Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych samolotów bojowych

Transkrypt

1 BIULETYN WAT VOL. LVII, NR 3, 2008 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych samolotów bojowych BOGDAN ZYGMUNT, KRZYSZTOF MOTYL, ZBIGNIEW SURMA Wojskowa Akademia Techniczna, Wydział Mechatroniki, Warszawa, ul. S. Kaliskiego 2 Streszczenie. Samoloty bojowe wyposażone są w fotele katapultowe, stanowiące główny element systemu bezpieczeństwa załogi. Silnik rakietowy fotela służy do szybkiej ewakuacji pilota z uszkodzonego samolotu. Prochowe ładunki napędowe charakteryzują się ściśle określonymi parametrami balistycznymi w szerokim zakresie temperatury. Autorzy przedstawili wyniki badań balistycznych ładunków napędowych, stosowanych w fotelach katapultowych czołowych firm światowych. Ładunki napędowe do badań wyprodukowano w kraju według polskiej technologii. Słowa kluczowe: fotel katapultowy, silnik rakietowy, ładunki napędowe Symbole UKD: Wstęp Obligatoryjnym elementem wyposażenia samolotów bojowych jest system katapultowania ratujący życie załogi w sytuacjach awaryjnych. Systemy katapultowania są zbudowane głównie z układów mechanicznych precyzyjnie realizujących swoje funkcje w ściśle określonej sekwencji czasowej i w szerokim zakresie warunków eksploatacji (temperatury, ciśnienia oraz parametrów kinematycznych samolotu). Najbardziej zaawansowane fotele katapultowe charakteryzują się klasą H0V0, co oznacza ich zdolność do skutecznego ratowania pilota nawet w warunkach postoju samolotu na płycie lotniska. Ewakuacja pilota z uszkodzonego samolotu powinna odbyć się możliwie szybko, jednakże bez nadmiernego narażania zdrowia pilota. Na podstawie wieloletnich doświadczeń fizjologicznych [1] przyjmuje się, że przeciążenie oddziałujące w czasie 0,1-0,2 s na organizm zdrowego człowieka nie powinno przekraczać wartości 20 (relacja z przyspieszeniem ziemskim).

2 98 B. Zygmunt, K. Motyl, Z. Surma Podstawowym źródłem energii do automatycznego wykonania zaprogramowanych czynności, polegających na dynamicznym przemieszczeniu elementów o różnej masie, są ładunki miotających materiałów wybuchowych, tzw. ładunki napędowe [2-4]. Największą masę (2-4 kg) posiadają ładunki napędowe silnika rakietowego, którego zadaniem jest wynieść fotel wraz z pilotem na wysokość ok. 100 m, co umożliwi bezpieczne wylądowanie pilota. Producenci foteli katapultowych zastosowali różnorodne rozwiązania techniczne dotyczące zarówno konstrukcji silników rakietowych, jak i kształtu oraz właściwości balistycznych ładunków napędowych. W niniejszej pracy autorzy przedstawili wyniki wieloletnich własnych badań dotyczących właściwości balistycznych ładunków napędowych, stosowanych przez czołowe firmy na świecie oraz rezultaty praktyczne prac technologicznych, mających na celu wyprodukowanie ich krajowych zamienników. 2. Charakterystyka ładunków napędowych do fotela KM 1M do samolotu MiG-21 Samolot myśliwski MiG-21 jest konstrukcją opracowaną w połowie XX w., lecz jego zmodernizowane wersje są użytkowane do dzisiaj. Ocenia się, że wyprodukowano ponad 10 tysięcy maszyn dla sił powietrznych ponad 50 krajów. Zastosowany wówczas fotel katapultowy KM1 podlegał modernizacji z zachowaniem głównych cech konstrukcyjnych. Ładunki napędowe do silnika rakietowego (rys. 1) fotela katapultowego KM-1M mają kształt tulei o przekroju Φ = 24/14 mm i długości 410 mm (rys. 2). Masa ładunku wynosi ok. 200 g. We wspólnej komorze silnika rakietowego mieści się 11 ładunków o łącznej masie ok. 2,2 kg, ułożonych koncentrycznie. Gazy wytwarzane w trakcie procesu szybkiego palenia, wylatują przez dwie symetrycznie rozmieszczone dysze o średnicy 33 mm. Konstruktorzy tego systemu ratunkowego Rys. 1. Główne elementy silnika rakietowego z fotela katapultowego KM1M

3 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych Rys. 2. Ładunki napędowe K4 do fotela katapultowego KM1M założyli mniejszy czas pracy silnika rakietowego (poniżej 0,2 s) w porównaniu z omówionym w pracy [3] systemem firmy Martin-Baker. Przy skróconym czasie oddziaływania, możliwe do zaakceptowania jest większe dopuszczalne przeciążenie organizmu pilota bez szkodliwych skutków zdrowotnych. Licencyjne wymagania balistyczne dla ładunków K4 są następujące: dopuszczalne ciśnienie w komorze silnika przy maks. temperaturze eksploatacji 24 MPa; dopuszczalne ciśnienie w komorze silnika przy min. temperaturze eksploatacji 16 MPa; dopuszczalny zakres czasu pracy silnika od 0,10 s do 0,18 s; maksymalna siła ciągu pojedynczego ładunku w maks. temperaturze eksploatacji 4,5 kn maksymalna siła ciągu silnika rakietowego w temp. +60 C 45 kn. Na podstawie doświadczeń wynikających z prac badawczych dotyczących stałych paliw rakietowych założono, że poprawę właściwości balistycznych ładunków K4, wykonanych ze skatalizowanego paliwa nitroglicerynowego, można uzyskać przez zmianę geometrii ładunku przy zachowaniu jego dotychczasowej masy ok. 200 g. Potencjał energetyczny do wykonania odpowiedzialnej pracy katapultowania pilota wraz z fotelem musi pozostać niezmienny, dopuszczalna jest jednak zmiana dynamiki tego procesu w uzasadnionych granicach. Analiza kształtów geometrycznych ładunku K4 wykazała, że zmiana wymiarów geometrycznych przekroju ładunku K4 z Φ = 24/14 mm na Φ = 22/10 mm, przy zachowaniu długości 410 mm, praktycznie nie zmieni masy ładunku. Początkowa powierzchnia spalania zmniejszy się jednak o ok. 18%, co spowoduje spadek wydatku produktów spalania i w efekcie spadek ciśnienia w komorze silnika. Ładunek o zmienionej geometrii

4 100 B. Zygmunt, K. Motyl, Z. Surma (K4M) będzie miał grubszą warstwę palną 6 mm, w porównaniu z ładunkiem K4 (5 mm). Czynnik ten również będzie wpływał na wydłużenie czasu palenia, podobnie jak obniżenie ciśnienia w komorze silnika. Należy dodać, że powyższe zmiany dotyczą wyłącznie wymiarów ładunków, natomiast warunki pomiarowe dla silnika balistycznego (impuls zapłonowy i przekrój krytyczny dyszy wylotowej) nie uległy zmianie. Na rysunku 3 przedstawiono zdjęcie powierzchni czołowych ładunku K4 i K4 M. Rys. 3. Zdjęcie ładunków K4: typowy i zmodernizowany Zaproponowana modernizacja kształtu ładunku została zaakceptowana przez odbiorcę, który potwierdził możliwość zamontowania ładunków K4M w silniku rakietowym bez zmian jego kształtów konstrukcyjnych. Szczegółowe badania balistyczne zmodernizowanych ładunków przeprowadzono w skrajnych temperaturach eksploatacji. Na rysunkach 4 i 5 przedstawiono porównawczo wykresy ciśnienia zarejestrowane dla typowych i zmodernizowanych pojedynczych ładunków w temp. 35 C oraz w temp. +60 C. Na wykresach uwidocznione są zmiany przebiegu krótkotrwałego impulsu ciśnienia wytwarzanego przez porównywane ładunki. Zmiany nastąpiły w kierunku pożądanym: zmniejszenia i wyrównania ciśnienia oraz zwiększenia czasu spalania ładunków. Analogiczne zmiany zarejestrowano dla przebiegów siły ciągu, których wykresów nie zamieszczono w niniejszej pracy. Obniżenie maksymalnej siły ciągu jest szczególnie korzystną cechą zmodernizowanych ładunków wykonanych z nowego paliwa rakietowego, ponieważ powoduje zmniejszenie przeciążenia oddziałującego na organizm pilota. Na rysunku 6 przedstawiono wykresy siły ciągu dla silnika fotela KM1M, zawierającego komplet jedenastu zmodernizowanych ładunków (K4M), przeprowadzone w skrajnych temperaturach eksploatacji. Badania zostały przeprowadzone przez AEROFINA S.A. w Bukareszcie dla partii ładunków wyprodukowanych przez ZPS Jasło w ramach kontraktu handlowego.

5 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych Rys. 4. Wykresy ciśnienia w komorze silnika dla ładunku K4 oraz K4 M zarejestrowane w temp. 35 C Rys. 5. Wykresy ciśnienia w komorze silnika dla ładunków K4 oraz K4 M zarejestrowane w temp. +60 C

6 102 B. Zygmunt, K. Motyl, Z. Surma Rys. 6. Wykresy ciśnienia w silniku rakietowym fotela KM1 z ładunkami napędowymi K4M mierzone w temp. +60 C (lewy) oraz w temp. 35 C (prawy wykres) 3. Charakterystyka ładunków napędowych C III do fotela SC-HV-00 Fotel katapultowy SC-HV-00 (rys. 7) jest stosowany w samolotach szkolno- -bojowych IAR-93 oraz IAR-99 produkcji rumuńskiej. Konstrukcja fotela jest wzorowana na rozwiązaniu systemu Mk.10 firmy Martin Baker. Fotel nie posiada jednej pułap katapultowania (max) 0-15,000 m prędkość samolotu podczas katapultowania km/h przyspieszenie pilota podczas katapultowania (max) 18 g szybkość narastania przyspieszenia g/sec Rys. 7. Fotel katapultowy SC-HV-00

7 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych komory spalania silnika rakietowego mieszczącej wszystkie ładunki napędowe, tak jak w innych konstrukcjach. Ładunki napędowe (rys. 8) o trzech różnych długościach oraz identycznym przekroju przedstawionym na rysunku 9, umieszczone są w oddzielnych komorach usytuowanych w tylnej części fotela i połączonych zbiorczymi kolektorami gazów prochowych z czterema dyszami wylotowymi rozmieszczonymi w dolnej części konstrukcji fotela. Rys. 8. Ładunki napędowe typu C III do fotela katapultowego SC-HV-00 Rys. 9. Przekrój ładunku typu C

8 104 B. Zygmunt, K. Motyl, Z. Surma Rys. 10. Przebiegi ciśnienia w silniku mierzone dla ładunków K4M w temp. +60, +20 i 35 C Rys. 11. Przebiegi siły ciągu ładunków C III zarejestrowane w temp. +20 C

9 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych Wymagania balistyczne dla paliwa rakietowego mierzone dla pojedynczego ładunku napędowego typu C III (długość 135 mm) są następujące: czas palenia w silniku wzorcowym: 0,22 do 0,32 s w zakresie temperatury 35 C do +60 C; maksymalne ciśnienie w silniku w zakresie w/w temperatury MPa; średnia siła ciągu ładunku C III w zakresie w/w temperatury 0,8-1,1 kn ± 0,1 kn. Charakterystyczne przebiegi ciśnienia oraz siły ciągu w różnych temperturach przedstawiono na rysunkach 10 i Charakterystyka ładunków napędowych PZAM do fotela K36DM Fotel katapultowy K36DM przedstawiono na rysunku 12. Na kolejnym zdjęciu przedstawiono widok cylindrycznego silnika rakietowego zamontowanego pod siedzeniem pilota fotela, z dyszą zamontowaną symetrycznie w powierzchni cylindrycznej. Przez zakręcane pokrywy denne wkładane są wiązki ładunków napędowych PZAM, po 25 szt. z każdej strony. Rys. 12. Widok fotela K-36DM (z lewej) oraz widok komory silnika rakietowego z centralnie umieszczona dyszą (z prawej)

10 106 B. Zygmunt, K. Motyl, Z. Surma Pozyskanie z Sił Powietrznych kompletu ładunków napędowych PZAM po przekroczonym resursie eksploatacyjnym pozwoliło określić ich podstawowe parametry fizyczne i balistyczne. Należy zastrzec, że badane ładunki pochodziły z produkcji z 1998 r., co mogło wpływać na wartość pomierzonych parametrów. Z doświadczenia autora wynika jednak, że wpływ czasu eksploatacji ładunków z paliwa nitroglicerynowego, w polskich warunkach klimatycznych nie zmienia w znaczącym stopniu ich parametrów balistycznych. Dane fizyczne ładunków PZAM (rys. 13) są następujące: długość ładunku: 117 mm; maksymalne wymiary przekroju poprzecznego: 28,0 17,5 mm; masa ładunku: 75 g. Rys. 13. Oryginalne ładunki napędowe PZAM (po resursie) pozyskane z Sił Powietrznych Przeprowadzono także pomiary ciepła spalania paliwa rakietowego pobranego z ładunków PZAM w trzech niezależnych laboratoriach: wynik według laboratorium w Zakładzie Balistyki ITU WMT w WAT Q sp = 914 kcal/kg; wynik według laboratorium w ZTS GAMRAT w Jaśle Q sp = 855 kcal/kg; wynik według laboratorium IPO Warszawa Q sp = 872 kcal/kg. Kaloryczność paliwa rakietowego do ładunków PZAM jest znacznie niższa w porównaniu z paliwem do ładunków do fotela KM1M oraz ładunków typu C firmy Martin-Baker, których ciepło spalania wynosi ponad 1050 kcal/kg. W 2006 r. w Wydziale Mechatroniki WAT podjęto prace badawcze, mające na celu opracowanie paliwa nitroglicerynowego i ładunków napędowych o parametrach zbliżonych do ładunków PZAM produkcji rosyjskiej. Prace technologiczne

11 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych wykonywano w Zakładzie Produkcji Specjalnej GAMRAT w Jaśle. Wytworzono kilka partii paliwa i ładunków napędowych, które poddano badaniom balistycznym w zakresie temperatur od 40 C do +50 C. Na wykresach poniżej (rys. 14) przedstawiono przebiegi ciśnienia w komorze silnika oraz siły ciągu dla wyprodukowanej partii modelowej. Badania przeprowadzono dla pojedynczego ładunku w silniku z proporcjonalnie zmniejszoną średnicą dyszy (5,7 mm). Na podkreślenie zasługuje zaobserwowana właściwość wysokiej niezależności parametrów balistycznych od temperatury badania. W zakresie temperatury 40 C do +50 C parametry zmieniają się maksymalnie o ok. ±10% w porównaniu z temperaturą normalną (+18 C). Ładunki oryginalne charakteryzują się gorszymi właściwościami balistycznymi. Trwają przygotowania do wykonania prób balistycznych z użyciem kompletu ładunków w silniku rakietowym fotela K-36DM. Rys. 14. Przebiegi ciśnienia (górne wykresy) i siły ciągu (dolne) ładunków PZAM mierzone w temperaturze 40ºC (lewe wykresy) oraz w temp. +50ºC (prawe wykresy)

12 108 B. Zygmunt, K. Motyl, Z. Surma Rys. 15. Przebiegi ciśnienia (górne wykresy) i siły ciągu (dolne) polskich odpowiedników ładunków PZAM mierzone w temp. 40 C (lewe wykresy) oraz w temp. +50 C (prawe) 5. Podsumowanie Silniki rakietowe foteli katapultowych charakteryzują się różnorodną konstrukcją specyficzną dla każdego z producentów. Umieszczone w nich prochowe ładunki napędowe odróżniają się masą, liczbą, kształtem i wymiarami geometrycznymi oraz właściwościami balistycznymi. Wspólny dla wszystkich konstrukcji jest przedział wartości parametrów kinematycznych, jakie mają być uzyskane dla fotela z pilotem, wyznaczone przez ograniczenia fizjologiczne wytrenowanego organizmu ludzkiego. Zakres wartości parametrów balistycznych dla silników rakietowych foteli katapultowych różnych firm jest następujący: siła ciągu silnika: od 25 kn do 45 kn; czas pracy silnika: od 0,10 s do 0,32 s; ciśnienie maksymalne w silniku: 25 MPA; zakres temperatur eksploatacji: od 50 C do +63 C. Opisane w pracy testy balistyczne wykonane zostały z użyciem opracowanych i wyprodukowanych w kraju ładunków napędowych będących odwzorowaniem ładunków oryginalnych, zachowując wymagane przez konstruktorów parametry balistyczne. Część z opisanych w pracy badań powstała na zamówienie oraz we współpracy z rumuńską firmą lotniczą AEROFINA S.A. z Bukaresztu. Prace technologiczne realizowane były w ZPS GAMRAT w Jaśle z wykorzystaniem do-

13 Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych świadczenia głównego autora pracy z okresu działalności w Instytucie Przemysłu Organicznego w Warszawie, gdzie opracowano gamę katalizatorów do homogenicznych paliw rakietowych. Efekty badawcze i wdrożeniowe w zakresie opisanych ładunków napędowych potwierdzają możliwości opracowania i produkcji w kraju wyrobów uzbrojenia na światowym poziomie. Obecnie, wspólnie z Instytutem Technicznym Wojsk Lotniczych, przygotowywane są poligonowe badania balistyczne z silnikami fotela K-36DM, zawierającymi komplety ładunków napędowych opracowanych i wyprodukowanych w kraju. Praca naukowa finansowana ze środków na naukę w latach jako projekt badawczy rozwojowy nr R Artykuł wpłynął do redakcji r. Zweryfikowaną wersję po recenzji otrzymano w czerwcu 2008 r. LITERATURA [1] S. Szajnar, M. Wojtkowiak, Problemy bezpieczeństwa załogi statku powietrznego w sytuacjach awaryjnych, Wyd. Bil-Graf, Warszawa, [2] B. Zygmunt, Rozwój konstrukcji i właściwości ładunków napędowych pocisków przeciwlotniczych bliskiego zasięgu, III Międzynarodowa Konferencja Uzbrojeniowa Naukowe aspekty techniki uzbrojenia, Waplewo, , wyd. CD ROM, 6. [3] B. Zygmunt, Prochowe ładunki napędowe do foteli wyrzucanych samolotów bojowych, V Międzynarodowa Konferencja Uzbrojeniowa Naukowe aspekty techniki uzbrojenia Waplewo, , [4] B. Zygmunt, K. Motyl, Modernizacja ładunków napędowych fotela wyrzucanego samolotu MiG-21, VI Międzynarodowa Konferencja Uzbrojeniowa Naukowe aspekty techniki uzbrojenia, Waplewo, , wyd. CD, Autorzy dedykują pracę pamięci zmarłej w 2008 r. doc. dr inż. Mariannie Parulskiej-Szmajdzie, która wraz z mężem mgr. inż. Jerzym Szmajdą przysłużyła się wielce rozwojowi badań i produkcji paliw rakietowych w Polsce. B. ZYGMUNT, K. MOTYL, Z. SURMA Ballistic parameters of propelling charges for aircraft ejection seats Abstract. The ballistic parameters of propellant charges for rocket motors of ejection seats for different aircrafts are described. Some of charges have been modernized to improve their characteristics. Diagrams of pressure in ballistic chamber and thrust vs. time at wide range of temperatures for the tested and modernized charges were analyzed. Results of the work were positive and have been implemented to the practice. The work has been done on the order of the foreign customer. The proposal of the solution for the Polish Air Force was formulated. Keywords: ejection seat, rocket engine, solid rocket propellant charge Universal Decimal Classification:

14