure transfer coefficient, the value of which is taken from 0.4 to 0.6,

k_PP - передаточный коэффициент скорости изменения давления, величина которого принимается от 0.02 до 0.04.k _PP - gear coefficient of the rate of change of pressure, the value of which is taken from 0.02 to 0.04.

Для рассмотренного численного примера примем

.For the considered numerical example, we take

.

Начальные значения площади дроссельного отверстия:The initial values of the area of the throttle hole:

S_др(t)=0 при t=0S _dr (t) = 0 at t = 0

Функция F(σ^*) представлена в виде графика (фиг. 8).The function F (σ ^* ) is presented in the form of a graph (Fig. 8).

В результате решения системы уравнений (6)-(22) были получены законы изменения от времени давления P_цил(t), площади дроссельного отверстия S_др(t) и проведено приведение давления P_цил(t) к требуемому давлению $$P_{цил}^{треб}(t)$$

.As a result of solving the system of equations (6) - (22), the laws of change in pressure time P _cyl (t), the area of the throttle hole S _dr (t) were obtained and the pressure P _cyl (t) was reduced to the required pressure $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

.

Были рассмотрены 3 варианта имитации сил подводного старта:Three options for simulating underwater launch forces were considered:

1. Имитация только гидростатического давления (фиг. 9, 10).1. Simulation of only hydrostatic pressure (Fig. 9, 10).

2. Имитация силы гидростатического давления, силы трения и силы продольного - аэрогидродинамического сопротивления (фиг. 11, 12).2. Simulation of hydrostatic pressure, friction and longitudinal - aerohydrodynamic drag (Fig. 11, 12).

3. Имитация всех гидродинамических сил, включая λ₁₁ (фиг. 13, 14).3. Simulation of all hydrodynamic forces, including λ ₁₁ (Fig. 13, 14).

$$P_{цил}^{треб}(t)$$

рассчитывалось согласно (17). $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

calculated according to (17).

Расчеты показали, что в варианте 3 отличия P_цил(t) от $$P_{цил}^{треб}(t)$$

не более 12,5% (только в начале движения) (см. фиг. 13 и 14).Calculations showed that in option 3 differences P _cyl (t) from $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

no more than 12.5% (only at the beginning of the movement) (see Figs. 13 and 14).

В варианте 2 отличие P_цил(t) от $$P_{цил}^{треб}(t)$$

не более 6% в начале движения (см. фиг. 11 и 12).In option 2, the difference between P _cyl (t) from $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

not more than 6% at the beginning of the movement (see Figs. 11 and 12).

В варианте 1 отличие P_цил(t) от $$P_{цил}^{треб}(t)$$

не более 1% (см. фиг. 9 и 10).In option 1, the difference P _cyl (t) from $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

not more than 1% (see Figs. 9 and 10).

Таким образом, в численном примере показано, что применение пневматической поршневой системы для имитации сил подводного старта обеспечивает достаточно высокую точность имитации и расширение возможностей наземной натурной отработки газодинамических процессов старта.Thus, in a numerical example, it is shown that the use of a pneumatic piston system to simulate the forces of an underwater launch provides a sufficiently high simulation accuracy and the expansion of the possibilities of ground full-scale development of gas-dynamic launch processes.

Claims (3)

1. Способ имитации условий старта ракеты из пусковой установки подводной лодки в наземных условиях, включающий запуск газогенератора, создание давления на днище макета ракеты и обтюрирующий пояс, выброс макета ракеты из пусковой трубы, создание до запуска газогенератора силы, прикладываемой к макету ракеты в направлении, противоположном его движению, и имитирующей воздействие на ракету гидростатического давления воды на глубине старта, силу продольного сопротивления и силу трения, отличающийся тем, что создают с помощью пневматической поршневой системы силу, имитирующую воздействие на ракету гидростатического давления воды, повышая давление газа в пневмоцилиндрах до величины, определяемой по формуле:

где:
S_цил [м²] - суммарная площадь поперечного сечения пневмоцилиндров,
S_пу [м²] - площадь поперечного сечения внутренней полости пусковой установки,
ρ=1020 [кг/м³] - плотность морской воды,
g=9.81 [м/с²] - ускорение свободного падения,
H₀ [м] - глубина погружения, отсчитываемая от верхнего сечения пусковой установки,
а после запуска газогенератора, начала движения макета ракеты и вытеснения через отверстие дросселя газов из пневмоцилиндров замеряют текущие значения перемещения x(t), скорости $$\dot{x}(t)$$

и ускорения $$\ddot{x}(t)$$

макета ракеты, давления P_цил(t) и температуры газа T(t) в рабочих полостях пневмоцилиндров, а также площадь отверстия дросселя S_др(t), определяют величину требуемого давления газа в рабочих полостях пневмоцилиндров $$P_{цил}^{треб}(t)$$

по формуле:

где:
S_цил [м²] - суммарная площадь поршней в рабочих полостях пневмоцилиндров,
S_пу [м²] - площадь поперечного сечения внутренней полости пусковой установки,
Сх(х(t)) - расчетное значение коэффициента продольного гидродинамического сопротивления ракеты в зависимости от измеренного перемещения x(t),
λ₁₁ [кг] - присоединенная масса ракеты в направлении ее продольной оси,
F_тр [Н] - сила трения опор и обтюратора макета ракеты при контакте с внутренними стенками пусковой установки,
сравнивают величину измеренного давления P_цил(t) с требуемым $$S_{цил}^{треб}(t)$$

, изменяют величину площади отверстия дросселя S_др(t) для приведения давления P_цил(t) к требуемому значению $$P_{цил}^{треб}(t)$$

.1. A method of simulating the conditions for launching a rocket from a submarine launcher in ground conditions, including starting a gas generator, creating pressure on the bottom of the rocket model and the obturation belt, ejecting the rocket model from the launch pipe, creating a force applied to the rocket model before launch, in the direction opposite to its movement, and simulating the effect of hydrostatic water pressure on the rocket at the start depth, the longitudinal resistance force and the friction force, characterized in that they are created using pneumatic piston system force, simulating the effect on a rocket of hydrostatic pressure of water, increasing the gas pressure in the pneumatic cylinders to a value determined by the formula:

Where:
S _cyl [m ² ] is the total cross-sectional area of the pneumatic cylinders,
S _PU [m ² ] is the cross-sectional area of the internal cavity of the launcher,
ρ = 1020 [kg / m ³ ] is the density of sea water,
g = 9.81 [m / s ² ] - gravity acceleration,
H ₀ [m] - immersion depth, measured from the upper section of the launcher,
and after the start of the gas generator, the beginning of the movement of the rocket model and the displacement through the opening of the gas throttle from the pneumatic cylinders, the current values of displacement x (t), speed $$\dot{x}(t)$$

and acceleration $$\ddot{x}(t)$$

rocket layout, pressure P _{cyl (t)} and gas temperature T (t) in the working cavities of the pneumatic cylinders, as well as the area of the orifice hole S _{dr (t)} , determine the value of the required gas pressure in the working cavities of the pneumatic cylinders $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

according to the formula:

Where:
S _cyl [m ² ] - the total area of the pistons in the working cavities of the pneumatic cylinders,
S _PU [m ² ] is the cross-sectional area of the internal cavity of the launcher,
Cx (x (t)) is the calculated value of the longitudinal hydrodynamic drag coefficient of the rocket, depending on the measured displacement x (t),
λ ₁₁ [kg] - the attached mass of the rocket in the direction of its longitudinal axis,
F _Tr [N] - the friction force of the supports and the seal obturator rocket in contact with the inner walls of the launcher,
compare the value of the measured pressure P _cyl (t) with the desired $$S_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

, change the size of the area of the orifice hole S _dr (t) to bring the pressure P _cyl (t) to the desired value $$P_{c\mathrm{and}l}^{tReb}(t)$$

. 2. Система имитации условий подводного старта ракеты из пусковой установки в наземных условиях, содержащая установленную на наземных силовых опорах пусковую трубу с размещенными внутри нее макетом ракеты с обтюрирующим поясом, газогенератором, сообщенным с заракетным объемом, переходной отсек, скрепленный с носовой частью макета ракеты и имеющий узлы для передачи имитирующих сил на макет ракеты, а также опоры качения для движения макета ракеты по направляющим вдоль оси пусковой трубы, отличающаяся тем, что
на наземных силовых опорах установлены два силовых цилиндра пневматической поршневой системы, оси которых параллельны продольной оси пусковой установки, каждый силовой пневмоцилиндр снабжен поршнем и штоком, надпоршневые рабочие полости силовых пневмоцилиндров соединены между собой коллектором, который оборудован входным и выходным трубопроводами, входной трубопровод через отсечной клапан соединен с баллоном высокого давления для зарядки пневматической поршневой системы, а выходной трубопровод оборудован дросселем с регулируемым отверстием для выпуска газов из рабочих полостей пневмоцилиндров и снабжен устройством для изменения величины площади поперечного сечения дросселя с помощью управляемого привода, пневмоцилиндры оборудованы устройствами измерения давления и температуры газа внутри рабочих объемов пневмоцилиндров и системой замера площади отверстия дросселя, а макет ракеты снабжен датчиками перемещений, скорости и ускорения макета ракеты, соединенными с аппаратурой управления.2. A system for simulating the conditions of an underwater launch of a rocket from a launcher in ground conditions, comprising a launch tube mounted on ground power supports with a missile prototype with an obturating belt inside it, a gas generator in communication with the missile volume, a transition compartment fastened to the bow of the missile prototype, and having nodes for transmitting simulating forces to the missile model, as well as rolling bearings for moving the missile model along the guides along the axis of the launch tube, characterized in that
two power cylinders of the pneumatic piston system are installed on the ground power supports, the axes of which are parallel to the longitudinal axis of the launcher, each power pneumatic cylinder is equipped with a piston and rod, the piston working cavities of the power pneumatic cylinders are interconnected by a collector, which is equipped with inlet and outlet pipelines, the inlet pipe through an shut-off valve connected to a high-pressure cylinder for charging a pneumatic piston system, and the outlet pipe is equipped with a throttle with adjustable a hole for discharging gases from the working cavities of the pneumatic cylinders and equipped with a device for changing the cross-sectional area of the throttle using a controlled drive, the pneumatic cylinders are equipped with measuring pressure and gas temperature inside the working volumes of the pneumatic cylinders and a system for measuring the area of the throttle aperture, and the missile model is equipped with displacement and speed sensors and accelerating the layout of the rocket connected to the control equipment. 3. Система по п. 2, отличающееся тем, что длина каждого силового цилиндра больше, чем длина пусковой трубы. 3. The system according to claim 2, characterized in that the length of each power cylinder is greater than the length of the launch tube.

Images