Кладун Е.А., Карачун В.В., Мельник В.Н.

Национальный технический университет Украины «КПИ»

ДИФРАКЦИЯ ЗВУКОВЫХ ВОЛН НА ПОДВЕСЕ ИНТЕГРАТОРА ЛИНЕЙНЫХ УСКОРЕНИЙ РН И ПОГРЕШНОСТИ ИЗМЕРЕНИЙ

Стартовая масса современных ракет может достигать нескольких сотен тонн. Поэтому, для осуществления всех предусмотренных программой маневров необходимо наличие мощных двигательных установок. К двигателям большой тяги следует отнести жидкотопливные и ядерные. Они обеспечивают требуемое приращение скорости в единицу времени.

Вместе с тем, на границе струи, вытекающей из сопла двигателя со сверхзвуковой скоростью, обычно образуется зона турбулентного потока, которая генерирует в окружающую среду волны различной частоты. Толщина этой турбулентной зоны и, следовательно, предельные масштабы распространяющихся вниз по потоку вихрей, непрерывно увеличивается по мере удаления от среза сопла.

Интенсивность шума, создаваемого такой струей, пропорциональна ее средней скорости в степени 6...8. При этом мощность акустического излучения составляет 0,4...0,8 % механической мощности двигателей. И, таким образом, увеличение тяги двигателей РН приводит к неизбежному увеличению суммарного уровня акустической нагрузки на поверхность собственно корпуса ракеты-носителя, с одной стороны, а с другой - на приборы управления и бортовую аппаратуру. В том случае, когда эти уровни достигают 150... 160 децибел и выше, воздействие звукового излучения начинает оказывать существенное влияние на режимы вибрации элементов конструкции ракет, приборов командно-измерительного комплекса и навигационное оборудование. В некоторых случаях возникают локальные особенности, приводящие к появлению усталостных явлений в материале. Они обусловлены волновым совпадением, пространственно-частотным и неполным пространственно-частотным резонансами.

Особо следует отметить изменение свойств механических систем, содержащих носители кинетического момента (гироскопы). В условиях совместного действия кинематического и звукового возмущений они приобретают свойства, которые существенно отличаются от паспортных, а в некоторых случаях даже могут стать определяющими с точки зрения надежности изделий в целом.

В рамках принятых упрощающих предположений, погрешность гироскопического интегратора продольных ускорений ракеты-носителя можно определить суммой –

(1)

,

где – круговая частота падающей звуковой волны; – масса крышки кожуха гироскопа; – длина кожуха; – давление в падающей волне; – волновой вектор; – скорость звука;

– прогиб крышек кожуха под действием акустической волны; , ; ; ; ;

; ;

;

;

;

; ;

;

;

;

;

; ;

Анализ формулы (1) показывает, что уменьшение сомножителя приводит к существенному снижению величины акустической погрешности. Таким образом, увеличение массы гироскопа смещение оси привеса кожуха , либо уменьшение прошедшего внутрь прибора акустического давления , порознь или совместно, дадут желаемый результат. Первые два условия реализуются конструкторско-технологическими решениями, третье – пассивными, активными или компенсационными методами изоляции.