Патент на изобретение №2218548

(54) СПОСОБ ПРОВЕРКИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУШНО-ДИНАМИЧЕСКОГО РУЛЕВОГО ПРИВОДА УПРАВЛЯЕМЫХ СНАРЯДОВ ИЛИ РАКЕТ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

(57) Реферат:

Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым снарядам. Технический результат – повышение информативности и качества проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода, сокращение сроков и себестоимости экспериментальной отработки рулевых приводов и автопилотов. Способ основан на регистрации и контроле работы привода с имитатором шарнирной нагрузки на рулях на сжатом воздухе при отработке заданных сигналов управления. Проверку проводят в условиях подобия температурного и силового воздействия на элементы конструкции привода сжатого воздуха с температурой и давлением, соответствующими температуре торможения и избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете. Привод с раскрытыми рулями и воздухозаборником, с предварительно установленными в нем датчиками для определения температуры и давления воздуха на его входе, в его рабочих полостях, и температуры стенок полостей устанавливают и закрепляют на нагрузочном стенде, нагружают рули шарнирной нагрузкой, соответствующей нагрузке на рулях от воздушного потока. После предварительной продувки пневмосистемы питания привода сжатым воздухом и стыковки ее с приводом проводят контрольную проверку функционирования привода при отработке заданных сигналов управления на холодном воздухе с температурой источника пневмопитания и давлением, соответствующим избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты с определением потери по давлению пневмосистемы по разнице задаваемого и входного давлений и параметров привода. Затем подают на вход привода скачком предварительно нагретый воздух с температурой и давлением, соответствующими температуре торможения и избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете с одновременной подачей на привод сигналов управления. Проводят регистрацию работы привода по заданной программе, определяют температуру и давление воздуха на входе рулевого привода и сравнивают их на соответствие задаваемым, определяют динамические и точностные параметры привода на соответствие требуемым. По полученным температуре воздуха в полостях привода, температуре стенок полостей оценивают допустимость по температуре для заложенных в привод конструкционных материалов, проводят внешний осмотр привода, проводят контрольную разборку привода на узлы и детали и оценивают их прочность, стойкость и работоспособность. Способ реализуется соответствующим устройством. 2 с. и 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к силовым системам управления летательных аппаратов и наиболее целесообразно может быть использовано в воздушно-динамических рулевых приводах и автопилотах малогабаритных управляемых снарядов и ракет.

В настоящее время в рулевых приводах и автопилотах управляемых снарядов и ракет комплексов высокоточного оружия широкое применение нашел не имеющий аналогов в мировой практике вновь созданный новый тип рулевого привода – воздушно-динамический (ВДРП) [1-5].

ВДРП использует для управления энергией обтекающего снаряд потока воздуха. Исключение из состава снаряда бортового источника питания обеспечивает работу привода все время, пока движется снаряд и ракета, и сокращает массу, объем и трудоемкость привода.

Использование единого воздушного потока, нагружающего аэродинамические рули и одновременно являющегося энергоносителем для их перемещений, обеспечивает стабильность динамических характеристик вследствие согласованности развиваемых и требуемых энергетических характеристик при определенной конструктивной реализации и соотношениях параметров элементов силовой системы привода.

Процесс разработки ВДРП, включающий в себя проектирование, конструирование и экспериментальную отработку управляемых снарядов и ракет с большой сверхзвуковой и гиперзвуковой скоростью, связан с необходимостью экспериментальной проверки и отработки приводов при наличии на их входе сжатого воздуха высоких параметров: температуры вследствие кинетического нагрева и давления вследствие скоростного напора. Например, для гиперзвуковой ракеты “Гранат” [3, с. 193 рис.1 кривая 11, с. 194 рис.3 кривые 4,2] при скорости полета ~ 5,5 М температура торможения на входе ВДРП составляет ~1000^oС, давление на входе ВДРП ~3,3 кг/см².

Расширение диапазона скоростей полета ракет в гиперзвуковую область обусловило необходимость отработки ВДРП на воздействие кинетического нагрева.

Представляет практический интерес для разработчика приводов с точки зрения сокращения сроков и себестоимости экспериментальной отработки, повышения информативности и качества исследований способы проверки функционирования воздушно-динамических рулевых приводов управляемых снарядов и ракет и устройства для их осуществления, обеспечивающие проверки функционирования приводов в условиях подобия температурного и силового воздействия на элементы конструкции в диапазоне скоростей до М3,5 и до М5,5.

Известны рулевые приводы, работающие на сжатом воздухе, систем управления летательных аппаратов, это так называемые пневматические рулевые приводы [6, с. 4-5; 33-35; 7 с. 98-104; 8; с. 109-110, с. 116]. Характерной особенностью схем пневматических приводов является наличие источника сжатого воздуха, например баллона, компрессора, пневмосети, и агрегатов пневматической магистрали для преобразования и подачи газа от источника на вход пневматического распределительного устройства исполнительного двигателя привода. В общем случае в состав агрегатов входят, например, такие элементы как электропневмокран, редуктор давления, фильтры грубой и тонкой очистки, контрольные манометры и датчики давления. К сожалению, совершенно ничего не говорится о других элементах, необходимых как для работы привода, так и проверки его функционирования как при длительном, так и ограниченном времени работы от баллона (ВАБа). Это такие элементы, как блок управления и контроля, программное устройство, измерительные и регистрирующие приборы и др.

Входной газовый поток, поступающий в пневматическое распределительное устройство, характеризуется давлением Р, температурой Т и расходом G.

Описан принцип работы пневмоприводов, можно оценить в общем виде, какими качествами оценивается функционирование пневмоприводов. Из анализа принципиальных схем и описания принципа работы пневмоприводов можно сделать вывод о способе проверки их функционирования.

Недостатком известных рулевых приводов в этих источниках информации [6-8] является отсутствие в них информации о способе проверки функционирования пневмоприводов на горячем воздухе и устройствах для его осуществления.

Известен способ (аналог) контроля технического состояния автоколебательных рулевых приводов и устройство для его осуществления [9]. Подробно рассмотрено, какими параметрами характеризуется функционирование рулевого привода, способ контроля функционирования и устройство для осуществления контроля. Недостатком является отсутствие информации в этом источнике [9] в части достаточности выбранных контролируемых параметров, полноты и достаточности способа контроля и устройства для его осуществления применительно к пневмоприводу, работающему на горячем воздухе, использующем для питания привода кинетическую энергию сжатого газа высоких параметров при полете управляемого снаряда и ракеты.

Известен способ контроля и испытаний автопилотов [10], принятый в качестве прототипа [10, с. 114-116], и устройство для его реализации. Способ основан на контроле (проверке) функционирования автопилотов с имитатором нагрузки на рулевые машинки при работе от сжатого воздуха.

Из анализа информации источника [10, главы I-IV, глава V раздел 5.13] можно сделать вывод о том, что при испытаниях автопилотов, в том числе автоматических, которые могут производиться либо в статическом, либо в динамическом режимах, как по замкнутой схеме (с обратной связью), так и разомкнутой схеме (без обратной связи), автопилот работает в режиме отработки заданных сигналов управления с записью на регистрирующем устройстве сигналов управления и отработки и определения динамических и точностных параметров автопилота.

При статической проверке в автопилот последовательно вводятся отдельные сигналы и измеряется и оценивается реакция автопилота на вводимые возмущения. При испытаниях в динамическом режиме в автопилот вводятся непрерывно измеряющиеся сигналы, а реакция автопилота на заданные возмущения может регистрироваться для последующего анализа и немедленно обрабатываться с помощью электронных моделирующих устройств, а затем передаваться снова в автопилот. При таких испытаниях можно определить такие показатели (параметры) автопилота, как постоянные времени, точность регулирования, величину перерегулирования, амплитудные и фазовые характеристики, а также декремент затухания.

При испытаниях автопилотов [10, с. 114-116] с имитатором нагрузки на рулевые машинки необходимо подавать сжатый воздух рабочего давления. Ввиду того что различные рулевые машинки требуют разных давлений в их полостях, то для того чтобы в автоматических режимах контроль сжатый воздух определенных давлений задавать по программе для различных рулевых машинок с одного пневмоблока, описана схема и конструкция пневмоблока, принятая за прототип [10, с. 114-116. фиг. 4.39, фиг. 4.40]. Пневмоблок состоит из фильтра, на вход которого подается сжатый воздух от источника пневмопитания, пневморедуктора, электропневмокрана, регулятора, датчика давления, буферного каскада, манометра и следящей системы, состоящей из измерительного моста, собранного из восьми сопротивлений, и потенциометрического датчика, сопротивление которого зависит от давления. Чувствительный элемент датчика включен в пневмосистему, диагональ измерительного моста включена на вход усилителя. На выходе усилителя включен двухфазный реверсивный двигатель, ось которого соединена с регулятором давления.

Для запоминания введенного номинала давления служит двоичный счетчик, собранный на восьми триггерах, в коллекторах которых включены обмотки реле.

При подаче сигнала с программного механизма через входной коммутатор поступают импульсы на базы определенных триггеров, в результате чего срабатывают определенные реле, которые своими контактами замыкают часть сопротивлений, стоящих в плече измерительного моста. В результате этого на сопротивлении увеличивается падение напряжения и мост входит в дисбаланс. Напряжение дисбаланса подается на вход усилителя и после усиления на обмотку двигателя. Двигатель начинает вращать винт-регулятор до тех пор, пока сопротивление датчика давления не скомпенсирует дисбаланс, появившийся в измерительном мосту. Если давление на выходе пневмосистемы будет меняться, будет изменяться и сопротивление потенциометрического датчика давления, в результате следящая система все время будет поддерживать заданное давление на выходе пневмосистемы.

Каждое из восьми сопротивлений выбраны в двоичном коде, т.е. каждое последующее отличается от предыдущего в два раза. Комбинация из восьми сопротивлений дает возможность задать 256 дискретных величин давления.

Пневмокран открывается автоматически путем подачи на его обмотку напряжения постоянного тока +26 В через контакты реле.

Для визуального контроля давления на выходе пневмосистемы стоит образцовый манометр.

Проверки функционирования воздушно-динамических рулевых приводов управляемых снарядов и ракет должны проводиться в условиях подобия температурного и силового воздействия на элементы конструкции привода потока нагретого воздуха с температурой и давлением, соответствующими температуре торможения и избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты, определяемых из известных в аэродинамике зависимостей:
Т_вх=Т_а(1+0,2М²),
где Т_вх – температура на входе воздухозаборника (температура торможения), ^oК;
Т_а – температура окружающей среды, ^oК;
– число Маха;
– скорость звука, м/с;
V – скорость полета снаряда или ракеты;
при <0,6
Р_и=Р_ст(1+0,2М²)^3,5-Р_ст при <1,1
при М 1,1,
где Р_и – избыточное давление на входе воздухозаборника, кг/см²;
Р_ст = f(Н, Т_а) – статическое давление окружающей среды, кг/см²;
Н – высота полета снаряда или ракеты;
– плотность воздуха.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение информативности и качества проверки функционирования воздушно-динамических рулевых приводов и автопилотов управляемых снарядов и ракет в условиях подобия температурного и силового воздействия на элементы конструкции привода сжатого воздуха с температурой и давлением, соответствующими температуре торможения и избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты в диапазоне скоростей до М3,5 (дозвуковых и сверхзвуковых) и до М5,5 (гиперзвуковых), сокращение сроков и себестоимости экспериментальной отработки рулевых приводов и автопилотов.

Это достигается за счет применения предлагаемого способа проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет, основанного на регистрации и контроле работы привода с имитатором шарнирной нагрузки на рулях сжатым воздухом, подаваемым из пневмосистемы, в режиме отработки заданных сигналов управления с записью на регистрирующем устройстве сигналов управления и отработки динамических и точностных параметров привода.

Сущность предлагаемого способа заключается в следующем.

В рулевом приводе устанавливают датчики температуры и давления для замера температуры и давления воздуха в рабочих полостях привода, температуры стенки полостей. Устанавливают и закрепляют на нагрузочном стенде рулевой привод с раскрытыми рулями и воздухозаборником, выставляют на имитаторах величину шарнирной нагрузки, соответствующую нагрузке на рулях от воздушного потока при полете снаряда или ракеты, соединяют имитаторы с рулями привода. Проводят монтаж пневмосистемы питания привода из последовательно соединенных источника пневмопитания и пневмоблока в составе фильтра, пневмокрана, редуктора давления, тройника с манометром, электропневмокрана, теплообменника, установленного в нагревательном устройстве, ресивера и соединительного устройства. Устанавливают в ресивере датчики давления и температуры для замера давления и температуры воздуха на входе в привод. Защищают чувствительные элементы датчиков давления от воздействия горячего воздуха высокой температуры, для чего заполняют канал между чувствительным элементом датчика и источником горячего воздуха столбиком консистентной смазки типа пушсало. Продувают пневмосистему сжатым воздухом для удаления посторонних частиц, соединяют воздухозаборник с выходом пневмосистемы. Подключают привод к блоку управления с программным механизмом, подключают к блоку управления выходы источников электропитания, генераторов сигналов управления, входы измерительных и регистрирующих приборов и устройств и управляющий вход электропневмокрана, проводят набор программы испытаний на полное полетное время или отдельные участки полета управляемого снаряда и ракеты в зависимости от цели проверки. Обеспечивают безопасные условия работы испытателей с приводом путем размещения привода с пневмосистемой в специальном боксе для огневых испытаний с обеспечением визуального контроля за рулевым приводом с пневмосистемой и доступа к вентилю пневмокрана и регулировочному устройству редуктора давления. Включают электропитание на блоке управления и проводят тарировки датчиков давления и температуры на регистрирующем устройстве, устанавливают на регистрирующем устройстве пределы изменения сигналов управления, угла поворота рулей, датчиков давления и температуры, выключают электропитание.

Проводят контрольную проверку функционирования привода на холодном воздухе с температурой источника пневмопитания, для чего открывают вентилем пневмокран, устанавливают с помощью редуктора давления по показаниям манометра рабочее давление сжатого воздуха, соответствующее избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты, включают на блоке управления электропитание, сигналы управления, сигналы угла поворота рулей, датчиков температуры и давления, запускают исполнительное устройство программного механизма в автоматическом или ручном режиме с одновременным автоматическим открытием при этом электропневмокрана путем подачи напряжения постоянного тока на его обмотку и включения записи сигналов на носитель информации регистрирующего устройства, проводят регистрацию работы привода по заданной программе, выключают электро- и пневмопитание.

Проводят обработку результатов с определением величины давления и температуры воздуха в ресивере на входе рулевого привода, давления и температуры воздуха в рабочих полостях привода, температуры стенки полостей, динамических и точностных параметров привода, по величинам установленного на входе и фактически полученного на выходе пневмосистемы давления сжатого воздуха в ресивере определяют величину поправки по давлению с учетом потерь в пневмосистеме, по разнице давлений в полостях привода определяют максимальный перепад давления и сравнивают с расчетным, оценивают полученные динамические и точностные параметры привода по сравнению с допустимыми расчетными и принимают решение о проведении проверки функционирования привода на горячем воздухе.

Нагревают теплообменник с помощью нагревательного устройства до температуры, соответствующей температуре торможения потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты с контролем температуры нагрева встроенным датчиком температуры, проводят испытание привода на функционирование на горячем воздухе по заданной программе в порядке и последовательности аналогично испытанию на холодном воздухе с установлением до этого рабочего давления больше на величину поправки по давлению, выключают нагревательное устройство, проводят обработку и анализ полученных результатов по давлению и температуре воздуха в ресивере на входе рулевого привода и сравнивают их на соответствие задаваемым. По разнице давлений в полостях привода определяют максимальный перепад давления и сравнивают с ожидаемым расчетным, оценивают полученные динамические и точностные параметры привода на соответствие требуемым, по полученной температуре воздуха в полостях привода, температуре стенок полостей оценивают допустимость использования по температуре для заложенных в привод конструкционных материалов с точки зрения обеспечения заданных выходных динамических и точностных параметров привода при обеспечении прочности материалов и конструкции при воздействии сжатого воздуха высоких параметров по температуре и давлению, соответствующих параметрам потока воздуха на входе воздухозаборника при полете управляемого снаряда или ракеты, проводят внешний осмотр привода для выявления механических повреждений, деформаций, трещин, разрывов и ослабления креплений, проводят контрольную разборку привода на узлы и детали с целью оценки их прочности, стойкости и работоспособности и принимают решение о завершении проверки привода и его пригодности для эксплуатации в составе снаряда и ракеты.

Способ реализуется следующим образом.

Устройство для осуществления способа включает источник пневмопитания и пневмоблок в составе фильтра, редуктора давления, электропневмокрана и ресивера, рулевой привод с имитатором нагрузки на него, блок управления с программным механизмом, регистратор. В устройство дополнительно введены тройник с манометром, теплообменник, установленный в нагревательном устройстве, соединительное устройство, датчики давления и температуры, установленные в ресивере, датчики температуры и давления, установленные в рабочих полостях привода, и датчики температуры, установленные в стенках рабочих полостей. Вход тройника соединен с выходом редуктора давления, а выход – со входом электропневмокрана, вход теплообменника подключен к выходу электропневмокрана, а выход – к входу ресивера, выход которого через соединительное устройство соединен с входом воздухозаборника, теплообменник выполнен в виде трубопровода спиралевидной формы из жаропрочной стали, объем теплообменника выбран из обеспечения соотношения
V=KG_vt,
где V – объем теплообменника;
G_v – удельный объемный расход воздуха в единицу времени;
t – время управляемого полета снаряда или ракеты;
К – коэффициент запаса, выбираемый равным К1 и уточняемый по результатам экспериментальной проверки функционирования рулевого привода на горячем воздухе,
каждый из каналов, соединяющий чувствительный элемент датчика давления и источника горячего воздуха, заполнен столбиком консистентной смазки типа пушсало, датчик температуры выполнен на основе термопары хромель-алюмель для диапазона измеряемых температур от 0 до 1300^oС или платина-платинародий для диапазона измеряемых температур от 0 до 1600^oС в виде малогабаритной керамической трубки с двумя продольными отверстиями под выводы спая, установленной в металлическом корпусе с резьбовым местом стыка с объектом замера температуры, с герметизацией выводов для защиты от протекания горячего воздуха высокого давления. Блок управления соединен с электропневмоклапаном, а датчики давления и температуры соединены с регистратором.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема устройства, реализующего предлагаемый способ проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет. Схема содержит источник пневмопитания 1, пневмоблок в составе фильтра 2, пневмокрана 3, редуктора давления 4, тройника 5 с манометром 6, электропневмокрана 7, теплообменника 8, установленного в нагревательном устройстве 9, ресивера 10 с установленными в нем датчиками давления 11 и температуры 12, соединительного устройства 13, рулевой привод 14 с рулями 15, воздухозаборник 16, имитатор шарнирной нагрузки 17, нагрузочный стенд 18, рабочие полости 19, поршень 20, пневматическое распределительное устройство 21, усилитель 22, электромеханический преобразователь 23, блок управления 24, источник электропитания 25, генератор сигналов управления 26, измерительный прибор 27, регистрирующее устройство 28, регистрирующий прибор 29, сглаживающий фильтр 30, фильтр 31 с резонансным подъемом на частотах задаваемого гармонического сигнала управления. На схеме фиг.1 U_y – сигнал управления, Х – перемещение поршня, – угол поворота рулей, Р – давление, Т – температура, G – расход, G₁, G₂ – расход воздуха в первую и вторую полости привода, Р₁, Т₁, Т_ст.1, V₁(Р₂, Т₂, Т_ст2, V₂) – соответственно давление, температура воздуха в рабочей полости, температура стенки полости, объем полости, U_п1, U_п2 – напряжение питания, U_эпк – напряжение управления электропневмокраном, – уход нулевого положения рулей при отсутствии сигнала управления (U_y=0), ₀ – угол отклонения рулей при отработке постоянного сигнала управления (U_y=const), ^I,^I – соответственно амплитудное значение и фазовый сдвиг первой гармоники угла поворота рулей при отработке гармонического сигнала управления U_у = U_msin_уt, где _у = 2f_у – круговая частота сигнала управления.

На схеме фиг.1, чтобы не затенять схему, не показаны датчик угла поворота рулей, датчики температуры рабочих полостей и стенки полостей, датчики давления полостей.

Принципиальная схема установки датчиков температуры и давления приведена на фиг. 2. Датчик температуры полости 32, 33, стенки полости 33, 34, датчик давления полости 35, 36.

В качестве пневматического распределительного устройства 21 на фиг.2 представлено, например, пневматическое распределительное устройство со струйной трубкой, перемещаемой на угол поворота электромеханическим преобразователем 23.

Уплотнения поршня 20 на фиг.1, 2 не показаны.

В качестве нагревательного устройства 9 используется, например, лабораторная трубчатая электропечь СУОЛ-0,4.4/12-М2-У4.2 [11], обеспечивающая температуру нагрева 1250^oС, или лабораторная трубчатая электропечь СУОЛ-0,4.2,5/15-М1, обеспечивающая более высокую температуру нагрева 1500^oС [12], из перечня электротермического оборудованияи товаров народного потребления [13].

Лабораторная трубчатая электропечь СУОЛ-0,4.4/12-М2-У4.2 предназначена для градуировки термопар и дилатометров, термической обработки и определения температуры плавления металлов, сплавов и других работ при температуре до 1250^oС в стационарных лабораториях.

Техническая характеристика
Напряжение питания – Сеть 220 В50 Гц
Потребляемая мощность при разогреве (номинальная), кВт – 2,5
Потребляемая номинальная мощность для поддержания рабочей температуры, кВт – 1,2
Время разогрева до номинальной рабочей температуры незагруженной электропечи, мин – 130
Номинальная рабочая температура, ^oС – 1250
Неравномерность температуры в рабочем пространстве при номинальной температуре незагруженной электропечи, ^oС – 10
Точность автоматического регулирования при номинальной температуре, ^oС – 2
Рабочая среда – воздух
Размеры рабочего пространства, мм
диаметр – 40
длина – 400
Габариты, мм
длина – 740
ширина – 400
высота – 510
Масса, кг – 50
Принцип действия
Электропечь представляет собой прямоугольный корпус, выполненный из тонколистовой стали, в котором размещены камеры нагрева и блок управления электропечи.

Камера нагрева состоит из нагревателя, защитной трубы и двух керамических фланцев.

Нагреватель выполнен в виде керамической трубы, на которой высокоглиноземистой обмазкой закреплена проволока из сплава сопротивления. Внутренняя поверхность трубы нагревателя образует рабочее пространство электропечи.

Блок управления электропечи служит для автоматического поддержания заданной температуры с точностью, указанной в технической характеристике.

Для уменьшения тепловых потерь через торцевые отверстия рабочей камеры электропечи последние закрываются керамической пробкой.

Внутри трубы нагревателя электропечи устанавливают теплообменник 8, выполненный в виде трубопровода спиралевидной формы из жаропрочной стали, например, нержавеющей марки 12Х18Н10Т.

В случае необходимости, связанной с обеспечением нагрева большего объема воздуха при больших расходах на рулевой привод, используют в схеме фиг.1 вместо одного два или большее количество теплообменников, соответственно им и количество теплообменников, соответственно им и количество электропечей.

Конечно, электропечь не является единственным вариантом нагревательного устройства. Могут быть использованы и другие типы нагревательных устройств для нагрева теплообменника. Не является также единственным вариантом и выбранный тип конструкции теплообменника, возможны и другие конструкции, например, в виде цилиндра из жаропрочной стали с продольными каналами, размещаемого внутри трубы нагревателя электропечи.

В качестве датчиков температуры в схеме фиг.1, 2 используется датчик на основе термопары хромель – алюмель с диапазоном измеряемых температур от 0 до 1300^oС. При больших температурах используются термопары платина – платинародий с диапазоном измеряемых температур от 0 до 1600^oС. Датчик нестандартный, собственного изготовления. Конечно, по мере появления стандартных малогабаритных датчиков температуры с таким диапазоном измеряемых температур не исключено их применение в схеме устройства фиг.1, 2.

Конструктивно датчик температуры выполнен в виде малогабаритной (длина 10 мм, диаметр 3 мм) керамической трубки с двумя продольными отверстиями под выводы спая, установленной в металлический корпус. Для защиты от протекания горячего газа высокого давления герметизация выводов осуществляется их заливкой жидким стеклом с последующей обработкой до затвердения путем сушки при высокой температуре в печи.

В качестве датчиков давления используются стандартные датчики типа ДМП (датчики малогабаритные потенциометрические), например, типа ДМП-25 с диапазоном измерения давления от 0 до 25 кг/см², ДМП-40 с диапазоном измерения давления от 0 до 40 кг/см². Для защиты мембраны датчиков от воздействия горячего воздуха высокого давления непосредственный контакт горячего воздуха с мембраной исключают за счет размещения в канале между мембраной датчика давления и источником горячего воздуха столбика (высотой ~5 мм диаметром ~3 мм) консистентной смазки типа пушсало.

Устройство работает следующим образом.

Проводится вначале контрольная проверка функционирования воздушно-динамического рулевого привода на холодном воздухе с температурой источника пневмопитания. Предварительно до стыковки привода с пневмосистемой фиг.1 пневмосистема продувается сжатым воздухом для удаления возможных посторонних частиц, например окалины в теплообменнике, застывших капель металла и др. После этого выход пневмосистемы через соединительное устройство соединяется с входом воздухозаборника.

Включается электро- и пневмопитание. От источника пневмопитания подается сжатый воздух в пневмосистему. Поскольку электропневмокран выключен, в исходном состоянии сжатый воздух не поступает на вход привода. По показаниям манометра устанавливается заданное рабочее давление в пневмосистеме. После включения электропневмокрана путем подачи на его обмотку напряжения постоянного тока U_эпк с блока управления холодный сжатый воздух скачком подается в теплообменник и далее через ресивер и соединительное устройство на вход воздухозаборника, т.е. на вход привода.

В зависимости от набранной программы проверки на блоке управления привод отрабатывает заданные сигналы управления. Запись сигналов управления, сигналов отработки привода (углов поворота рулей), датчиков температуры и давления, сигналов с выходов сглаживающего фильтра и фильтра для выделения первой гармоники выходного сигнала привода проводится на регулирующем устройстве с визуальным контролем за работой привода с помощью регистрирующего прибора, например электронного осциллографа. Выключается электро- и пневмопитание. По полученным результатам определяются максимальный перепад давления по разнице давлений в полостях привода, определяется по разности давлений на входе и выходе пневмосистемы поправка по давлению, учитывающая потери расхода в пневмосистеме. Оценивается уход нулевого положения рулей при отсутствии сигнала управления, статический коэффициент передачи рулевого привода при отработке постоянного сигнала управления, динамический коэффициент передачи и фазовый сдвиг по первой гармонике выходного сигнала привода при отработке гармонического сигнала управления, определяются температура воздуха на входе привода, в рабочих полостях, температура стенок рабочих полостей. Полученные динамические и точностные параметры привода сравниваются с допустимыми расчетными и принимается решение о проведении проверки функционирования привода на горячем воздухе.

Проводится проверка функционирования рулевого привода на горячем воздухе температуры и давления, соответствующих температуре и давлению воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты. С помощью нагревательного устройства нагревается теплообменник до этой температуры. Включается электро- и пневмопитание. По показаниям манометра устанавливается рабочее давление сжатого воздуха в пневмосистеме выше на величину определенной поправки по давлению при работе привода на холодном воздухе. Таким образом задается рабочее давление сжатого воздуха с учетом потерь в пневмосистеме, величина этого давления соответствует давлению воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты. После включения электропневмокрана сжатый воздух подается в теплообменник, в котором за счет теплопередачи его стенок происходит нагрев воздуха до заданной температуры, и далее нагретый воздух поступает на вход привода. Проводится работа привода на функционирование на горячем воздухе по заданной программе в порядке и последовательности, аналогично работе на холодном воздухе. Выключается нагревательное устройство. Проводится обработка полученных результатов по давлению, температуре, динамическим и точностным параметрам привода.

Оцениваются на соответствие задаваемым полученные на входе привода параметры воздуха (температура, давление), определяется максимальный перепад давлений в полостях для оценки максимального развиваемого усилия привода и сравнивается с расчетным, оцениваются полученные динамические и точностные параметры привода на соответствие требуемым. По полученной температуре воздуха в рабочих полостях привода, температуре стенки полостей оценивается допустимость по температуре для заложенных в привод конструкционных материалов (уплотнений поршня, стенок цилиндра и др.) с точки зрения обеспечения заданных выходных динамических и точностных параметров привода при обеспечении прочности материалов и конструкции при воздействии сжатого воздуха высоких параметров по температуре и давлению, соответствующих параметрам потока воздуха на входе воздухозаборника при полете управляемого снаряда или ракеты.

С целью выявления механических повреждений, деформаций, трещин, разрывов и ослабления креплений проводится внешний осмотр привода после работы на горячем воздухе. Проводится также контрольная разборка привода на узлы и детали с целью оценки их прочности, стойкости и работоспособности при работе на горячем воздухе. По результатам проведенных работ принимается решение о завершении проверки привода на горячем воздухе и его пригодности для эксплуатации в составе снаряда и ракеты.

Предлагаемый способ проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет за счет применения предлагаемого простого, надежного и доступного технического средства для его осуществления обеспечил повышение информативности и качества проверки функционирования воздушно-динамических рулевых приводов и автопилотов управляемых снарядов и ракет в условиях подобия температурного и силового воздействия воздушного потока на элементы конструкции в диапазоне скоростей до М3,5 и до М5,5, позволил сократить сроки и себестоимость экспериментальной отработки рулевых приводов и автопилотов.

Применение предлагаемого способа и устройства позволяет:
1) при наличии имеющегося оборудования и имеющейся сети высокого давления без ее конструктивных доработок получить требуемые параметры рабочего тела по температуре, давлению и расходу для имитации реальных условий работы воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет;
2) проводить отработку конструкции рулевого привода и проверку его функционирования на этапе лабораторно-стендовых испытаний, имитируя реальные условия работы привода в составе снаряда или ракеты;
3) проводить отработку конструкции привода и проверку его функционирования в ужесточенных условиях эксплуатации по температуре и давлению с целью оценки предельных запасов;
4) оценить надежность конструкции рулевого привода при имитации реальных условий работы в составе снаряда или ракеты;
5) сократить время и сэкономить матчасть на проведение проверок функционирования привода при его продувках в аэродинамической трубе, при проведении пусков управляемых снарядов и ракет за счет качественной отработки и проверки привода в лабораторных условия.

Эффективность способа и устройства для его осуществления подтверждена многолетней практикой проверки функционирования воздушно-динамических рулевых приводов и автопилотов управляемых снарядов и ракет различного класса и назначения.

Таким образом, предлагаемый способ проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет и устройство для его осуществления по сравнению с известными позволяет обеспечить объективную, информативную и качественную проверку функционирования воздушно-динамических рулевых приводов и автопилотов управляемых снарядов и ракет в условиях подобия температурных и силовых воздействий на элементы конструкции горячего воздуха высокого давления, соответствующих реальным условиям полета снарядами или ракеты в диапазоне скоростей до М3,5 и до М5,5, сократить сроки и себестоимость экспериментальной отработки рулевых приводов и автопилотов и не требует применения дорогостоящих и громоздких приборов и оборудования.

Источники информации
1. Автоколебательный рулевой привод управляемого снаряда 9М117. Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК10.00.000 Т0. – М.: Военное издательство, 1987.

2. А.Шипунов, В.Дудка, В.Фимушкин, Б.Никаноров. Рулевой привод для ракет комплексов высокоточного оружия. – Военный парад, 1(37), 2000.

3. В. С. Фимушкин. Разработка воздушно-динамических рулевых приводов. Известия Тульского государственного университета. Серия Вычислительная техника. Автоматика. Управление. Т. 3, Вып. 3. Управление. Тульский государственный университет. Тула, 2001.

4. Шипунов А.Г., Фимушкин В.С., Никаноров Б.А. Пневмогидроавтоматика-99. Всероссийская конференция. Тезисы докладов. Институт проблем управления им. В.А.Трапезникова. – М.: 1999.

5. А. Г.Шипунов, В.С.Фимушкин, Б.А.Никаноров. Системный подход к проектированию и экспериментальной отработке воздушно-динамических рулевых приводов. Известия Тульского государственного университета. Серия Проблемы специального машиностроения. Выпуск 2. Материалы региональной научно-технической конференции. Материалы докладов. Проблемы проектирования и производства систем и комплексов. – Тула, 1999.

6. Пневмопривод систем управления летательных аппаратов. Под ред. В.А. Чащина. – М.: Машиностроение, 1987.

7. Костин С. В., Петров Б.И., Гамынин Н.С. Рулевые приводы.- М.: Машиностроение, 1973.

8. Крымов Б.Г., Рабинович Л.В., Стеблецов В.Г. Исполнительные устройства систем управления летательными аппаратами. – М.: Машиностроение, 1987.

9. Способ контроля технического состояния автоколебательных рулевых приводов и устройство для его осуществления. RU Патент 2145052, 7 F 42 В 15/01, В 64 С 13/36, G 05 В 23/02, БИ 3, 27.10.2000.

10. Авдошин М.Ф., Ремизов Б.А. Автоматизация контроля и испытаний автопилотов и их элементов. – М.: Машиностроение, 1965.

11. Электропечь трубчатая лабораторная СУОЛ-0,4.4/12-М2-У4.2. ТУ 16.531.438-80. Предприятие (изготовитель) учреждения УЮ-400/2, Тула, 2001.

12. Электропечь трубчатая лабораторная СУОЛ-0,4.2,5/15-М1. Предприятие (изготовитель) учреждения УЮ-400/2, Тула, 2001.

13. Номенклатурный перечень электротермического оборудования и товаров народного потребления. Предприятие-учреждения УЮ-400/2, Тула, 2001.

Формула изобретения

1. Способ проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет, основанный на регистрации и контроле работы привода с имитатором шарнирной нагрузки на рулях сжатым воздухом, подаваемым из пневмосистемы, при отработке заданных сигналов управления, отличающийся тем, что проверку проводят в условиях подобия температурного и силового воздействия на элементы конструкции привода сжатого воздуха с температурой и давлением, соответствующими температуре торможения и избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты, для чего рулевой привод с раскрытыми рулями и воздухозаборником, с предварительно установленными в нем датчиками для определения температуры и давления воздуха на его входе, в его рабочих полостях, и температуры стенок полостей устанавливают и закрепляют на нагрузочном стенде, нагружают рули шарнирной нагрузкой, соответствующей нагрузке на рулях от воздушного потока при полете снаряда или ракеты, после предварительной продувки пневмосистемы питания привода сжатым воздухом и стыковки ее с приводом проводят контрольную проверку функционирования привода при отработке заданных сигналов управления на холодном воздухе с температурой источника пневмопитания и давлением, соответствующим избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты с определением потери по давлению пневмосистемы по разнице задаваемого и входного давлений и параметров привода, затем подают на вход привода скачком предварительно нагретый воздух с температурой и давлением, соответствующими температуре торможения и избыточному давлению потока воздуха на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты, с одновременной подачей на привод сигналов управления, проводят регистрацию работы привода по заданной программе, определяют температуру и давление воздуха на входе рулевого привода и сравнивают их на соответствие задаваемым, определяют динамические и точностные параметры привода на соответствие требуемым, по полученным температуре воздуха в полостях привода, температуре стенок полостей оценивают допустимость использования по температуре для заложенных в привод конструкционных материалов, проводят внешний осмотр привода, проводят контрольную разборку привода на узлы и детали и оценивают их прочность, стойкость и работоспособность.

2. Устройство для проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет, включающее источник пневмопитания и пневмоблок в составе фильтра, редуктора давления, электропневмокрана и ресивера, рулевой привод с имитатором нагрузки на него, блок управления с программным механизмом, регистратор, отличающееся тем, что в него дополнительно введены тройник с манометром, теплообменник, установленный в нагревательном устройстве, соединительное устройство, датчики давления и температуры, установленные в ресивере и в рабочих полостях привода, и датчики температуры, установленные в стенках рабочих полостей, вход тройника соединен с выходом редуктора давления, а выход – со входом электропневмокрана, вход теплообменника подключен к выходу электропневмокрана, а выход – к входу ресивера, выход которого через соединительное устройство связан с входом воздухозаборника, каждый из каналов, соединяющих чувствительный элемент датчика давления и источника горячего воздуха заполнен консистентной смазкой типа пушсало, датчик температуры выполнен на основе термопары хромель-алюмель для диапазона измеряемых температур от 0 до 1300С или платина-платинародий для диапазона измеряемых температур от 0 до 1600С в виде малогабаритной керамической трубки с двумя продольными отверстиями под выводы спая, установленной в металлическом корпусе с резьбовым местом стыка с объектом замера температуры, с герметизацией выводов для защиты от протекания горячего воздуха высокого давления, причем блок управления соединен с электропневмоклапаном, а датчики давления и температуры соединены с регистратором.

3. Устройство для проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет по п.2, отличающееся тем, что теплообменник выполнен в виде трубопровода спиралевидной формы из жаропрочной стали, объем теплообменника выбран из обеспечения соотношения

V=K·G_v·t,

где V – объем теплообменника;

G_v – удельный объемный расход воздуха в единицу времени;

t – время управляемого полета снаряда или ракеты;

К – коэффициент запаса, выбираемый равным К1 и уточняемый по результатам экспериментальной проверки функционирования рулевого привода на горячем воздухе.

РИСУНКИ