Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
В целях защиты от неблагоприятных климатических воздействий и механических повреждений, а также для удобства транспортирования, твердотопливная ракета космического назначения непрерывно, начиная с отправки с завода-изготовителя и до пуска, находится внутри транспортно-пускового контейнера (ТПК), образуя при этом с ТПК транспортабельный космический ракетный модуль. С помощью ТПК обеспечивается необходимый температурно-влажностный режим для ракеты. В случае применения ТПК возникает вопрос реализации старта ракеты космического назначения.
За десятки лет развития ракетной техники и применения хорошо зарекомендовал себя минометный старт («холодный» старт) ‒ способ запуска ракет, при котором ракета космического назначения выбрасывается из ТПК за счет давления, создаваемого в замкнутом объеме каким-либо источником, расположенным вне ракеты. Таким источником может случить пороховой аккумулятор давления (ПАД). Двигатель ракеты при этом запускается уже после выхода из ТПК. По своей сути это напоминает задачу разгона снаряда в стволе артиллерийского орудия. И в том, и в другом случае основным является прямая (основная) задача внутренней баллистики — определение при известных начальных условиях основных внутрибаллистических характеристик разгоняемого тела.
В работе представлена методика определения внутрибаллистических характеристик ракеты космического назначения при минометном старте из транспортно-пускового контейнера.
Новизна разработанной методики заключается в применении одномерной газодинамической постановки, аналогично работам [1, 2], в отличие от классической «нульмерной» постановки определения внутрибаллистических характеристик снаряда в артиллерийском орудии [3–5], но при этом разгон тела совершается под действием продуктов сгорания ПАД, а не сжатого газа или пороха.
Для математического описания термогазодинамических процессов в подракетном объеме используется система квазиодномерных газодинамических уравнений, состоящих из уравнений сохранения массы, импульса и энергии. Система уравнений дополняется граничными условиями: на левой границе задается условие непротекания, на правой границе условие аналогично – непротекание газа, но с учетом движения разгоняемого тела.
Особенностью задачи является наличие движущейся границы, поэтому для ее численного решения использована численная схемы на подвижных сетках AUSM+, в которой распределение происходит по числам Маха.
Разработанная методика применена для возможного варианта твердотопливной ракеты космического назначения.
Полученные результаты могут быть использованы при оценке работоспособности элементов ракеты космического назначения, воспринимающих определяющие нагрузки при движении в ТПК, а также при проектной оценке массы конструкции ракеты космического назначения и несущих элементов ТПК на ранней стадии проектирования.
