Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського

Харківський авіаційний інститут

Арлекінова Ольга Едуардівна

УДК 629.764.085.5:539.4.012.1

Методи розрахунків навантаження, що діє на ракету, яка стоїть на морській стартовій платформі

05.07.03 - міцність літальних апаратів

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Харків – 2004

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана в Державному конструкторському бюро Південне”, Національне космічне агентство України

Науковий керівник: кандидат технічних наук

Василенко Анатолій Андрійович,

Державне конструкторське бюро Південне”,

м.Дніпропетровськ, провідний науковий співробітник відділу міцності, навантаження і динамічних характеристик.

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор

Фомічов Петро Олександрович, Національний аерокосмічний університет ім. М.Є.Жуковського “Харківський авіаційний інститут”, м.Харків, завідувач кафедри міцності літальних апаратів ;

доктор технічних наук, професор

Красовський Василь Леонідович, Придніпровська державна академія будівництва та архітектури, м. Дніпропетровськ, завідувач кафедри будівельної механіки та опору матеріалів.

Провідна установа: Інститут технічної механіки НАН України і НКА України, м. Дніпропетровськ.

Захист відбудеться “15” жовтня 2004 року о 1200 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д .062.03 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є.Жуковського Харківський авіаційний інститут,61070,м.Харків-70, вул.Чкалова, 17

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є.Жуковського Харківський авіаційний інститут, м.Харків-70, вул.Чкалова, 17

Автореферат розіслано “__” вересня 2004 р.

Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради Д .062.03

кандидат технічних наук, доцент В.М.Саприкін

Загальна ХАРАКТЕРИСТИКА роботи

Розвиток космічної техніки наприкінці минулого сторіччя і необхідність підвищення енергетики ракет-носіїв призвели до розгляду таких нетрадиційних способів пуску ракет космічного призначення, як старт із палуби великого судна і старт із літака. Практичною реалізацією першого з цих способів став міжнародний проект “Морський старт”, у якому беруть участь такі країни, як Україна, що робить двоступінчасту ракету-носій “Зеніт”, Росія, що робить третю ступінь - розгінний блок, США, що поставляють блок корисного вантажу і космічні апарати, а також Норвегія, відповідальна за морський сегмент цього проекту. У рамках даного проекту пуски здійснюються з плавучої стартової платформи в екваторіальних водах Тихого океану. Незалежній державі Україна проект “Морський старт” дозволив, по-перше, вийти на міжнародну арену і заявити про себе як про країну передових технологій. По-друге, цей проект розширив можливості пуску українських ракет, оскільки своїх космодромів наша країна не має.

Актуальність теми. Для практичної реалізації проекту “Морський старт” було необхідне розв'язання ряду проблем, оскільки до недавніх пір у світовій практиці був відсутній досвід пуску ракет середнього класу з хитаючогося пускового столу морської стартової платформи в умовах хвилювання моря і вітрового впливу. До цього було здійснено тільки запуски ракет легкого класу (по космічній класифікації) з підводних човнів. Для ракети “Зеніт” значні габарити, спосіб кріплення при стоянці і розташування ракети на палубі призводять до більшої чутливості до кутових прискорень при хитавиці, ніж у ракет малого класу, навантаження нижніх відсіків ракети при її стоянці перед пуском є визначальним при оцінці їхньої міцності. У зв'язку з цим досить актуальною є задача визначення навантажень, що діють на ракету середнього класу під час стоянки при новому способі її пуску.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Робота виконана в рамках міжнародного проекту “Морський старт” в інтересах Державного конструкторського бюро “Південне”. Тема дисертації затверджена вченою радою ДКБ “Південне” у 1999 році.

Мета і задачі дослідження. Метою цієї роботи є розробка і обгрунтування різних методів розрахунків навантаження, що діє на ракету космічного призначення під час її стоянки на хитаючійся стартовій платформі в умовах хвилювання моря і вітрового впливу, для забезпечення міцності ракети. Цей розрахунок повинний бути, з одного боку, надійною оцінкою, що дозволяє забезпечити успішний запуск. З іншого боку, ця оцінка повинна бути, по можливості, незавищеною, для того, щоб не звужувати можливості пуску через погодні умови. Для досягнення цієї мети були поставлені наступні задачі:

-

-

-

-

Об'єкт дослідження. Цілком заправлена ракета космічного призначення при її стоянці на стартовій платформі перед пуском без підтримки її стрілою установника.

Предмет дослідження. Навантаження, що діють на ракету при її стоянці на хитаючійся стартовій платформі і виникають від хвилювання моря і впливу вітру.

Методи дослідження. У роботі використовуються як теоретичні, так і експериментальні методи дослідження. З теоретичних методів слід зазначити побудову розрахункових моделей при відповідній ідеалізації конструкції для різних способів визначення навантаження ракети і математичні методи розрахунку, такі як метод розкладання по власних формах, спектральний метод, а також спеціальні методи аналізу результатів розрахунків. З експериментальних методів слід зазначити метод спостереження при наборі статистики про погодні умови пуску і вимірювальні методи, що були застосовані при тензометруванні та визначенні лінійних прискорень.

Наукова новизна одержаних результатів полягає в тому, що:

1) розроблено й обґрунтовано методику і розроблено програмне забезпечення, які закладено в нову систему контролю навантажень, що використовується для прийняття рішення про можливості пуску з точки зору навантажень, що діють на ракету під час передстартової підготовки в точці старту;

2) розроблено й обґрунтовано методику розрахунку і розроблено програмне забезпечення для визначення навантажень, що діють на пружну ракету від хитавиці стартової платформи, спектральним методом;

3) доведено необхідність відмовлення від обмежень здійснення пуску за погодними критеріями (обмеження по швидкості вітру і висоті хвилі, що були введені за результатами розрахунків навантажень на етапі проектування за аналогією з наземним стартом);

4) доведено необхідність введення нового критерію скасування пуску шляхом переходу до безпосереднього визначення навантажень.

Практичне значення одержаних результатів. Викладені в дисертації методи розрахунку знайшли застосування в практиці ДКБ “Південне” і використовуються на різних етапах оцінки навантаження ракети:

- детерміністський метод з моделюванням впливу хвиль за допомогою теоретичного спектра використовується для визначення навантажень, що діють на ракету на етапі проектування, коли невідомий реальний стан моря;

- спектральний метод використовується для оцінки навантаження ракети в точці старту. Він дозволяє за даними метеорологічного буя про реальні спектри стану моря швидко визначити навантаження, що діють на ракету, для різних курсів платформи і вибрати оптимальну для даних конкретних погодних умов пуску орієнтацію платформи теоретично, без її попереднього розвороту, значно скорочуючи роботи в точці старту ;

- система розрахунку прогнозованого навантаження використовується на етапі передстартової підготовки ракети до пуску. На підставі результатів розрахунку величин навантажень, що діють на ракету, які було отримано за допомогою цієї системи, приймається рішення про можливості пуску або про його скасування. Унаслідок того, що в розрахунках безпосередньо використовуються записи коливання стартової платформи, ця система дає найбільш достовірну оцінку навантаження ракети з усіх перерахованих вище методів. Використання цієї системи дозволило зробити два успішних пуски при перевищенні обмежень по погодних умовах.

Особистий внесок здобувача. При виконанні робіт, результати яких опубліковані в співавторстві, авторові належить розробка й обґрунтування методики і розробка програмного забезпечення системи контролю навантажень, розробка й обґрунтування методики і розробка програмного забезпечення для спектрального методу розрахунку навантажень від хитавиці, що діють на пружну ракету, проведення аналізу результатів розрахунків, отриманих різними методами.

Апробація результатів дисертації. По основних положеннях дисертації зроблено п'ять доповідей на I-IV Всеукраїнській молодіжній науково-практичній конференції “Людина і Космос” у м. Дніпропетровську в 1999-2002р. і одна доповідь на II Всеукраїнській науковій конференції “Математичні проблеми технічної механіки” у м. Дніпродзержинську в 2002р.

Матеріали дисертаційної роботи в повному обсязі докладено й обговорено на розширеному засіданні секції науково-технічної ради ДКБ “Південне” у листопаді 2003р. і на розширеному засіданні кафедри “Міцності літальних апаратів” Національного аерокосмічного університету ім. М.Е.Жуковського “ХАІ” (м. Харків, квітень 2004р.).

Публікації. За результатами дисертації опубліковано чотири статті у відкритих спеціалізованих виданнях з науково-технічної тематики, а також один патент на винахід.

Структура дисертації. Дисертаційна робота складається з вступу, чотирьох розділів, висновків і додатків. Загальний обсяг роботи – 160 сторінок, у тому числі 129 сторінок основного тексту, 51 рисунок на 35 сторінках, 18 таблиць на 19 сторінках, список використаних джерел з 68 найменувань і два додатки на 26 сторінках.

ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

В вступі обґрунтовано актуальність теми дослідження, сформульовано мету і означено шляхи її досягнення, показано зв'язок роботи з науковими програмами. Дано характеристику наукової новизни, наведено практичну цінність отриманих результатів, а також відомості про їх апробацію.

У першому розділі проведено аналіз робіт, присвячених визначенню навантажень від хитавиці, що діють на елементи корабля і його устаткування, а також навантажень, що діють на ракети і виникають від хитавиці судна і вітрового впливу.

Показано, що спочатку використовувалася спрощена модель хитавиці судна на хвилях, що являє собою гармонійний процес з визначеними амплітудами і періодами. Даний підхід не утратив своєї актуальності і в теперішній час і використовується для попередніх оцінок навантажень, що діють на елементи корабля і його устаткування. Розглянуто подальший розвиток теорії хитавиці корабля – перехід до спектральних методів визначення навантажень від хитавиці, що дозволяють враховувати нерегулярність морського хвилювання. Наведено найбільш важливу і повну характеристику морського хвилювання – спектральну щільність хвильових ординат, для чого було використано спектр Пірсона-Московітца, який в безрозмірному вигляді записується таким чином:

де ,

- середня частота хвильового спектру,

- висота хвиль трипроцентної забезпеченості.

За відомим спектром зовнішнього впливу спектр відгуку знаходиться за теоремою Хінчина: , де - передатна функція судна.

Тривимірність морського хвилювання моделюється шляхом суперпозиції двомірних хвильових систем різної інтенсивності і напрямку розповсюдження, кожна з яких описуються одномірним спектром. При цьому на підставі спостережень приймається, що морське хвилювання підкорюється розподілу Гауса, а висоти хвиль розподіляються за законом Релея:

0<h< ,

де - щільність імовірності висоти хвилі,

- дисперсія хвильових ординат.

При аналізі робіт, присвячених впливу хитавиці на ракети, показано, що стосовно до ракетної техніки здебільшого використовувалися наближені оцінки випадкових характеристик навантаження ракети від хитавиці. Використання спектральних методів не набуло широкого поширення, зокрема через складність отримання в той час двовимірних спектрів реального стану моря. У нечисленних роботах, що використовують спектральний підхід до визначення навантаження ракет, хвилювання задавалося одномірним теоретичним спектром. Для моделювання тривимірного хвилювання використовувався загальноприйнятий двовимірний спектр, тобто той же одномірний теоретичний спектр із функцією кутового розподілу енергії хвиль. Донедавна розглядалося навантаження ракет малого класу, які розміщувалися в шахтних пускових установках підводних човнів і закріплялися гумовими амортизаторами. Навіть у випадку такого закріплення відзначалося, що бортова хитавиця вносить основний вклад у навантаження ракети. У теперішній час, коли виникла необхідність запуску ракет середнього класу в умовах морського хвилювання, чутливість до кутових прискорень при хитавиці значно зросла через габарити ракети, спосіб її кріплення і розташування на палубі судна. Усі ці фактори призвели до необхідності більш точного визначення навантаження ракети не тільки на етапі проектування ракетного комплексу, але і під час його експлуатації. Одним з шляхів вирішення цієї задачі є розробка і введення в експлуатацію спеціальної системи контролю навантажень, що діють на ракету під час передстартової підготовки, з використанням більш точної апаратури виміру параметрів хитавиці судна. Також у теперішній час з'явилася можливість використання двовимірних спектрів стану моря, що дозволяє використовувати їх як безпосередньо під час передстартової підготовки, так і після пуску для порівняння реального навантаження ракети з проектним.

Крім хитавиці стартової платформи значний внесок у навантаження ракети також вносить вітровий вплив. При розрахунках навантажень, що діють на ракету від вітрового впливу, розглядався тільки горизонтальний компонент швидкості вітру, що змінюється випадковим чином у часі і просторі, також було враховано зміну величини вектора швидкості вітру по висоті. Вітрове навантаження було визначено як сума статичної і динамічної складових. При визначенні статичної складової розглядався аеродинамічний силовий вплив на конструкцію ракети, викликаний осередненим вітровим потоком із трихвилинним періодом осереднення. Основними характеристиками такого потоку для розрахунку статичного вітрового навантаження приймалися середня швидкість вітру на висоті 10 м над рівнем моря, щільність повітря, коефіцієнт поривчастості і показник ступеня зміни вітру по висоті, який визначає характер зміни вітру зі збільшенням висоті над рівнем моря. При визначенні динамічної складової вітрового навантаження розглядалося перемінне в часі навантаження конструкції ракети, обумовлене поривами вітрового потоку з періодом меншим трьох хвилин і інерційними силами від змушених коливань, викликаних цими поривами, а також динамічне навантаження в площині, перпендикулярній напрямкові вітрового потоку, обумовлене явищем динамічної аэроупругої нестійкості, що полягає в періодичному несиметричному зриві вихрів з поверхні циліндричного профілю. Розрахунки вітрового навантаження ракети при морському старті практично нічим не відрізняються від розрахунків вітрового навантаження для наземного старту і проводилися по раніше розроблених методиках з урахуванням специфіки району пуску.

В другому розділі розглянуто різні методи розрахунку навантажень, що діють на ракету при її стоянці перед пуском. Стоянка ракети є одним з основних розрахункових випадків при експлуатації ракети космічного призначення “Зеніт-3SL”. Для того, щоб знайти рішення зазначеної задачі, були використані деякі спрощення, які, внаслідок фізики розглянутих процесів, не приводять до значного перекручування рішення:

- стартова платформа вважається абсолютно твердим тілом, положення якого визначається шістьма ступенями волі;

- через різко виражене розходження в масах стартової платформи і ракети зовнішній вплив на ракету вважається кінематичним;

-

Схематично стартова платформа і ракета, що стоїть перед пуском, показані на рис.1.

У цьому розділі розглянуто три різних методи визначення навантажень, що діють на ракету, у яких використовуються перераховані вище спрощення: детерміністський, спектральний і метод розрахунку прогнозованого навантаження.

При рішенні задачі детерміністським методом хвилювання моря моделювалося синусоїдальним коливанням постійного періоду. Зовнішній вплив на ракету задавався як визначені заздалегідь розроблювачем стартової платформи максимальні значення в опорному перетині ракети лінійних прискорень у трьох взаємно перпендикулярних напрямках, кутових прискорень і кутів нахилу відносно двох взаємно перпендикулярних горизонтальних осей в залежності від висоти хвилі, періоду хвиль і кута приходу хвиль щодо подовжньої осі платформи. Передбачалося, що всі параметри зовнішнього навантаження діють з однієї і тією же частотою зовнішнього впливу і досягають свого максимуму одночасно, тобто розглядалася комбінація зазначених параметрів, що приводить до максимальних навантажень. Рух ракети описувався рівнянням ,

де M – маса,

h – коефіцієнт демпфування,

k – коефіцієнт жорсткості,

Fa – амплітуда зовнішньої збуджуючої сили,

– частота зовнішнього впливу.

Для врахування динамічності використовувався метод приведення, що складається в розкладанні переміщень механічної системи по формах власних коливань і розгляданню лише кінцевого числа нижчих форм коливань, оскільки частота зовнішнього впливу значно нижче власної частоти ракети.

Розглянуто спектральний метод розрахунку навантажень, що діють на ракету при її коливаннях під час стоянки на стартовій платформі перед пуском. Хвильовий процес розглядався як випадковий стаціонарний процес, якому притаманні ергодичні властивості. Описано методику розрахунку як для одномірних хвильових спектрів, так і для двовимірних, що залежать не тільки від частоти, але і від напрямку приходу хвиль. Для визначення зовнішніх навантажень, що діють на ракету, які виникають при коливаннях стартової платформи під дією хвиль, передбачалося, що ракета є частиною стартової платформи як твердого тіла. Рішенням рівняння руху стартової платформи, зануреної у воду, яка має шість ступенів волі, є функції, що являють собою амплітудно-частотні характеристики платформи і мають такий вигляд ,

де  - дійсне значення амплітуди,

- кругова частота зовнішнього впливу,

- кут приходу хвиль.

Це рішення є комплексною функцією, оскільки в загальному випадку існує фазовий зсув між збуджуючою хвилею і реакцією стартової платформи. По відомих функціях переміщення точок ракети визначалися функції для згинального моменту і перерізуючої сили у довільному перетині ракети, при цьому врахування динамічності проводилося методом розкладання по власних формах коливань, як і в детерміністському методі.

При визначенні навантажень у випадку одномірного теоретичного спектра Пірсона-Московітца для урахування вкладу хвильової енергії хвиль, що мають різний напрямок, близький до головного напрямку розповсюдження хвиль, використовувалася функція кутового розподілу енергії хвиль , де -кут, що складає хвиля з основним кутом приходу хвиль . Спектр відгуку для параметра навантаження ракети, передатна функція якого , визначався як , де , після чого знаходилося стандартне середньоквадратичне відхилення .

Двовимірні спектри стану моря було отримано з найближчого до точки пуску метеорологічного буя. Ці спектри являють собою розподіл спектральної щільності енергії хвиль S(,) в залежності від частоти й напрямку приходу хвиль відносно півночі. Приклад такого спектру наведено на рис.2., при цьому спектральну щільність наведено у процентах від максимальної. У випадку двовимірного спектра S(,) для курсу стартової платформи спектр відгуку обчислювався як , а стандартне середньоквадратичне відхилення знаходилося шляхом подвійного інтегрування , де - нижча і вища кругові частоти спектру відповідно.

В разі нормального розподілу параметра розподіл максимумів описується законом Релея, і абсолютний максимум може бути оцінено шляхом множення стандартного середньоквадратичного відхилення на коефіцієнт , а для імовірності неперевищення, рівній , відповідний коефіцієнт дорівнює , де N – кількість спостережень.

При рішенні задачі методом прогнозованого навантаження для оцінки навантаження ракети використовуються параметри вітру і коливань стартової платформи, які реєструються під час передстартової підготовки за допомогою системи датчиків. Таким чином, на відміну від детерміністського методу, використовуються реальні, а не проектні величини коливання стартової платформи і вітрового впливу. На відміну від спектрального методу в розрахунку використовуються безпосередньо параметри коливання стартової платформи, а не параметри хвильового впливу на платформу. У процесі підготовки пуску система контролю навантажень, яка використовує методику розрахунку прогнозованого навантаження, робить розрахунок навантаження в найбільш небезпечному опорному перетині ракети за результатами вимірів параметрів хитавиці і нахилів стартової платформи і параметрів вітру в районі пускового столу і порівнює значення навантаження з несучою здатністю цього перетину. Якщо навантаження менше несучої здатності, система формує висновок про можливість проведення пуску. Якщо навантаження перевищує несучу здатність, система формує висновок про неможливість проведення пуску і, щоб уникнути руйнування ракети і платформи, підготовка пуску повинна бути припинена.

Перед використанням у обчисленнях вихідні дані потребували певної обробки. Кутові швидкості вимірюються з деякою похибкою приладом, розташованим у найближчому до стартового столу приміщенні. При диференціюванні швидкостей з використанням математичного забезпечення прилада з метою отримання кутових прискорень, особливо в реальному масштабі часу, коли в розпорядженні мається тільки інформація про виміри, що передують поточному моменту часу, ця похибка значно зростала. На практиці це приводило до того, що система контролю навантажень видавала висновок про неможливість пуску навіть в умовах слабкого хвилювання і незначного вітру. Внаслідок цього використання даних про кутові прискорення, одержаних безпосередньо з приладу, виявилося неприйнятним. Замість зазначених прискорень були використані кутові швидкості з наступною апроксимацією їхніх похідних методом кінцевих розбіжностей другого порядку. Після такої обробки похибка значно зменшилася, що дозволило скористатися цими даними для оцінки навантажень, що діють на ракету, при проведенні перших пусків. Для збільшення точності розрахунків при наступних пусках було прийняте рішення про необхідність згладжування кутових швидкостей перед їхнім диференціюванням. Було розглянуто три різних методи згладжування: лінійне згладжування по сімох точках, нелінійне згладжування по сімох точках і згладжування з використанням змінного вікна з ядром Гауса. Останнє проводилося за формулами: ,

де - гаусово ядро,

- абсциса згладжуваємої функції,

- ордината згладжуваємої функції,

N+1 - загальна кількість точок на розглянутому інтервалі.

Проведений аналіз результатів згладжування цими методами показав, що застосування однократного згладжування недостатньо ефективно, тому що не дозволяє виключити високочастотні перешкоди. Застосування нелінійного згладжування небажано через виникаючі паразитні коливання. Застосування 15-кратного лінійного згладжування і 3-кратного згладжування з використанням гауссового ядра приводить до близьких результатів при приблизно однакових витратах машинного часу. Різниця у величині пікових значень первісної і згладженої синусоїд складає 0,5% для лінійного згладжування і 0,3% для згладжування з використанням функції гауссового ядра. Тому було обрано застосування останнього методу.

Нижче наведено короткий опис послідовності операцій методу розрахунку прогнозованого навантаження.

Спеціальним приладом у найближчому до стартового столу приміщенні виміряються такі параметри хитавиці стартової платформи, як кути бортової і кільової хитавиці, кутові швидкості бортової і кільової хитавиці і лінійні прискорення відносно трьох осей платформи. Також цей прилад надає інформацію про поточні курс і координати стартової платформи, і дату, що відповідає Гринвічському меридіанові. Частота опитування показань приладу - 10 вимірів у секунду. Для подальших обчислень показання приладу піддаються наступним попереднім операціям:

- Для кожного з параметрів хитавиці стартової платформи обчислюється математичне очікування і проводиться його центрування;

- Кутові прискорення бортової і кільової хитавиці визначаються диференціюванням за часом центрованих значень кутових швидкостей кільової і бортової хитавиці методом кінцевих розбіжностей другого порядку. Попередньо кутові швидкості згладжують за допомогою змінного вікна з функцією гаусового ядра, для того щоб прибрати шум, що виникає при вимірах кутових швидкостей.

Реальні параметри хитавиці являють собою складне коливання в часі. Для виділення основних частот, амплітуд і фазових кутів, що відповідають цим коливанням, кути, кутові і лінійні прискорення піддаються перетворенню Фур'є.

Складові згинального моменту в подовжній і поперечній площинах платформи від хитавиці стартової платформи розраховуються в такий спосіб. Квазистатичні значення згинального моменту від впливу кожного з параметрів хитавиці знаходять множенням значення параметра хитавиці на значення згинального моменту від цього типу впливу одиничної величини. Динамічність враховується методом розкладання по власних коливаннях, для цього у якості зовнішнього впливу на ракету використовується розкладання Фур'є центрованих величин параметрів хитавиці. Після чого квазистатичні і динамічні моменти від кожного з параметрів хитавиці арифметично сумуються у відповідній площині для кожного моменту часу.

Параметри вітру вимірюються двома датчиками вітру, установленими на щоглі стартової платформи. Показання датчиків про швидкість осереднюються на трихвилинному інтервалі. За результатами вимірів визначається швидкість вітру на висоті 10 м над рівнем моря, для чого використовується співвідношення:

,

де V(h) - швидкість на висоті h (м);

Vо - швидкість на висоті 10 м;

- показник ступеня зміни вітру по висоті.

Складові згинального моменту від вітрового впливу визначалися шляхом інтерполяції заздалегідь розрахованих значень згинальних моментів у залежності від швидкості і напрямку вітру.

Сумарні складові згинального моменту в подовжній площині стартової платформи Мх і в поперечній площині My одержують арифметичним підсумовуванням у відповідній площині згинальних моментів від хитавиці, статичних кутів і впливу вітру. При цьому в якості статичних кутів диференту і крену беруться проектні значення, які повинна забезпечити система корекції крену і диференту стартової платформи під час стоянки ракети при переміщенні установника в ангар.

Сумарний згинальний момент у кореневому перетині ракети розраховують по формулі де Мн - момент від неточності установки ракети у вертикальне положення.

Еквівалентну осьову силу в кореневому перетині ракети визначають по співвідношенню

де Т - осьова сила,

foс, fМ - коефіцієнти безпеки для навантаження осьовою силою і згинальним моментом відповідно,

D - діаметр ракети.

Наприкінці проводиться порівняння значення осьової еквівалентної сили з несучою здатністю опорного перетину для висновку про можливість або неможливість пуску.

У третьому розділі проведене порівняння результатів розрахунків, отриманих трьома різними методами, що описані в другому розділі. Для оцінки впливу самих методів були використані вихідні дані, максимально наближені одне до одного. Тобто використовувалися не теоретичні, а реальні спектри стану моря, виміри параметрів коливання стартової платформи і визначення спектрів стану моря проводилися в ті ж самі проміжки часу. Як параметр, що характеризує навантаження ракети використовувалося значення згинального моменту в опорному перетині ракети. За 100% приймалося значення згинального моменту, обчислене системою контролю навантажень. Проведене порівняння показало, що результати розрахунків параметрів навантаження ракети, отримані спектральним методом і отримані з використанням системи контролю навантажень, дають хороший збіг (92 –117%). Різниця результатів, отриманих цими двома методами пояснюється тим, що система контролю навантажень використовує в розрахунках безпосередньо зареєстровані параметри коливання стартової платформи, що можуть відрізнятися від теоретично обчислених як за рахунок зовнішніх фізичних впливів на стартову платформу, не зв'язаних із хвилюванням моря, так і за рахунок теоретичних факторів, таких як погрішності у визначенні амплітудно-частотних характеристик стартової платформи, осереднення даних при визначенні спектра стану моря. При порівнянні результатів розрахунків параметрів навантаження ракети, отриманих детерміністським методом з використанням у якості вихідних даних реальних спектрів стану моря, і параметрів, визначених з використанням системи контролю навантажень, відзначається, що детерміністський метод дає більш значне відхилення від результатів, отриманих системою контролю навантажень (128-153%). Таке розходження в значеннях згинальних моментів для цих двох методів обумовлене тим, що в детерміністському методі відбувається втрата інформації про фази параметрів зовнішнього впливу на ракету. Для підтвердження цього було проведено порівняння результатів розрахунків параметрів навантаження ракети, отриманих детерміністським і спектральним методами. В обох цих методах використані ті самі вихідні дані і, практично, той самий математичний апарат. Єдиною відмінністю даних методів є те, що в детерміністському методі передбачається, що параметри зовнішнього впливу на ракету досягають свого максимуму одночасно, а в спектральному методі величина згинального моменту обчислюється без утрати фазових характеристик параметрів зовнішнього впливу на ракету. Величини згинальних моментів, отримані детерміністським методом, складають 129-164% від величин моментів, отриманих спектральним методом.

Відзначено, що розрахунки навантажень, отримані спектральним методом і системою контролю навантажень, непогано відповідають один одному, у той час як детерміністський метод дає завищену оцінку в середньому на 40% за рахунок втрати інформації про фази параметрів зовнішнього впливу на ракету.

Проведено порівняння проектних значень навантажень з результатами розрахунків системи контролю навантажень. При цьому для обчислень проектних значень навантажень використовувався теоретичний спектр Пірсона-Московітца. Як узагальнений параметр, що характеризує навантаження ракети, використовувалося значення осьової еквівалентної сили. Відзначається хороша відповідність між проектними й експериментальними навантаженнями, оскільки проектні значення навантажень складають від 90% до 110% значень розрахунків системи контролю навантажень.

Проведено порівняння впливу на навантаження ракети реальних спектрів стану моря і теоретичного спектра Пірсона-Московітца. Аналіз зовнішнього впливу моря показав, що до основних причин і факторів, які приводять до збільшення хитавиці стартової платформи і навантажень, що діють на ракету у реальних умовах хвилювання моря, можна віднести наступні: наявність декількох хвильових систем з різними частотами і кутами приходу хвиль, наявність хвильових систем із близькими частотами, що призводить до биттів, наявність хвильових систем з великим кутом приходу хвиль до подовжньої осі стартової платформи.

Проведено порівняння результатів розрахунків системи контролю навантажень для різних станів моря в перерахуванні на граничні значення швидкості вітру і висоти хвиль. Проведений аналіз за результатами дев'яти пусків показав, що різниця між максимальним і мінімальним значенням осьової еквівалентної сили може складати близько 27% від її мінімального значення. Під час передстартової підготовки до одного й того ж пуску стан моря може змінюватися настільки значно, що може привести до зміни осьової еквівалентної сили на 23%. На підставі аналізу навантажень, що діють на ракету, і відповідних погодних умов показано, що введення жорсткого погодного критерію можливості пуску, який враховує лише кілька параметрів (висота і напрямок хвиль, швидкість і напрямок вітру) для морського старту ракет середнього класу небажаний, оскільки звужує можливості пуску. Використання системи контролю навантажень дозволяє більш точно оцінити рівень навантажень, що діють на ракету, при погодних умовах, відповідних кожному конкретному пуску, отже необхідний перехід до нового критерію, що контролює безпосередньо навантаження, які діють на ракету.

У четвертому розділі розглянуто експериментальне визначення навантажень, що діють на ракету, з використанням результатів вимірів, отриманих за допомогою трьох систем, які використовують різні види датчиків: системи контролю навантажень, системи вимірів лінійних прискорень у приладовому відсіку ракети, системи тензометрування на опорних кронштейнах ракети. Метою цих робіт, була експериментальна перевірка вірогідності результатів системи контролю навантажень. Також описана процедура використання системи контролю навантажень у точці старту.

Слід зазначити задовільну відповідність результатів розрахунку лінійних прискорень у приладовому відсіку ракети за даними системи контролю навантажень з даними системи вимірів лінійних прискорень. Різниця значень розрахункових амплітуд за даними системи контролю навантажень від експериментальних складає 7-40 %, якщо прийняти експериментальні значення за 100%. Ця оцінка носить попередній характер і була проведена в зв'язку з відсутністю тензовимірів на стояночних кронштейнах.

Система тензометрування на стояночних кронштейнах ракети дає хорошу відповідність із системою контролю навантажень при порівнянні осьової еквівалентної сили в опорному перетині ракети. За результатами трьох пусків, на яких було проведено тензометрування на стояночних кронштейнах, різниця у розрахунках цих систем відрізняються не більше ніж на 7% при використанні фактичних статичних кутів нахилу стартової платформи і однакових інтервалів часу.

ВИСНОВКИ

1. У дисертаційній роботі розглянута актуальна науково-технічна проблема визначення навантаження ракети космічного призначення середнього класу при стоянці перед пуском на хитаючійся стартовій платформі в умовах хвилювання моря і вітрового впливу. При цьому було вирішено ряд задач, а саме:

-

-

-

2. Визначено область використання і дані рекомендації з застосування зазначених методів розрахунку навантажень, що діють на ракету при її стоянці на стартовій платформі:

-

-

-

3.

4.

СПИСОК ОПУБЛІКОВАНИХ РОБІТ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1.

2.

3.

4.

5.

[3] – автором розроблено методику прогнозованого навантаження, проведено розрахунки з використанням цієї методики і методики, що використовується під час проектування, проведено порівняння результатів розрахунків по цим двом методикам;

[4] – автором проведено аналіз динамічного навантаження ракети з використанням амплітудно-частотних спектрів лінійних прискорень, отриманих за результатами вимірів на опорах транспортно-установчого агрегату;

[5] – автором розроблено методику прогнозованого навантаження.

АНОТАЦІЯ

Арлекінова О.Е. Методи розрахунку навантажень, що діють на ракету при стоянці на морській стартовій платформі. Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.07.03 – міцність літальних апаратів. Національний аерокосмічний університет “ХАІ”, Харків, 2004.

У дисертації розглянуті різні методи розрахунку навантажень, що діють на ракету при стоянці: детерміністський, спектральний і новий метод прогнозованого навантаження, що використовується в системі контролю навантажень. Розроблено систему контролю навантажень, яка дозволяє на підставі показань датчиків про поточні значення параметрів вітру і хитавиці стартової платформи оцінити навантаження, що діють на ракету під час її стоянки перед пуском, для того щоб за результатами розрахунків цієї системи прийняти рішення про можливість продовження передпускових операцій або скасування пуску. Проведено порівняння результатів розрахунків, отриманих різними методами. Проведено експериментальне підтвердження результатів теоретичних розрахунків шляхом порівняння з даними двох експериментальних систем. Доведено необхідність переходу від погодного критерію можливості пуску, що враховує лише кілька параметрів (обмеження по швидкості вітру і висоті хвилі, що були введені за результатами розрахунків навантажень на етапі проектування за аналогією з наземним стартом) до нового критерію здійснення пуску, що враховує безпосередньо навантаження, які діють на ракету.

Ключові слова: морська стартова платформа, система контролю навантажень, спектр стану моря, розкладання Фур’є.

ANNOTATION

Arlekinova O.E. The methods of calculation of loads applied to a rocket during its standing at sea launch platform. Manuscript.

The Thesis is devoted to different methods of calculation of loads applied to a rocket during its standing. These include deterministic and spectral ones, as well as a new method of a predicted loads, which is used in load monitoring system. Load monitoring system is developed that allows one to estimate loads applied to rocket during its standing before a launch. This system uses current measured values of wind speed and motion parameters of launch platform to make a decision on possibility pre-launch processing or, otherwise, a launch abolition. A comparative analysis is given regarding results obtained by different methods. The results of theoretical estimations are verified by comparison with data from two experimental systems. A proof is given to possibility to abandon launch restrictions based on weather criteria such as wind speed and wave height (which were adopted basing on design stage estimations using analogues of lend launch). It is proven that a new criterion for launch abolition is needed that is based on immediate load calculations.

Key words: sea launch platform, loads monitoring system, sea state spectrum, Fourier transformation.

АННОТАЦИЯ

Арлекинова О. Э. Методы расчета нагрузок, действующих на ракету при стоянке на морской стартовой платформе. Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.03- прочность летательных аппаратов. Национальный аэрокосмический университет “ХАИ”, Харьков, 2004.

В диссертации рассмотрены различные методы расчета нагрузок, которые действуют на ракету при стоянке на морской стартовой платформе в условиях морского волнения: детерминистский, спектральный и новый метод прогнозируемой нагрузки, который используется в системе контроля нагрузок. Приведено описание этих трех методов. В каждом из них учет динамичности ракеты проводился методом разложения по собственным формам колебаний. В детерминистском методе морское волнение моделировалось правильным синусоидальным колебанием. Параметры внешнего воздействия были заранее определены разработчиком стартовой платформы и представляли собой максимальные значения в опорном сечении ракеты линейных ускорений в трех направлениях, угловых ускорений и углов