Совершенствование конструкции габаритных уплотнительных устройств в экстремальных условиях эксплуатации тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Панкова Ксения Викторовна

• Панкова Ксения Викторовна
• кандидат наук
• 2026

Оглавление диссертации кандидат наук Панкова Ксения Викторовна

Введение

Глава 1. Состояние вопроса и задачи исследования

1.1. Анализ способов старта летательного аппарата

1.2. Анализ требований, предъявляемых к обтюрирующему поясу стартово-разгонной ступени летательного аппарата

1.3. Особенности конструкции обтюрирующего пояса

1.4. Цели и задачи исследования

Глава 2. Технические решения по созданию конструкции

обтюрирующего пояса с уплотнительным устройством в

экстремальных условиях эксплуатации

2.1. Анализ современных уплотнительных элементов для устройств 29 возвратно-поступательного действия

2.2. Аналитическое определение геометрических параметров 34 упругопластического уплотнительного элемента

2.3. Определение компонентов обтюрирующего пояса

2.4. Анализ композиционных материалов уплотнительной 44 манжеты

2.5. Анализ поведения уплотнительной манжеты выбранной 51 геометрии при минометном старте

2.5.1. Общее описание задачи

2.5.2. Определение свойств материала уплотнительной манжеты

2.5.3. Определение оптимальной геометрии модели для конечно- 54 элементного моделирования

2.5.4. Создание сетки конечно-элементной модели

2.5.5. Определение граничных условий для расчета

Стр.

2.5.6. Принятые условности модели

2.5.7. Анализ результатов расчета методом конечных элементов

Глава 3. Разработка метода экспериментального исследования

обтюрирующего пояса

3.1. Анализ требований к испытаниям ракетно-космической

техники

3.2. Определение условий проведения экспериментальных исследований

3.3. Анализ априорной информации о существующем заделе

3.4. Разработка методики и стенда проверки на функционирование обтюрирующего пояса летательного аппарата

Глава 4. Экспериментальное исследование габаритной уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса в условиях миномётного старта

4.1. Предварительная подготовка разработанного испытательного

стенда

4.2. Проведение испытаний на определение усилия сопротивления габаритной уплотнительной манжеты

4.3. Проведение испытаний на герметичность габаритной уплотнительной манжеты

4.4. Анализ результатов экспериментальных данных

Заключение

Список используемых аббревиатур

Список литературы

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Совершенствование конструкции габаритных уплотнительных устройств в экстремальных условиях эксплуатации»

Актуальность темы исследования

Уплотнительные устройства, выполненные из полимерно-композиционных материалов (далее ПКМ) широко используются в различных областях техники. С XIX века по настоящее время именно уплотнители являются превалирующим объектом техники, способным обеспечивать герметичность для всех изделий промышленности [3, 85, 86]. При этом совершенствование и создание новых видов уплотнений связано с развитием всех областей машиностроения и область их применения растет.

Особый интерес представляет крупногабаритные уплотнительные устройства, используемые в горнодобывающей отрасли, металлургической промышленности, машино-, авиа-, ракето-, -судостроения, нефтедобыча и переработка, энергетика и др. [35, 38, 76, 87].

При этом актуальной задачей является исследование и совершенствование уплотнительных устройств для ракетно-космической техники (далее РКТ), которая считается одной из самых высокобюджетных сфер промышленности [36]. Одним из критически важных узлов летательного аппарата (далее ЛА), в состав которого входит габаритное уплотнительное устройство, является стартово-разгонная ступень (далее СРС), осуществляющая старт ЛА. СРС, а именно расположенный на нем обтюрирующий пояс с габаритной уплотнительной манжетой обеспечивает возможность осуществления минометного старта из транспортно-пускового стакана (далее ТПС), одного из наиболее эффективных и безопасных как для наземных, так и для морских носителей. Поэтому все ЛА необходимо проектировать с учетом воздействующих факторов на определяющие элементы при старте ЛА из ТПС для эффективного и безаварийного функционирования при заданных рабочих режимах.

Инновационный метод выбрасывания ЛА под действием пороховых газов газогенератором - минометный старт, был придуман в СССР академиком

М.К. Янгелем [7, 31]. Для удержания газов предложено использовать резиновые обтюраторы, размещенные между внутренними стенками ТПС и корпусом ЛА. Данный способ был взят на вооружение многими конструкторскими бюро страны, в том числе главным конструктором НПО машиностроения В.Н. Челомеем, развившим данное направление применив минометный старт для ЛА, разработанных в его конструкторском бюро.

Габаритная уплотнительная манжета, расположенная на обтюрирующем поясе СРС ЛА и непосредственно контактирующая с ТПС является одним из элементов, определяющим успешность выполнения старта, а, следовательно, задачи ЛА, так как именно она обеспечивает возможность накопления, удерживания и распределения стартового давления, являющегося движущей силы ЛА вдоль ТПС. При этом в процессе модернизации ЛА, и изменения технических требований необходимо уточнение параметров геометрии и материала уплотнительной манжеты с учетом применения современных способов отработки, а также приведения доказательной экспериментальной базы.

Анализ работы габаритной уплотнительной манжеты включает в себя комплексный подход к рассматриваемому узлу, так как приходится оперировать большой массой информации для расчетных и экспериментальных исследований. Эффективность предлагаемой габаритной уплотнительной манжеты определяется при задании требуемого давления и температуры, и возможного смещения при установке ее на обтюратор либо в процессе движения СРС вдоль направляющих ТПС.

В связи с вышеизложенным весьма актуальным становится исследование влияния на работу СРС ЛА следующих факторов:

- места установки обтюрирующего пояса с габаритной уплотнительной манжетой на СРС;

- геометрии и формостабильности уплотнительной манжеты;

- стойкости к воздействию высокого давления газа от порохового аккумулятора давления (далее ПАД);

- удержания требуемого давления для защиты прямоточного воздушного ракетного двигателя от ложного срабатывания (преждевременный запуск маршевого двигателя) [75].

Степень разработанности темы. Большой вклад в решение проблемы исследования герметизации и обеспечения минометного старта уплотнительных элементов внесли ученые В.Г. Дегтярь, Ю.С. Соломонов, А.В. Плюснин, М.К. Янгель и др. , исследовавшие вопросы обеспечения старта летательного аппарата под воздействием избыточного давления [3, 7, 28, 31, 61, 62]. Теоретические основы научного исследования нелинейных материалов и их формостабильности были заложены в трудах Б.Х. Аврущенко, С.П. Ереско, С.Н. Коробейникова и др. [3, 30]. Однако комплексный подход к исследованию конструкции и деформации уплотнения являющейся частью крупногабаритного летательного аппарата функционирующего в экстремальных условиях не был достаточно освещен.

Задачей исследования является научное обоснование оптимизации уплотнительного элемента для обтюрирующего пояса летательного аппарата с учетом новых полимерно-композиционных материалов, которые выбраны для конкретных газодинамических условий.

Область исследования. Основные научные положения диссертационной работы соответствует пунктам 4, 5 паспорта специальности: 2.5.2 Машиноведение: «Повышение точности и достоверности расчетов объектов машиностроения, разработка нормативной базы проектирования, испытания и изготовления объектов машиностроения»; «Методы исследования и оценки технического состояния объектов машиностроения, в том числе на основе компьютерного моделирования».

Объектом исследования является обтюрирующий пояс СРС ЛА.

Предметом исследования являются процессы, проходящие при минометном старте ЛА из ТПС.

Целью работы является улучшение формостабильности габаритной уплотнительной манжеты на основе анализа прикладываемых сил и физико-

механических характеристик материала для повышения надежности старта летательного аппарата из транспортно-пускового стакана.

Анализ эксплуатационно-технологических показателей, физических и конструкционных показателей габаритной уплотнительной манжеты показал, что актуальными задачами исследований являются:

1. Разработка и обоснование конструкции критичного элемента обтюрирующего пояса СРС - габаритной уплотнительной манжеты, являющейся элементом обеспечения старта ЛА, при заданных газодинамических условиях;

2. Разработка модели функционирования габаритной уплотнительной манжеты при старте ЛА.

3. Создание стендового оборудования для сравнительных исследований уплотнительного устройства обтюрирующего пояса в заданном диапазоне давлений и температур с целью определения степени герметичности при различных условиях эксплуатации.

4. Экспериментальное подтверждение работоспособности выбранной конструкции с помощью разработанной программы исследования и стенда.

Научная новизна:

1. Впервые на основе теории осесимметричности получены новые зависимости параметров формостабильности уплотнительных элементов от режимов экстремальных условий эксплуатации, заключающиеся в обеспечении увеличения зоны контакта уплотнительного элемента в виде губок от увеличения динамического воздействия перепада давления и позволившие обеспечить требования формостабильности при экстремальных условиях эксплуатации.

2. Показано, что при различном газодинамическом давлении изменяется напряженно-деформированное состояние полимерно-композиционного материала уплотнительной манжеты в зависмости от модуля упругости.

3. Разработан теоретико-эксперементальный метод испытаний габаритной уплотнительной манжеты с учетом выбора полимерно-композиционного материала, учитывающий потерю формостабильности.

4. На основе теоретических и экспериментальных исследований разработаны математические, методические и програмные средства повышения технического контроля с применением метода конечных элементов.

Практическая значимость работы состоит в том, что:

1. Спроектирована новая конструкция уплотнительного устройства, учитывающая потерю формостабильности при эксплуатации, что позволяет на стадии проектирования минимизировать риск отказов изделия.

2. Разработана универсальная экспериментально-теоретическая методика и испытательный стенд для определения герметичности габаритных уплотнительных манжет с получением новых научно-исследовательских результатов.

Реализация результатов работы:

1. Предложенная конструкция обтюрирующего пояса с габаритной уплотнительной манжетой реализована в ЛА АО «ВПК «НПО машиностроения».

2. Разработанная методика и стенд использованы для разработки и продления сроков эксплуатации изделий АО «ВПК «НПО машиностроения».

Методы исследования:

Экспериментальные численные расчеты проводились с помощью программного комплекса инженерного моделирования, основанном на методе конечных элементов Ansys. При проведении экспериментальных исследований применялись аттестованные современные средства измерения. Интерпретация экспериментальных данных основывалась на применении апробированных методов математической статистики.

Основные положение выносимые на защиту:

1. Новый подход к конструированию габаритной уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса СРС ЛА, основанный на анализе основных параметров минометного старта, свойств материала, теории осесимметричности.

2. Новая физико-математическая модель анализа формостабильности габаритной уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса СРС ЛА.

3. Результаты испытаний габаритной уплотнительной манжеты на разработанном стендовом оборудовании.

Достоверность полученных научных результатов исследований и выводов работы подтверждена компьютерным моделированием аналитических задач и их сопоставлением с экспериментальными данными, испытаниями на экспериментальном стенде, согласованностью полученных результатов с данными аналитических исследований, практическим использованием габаритной уплотнительной манжеты на натурных конструкциях, а также апробацией на научных конференциях.

Апробация результатов работы. Основные положения работы докладывались и обсуждались на XV Общероссийской молодежной научно-технической конференции «Молодежь. Техника. Космос». Санкт-Петербург, 2023; VII Научно-технической конференции «Перспективные разработки РКТ». Реутов, 2024.

Публикации: результаты диссертационной работы отражены в 7 научных трудах, в том числе 6 статьях в журналах по Перечню ВАК РФ (общим объемом 1,94 п.л.), включая 2 статьи из перечня ВАК по специальности 2.5.2 Машиноведение и 1 - материалы докладов на научных конференциях.

Объем и структура работы

Диссертационная работа состоит из введения, 4 глав, основных результатов и выводов, списка литературы из 91 наименований. Объем диссертации составляет 129 страниц, включая 92 рисунка и 16 таблиц.

В главе 1 проведен анализ старта ЛА из ТПС из надводного и подводного положения, найдено оптимальное место расположения обтюрирующего пояса с габаритной уплотнительной манжетой на СРС ЛА, создающего достаточный задонный объем для накопления давления от ПАД и осуществления продольного движения ЛА вдоль ТПС.

Выделен ряд факторов, характерных для реализации габаритной уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса СРС ЛА минометного старта,

которые в значительной мере определяют конструктивные особенности и применяемый материал.

Проведен анализ взаимосвязей габаритной уплотнительной манжеты с составными частями (далее СЧ) ЛА. Результаты, представленные в главе, отражены в работах [5, 53, 54].

В главе 2 рассмотрены основные типы манжетных уплотнений. Проведено исследование упругопластического деформирования габаритной уплотнительной манжеты при контактном воздействии с внутренними стенками ТПС на основе аналитическо-математического моделирования. Получена оптимальная конструкция габаритной уплотнительной манжеты. Выведены универсальные соотношения, позволяющие получить необходимую обтюрацию и удовлетворить условиям старта.

Определены и учтены системы и узлы, входящие в состав изделия, конструктивно-технологически связанные с габаритной уплотнительной манжетой, проходящие через ее тело. В конструкции уплотнительного элемента предусмотрено наличие пазов, размещение тяг газовых рулей (далее ГР) ЛА, системы наддува ТПС.

Проанализированы образцы из ПКМ, используемого для других компонентов и деталей ЛА за 5 лет и определены наиболее доступные и надежные материалы по механическим свойствам (предел прочности, относительное удлинение при разрыве, относительная остаточная деформация после разрыва, твердость по Шору) - комбинация бутадиен-нитрильного и хлоропренового ИРП-2025 и бутадиен-нитрильный ИРП-3012.

Представлена расчетная модель поведения габаритной уплотнительной манжеты в универсальной программной системе конечно-элементного анализа ANSYS Mechanical, в интерфейсной среде (цифровой платформе) ANSYS Workbench. Результаты, представленные в главе, отражены в работах [6, 34].

В главе 3 приведены необходимые испытания для подтверждения работоспособности обтюрирующего пояса с габаритной уплотнительной манжетой в составе изделия. Разработана программа и методика испытаний.

Определены цели и задачи испытаний:

- подтверждение работоспособности габаритной уплотнительной манжеты в составе обтюрирующего пояса при эксплуатации изделия;

- уточнение характеристик габаритной уплотнительной манжеты, использующихся при расчетах и проектировании.

Определены СЧ ТПС и обтюрирующего пояса СРС, которые возможно исключить или заменить на имитаторы при проведении испытаний.

Проведен анализ объективных эксплуатационных факторов, влияющих на конструкцию и материал уплотнительного элемента. Выявлено, что такими факторами возможными для воспроизведения при натурных испытаниях являются: температура от окружающей среды и механические воздействия в виде избыточного давления при старте ЛА.

Проанализированы существующие методы испытаний изделий машиностроения. Предложена и реализована на практике функциональная модель программы испытаний для определения характеристик испытательного стенда. Сформирован оригинальный внешний облик испытательного стенда. Результаты, представленные в главе, отражены в работах [5, 52, 53].

В главе 4 проведены исследовательские испытания на герметичность и усилия затяжки габаритной уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса на разработанном испытательном стенде. Подтверждена работоспособность уплотнительного элемента обтюрирующего пояса ЛА. На основе результатов проведенных испытаний сделано заключение о предпочтительном использовании в качестве материала габаритной уплотнительной манжеты марку ИРП-3012, показатели герметичности которого выше ИРП-2025.

Таким образом разработанная конструкция габаритной уплотнительной манжеты из материала ИРП-3012, испытанная на созданном стенде по предложенной методике допущена к эксплуатации в составе СРС ЛА. Результаты, представленные в главе, отражены в работах [74].

ГЛАВА 1.

СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА И ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

1.1. Анализ способов старта летательного аппарата

Эволюция ЛА движется по нескольким направлениям - уменьшение массогабаритных характеристик, повышение универсальности применения, снижение затрат при изготовлении и эксплуатации. Одним из способов соблюдения всех путей развития является совершенствование старта ЛА, и устройств его реализующего.

При проектировании, основными видами старта являются - «горячий» при котором старт ЛА происходит за счет собственных двигателей и минометный «сухой» за счет давления, создаваемого в подракетном объеме ПАД [28, 45].

«Горячий» старт возможен при шахтной, наземной и контейнерной реализации пуска. Для «горячего» старта, осуществляемого из шахтной установки, стартовая площадка оснащается газоотражателями, системой амортизации и направляющими, на ЛА устанавливаются бугели (Рисунок. 1.1) [47].

При этой схеме соосность ЛА и шахты поддерживается амортизационной системой, направляющими в ТПС и бугелями ЛА. В процессе старта пусковая установка подвергается переменному тепловому и силовому воздействию, вызванные работой стартовой двигательной установкой ЛА и носят ударный характер. Данный способ старта в основном применяется для тяжелых баллистических ЛА, при этом расположение пускового устройства постоянно и необходимо применять дополнительные меры защиты шахты, например, бронированные защитные крышки.

Для ЛА меньшей массы (КР «Томагавк»), реализован способ «горячего» пуска с палубы корабля с использованием газоотводящего канала (Рисунок. 1.2) [37, 77].

Рисунок. 1.1. Схема «горячего старта»: 1 - ЛА; 2 - защитная крышка; 3 - ствол шахты; 4 - система амортизации; 5 - бугель; 6 - ТПС с направляющими; 7- газоотражатель

Рисунок. 1.2. Схема «горячего» старта: 1- ЛА; 2 - ТПС; 3 - пусковой контейнер; 4 - газоотводящий канал

Старт осуществляется на собственном двигателе и требует применения сквозного отверстия в носителе для запуска из пусковой трубы, в связи с этим необходимо существенное укрепление корпуса носителя, а также теплозащиты пусковой трубы и верхней поверхности носителя от воздействия высокотемпературной газовой струи стартующего двигателя.

Для защиты МДУ от горячих истекающих газов СРС используют заслонки, упругий элемент обтюрации и систему фиксации. При запуске ЛА, закрепленного в ТПС, истекающие газы двигательной установки (далее ДУ) открепляют механизмы фиксации, и при выходе ДУ СРС на режим заслонка разрушается, увеличивая выход газа (Рисунок 1.3) [64].

Рисунок 1.3. Система старта: а) - начальное положение ЛА в ТПС, б) -после выхода ДУ СРС на режим. 1 - втулка ТПС; 2 - уплотнительный

Основным достоинством данного типа старта является отсутствие дополнительных систем для выброса ЛА из пусковой установки. Недостатками определены пожароопасность для носителя и экипажа, заметность позиции при старте.

«Холодный» старт, также называемый минометным, реализуется за счет специальных устройств и систем, создающих повышенное давление на днище

4 3 12 5

а!

элемент; 3 - ЛА; 4- система фиксации; 5 - заслонка;

ЛА, выталкивая ее из ТПС. Этот способ может быть реализован на любых носителях, а даже для тяжелых баллистических ЛА (МБР «Сармат») [32]. При этом способе ЛА выбрасывается из ТПС, или шахтной установки, пускового устройства, за счет давления, создаваемого в замкнутом объеме, а одной из важнейших составляющих, обеспечивающий возможность аккумулирования достаточного давления для создания поршневой силы является обтюратор.

Достоинствами этого способа является снижение габаритов стартового устройства, экономия топлива, большая безопасность для носителя и обслуживающего персонала, а также снижение тепловой нагрузки на корпус ЛА.

Как при «горячем», так и при минометном старте, используются обтюрирующие устройства с целями:

- защиты двигательной установки маршевой ступени от истекающих газов стартового ракетного двигателя;

- аккумулирование давления в подракетном пространстве для создания поршневой выталкивающей силы.

В Таблице 1 приведены основные способы обтюрации и типы реализующих его устройств [61, 64, 65, 68, 77].

Таблица 1.

Основные способы обтюрации и типы реализующих его устройств

Способ старта Размещение Тип обтюрирующего устройства Разработчик Назначение

ДУ Внутренняя поверхность корпуса отсека ЛА Обтюрирующий пояс Московский институт теплотехники Аккумулирование давления для создания силы разъединения отсеков

продолжение таблицы 1.

ДУ Внутренняя поверхность корпуса отсека ТПС Механизм обтюрации ГУП «Конструкторское бюро приборостроения» Аккумулирование давления для реализации перемещения ЛА в ТПС

ПАД Внутренняя поверхность корпуса отсека ТПС О бтюрирующий поддон АО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» Аккумулирование давления для реализации перемещения ЛА в ТПС

ПАД/ДУ Внешняя поверхность ЛА О бтюрирующий пояс АО «ВПК «НПО машиностроения» Аккумулирование давления для реализации перемещения ЛА в ТПС

ПАД Как часть отсека при последовательном размещении Обтюрирующий поддон Raytheon Аккумулирование давления для реализации перемещения ЛА в ТПС

Исходя из данных Таблицы 1 обосновано поделить обтюрирующие устройства на три типа:

- являющимся частью ТПС и ЛА;

- являющимся частью ТПС;

- являющимся частью ЛА.

Минометный старт на сегодняшний день используется в следующих

изделиях: МБР «Р-36М», РН «Днепр», КР «Оникс», КР «Калибр», ЗРС «С-400», БПЛА «Switchblade» и др [12, 14, 15, 27, 51, 88].

Широкое применение данного типа старта подтверждает его эффективность и целесообразность исследования конструкций, обеспечивающих его безотказную работу.

В первом случае система старта содержит обтюрирующий поддон, с нижним и верхним днищем, уплотнительной манжетой, размещаемый в корпусе ТПС. При старте механическая связь между частями принудительно разрывается и под давлением газов, исходящих из ПАД, ЛА вместе с верхней частью поддона стартует, при этом нижняя часть остается в ТПС (Рисунок 1.4) [44].

Рисунок 1.4. Система старта: 1 - ТПС; 2- ЛА; 3 - верхняя часть обтюрирующего поддона; 4 - нижняя часть обтюрирующего поддона; 5 - ПАД;

6 - уплотнительная манжета

Рассмотрим один из случаев, когда обтюрирующее устройство является частью ТПС. ТПС имеет в своем составе скрепленный с хвостовой частью ЛА жёсткий герметичный поддон (обтюратор), оснащенный фланцем, кольцевой

опорой, силовым фланцем, на котором закреплена обтюрирующая кольцевая резиновая манжета, контактирующий с внутренними стенками ТПС, пироболтами, причем поддон соединен с хвостовой частью ЛА с возможностью его отделения при пуске с помощью тормозной системы, установленным в зоне крышки ТПС (Рисунок 1.5) [63].

А

5 6 7 8

Рисунок 1.5. Система старта: 1- ЛА; 2 - ТПС; 3 - тормозная система;

4 - ПАД; 5 - фланец ТПС; 6 - кольцевая опора; 7 - обтюрирующая манжета;

8 - силовой фланец; 9 - пироболты

При подаче команды на старт, срабатывают пироболты, разрушая жесткую связь между ЛА и ТПС, далее задействуется ПАД, заполняя полость между днищем ТПС и поддоном, под действие выталкивающей силы крепежные элементы разрушаются полностью, ликвидируя жёсткую связь между ЛА и ТПС. Под действие поршневой силы ЛА движется вдоль ТПС вместе с поддоном. При

достижении крышки ТПС, тормозная система останавливает и удерживает поддон внутри ТПС.

Однако, для размещения обтюрирующего поддона требуется выделение дополнительных объемов ТПС и усложняется условия реализации старта, так как появляется дополнительный объект, т.е. «ТПС-обтюрирующий поддон-ЛА», что повышает ненадежность всего комплекса при несинхронном срабатывании элементов крепления поддона к ТПС в момент страгивания поддона или перекосов в процессе его движения в ТПС возможно заклинивание поддона, чреватое аварийной ситуацией [78].

В случае реализации обтюрирующего устройства как часть ЛА. Обтюратор должен обладать геометрией в виде пояса с формой, эквидистантной поверхности корпуса ЛА, позволяя наиболее полно и рационально использовать полезный объем и, являясь элементом продольного раскрепления ЛА в ТПС, увеличивает его стабильность при выходе из ТПС.

Рассмотрим обтюрирующее устройство, интегрированное в ЛА, представленное на Рисунке 1.6 [65].

3^521

Рисунок 1.6. Система старта: 1 - ЛА; 2 - ТПС; 3 - ПАД; 4 - система наддува; 5 - обтюрирующее устройство

ТПС состоит из герметично закрытых верхней и нижней крышками. Верхняя крышка ТПС также является головным обтекателем ЛА. Корпус ТПС скреплена с ГО при помощи отрывных элементов. На нижней части СРС ЛА установлено обтюрирующее устройство, делящее внутренний свободный объем

ТПС на две части: подкрышечный и задонный. Обтюрирующее устройство выполнено с возможностью перепуска газа из задонного в подкрышечный объем ТПС. В задонном объеме ТПК установлен ПАД, система наддува и сигнализатор давления. Сигнализатор давления соединены с подкрышечным объемом ТПС трубопроводами через обтюрирующее устройство. Данное устройство характеризируется исключением возможности догорания газов ПАД, так как в продуктах сгорания топлив ПАД горючих компонентов (СО и Н2) может составлять более 50% по весу, взаимодействие которых с О2 в воздухе, заключенным в подракетном объеме, может вызвать нерасчетное повышение давления (заброс), превышающее значение допустимой осевой перегрузки [71].

Данный способ исполнения обтюрирующего устройства находится на СРС вплоть до его отделения при переходе на маршевый участок полета. Поэтому основным типом обтюрирующего устройства для многих перспективных разработок выбран обтюратор, входящий в конструктивную схему ЛА. При этом основными из реализованных на данный момент способов минометного старта с обтюрирующим поясом является старт «земля», «море». Данные места обладают своими особенностями, влияющие на циклограмму старта, так при подводном старте выстреливание ЛА осуществляется с помощью газогенераторов, установленных на днище ТПС. При наземном старте задействованы газогенераторы и двигатели малой тяги (далее ДМТ) СРС.

1.2. Анализ требований, предъявляемых к обтюрирующему поясу стартово-разгонной ступени летательного аппарата

Обеспечение безотказного старта ЛА из ТПС была и остается на сегодняшний день одной из актуальных задач при проектировании, изготовлении, эксплуатации ракетно-космической техники (РКТ). В частности, на этапе минометного старта может не создаться требуемого давления, необходимого для движения по направляющим устройствам ТПС и схода с пусковой установки, на этапе страгивания крышки ТПС - несрабатывание разъемных соединений может приводить к авариям, связанным с отсутствием

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Панкова Ксения Викторовна, 2026 год

- /

/

— \ \ >

\

н

1.11|1111

1513 1936 19М 2021 20" 2106 2129 2152 2214 2237 2300

В?*«а. 1/11 СС

10У 11:21 1203 125$ 1143 «30 148 1605 1652 1733 18:2?

Рисунок 4.18. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-3012 на герметичность при НКУ, угле отклонения обтюратора 2,5°, давлении 2 МПа

Таблица 11.

Результаты испытания на герметичность при НКУ, угле отклонения обтюрирующего пояса 2,5°

ИРП-2025

Показатель Р = 1 МПа Р = 2 МПа

АР, МПа 0,196 0,47

А^ с 61 96

ИРП-3012

Показатель Р = 1 МПа Р = 2 МПа

АР, МПа 0,16 0,31

А^ с 94 82

С! и /< Д ггоос юбктгочхсго дшиюи МИДЛ-ДК 2.5 МЛ« с

/сД«ч КУШ ого ШМЮ« МИДА- 1А10М п.

4

1

1

Да влен 1ие в б 9 лло нах \\

А звле ние в 1 оло сти

обтюрац1 и

/

/

/

4_

1 -

н

0000 01:15 0230 0345 0500 0&15 07» 0045 1000 11:15 1230

В&я. ии сс

Рисунок 4.19. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-2025 на герметичность при 0 угле отклонения обтюратора 2,5°, давлении 1 Мпа,

2 МПа

,ш в

, " • I " "Т "1 ' I " " I " " I " " I " " ' " " Г ' " I ' • ■ • ........... " ■ ......| ......... ....... ТП|----I----

и 1С ил ММ «II «5Л «!<■' «¡6 441) ««I «*> А'»

Эргг«« □ П.МС 3

____ _ __ _1_ --

1 |

1

Давление в бал ЛЫ /ах 1 <4 а^ление В Г юлост

о бтюраци и

_! | : 1 ; 1

\ 1 : I ;..!...

Г : 1

П

Д

Л ..... 13 (

\ н

N Ч ^

н 1

1 ГТТТТТТ1 4718 4? И 4)» НУ) >101 51 21 12т •4 П24 мл

Рисунок 4.21. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-3012 на герметичность при 0 °С, угле отклонения обтюратора 2,5°, давлении 2 МПа

Таблица 12.

Результаты испытания на герметичность при 0 °С, угле отклонения обтюрирующего пояса 2,5°

ИРП-2025

Показатель Р = 1 МПа Р = 2 МПа

АР, Мпа 0,192 0,473

Д^ с 104 148

ИРП-3012

Показатель Р = 1 МПа Р = 2 МПа

АР, МПа 0,130 0,260

Аt, с 91 204

Далее необходимо проведение ускоренных испытаний на хранение при

при НКУ и углом отклонения обтюрирующего пояса в 0° в соотвествии с главой 2. Для этого стенд с объектом испытаний в горизонтальном положении размещается в климатической камере. Происходит выдержка в замкнутом простанстве под воздействием температуры 90 °С в течение 27 суток для ПКМ

ИРП-3012, и в течение 7 суток для ПКМ ИРП-2025. После прохождения ускоренных испытаний на хранение, объект испытаний охлаждается до НКУ.

Следующим этапом явлется испытаний на герметичность при НКУ, угле отклонения 0°, давлении 1 МПа, 2 МПа после ускоренных испытаний на хранение. Полученные значения представлены на Рисунках 4.22-4.25 и в Таблице 13.

1)03 1 3

111) 1-

; / Давление В

баллонах

7)! Давлени е £ полости

Л обтюрации

1 /

4

_

1

z •—

Ё ■■' ......1

■

I 1! В и

о: 1 .......

мо :«та юом'.-э ооогэоо СОО«19* СО« 1 Л* СПОГШ

Рисунок 4.22. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-2025 на герметичность при НКУ, угле отклонения обтюратора 0° давлении 1 Мпа

□ п. □ п 3

•/с

Давлени Э £

баллона> Аавлени е полости

\ иитмрации

\ 1 \

/

V ______ ------

__ /

-V -----

.....¡"

1 1

сг«м1»г ео«9км) со «у к» хт)м оооаез) сопит

соччиа юный « ,к»3!»«гт совев« сввши

ш PI. мс □ мс □ PS. MC к 1 : «

/ / Давление в баллонах / Давление в обтюрации / полости ......

р \

-... / ! ; : ;

—!----- .

I 1 1

IHM 14 JOS/ Ulli S'.l 1ПГ. 001? 14 41?» ГУ11??0М4 (»11/4411/1 OüK«(K)102

0011*1071 00 1? Ol. ООО „ __0012:37 00 129240'

Hp#m W4 UU (С TTT

Рисунок 4.24. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-3012 на герметичность при НКУ, угле отклонения обтюратора 0° давлении 1 МПа

Е ! DPI. MC □ Р2,«« □ ....... ;.....

Дав/ ение Ш ........

в и annvi

\ J с .......

/f

\ / / \Г даелени е в полости ......

обтюра Ф

... / \\

Г / \\

7 \\ \ / / / /"' / \\ w

/ \ у

/ / \,

— ■ «¿"17

11 1 ' ■ • ■ ■ 1,11 -ГТТТ-

14™. ,,,, ' ' ' ' III. i i i i • ■ ■ ■ i • • *1 ТТТГГ 1 1 ' ' • • ■ •

00.100x72« осигтяэ оашегн оо1б2хмв тою гол» оогаэк1»

ГО11 06.972 »15(13 »66 Во^'^'ииес ТТТ 001726416 ГО19329И

Таблица 13.

Результаты испытаний на герметичность при НКУ, угле отклонения 0°, давлении 1 МПа, 2 МПа после ускоренных испытаний на хранение

ИРП-2025

Показатель Р = 1 МПа Р = 2 МПа

АР, МПа 0,285 0,492

Д^ с 12 20

ИРП-3012

Показатель Р = 1 МПа Р = 2 МПа

АР, МПа 0,214 0,502

Д^ с 35,2 63,68

Следуя разработанной методике испытаний определим герметичность уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса при выходе изделия из ТПС с одновременной подачи давления в 1 МПа, 2 Мпа. Результаты испытаний представлены на Рисунках 4.26-4.29 и в Таблице 14.

® □ и мч а I

•/с

з —

"1

а А авлени е в б алл она X

....... ......

\

1 V пи

] ^ \ > Давлен ие В ПОЛОС1

t....... 3 \ ашш

/ /

-1- /

3 ....... 1 \ 11 1 \

\ \

3 . \ 1

\ / \

/ \

N — - - —«— -

1 |||| ■ ■ ■ ■ • III .... 1111—* 11 . .. ■ III ГТТТТГТП |||| 1М1 ттттрттт тп-г1

в».«> ^ииссттт

Рисунок 4.27. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-2025 при выходе изделия из ТПС с одновременной подачи давления в 2 Мпа

«□г, В 1 мч !

»/с

______].......

7 1

1 А авлен1 /е в г олдст и

— —1— О бтюрации

3 /

1 Даел ение « балл снах /

3 /

н /V_ \ /

я /= /

1 !

3 \ \

3 \\ \ \

д Л I

\ у

/ \ С/ \

— — — - N

.......1.......:......

1 Г Г1Ч 1111 .... ........ .... ц|| -П-ГЧ--ттг ... .... ТТТГП III .......] ; ил .гм|мг. -гтг тттх1

ш 5 г •>••■

0|ы1 Ч4ииССТТТ

0СЮГ»С1 ГОЗЗДГ5

МОП. (01

Рисунок 4.29. Испытания уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-3012 при выходе изделия из ТПС с одновременной подачи давления в 2 Мпа

Таблица 14.

Результаты испытаний на герметичность уплотнительной манжеты

обтюрирующего пояса при выходе изделия из ТПС с одновременной подачи

давления

ИРП-2025

Показатель P = 1 МПа P = 2 МПа

Atx, с 79 93

At2, с 65 86

At3, с 38 43

ИРП-3012

Показатель P = 1 МПа P = 2 МПа

At1, с 91 105

At2, с 72 91

At3, с 47 52

О "С ■ а

Давление в баллонах

-- _ / давление в полости

/ ютюрации

-—^

_ ' 1—

_ —_ ._1

п 1.......

3 !

000255465 ОС М 03 371 000411277 000414183 00С477Св9 00СИ X»5

030359 418 0004.0? 324 Ве^ ЧЧшГсС ТТТ 0Э 04 23 1 3Б 00 СМ 31 042

Рисунок 4.30. Испытания на герметичность уплотнительной манжеты из ПКМ ИРП-2025 при установке имитатора гребенки системы наддува при

подаче давления в 1 МПа

1 1 1 в

■ п —

Л!

Давление в баллонах

К

\ Лаялен! /е в п олост и

N ч ч

ч оитюрс )ции

Ч V»

...

" —

— _____ -;-

■ „4~ -т-г-г-г _—

ОЙЛ С*И О«! Й51 02 'Л СЭ04 0311 03*7

Таблица 15.

Результаты определения величины утечки давления через имитатор гребенки системы наддува

ИРП-2025

Показатель Р = 1 МПа

АР, МПа 0,222

Д^ с 37,9

ИРП-3012

Показатель Р = 1 МПа

АР, МПа 0,180

Д^ с 57,8

4.4. Анализ результатов экспериментальных данных

Сводная таблица результов представлена в Таблице 16.

Таблица 16.

Итоговые результаты экспериментальных данных

Определение сопротивления манжеты обтюратора при заводке в имитатор ТПС

ИРП-2025 ИРП-3012

Fl, кг 224 F1, кг 564

F2, кг 360 F2, кг 479

Испытания на герметичность при НКУ и угле отклонения 0°

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

АР, МПа 0,235 АР, МПа 0,19

Д^ с 22 Аt, с 94

Р=2 МПа

АР, МПа 0,473 АР, МПа 0,346

Аt, с 143 Аt, с 120

продолжение таблицы 16

Испытания на герметичность при температуре 0°С, угле отклонения

обтюрирующего пояса 0°

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

АР, МПа 0,229 АР, МПа 0,16

А^ с 78 А^ с 94

Р=2 МПа

АР, МПа 0,47 АР, МПа 0,31

А^ с 135 А^ с 82

Испытания на герметичность при НКУ, угле отклонения

обтюрирующего пояса 2,5°

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

АР, МПа 0,196 АР, МПа 0,16

Аt, с 61 А^ с 94

Р=2 МПа

АР, МПа 0,47 АР, МПа 0,31

Аt, с 96 А^ с 82

Испытания на герметичность при 0 °С, угле отклонения

обтюрирующего пояса 2,5°

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

АР, МПа 0,192 АР, МПа 0,130

А^ с 104 Аt, с 91

Р=2 МПа

АР, МПа 0,473 АР, МПа 0,260

Аt, с 148 А^ с 204

продолжение таблицы 16

Испытания на герметичность при НКУ, угле отклонения 0°после

ускоренных испытаний на хранение

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

АР, МПа 0,285 АР, МПа 0,214

А^ с 12 Д^ с 35,2

Р=2 МПа

АР, МПа 0,492 АР, МПа 0,502

Аt, с 20 Д^ с 63,68

Испытания на герметичность уплотнительной манжеты

обтюрирующего пояса при выходе изделия из ТПС с одновременной подачи

давления

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

А^, с 79 Д^, с 91

Дt2, с 65 Аt2, с 72

Аtз, с 38 Аtз, с 47

Р=2 Мпа

Аtl, с 93 Аtl, с 105

Дt2, с 86 Дt2, с 91

Аtз, с 43 Аtз, с 52

Определение величины утечки давления через имитатор гребенки

системы наддува

ИРП-2025 ИРП-3012

Р=1 МПа

АР, МПа 0,222 АР, МПа 0,180

Аt, с 37,9 Аt, с 57,8

Исходя из полученных результатов уплотнительная манжета обтюрирующего пояса разработанной геометрии исполненная из различных ПКМ соответствуют условию допустимости падения давления в течение 1 мин до 0,1 МПа (1 кгс/см2) и время падения до 0,1 МПа не менее чем за 5 с, однако, совершенно очевидно, что уплотнительная манжета выполненная из ПКМ ИРП-3012 обладает лучшими эксперементальными показателями и может быть рекомендована для эксплуатации в составе обтюрирующего пояса ЛА.

Совместное использование предложенного автором функциональной схемы стенда и модели (методик) проведения исследований манжеты обтюрирующего пояса в составе имитатора ТПС составляет основу нового подхода (метода) моделирования и испытаний уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса и позволяет:

- регламентировать (формализовать, параметризировать) алгоритм испытаний обтюрирующего пояса (равно как и алгоритм работы испытательного стенда;

- прогнозировать и выявлять на ранних стадиях отклонения множество параметров в партии до начального этапа эксплуатации в составе изделия.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Основные результаты и выводы работы:

1. Анализ условий эксплуатации и применения габаритной уплотнительной манжеты позволил разработать новую конструкцию элемента путем предварительно заданных параметрических соотношений для эскизного проектирования, что позволило исключить варьирования размерных цепей на этапе имитационного моделирования и экспериментального испытания.

2. Разработана физико-математическая модель функционирования габаритного уплотнительного элемента при различном газодинамическом давлении, отличающаяся учетом изменения модуля упругости в процессе функционирования и нелинейной зависимостью напряжённо-деформированного состояния полимерно-композиционного материала уплотнительного элемента.

3. Впервые на основе теоретических исследований определены зависимости величины зазора между уплотнительным элементом и его физико-механическими характеристиками и поверхностями присоединительных элементов от величины деформации в конструкции обтюрирующего пояса, показавшие, что для обеспечения герметичности с увеличением зазора увеличивается величина деформации.

4. Разработана новая конструкция габаритной уплотнительной манжеты, верифицированная путем численного анализа методом конечных элементов. Полученные значения эквивалентных деформаций подтвердили работоспособность в заданных режимах эксплуатации с запасом прочности относительно нормативной нагрузки в 25%.

5. Разработана и верифицирована программа испытаний, использованная для оценки эффективности работы элемента, а также предложен способ анализа работы и универсальный метод, позволяющие реализовать полную отработку габаритной уплотнительной манжеты обтюрирующего пояса, которые не требуют

проведения дорогостоящих натурных испытаний для изучения поведения элемента при длительном хранении и работе при заданных газодинамических условиях.

6. Предложен новый принцип построения стендового оборудования для испытания габаритной уплотнительной манжеты, позволяющий реализовать воспроизведение условий эксплуатации без применения опасных источников энергии. Это позволяет не подвергать эксперименту летательный аппарат в целом, концентрируясь на исследовании габаритной уплотнительной манжеты в составе обтюрирующего пояса, что снижает трудоемкость и затраты на обеспечение эксперимента.

Список используемых аббревиатур

ПКМ - полимерно-композиционный материал

РКТ - ракетно-космическая техника

ЛА - летательный аппарат

СРС - стартово-разгонная ступень

ТПС - транспортно-пусковой стакан

ПАД - пороховой аккумулятор давления

ПВРД - прямоточный воздушный ракетный двигатель

МД - маршевый двигатель

ВЗ - воздухозаборник

СЧ - составная часть

ДУ - Двигательная установка

ГР - газовые рули

ДМТ - двигатель малой тяги

ДБТ - двигатель большой тяги

ВВФ - внешние воздействующие факторы

НТД РФ - нормативно-техническая документация Российской Федерации

УМСИ - универсальная мобильная система измерений

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. А.с. 1280362 СССР, G01M 3/26. Способ контроля герметичности резиновых манжет для вращающихся валов / В.С. Юровский [и др.] - № 3939600/25-28 ; заявл. 06.08.1985 ; опубл. 30.12.1986, Бюл. №48.

2. Абрамян Б.Л., Александров А.Я. Осесимметричные задачи теории упругости // Труды Всесоюзного съезда по теоретической и прикладной механике. Механика твердого тела. М.: Наука, 1966. С.7-37.

3. Аврущенко Б. Х. Резиновые уплотнители. Ленинград: Химия. Ленингр. отд-ние, 1978. 136 с.

4. Айнбиндер С.Б. Свойства полимеров в различных напряженных состояниях. М. : Химия, 1981. 232 с.

5. Анализ воздействия старта летательного аппарата из транспортно-пускового стакана на уплотнительный элемент обтюратора стартово-разгонной ступени / К.В. Панкова [и др.]. // Молодежь. Техника. Космос. Труды пятнадцатой общероссийской молодежной научно-технической конференции. Санкт-Петербург, (20-24 марта). 2023. С. 12-14.

6. Анализ и особенности применения композиционных резиновых материалов для обеспечения старта летательного аппарата из транспортно-пускового стакана / К.В. Панкова [и др.]. // Вопросы оборонной техники, научно-технический журнал. Серия №15. Композиционные материалы в машиностроении. 2023. №1 (206). С.46-48.

7. Андреев Л., Конюхов С. Янгель: Уроки и наследие. Днепропетровск: Арт-пресс. 2001. 521 с.

8. Аншаков Г. П. Имитационные модели для создания и эксплуатации ракетно-космических комплексов: учебное пособие. Самара: Самарский университет, 2023. 184 с.