Состав комплекса 'Воздушный старт'

Состав комплекса 'Воздушный старт'

Введение

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

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

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

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

1. Исходные данные

Исходными данными для проведения расчетов являются следующие параметры:

Масса ракеты - носителя - 100 т.;

Высота запуска ракеты - носителя - 10 км.;

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

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

2. Состав комплекса «Воздушный старт»

.1 Транспортный самолет Ан-124 «Руслан»

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

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

Модификации

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

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

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

На самолете дополнительно установлены:

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

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

Самолет - носитель Ан-124-100ВС

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

На самолете дополнительно установлены:

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

2   система спутниковой навигации и инерциальная навигационная система на кольцевых лазерных гироскопах

2.2 Ракета - носитель «Полет»

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

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

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

Основные элементы РН «Полет»:

·   головной обтекатель;

·   зона полезного груза;

·   бак окислителя второй ступени;

·   бак горючего второй ступени;

·   двигатель второй ступени;

·   бак горючего первой ступени;

·   бак окислителя первой ступени;

·   двигательная установка первой ступени.

Характеристики ракеты - носителя «Полет»

Характеристики двигателей ракеты-носителя «Полет»

Двигатель первой ступени НК-43М.

·   является модификацией ракетного двигателя НК-43. В таблице

представлены его характеристики.

Двигатель второй ступени 11Д58МФД.

Характеристики двигателя:

2.3 Возможности АРК КН «Воздушный старт»

Технические показатели

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

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

1. благодаря поднятию ракеты - носителя на высоту;

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

Выведение полезных грузов на геостационарную орбиту(ГСО).

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

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

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

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

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

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

разгонный блок, работающий на химическом топливе, сможет доставлять на геопереходную орбиту спутники массой 1,3 т, а на геостационарную - до 0,7¸0,85 т.

1. Анализ схем запуска ракеты из самолета

.1 Эффективность

Старт ракеты-носителя осуществляется следующим образом.

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

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

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

1. Старт с помощью вытягивающего парашюта;

2. Минометная схема старта;

3. Старт ракеты при помощи вытяжного ракетного двигателя;

4. Катапультная схема старта.

Каждая из четырех схем обладает своими достоинствами и недостатками.

.2 Схема старта с помощью вытягивающего парашюта

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

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

;

в формуле: с_х - коэффициент аэродинамического сопротивления,

принимаем равным: с_х = 1;

r - плотность воздуха на высоте запуска ракеты -

носителя;

V - скорость самолета АН-124-100-СН,

V =700км/ч = 194,4 м/с;

F - тяга парашюта, необходимая для вытягивания РН из

самолета.

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

r = 0,27 кг/м^3.

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

Таким образом, площадь поверхности купола парашюта будет равна:

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

Основные недостатки:

·   Купол парашюта имеет большой диаметр;

·   Раскрытие парашюта такого диаметра является сложной задачей;

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

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

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

.3 Минометная схема старта

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

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

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

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

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

·   могут возникнуть проблемы с размещением контейнера в грузовом отсеке самолета.

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

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

3.4 Схема старта с помощью с помощью вытягивающего ракетного двигателя

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

Отрицательными сторонами данной схемы является:

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

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

К достоинствам данной схемы модно отнести:

·   минимум переделок в самолете;

·   габариты ПУ меньше, чем в минометном старте;

·   отсутствие продольной силы, действующей на самолет.

3.5 Схема старта ракеты-ностеля из самолета с помощью катапульты

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

Положительным в такой схеме является то, что:

·   пусковая установка по размерам меньше, чем при минометном старте;

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

К отрицательным сторонам можно отнести:

·   на самолет действует продольная сила;

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

4. Схема катапульты

СХЕМНОЕ РЕШЕНИЯ КАТАПУЛЬТЫ

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

5. Газогенераторы (ГГ)

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

.1 Характеристики газогенерирующего состава

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

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

, где:

- давление в камере (определяется в процессе расчета),

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

ρ_b - плотность вещества заряда;

p₀₀ - характерное давление, при котором определяется скорость горения;

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

n - показатель степени в законе горения (безразмерная);

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

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

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

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

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

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

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

5.2 Требования к твердому топливу для зарядов газогенераторов

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

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

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

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

5.3 Схема газогенераторов

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

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

Рисунок 1

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

где Р - максимальное давление в газогенераторе;

[s] - допустимое напряжение для данного материала;

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

Газогенератор первой ступени:

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

 м,

с учетом прогрева стенок выбираем h = 0.011 м.

Газогенератор второй ступени:

Р = 206 ×10⁵ Па; D = 0,289 м; [s] = 2×10⁸ Па

 м,

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

5.4 Параметры газогенераторов

Газогенератор №1.

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

·   Начальная поверхность горения 0.4490 m^2

·   Максимально возможная толщина сгоревшего слоя 3.20 mm

·   Диаметр каналов в шашке 11.00 mm

·   Толщина сгоревшего слоя в момент начала торможения 3.20 mm

·   Суммарная масса топлива 2.968 kg

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

·   Расчетная масса воспламенителя 0.144 kg

·   Максимальное давление в камере газогенератора 222.07 Pa*1.e5

·   Диаметр выходного отверстия газогенератора 38.2 mm

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

Газогенератор № 2.

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

·   Начальная поверхность горения 0.8400 m^2

·   Максимально возможная толщина сгоревшего слоя 5.50 mm

·   Диаметр каналов в шашке 6.00 mm

·   Толщина сгоревшего слоя в момент начала торможения 5.50 mm

·   Суммарная масса топлива 14.168 kg

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

·   Расчетная масса воспламенителя 0.037 kg

·   Максимальное давление в камере газогенератора 206.86 Pa*1.e5

·   Диаметр выходного отверстия газогенератора 90.0 mm

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

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

.5 Расчет зарядов газогенераторов

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

Имеющиеся данные:

Для расчета были использованы следующие формулы:

 м;

; (1) (2)

 где N - количество шашек в заряде;

n - число слоев.

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

Тогда получаем следующие параметры заряда и газогенератора:

Из формулы (1) получаем

 м;

 м;

расстояние между осями шашек находится по формуле:

 м

По полученным данным построен общий вид газогенератора - ДПА 483.000.003.

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

По предыдущим расчетам имеем следующие данные:

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

Заряд рассчитывается по формулам:

; (1) (2)

где N - количество отверстий в заряде;

n - число слоев.

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

Тогда получаем следующие параметры заряда и газогенератора:

Из формулы (1) получаем

 м;

 м;

Расстояние между осями отверстий рассчитано по формуле:

м

По полученным данным построен общий вид газогенератора - ДПА 483.000.004

6. Трубопроводы

Проблема начального объема при работе катапульты

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

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

Параметры трубопровода

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

8. Рабочие цилиндры

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

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

Тормозное устройство

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

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

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

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

9. Последовательность процессов в схеме

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

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

10. Исходные данные

Начальные параметры:

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

*0.0382 0.090 м - диаметры выходного отверстия (сопла) газогенераторов

(dggv(i));

*10.e5 5.e5 Па - перепад давления, необходимый для прорыва мембраны (dprazrmembr(i));

*0.0 0.303 c - времена срабатывания воспламенителей в газогенераторах (tauggzad(i);

Параметры газогенерирующих элементов:

*2 2 - тип газогенерирующего элемента (keyb(i)):

- элемент с постоянной поверхностью реакции, 2 - элемент в виде трубки с реакцией по внутренней поверхности,

- цилиндрический элемент с отверстиями (реакция происходит по поверхности отверстий);

*0.449 0.84 м^2 - начальные поверхности реакции газогенерирующих элементов

«?» - подбор последнего газогенератора (fb0gg(i));

*0.0032 0.0055 м - толщины сгоревшего слоя при полном сгорании элементов (sbkgg(i));

*0.011 0.006 м - диаметры отверстий в газогенерирующих элементах (для элементов типа 2 или 3) (db0gg(i));

*1600 кг/м^3 - плотность вещества газогенерирующего элемента (rotop);

*2.0e-6 м/c - коэффициент в законе горения (atop);

*0.52 - показатель степени в законе горения (btop);

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

*293 К - температура, при которой определялись коэффициенты a и n (t00top);

*2200 К - температура продуктов реакции (при постоянном давлении) (tgsh);

*360 Дж/кг/К - газовая постоянная продуктов реакции при T=Tbg и давлении 100*10^5Па (rg);

*1.25 - коэффициент адиабаты продуктов реакции при T=Tbg и давлении 100*10^5Па (kg);

*50.e5 Па - минимальное давление устойчивой реакции (pugsh);

*0.9 - коэффициент срыва реакции (ksriv). В случае если давление упадет ниже kfrpst, произойдет срыв реакции (переход к режиму неустойчивой реакции); если после того, как началась реакция, давление кратковременно упадет до значений kfrpst<p<pst, срыв реакции не происходит;

Параметры заряда воспламенителя:

*1600 (К) - эффективная (с учетом теплопотерь) температура разложения (реакции) воспламенителя при постоянном давлении (tgv);

*0.03 (с) - время реакции воспламенителя (tauv);

*1.2 (б/р) - коэффициент избыточного давления при воспламенении (kzapugsh). Считается, что после того, как давление превысит kignpst,

реакция воспламенителя заканчивается и начинается

реакция газогенерирующего элемента.

Параметры трубопровода (читаются при keyshem=1)

*2.0       м - длина одного трубопровода (l2);

*0.1 м - диаметр трубопровода (d2);

*1.5       м - радиус кривизны трубопровода (rkr2);

*0.014   м - толщина стенки трубопровода (hst2);

*12МХ.txt - имя файла с параметрами материала стенки трубопровода;

Параметры рабочих объемов газовых цилиндров

*2 - количество цилиндров (ncil);

*0.07 м - диаметр впускного отверстия в цилиндре (d23);

*0.250 м - диаметр рабочей камеры цилиндра(d3);

*0.010 м - толщина стенки цилиндра (hst3);

*12Х2.txt - имя файла с параметрами материала стенки цилиндра;

*0.050 м - диаметр рабочей части штока (dsht);

*12Х2.txt - имя файла с параметрами материала стенки штока;

*4.7 м - рабочий ход (ход поршня до открытия окон сброса и начала движения втулки) (xtorm);

*0.002 м^3 - начальное значение рабочего объема цилиндра (v30);

*0.05 - относительная площадь окон сброса (по переметру окружности) (ksb);

*25 мкм - зазор между тормозной втулкой и нижней крышкой рабочей камеры (delta34);

*0.02 м - толщина стенки нижнего торца рабочей камеры (l34);

* - 1.e5 Па - значение давления в рабочей камере, при котором расчет прекращается; если значение отрицательно, расчет прекращается по выходу ракеты (p3calc);

Параметры тормозных объемов газовых цилиндров

*0.070 м - наружный диаметр втулки на штоке (dvtulk);

*2.0 см^2 - площадь пазов, соединяющих рабочую камеру цилиндра с тормозной (f340);

*0.002 м - ход втулки до закрытия пазов, соединяющих рабочую камеру цилиндра с тормозной (hvtzaz);

*0.320 м - диаметр тормозного поршня (d4);

*1 - 0, если профиль сечения, регулирующего истечение газа из камеры торможения в атмосферу читается из файла sbros4.txt, 1 - если определяется в процессе расчета по заданному p4max;

*215.e5 Па - предельное давление в тормозном объеме при торможении (p4max);

*0.034 м - высота камеры торможения (путь от начала движения втулки и открытия окон сброса до пробоя) если перед этой величиной стоит знак»?», то это значение считается первым приближением, а далее подбирается по ходу механического тормоза и скорости, при которой он срабатывает (htorm);

*60 cм^2 - суммарная площадь отверстий сброса в нижней части ка меры торможения (f5v);

*0.20 м - наружный диаметр нижней части штока (нижнего осевого отверстия в тормозной камере) (dshtniz);

*200 мкм - минимальный зазор между тормозным поршнем и цилиндром (delta450);

*0.03 м - высота тормозного поршня (l45);

*4,7 мм - рабочий ход механического тормоза (ludar);

*1 мм - высота остаточного объема тормозной камеры при пробое (dludar); 20.0 т - начальное усилие в механическом тормозе (на один цилиндр); если перед этой величиной стоит знак»?», то ее значение подбирается в процессе расчета (Rudar0);

*100 т - конечное усилие в механическом тормозе (на один цилиндр) (Rudar1);

*3.0 м/с - скорость подвижных частей катапульты, при которой срабатывает механический тормоз (подбор положения тормоза и размеров камеры). Эта величина читается при подборе htorm (vxudar0);

*2 - количество итераций для подбора размеров тормозной камеры. Эта величина читается при подборе htorm (niter);

*0.5 - коэффициент изменения площади перепускного зазора при работе механического тормоза 1, если площадь постоянна; 0, если площадь подбирается для обеспечения постоянства давления p4 (kuprf45);

Параметры груза

*103000 кг - масса РН (mr);

* - 25.35 м/с**2 - предельно допустимое ускорение РН;

*180 тонн - максимальное допустимое усилие цилиндров (читается при отрицательном значении предыдущего пара метра) (rpdop);

*280 кг - масса траверсы и поршней (без штоков) (mkat0);

*55 т - усилие удержания ракеты на исходной позиции(fzamstust);

Параметры направляющих

*0.5 гр - угол наклона направляющих (finapr)

*28.392 м - длина пути движения ракеты по направляющим (lrazg);

*10.928 м - координата 2-й опоры РН относительно 1-й (задней) (xopor2);

*15.901 м - координата 3-й опоры РН относительно 1-й (задней) (xopor3);

*11.062 м - координата центра масс РН относительно 1-й (задней) опоры (xopor3);

*7200.e3 кг*м^2 - момент инерции ракеты (jinr);

*0.2 - коэффициент трения (ftrrak).

11. Результаты расчетов

РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА

Масса РН 103000. kg

Суммарная масса подвижных частей катапульты 426.3 kg

Газогенератор № 1

Используется шашка трубчатой формы с горением по внутренней поверхности

Начальная поверхность горения 0.4490 m^2

Максимально возможная толщина сгоревшего слоя 3.20 mm

Диаметр каналов в шашке 11.00 mm

Толщина сгоревшего слоя в момент начала торможения 3.20 mm

Суммарная масса топлива 2.968 kg

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

Расчетная масса воспламенителя 0.144 kg

Максимальное давление в камере газогенератора 222.07 Pa*1.e5

Диаметр выходного отверстия газогенератора 38.2 mm

Газогенератор № 2

Используется шашка трубчатой формы с горением по внутренней поверхности

Начальная поверхность горения 0.8400 m^2

Максимально возможная толщина сгоревшего слоя 5.50 mm

Диаметр каналов в шашке 6.00 mm

Толщина сгоревшего слоя в момент начала торможения 5.50 mm

Суммарная масса топлива 14.168 kg

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

Расчетная масса воспламенителя 0.037 kg

Максимальное давление в камере газогенератора 206.86 Pa*1.e5

Диаметр выходного отверстия газогенератора 90.0 mm

Температура горения при постоянном давлении 2200. K

Коэффициент адиабаты продуктов сгорания 1.250

Газовая постоянная продуктов сгорания 360.0 J/kg/K

Давление устойчивого горения 50.0 Pa*10**5

Коэффициент запаса воспламенения 1.20

Количество силовых цилиндров 2

Длина каждого трубопровода 2.000 m

Диаметр трубопровода 100.0 mm

Толщина стенки трубопровода 14.0 mm

Диаметр отверстий, соединяющих трубопровод с силовым цилиндром 70.0 mm

Диаметр рабочей камеры силового цилиндра 250. mm

Длина рабочей камеры силового цилиндра 4.734 m

Толщина стенки силового цилиндра 10.0 mm

Координата x поршня в момент начала торможения 4.700 m

Координата x поршня в момент отделения РН от катапульты 4.700 m

Диаметр штока 50.0 mm

Масса штока 73.2 kg

Относительная площадь окон сброса из рабочей камеры 0.050

Площадь окон сброса из камеры торможения 60.00 см**2

Диаметр тормозной камеры цилиндра 320. mm

Длина тормозной камеры цилиндра 34. mm

Усилие удержания в замково-стопорном устройстве 539.55 kN

Путь торможения 29.9 mm

Минимальное расстояние от поршня до верхнего торца цилиндра 4.1 mm

Расстояние от поршня до верхнего торца цилиндра при торможении 4.1 mm

Ход поршня от начала работы газового тормоза до механического тормоза 29.0 мм

Фактический рабочий ход механического тормоза 0.9 мм

Начальное усилие механического тормоза (на один цилиндр) 12.1 т

Максимальное усилие механического тормоза (на один цилиндр) 14.8 т

Скорость РН в момент отделения от траверсы 13.65 m/s

Конечная скорость РН при сходе с направляющих 17.81 m/s

Максимальное ускорение РН 20.3 m/s**2

Максимальное ускорение торможения подвижных частей катапульты 4041. m/s**2

Максимальное усилие, создаваемое пневмоцилиндрами 179.78 t

Минимальное усилие, создаваемое пневмоцилиндрами -175.77 t

Максимальное усилие, передаваемое на самолет 172.65 t

Минимальное усилие, передаваемое на самолет -184.78 t

Максимальное давление в рабочей камере цилиндра 187. Pa*10**5

Максимальное давление в тормозной камере цилиндра 215. Pa*10**5

Максимальная требуемая площадь зазора в тормозной камере цилиндра 20.0 sm**2

Время разделения РН и траверсы 0.787 s

Время торможения подвижных частей катапульты 0.791 s

Максимальная координата x поршня 4.7299 m

Максимальная температура внутренней поверхности трубопровода 1081. K

Температура внутренней поверхности трубопровода при максимальном коэффициенте напряжений 1081. K

Максимальная температура внутренней поверхности цилиндра 770. K

12. Анализ графиков, полученных вследствии проведенных расчетов

Рис. 1

На первом графике описывается изменение давления в камере газогенераторов первой и второй ступени. (Р1, Р2)

По команде начинается горение воспламенителя 1-го ГГ. После достижения давления 10 атм разрывается мембрана в выходном сопле газогенератора. При достижении давления устойчивого горения (50 атм) начинается горение основного заряда. Постепенно газогенератор выходит на уровень разгона объекта. Примерно через 0,3 с после начала горения воспламенителя 1-го ГГ начинает гореть воспламенитель 2-го ГГ. При достижении давления устойчивого горения (50 атм) начинается горение основного заряда. После того, как давление во втором ГГ на 5 атм превысит давление в трубопроводе, произойдет разрыв мембраны 2-го ГГ и газ из него начнет поступать в трубопровод. Примерно в это же время происходит полное выгорание заряда в первом ГГ, т.е. поступление газа в рабочий цилиндр происходит без значительных скачков или провалов.

Рис. 2

На графике показано изменение давления в камерах силового цилиндра.

Давление Р3 соответствует давлению в рабочей камере силового цилиндра.

Давление Р4 соответствует давлению в камере торможения. Перепад давления необходимо поддерживать постоянным для того, чтобы движение штока было постоянно ускоренным. Начиная с момента торможения, если смотреть по графику - x_кат = 4,7м с начала работы газогенератора первой ступени. После этого происходит изменение соотношений - после начала торможения поддерживается постоянным перепад давления Р4 и Р5 - для плавного торможения.

Рис. 3

На графике показано изменение ускорения объекта. Если сопоставлять данный график с графиком изменения давления, то можно сказать, что объект начинает ускоряться с момента включения газогенератора первой ступени. Газогенератор первой ступени разгоняет объект до а = 20 м/с², а далее при подключении второго газогенератора, объект движется с набранным ускорением. В момент выхода поршня на максимально возможную длину - объект начинает двигаться уже самостоятельно - происходит отделение объекта от траверсы. Следует отметить, что достигнуто очень высокое качество процесса: ускорение ракеты практически постоянно.

Рис. 4

Данный график отображает изменение усилия в зависимости от пройденного пути по направляющим. Газогенератор первой ступени работает на создание необходимого усилия R_max = 180 т. газогенератор второй ступени позволяет поддерживать необходимое усилие до отделения объекта от траверсы. Далее катапульта начинает торможение и с помощью пневмотормоза происходит поглощение созданной силы.

Рис. 5

На рис. 5 показана работа газогенератора первой ступени - начало работы всей системы из начала координат. Заряд газогенератора воспламеняется от воспломенителя, которым в объеме газогенератора уже создается дарление 64 *10⁵ Па, в момент загорания заряда и создания им необходимого расхода газа происходит его уменьшение, данный этап исключить очень сложно, его можно немного сгладить при подборе заряда.

В момент времени t = 0,3 с начинает работать газогенератор второй ступени и далее газогенераторы работают на одном уровне, поддерживая необходимое давление в силовом цилиндре. Газогенератор первой ступени отрабатывает раньше t = 0.77c, отработка газогенератора второй ступени наступает позже t = 0.79c.

Рис. 6

На графике отображено изменение давления в объемах - Р3 - рабочая камера, Р4 - камера торможения, Р5 - объем под скользящим поршнем, в зависимости от времени.

До момента отделения объекта от траверсы 0,77с от момента начала работы газогенератора первой ступени, поддерживается одинаковое давление Р3 и Р4 - для поддержания необходимого ускорения катапульты. После отделения катапульты от траверсы поддерживается перепад давлений Р4 и Р5.

Рис. 7

На графике показано изменение ускорения объекта в зависимости от времени действия газогенераторов и работы катапульты. Начало движения объекта соответствует превышению суммы силы давления в рабочих цилиндрах, проекции силы тяжести за вычетом силы трения над силой удержания в замково-стопорном устройстве (55 т)

Рис. 8

Изменение усилия в зависимости от времени работы катапульты.

Рис. 9

Расход газов из газогенератора 1 и газогенератора 2меняется в зависимости от начала горения зарядов газогенераторов. Судя по графику заряд газогенератора 1 начинает гореть в момент времени t = 0,02с и равномерно увеличивается, что говорит о том, что заряд прогрессивный. Заряд газогенератора 2 начинает гореть в момент времени t = 0,303с и поведение графика такое же, как и у первого газогенератора, что так же говорит о прогрессивности заряда. Некоторое падение расхода после начала горения основного заряда 1-го ГГ свидетельствует о том, что существует определенная опасность срыва горения. Пик расхода при t=0.303с указывает на то, что мембрана 2-го ГГ прорвана несколько раньше, чем заряд 1-го ГГ полностью выгорел.

Рис. 10. Расход газа в рабочей камере

Рис. 11

Расход газов из объема V4 (рабочая камера) в объем V5 (камера торможения) возникает в момент отделения ракеты от траверсы и начало торможения катапульты.

Рис. 12

На рис. 12 показано изменение температуры стенок газогенератора1, газогенератора 2, рабочей камеры, камеры торможения и штока - в зависимости от времени действия газогенераторов.

Рис. 13

На этом графике показана зависимость изменения площади зазора между стенкой тормозной камеры и скользящим поршнем. Минимальный технологически достижимый зазор 2 см². По оси абсцисс откладывается путь подвижных частей катапульты. Начальная точка (-34мм) соответствует началу торможения, при dx=-29мм нижняя поверхность скользящего поршня проходит нижний край профилированной выточки. При dx=-4,1мм происходит остановка катапульты. 0 соответствует соударению скользящего поршня о верхнюю стенку тормозной камеры.

На данном графике показана площадь изменения взаимодействия двух объемов - тормозной камеры и нижней части тормозной камеры. Можно даже по форме графика сказать, что это форма профилированного отверстия в камере газогенератора. Это отверстие служит для сообщения двух объемов камеры торможения, для поддержания равновесия давлений в этих объемах при торможении катапульты. Опираясь на данные по этому графику строится профилированный зазор на чертеже - ДПА 483.001.002.

Рис. 14

По данному графику можно проследить поведение давления на пути торможения. Давление в тормозной камере торможения (черная линия) до момента открытия профилированных пазов существенно увеличивается, так как этот объем быстро уменьшается, в то же время до открытия пазов давление в объеме под скользящим поршнем (зеленая линия), судя по графику, практически отсутствует. При прохождении скользящим поршнем части камеры торможения с пазом - параметры меняются. Давление в тормозной камере становится постоянным, а под скользящим поршнем (перед коллектором) - возрастает. Давление в рабочей камере (синяя линия) медленно падает вследствие истечения газа через верхние окна сброса.

Рис. 15

Если посмотреть на график изменения расхода из V4 в V5 (черная линия), то можно сразу определить в какой момент или на каком расстоянии находится профилированный паз. Расход резко увеличивается когда шток проходит паз и в дальнейшем равномерно падает, так как газ начинают стравливать через отверстия в верхней камере торможения.

Рис. 16

Показано изменение пути торможения в зависимости от времени торможения.

Рис. 17

Характер изменения давления в зависимости от времени торможения ничем не отличается от характера поведения графиков в зависимости от пути торможения.

Рис. 18

Можно наконец проследить изменение скорости катапульты в зависимости от времени торможения. Скорость достаточно интенсивно падает, поэтому можно сказать, что удалось затормозить катапульту.

Рис. 19

На графиках показано изменение температуры различных точек внутренней поверхности (сверху) и наружной (снизу) силового цилиндра. Температуры внутренней поверхности начинают расти после того, как поршень проходит данную точку и на нее начинают воздействовать газы.

Как видно из графиков - прогрев стенок силового цилиндра не доходит до внешней стенки по толщине, что говорит о том - размеры подобраны правильно. Температуры в стенках элементов катапульты не доходят до предельных.

13. Технологический процесс изготовления камеры торможения

При изготовлении камеры торможения необходимо обеспечить следующие требования:

1. Соосность поверхности №1 и поверхности №3 = 0,05 мм;

2. Перпендикулярность поверхности №3 относительно торца№5 = 0,05 мм;

3. Биение поверхности №4 относительно базы А = 0,05 мм.

Заготовка для камеры торможения получается в процессе горячей штамповки. Технологический процесс изготовления и получения необходимых требований состоит из следующих этапов.

1. Черновая обработка, включающая токарные операции;

2. Термообработка детали;

3. Получистовая обработка: токарные операции;

4. Чистовая обработка, включающая шлифовальные операции;

5. Сверлильная операция.

Каждый этап обработки включает одну или несколько операций. Все переходы описаны ниже.

1.           Черновая обработка детали состоит из двух операций. Операции проводятся на токарном станке в двух разных положениях закрепления детали.

1.1.        Для того, чтобы обработать поверхности № 2,4,5,6 - деталь закрепляется по двум поверхностям: основной - пов. №8 и торцу, не обрабатываемому в данном положении - пов. №1 (рис. 1). Операция включает следующие переходы:

·   Обточка поверхности №5 до размера 94±0,05 мм;

·   Обточка поверхности №4 до Ø90±0,5 мм;

·   Расточка поверхности №6 до Ø70 ± 0,05 мм;

·   Обточка поверхности №2 до Ø340 ± 0,025 мм.

1.2.        Для обработки остальных поверхностей необходимо закрепить деталь по следующим поверхностям: поверхности № 2 и торцу № 5 (рис. 2 Прил). Операция включает переходы:

·   Обточка поверхности № 1 до размера 90 ± 0,05 мм;

·   Расточка поверхности № 7 до Ø 320 ± 0,03 мм;

·   Обточка поверхности № 2 до Ø 337 ± 0,1 мм.

2.           Термообработка детали.

В качестве материала для изготовления данной детали используется Сталь 40Х. Для того, чтобы стенки камеры торможения выдержали давление ≈ 200*10⁵ Па необходимо подвергнуть закалке.

После термообработки необходимо провести дополнительный этап обработки детали для снятия образовавшегося слоя - получистовой этап.

3.           Получистовая обработка состоит из токарных операций, которые проводятся в следующем положении детали:

3.1.        Деталь закрепляется по двум поверхностям: торцу № 5 и поверхности №2 (рис. 1 Прил.).

·   поверхность №1 обтачивается до размера 90 ± 1 мм;

·   поверхность №4 обтачивается до Ø90 ± 1;

·   поверхность №3 обтачивается до Ø337 ± 0,05 мм;

·   поверхность №7 обтачивается до Ø320 ±0,03 мм.

4.           Поверхность №6 и №7 необходимо обработать с большей точностью. Этой точности можно добиться на четвертом этапе обработки - чистовом. Чистовой этап включает одну операцию, проводимую с помощью шлифовального станка:

·   Обрабатывается поверхность №6 до Ø70 ± 0,025 мм;

·   Обрабатывается поверхность №7 до Ø320 ± 0,025 мм.

Данная операция проводится при закреплении детали по поверхностям №2 и торцу №5 (рис. 2 Прил.).

5.           В этом же положении проводится операция сверления отверстий №9 Ø6 мм (рис. 2).

После того, как деталь готова необходимо проверить все требования - выполнены ли они. Такая проверка проводится на специальном контрольном приспособлении. Чертеж приспособления представлен под номером ДПА 483.002.001. Расчет данного контрольного приспособления проведен и представлен ниже. При расчете определяется точность приспособления, т.е. точность измеряемых параметров.

14. Расчет приспособления на точность

Погрешность приспособления складывается из следующих погрешностей:

1. Δ датчиков

2. Сумма допусков на Ø 23 мм

3. Сумма допусков на Ø320 мм

4. Соосность поверхностей с диаметрами Ø23 и Ø320 мм.

Сумма погрешностей должна быть меньше значения 1/3 погрешности на размер, погрешность которого повлияет на изменение размерной цепи.

 мм, где Σ _{посадок} = 0,05+0,05 - на Ø320 мм

Δ_датч = 0,2/2 = 0,1 мм

Σ_Δ320 = 0,005+0,0025 = 0,03 мм

Σ_доп23 = 0,025+0,05 = 0,075 мм

Δ_{соосности} = 0,1 мм

Σ = 0,1 + 0,03 + 0,075 + 0,05 = 0,255 мм

Таким образом, получаем, что погрешность приспособления меньше 0,3 мм.

15. Технико-экономическое обоснование сиcтемы старта ракеты: катапульта

. Общие положения

Разрабатывая конструкцию машины, аппарата, прибора с заданными техническими характеристиками (параметрами), необходимо:

·   найти такие конструкторские решения, которые позволят обеспечить достижение этих характеристик;

·   Выбрать лучшее из возможных решений.

В большинстве случаев не имеется однозначного решения, а сами возможные варианты решений, как правило, неравноценны. Решить данную задачу можно только путем проведения технико-экономического анализа (ТЭА) конструкции, в результате ТОЭ принимаемых конструктором. Хотя в некоторых случаях преимущество одного конструкторского решения по сравнению с другим бывает столь очевидным, что лучшее из них можно выбрать без ТОЭ.

Наиболее общим критерием для оценки эффективности новой техники по сравнению с существующей (аналогом) является соотношение затрат на производство и эксплуатацию новой техники и достигаемых при этом результатов или обратная величина.

Новая техника тем эффективней по сравнению с аналогом, чем первое соотношение меньше или второе больше по сравнению с аналогичным соотношением у аналога.

При оценке экономической эффективности разработанной конструкции необходимо исходить из следующих положений:

Положение 1. Оценка экономической эффективности новой техники возможна только путем ее сравнения (сопоставления) с лучшими образцами существующей техники. За образец для сравнения необходимо выбрать лучший из существующих образцов техники аналогичного назначения. Для наиболее объективной оценки эффективности предлагаемой конструкции необходимо правильно выбрать аналог.

Лучший образец - значит наиболее совершенный, наиболее качественный, наиболее полно отвечающий запросам потребителя.

Положение 2. Наиболее общим критерием для оценки эффективности новой техники по сравнению с существующей (аналогом) является соотношение затрат на производство и эксплуатацию новой техники и достигаемых при этом результатов или обратная величина. Новая техника тем эффективней по сравнению с аналогом, чем первое соотношение меньше или второе больше по сравнению с аналогичным соотношением у аналога.

Теоретическая оценка эффективности новой техники представляется чрезвычайно простым делом. Практически же в связи с громадным многообразием техники, различием решаемых с ее помощью задач, особенностями конкретных условий производства и эксплуатации при оценке эффективности встречается множество трудностей, которые под час оказываются непреодолимыми.

Указанное обстоятельство побудило искать более простой, но единый во всех случаях метод оценки эффективности новой техники. Результатом поисков явился более простой метод ТЭО. Этот метод основан на логичном предположении, что экономическая эффективность новой техники находится в прямой зависимости от ее технического уровня. Вполне естественно что технический уровень определяет и предельную цену продукции, ибо за продукцию более высокого качества потребитель готов заплатить и более высокую цену. Главным при оценке ТЭО становится определение технического уровня, себестоимости изготовления проектируемого изделия и ожидаемой цены.

Чтобы добиться успеха надо, следовательно, повышать ТУП и ее качество. ТУП и уровень качества продукции (УКП) являются родственными, близкими друг другу понятиями, но отнюдь не тождественными.

УКП оценивается множеством показателей качества продукции (ПКП), которые в соответствии с ГОСТ 22851-79 делятся на одиннадцать групп. В каждую из групп входят показатели, характеризующие продукцию (машину, прибор, комплекс машин) с какой-либо одной стороны. Названия этих групп показателей приводятся в таблице.

Показатели назначения характеризуют способность техники выполнять определенные функции, ее предназначение.

Показатели экономного использования ресурсов характеризуют расход ресурсов на единицу продукции, производимой с помощью данной техники, или на единицу выполняемой работы.

Надежность изделия характеризуют такие показатели как безотказность, долговечность, ремонтопригодность, сохраняемость.

Эргономические показатели определяют степень соответствия машины гигиеническим, антропологическим, физиологическим и психологическим свойствам человека, проявляющимся в процессе использования машины для производства бытовых нужд.

Эстетические показатели служат для оценки соответствия изделия как объекта производства.

Показатели унификации характеризуют насыщенность продукции стандартными унифицированными и оригинальными составными частями.

Патентно-правовые показатели характеризуют патентную защиту, патентную частоту продукции и обусловленную этим возможность ее реализации на внутреннем и международном рынках.

К экологическим относятся такие показатели, которые характеризуют уровень вредных воздействий на окружающую среду и на природу.

Показатели безопасности позволяют оценить такие свойства изделия, от которых прямо зависит защищенность человека от вредных воздействий вызываемых употреблением продукции или ее применением для производственных целей.

Нас интересует классификация показателей качества только по одному признаку - по признаку свойств изделия, которые выражаются определенной группой показателей качества.

Гораздо интереснее другое. В числе 11 показателей качества, предусмотренных Госстандартом, нет группы экономических показателей. Хотя общеизвестно, что разработчики и производители новой техники улучшают ее качественные показатели лишь в той мере, в какой это экономически целесообразно. Иначе говоря, экономическая эффективность продукции находится в прямой и непосредственной зависимости от уровня ее качества и наоборот.

Выше уже отмечалось, что ТУП тесно связан с УКП, что от ТУП зависит УКП. Но в то же самое время ТУП определяется по показателям качества продукции.

ГОСТ 15467-79 дает такое определение ТУП: ТУП - это относительная характеристика качества продукции, основанная на сопоставлении значений показателей, характеризующих техническое совершенство оцениваемой продукции, с соответствующими базовыми значениями тех же показателей.

Из приведенного определения ясен лишь принцип подхода к оценке ТУП. Для оценки ТУП определенного значения надо выбрать те показатели качества этой продукции, которые характеризуют ее техническое совершенство, и установить соотношение этих показателей с базовыми показателями. Но соответствующие базовые показатели не существуют сами по себе. Их носителем является только другая продукция, другой образец продукции аналогичного назначения. Следовательно, надо выбрать базовый образец или аналог и соотнести показатели качества оцениваемого изделие с соответствующими показателями качества базового образца или аналога.

В соответствии с нормативно-техническими документами, обязательными для всех отраслей промышленности, оценка ТУП может производиться одним из трех методов, каковыми являются дифференциальный, комплексный и смешанный. В данном случае рассматривается только комплексный метод.

2. Комплексный метод оценки ТУП

Расчет показателя ТУП при этом методе состоит из нескольких действий (шагов), выполняемых в следующей последовательности:

·   выбор базы для сравнения;

·   выбор номенклатуры (перечня) показателей качества продукции (ПКП), определяющих комплексный показатель ТУП;

·   определение абсолютных значений ПКП для оцениваемого и базового образцов продукции;

·   количественная оценка комплексного показателя ТУП.

При выборе базового образца надо строго соблюдать общеизвестные положения, выработанные практикой, требования к нему.

Выбор номенклатуры ПКП, определяющих показатель ТУП является не менее ответственным шагом. Чем больше перечень, тем больше вероятность необходимой оценки ТУП.

Определение абсолютных значений ПКП для рассматриваемого изделия и для аналога, на наш взгляд не должно вызывать затруднений, ибо все значимые показатели качества имеют численную оценку.

Едва ли не самым трудным является установление параметров весомости каждого из учитываемых ПКП. Самый верный путь - это поиск нормативно-справочных материалов в КБ и НИИ родственных отраслей техники и их критический анализ. Второй путь - привлечение квалифицированных экспертов и использование наиболее эффективных методов организации самой экспертизы. Для этого подбирается группа экспертов из m человек (j = 1..m). На основании знаний, интуиции, опыта каждый j-й эксперт дает оценку по каждому i-му ПКП (i = 1..n) в баллах в некотором диапазоне, например, от 1 до 10. Тогда коэффициент весомости i-го ПКП у j-го эксперта составит:

a_ij = ,

где K_ij - оценка данного эксперта.

По этим оценкам находится средняя экспертная оценка:

a_i = .

После того как определены численные значения всех ПКП для аналога и проектируемого изделия и их удельные веса, производится расчет комплексного показателя качества проектируемого изделия (П_к), который является одновременно и показателем его технического уровня (ТУП). Исходя из определения ТУП по ГОСТ 15467-79, его можно определить по формуле:

П_к = ,

где        Q_i = ,   если увеличение P_iп повышает ТУП,

Q_i = ,     если увеличение P_iп приводит к снижению ТУП;

P_iп и P_ia  - численные значения (параметры) качественных характеристик проектируемого изделия и аналога;

a_i          - удельный вес i-го показателя качества;

n            - количество показателей качества учитываемых при расчете технического уровня.

Объектом нашей оценки является КПУ для запуска изделий с помощью ПАД. За базу для сравнения (аналог) принята аналогичная модель ВМС КПУ США.

Из многочисленных технических характеристик (показателей качества), указанных в техническом задании, отобраны те, которые, по мнению экспертов, являются главными, определяющими для оценки его технического уровня. Для оценки технического уровня разрабатываемой установки остается сложить все оценки a_i×Q_i:

ТУП = = 4.207.

Превосходство разрабатываемой конструкции над аналогом, очевидно, было и без этого. Но теперь оно получило количественную оценку.

Расчеты показали, что выбранная система по показателям ПКП превосходит аналоговую.

3. Определение себестоимости изделия проектируемой конструкции

Разработка конструкций машин, аппаратов, приборов является едва ли не самым сложным и ответственным этапом всего процесса создания, производства и эксплуатации новой техники. Трудным является не сам по себе поиск новых конструкторско-технологических решений, а поиск и выбор наиболее эффективного решения с экономической точки зрения.

Нельзя умилять роли и значения рациональной организации производства, возможно более полного использования, оптимальных условий эксплуатации новой техники. Все это, безусловно, благоприятно сказывается на ее эффективности. И все же главная составляющая эффективности заложена в самой конструкции разрабатываемых изделий.

Одним из показателей, имеющих фундаментальное значение для объективной оценки экономической эффективности новой техники, является себестоимость изготовления разрабатываемой конструкции.

При всем многообразии, эти методы были поделены на три группы:

I. - методы прогнозирования себестоимости на самых ранних стадия проектирования изделия.

II.   - методы расчета себестоимости по некоторым достоверно известным видам затрат. При этих методах неизвестные виды затрат прогнозируются на основе объективно существующих пропорций между различными видами затрат, образующих себестоимость изделия.

III. - методы, базирующиеся на расчете всех видов затрат на производство и реализацию продукции. Такие методы применимы на завершающих стадиях технической подготовки производства нового изделия, когда имеется информация для определения каждого вида затрат с определенной степенью точности.

4. Расчет себестоимости калькулированием

На завершающей стадии технической подготовки производства нового изделия, когда детально проработаны рабочие чертежи, разработан и отлажен технологический процесс его изготовления, себестоимость определяется калькулированием, т.е. расчетом всех затрат на производство и реализацию изделия. Многочисленные издержки (затраты) при этом объединяются в отдельные группы по своему целевому назначению и месту возникновения, в статьи расходов, а их размер в денежной форме фиксируется в документе, именуемом калькуляцией, приведенной ниже.

Рассмотрим суммы расходов по каждой статье.

Статья 1.В нее включаются затраты на основные материалы, т.е. материалы, используемые для изготовления деталей машин, а так же вспомогательные материал, которые используются для технологических целей (лаки, краски, электроды для сварки, припои, флюсы для пайки и др.). Номенклатура основных материалов составляется на основе конструкторской документации (спецификация), а вспомогательных - на основе технологической.

Статья 2. В связи с тем, что часть отходов производства может быть реализована для использования в других производствах, выручка от реализации отходов заранее рассчитывается и вычитается из общей суммы затрат. В машиностроении речь идет преимущественной об отходах металла. По каждой изготовляемой детали расход определяется как разность между весом заготовки и чистым весом детали. Для того, чтобы найти отход по изделию необходимо просуммировать отходы всех деталей изделия.

Статья 3. По данной статье расчеты ведутся по такой же схеме как и в статье 2. - суммируются все затраты на покупные комплектующие изделия и полуфабрикаты.

Статья 4. В большинстве случаев удельный вес этих расходов так мал, что их предпочитают включать в статью 9. При необходимости их выделения они рассчитываются так же, как и затраты на вспомогательные материалы.

Статья 5. В эту статью включается основная заработная плата производственных рабочих, т.е. тех, кто непосредственно участвует а основном производственном процессе. Все операции технологического процесса делятся на группы по видам работ (по технологическому содержанию) и по сложности (по разделам). По каждому виду работ определенного раздела подсчитывается трудоемкость как сумма норм штучного времени по всем операциям этой группы. Произведение трудоемкости на часовую тарифную ставку равно тарифному заработку рабочих данного вида работ, который и суммируется по всему изделию. Путем добавления к нему доплат по действующей премиальной системе получается основная заработная плата производственных рабочих по изделию в целом.

Статья 6. Дополнительная зарплата на предприятиях вначале определяется суммарно на каждый планируемый год по данным о возрастном и половом составе работающих, а затем распределяется по видам продукции пропорционально основной заработной плате производственных рабочих. Обычно она составляет 8 - 12% по отношению к основной.

Статья 7. Размер отчислений на социальные нужды устанавливается государственным законом в виде определенного процента к фонду заработной платы предприятия, т.е. сумме основной и дополнительной зарплаты. В настоящее время он составляет 39%, в том числе в фонды: пенсионный - 28%, социального страхования - 5,4%, медицинского страхования - 3,6%, занятости - 2%.

Статья 8. Расходы на подготовку и освоение производства новых видов продукции являются прямыми. Для их определения составляется смета для каждого вида изделий. В эти расходы включаются расходы на НИР и ОКР, на изготовление и испытание опытных образцов, изготовление и испытание опытных образцов, изготовление и испытание разрабатываемых конструкций изделий.

Все перечисленные расходы невозможно определить прямо, непосредственно на единицу продукции того или иного вида. Это относится в полной мере и к расходам по статьям 9 - 13. Все они по методу расчета являются косвенными.

После расчета расходов по всем статьям и суммирования, т.е. определения себестоимости, рассчитывается удельный вес расходов по каждой из статей.

5. Прогнозирование цены проектируемого изделия

Для того, чтобы выбрать из двух или нескольких вариантов конструкции предпочтительный - необходимо знать его цену. Оценки только технического уровня разрабатываемого изделия для этого мало.

Выбор изготовителя оценивается прибылью, которую он получает от реализации продукции. Она определяется разностью между ценой и его себестоимостью. Потребитель также оценивает свою выгоду прибылью, которую он получает в процессе эксплуатации (использования) изделия. Но природа этой прибыли сводится, прежде всего, к экономии тех или иных ресурсов, расходуемых в процессе эксплуатации изделия.

Существует верхний и нижний предел цены. В основе нижнего предела цены Ц_min лежит прогнозирование себестоимости нового изделия. Цена определяется как сумма себестоимости С и минимально необходимой прибыли П, т.е.

Ц_min = С + П_min.

П_min диктуется средним уровнем рентабельности продукции Р. примем ее равной 20% от себестоимости.

р.

ракета катапульта самолет старт

Прогнозирование верхнего предела цены предполагает принципиально иной подход. Основывается он на объективных закономерностях технического процесса. По мере повышения технического уровня и качества продукции неизбежно увеличиваются затраты на ее производство, растут цены на новое изделие по сравнению с аналогом. Однако экономически оправданным является увеличение цены на новое изделие лишь в той степени, в какой его технический уровень превышает уровень аналога. Только при таком увеличении цены использование нового изделия будет экономически эффективным. Отсюда определяется верхний предел цены Ц_max нового изделия:

Ц_max = 0,9 Ц_а×П_к

где Ц_а - цена аналога, П_к - показатель качества, технического уровня нового изделия в сравнении с аналогом. П_к = 4,027

Для того, чтобы заинтересовать покупателя можно распределить эффект от новой техники между изготовителем и потребителем снизив цену на новую продукцию: 70% эффекта от повышения технического уровня изделий получает изготовитель, а 30% - потребитель:

Ц_max = 0.9×45000×[1+0.7 (4.206-1)] = 131390 р.

,9 - коэффициент, учитывающий моральное старение.

Располагая ценой аналога с помощью П_к проектируемого изделия нашли верхний и нижний пределы ожидаемой цены Ц_min и Ц_mаx. Ц_mаx > Ц_min это означает, что проектируемое изделие будет выгодно изготовителю и потребителю, будет пользоваться спросом.

Используемая литература

1. Учебное пособие по дипломному проектированию «Технико - экономическое обоснование конструкторских решений», И.М. Ткалин, Е.М. Аронов, В.А. Челышев, В.Т. Шароватов.

2. Учебное пособие по дипломному проектированию «Экономичекое обоснование технологических решений», Р.Л. Корчагина, З.А. Фролова.