Исследование влияния разнотяговости двигателей специального назначения на характеристики движения объекта управления
Авторы: Иванов А.В., Киракосьянц А.Т.
Опубликовано в выпуске: #7(151)/2024
DOI: 10.18698/2308-6033-2024-7-2372
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Обоснована необходимость обеспечения однотяговости двигателей специального назначения в составе космической ракеты, а именно двигателей закрутки головной части и двигателей увода головного обтекателя ракеты. Даны описания условий, при которых работают эти двигатели. Рассмотрены различные возможные случаи движения головной части при воздействии на нее внешних сил с применением современного пакета систем автоматизированного проектирования SolidWorks, что позволило подтвердить возможность использования этого пакета для моделирования и прогнозирования поведения объекта управления с учетом разнотяговости двигателей специального назначения. На основании проведенных исследований были даны рекомендации по проектированию двигателей специального назначения, а также по компоновке этих двигателей в составе космического летательного аппарата для успешного выполнения им поставленных полетных задач.
EDN RWROPE
Литература
[1] Мухамедов В.С. Твердотопливные двигатели специального назначения. Санкт-Петербург, ЦНИИ информации, 2018, с. 4.
[2] Фахрутдинов И.Х. Ракетные двигатели твердого топлива. Москва, Машиностроение, 1973, с. 4.
[3] Назаров В.П., Яцуненко В.Г., Коломенцев А.И. Конструктивно-технологические факторы стабильности энергетических параметров турбонасосных агрегатов ракетных двигателей. Вестник Московского авиационного института, 2014, т. 21, № 5, с. 101–105.
[4] Кузнецов Н.П., Черепов В.И., Калинников А.Е., Ахтулов А.Л. Испытания ракетных двигателей твердого топлива. Москва; Ижевск, Регулярная и хаотическая динамика, 2010, с. 3.
[5] Григораш О.В. Методология экспериментальных исследований. Политематический сетевой электронный научный журнал Кубанского государственного аграрного университета, 2017, № 127, с. 849–864.
[6] Мухамедов В.С., Воронцов П.Г., Поляков В.А., Бобович А.Б. Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты. Патент № 2513052 C2 Российская Федерация, МПК F02K 9/30. № 2012113333/06: заявл. 06.04.2012: опубл. 20.04.2014; заявитель Открытое акционерное общество «Корпорация «Московский институт теплотехники» (ОАО «Корпорация «МИТ»).
[7] Марьянов Д.В. Разработка технологии и стендового оборудования для экспериментальной отработки двигателя увода створок обтекателя ракеты-носителя метеоспутника. Гагаринские чтения 2017: Тезисы докладов, Москва, 05–19 апреля 2017 года. Москва, МАИ, 2017, с. 144–145.
[8] Мухамедов В.С., Поляков В.А., Смирнов Д.С., Лемешенков П.С. Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей. Патент № 2678602 C1 Российская Федерация, МПК F02K 9/32, F02K 9/30, F02K 9/95. № 2017145529: заявл. 25.12.2017: опубл. 30.01.2019; заявитель Акционерное общество «Корпорация «Московский институт теплотехники» (АО «Корпорация «МИТ»).
[9] Оберт Г. Пути осуществления Космических полетов. Москва, Оборонгиз, 1948, с. 127.
[10] Кореньков В.В., Лежнин С.И., Селиванов В.В., Сергиенко С.В. Анализ способов регулирования характеристик тяги импульсных реактивных твердотопливных двигателей. Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук, 2015, № 2 (87), с. 76–82.
[11] Биткин С.А. Анализ возможности снижения разбросов внутрибаллистических характеристик РДТТ с дополнительным зарядом топлива со специальным законом горения. Химическая физика и мезоскопия, 2014, т. 16, № 4, с. 489–493.