ЛЕКЦИЯ 16

РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ

ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ РДТТ

16.1. Уменьшение пассивной массы летательного аппарата (РДТТ)

Из рис. видно, что методы конструирования играют существенную роль в общем объеме мероприятий, позволяющих снижать массу конструкции, а следовательно повышать эффективность, т.е. L или H при прочих равных условиях.

Относительная стоимость элементов конструкции РДТТ составляет:

1. Корпус – 27,8%

2. Заряд твердого топлива – 26,6%

3. Сопловой блок – 22,4%

4. Элементы сборки – 16,8%

5. ТЗП– 6,4%

Средняя стоимость материалов при изготовлении заряда твердого топлива равна средней стоимости рабочей силы. По двигателю в целом относительные затраты на материалы составляют ~45%, а относительные затраты на рабочую силу ~55%. Поэтому, ставится задача усовершенствовать технологию изготовления РДТТ в направлении уменьшения затрат на работу с помощью автоматизации производства. По статистическим данным ~20% конечной стоимости РДТТ составляют затраты, относящиеся к недостаткам планирования, ошибкам при проектировании и др. потерям.

16.2. Корпуса

При конструировании металлических корпусов в зависимости от условий эксплуатации применяют высоколегированные стали типа СП, а также высоколегированные стали типа ЭП. Стали типа СП подвержены коррозии, поэтому, требуется эффективная защита от атмосферных воздействий. Стали типа ЭП применяют обычно при эксплуатации изделий в условиях морского климата.

Основные характеристики материалов приведены в таблице (Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе. Под общ. ред. Л. Н. Лаврова. Москва, Машиностроение, 1993г. , стр. 100).

Металлические материалы корпусов РДТТ

О
бычно стальной корпус представляет собой сварную конструкцию, которая включает в себя обечайки, днища, фланцы. В состав корпуса обычно входит несколько обечаек, последовательно сваренных друг с другом и расположенных так, что их продольные сварные швы смещены относительно друг друга.

1, 3 – шпангоуты; 2 – обечайки; 3 – фланцы; 4 – швы.

Прочность металла в сварных швах уменьшается. Для сталей типа СП прочность в швах составляет 0,9 прочности основного металла. Для сталей типа ЭП ~ 0,65– 0,7 прочности основного металла

Основные требования, предъявляемые к конструкции корпусов:

• минимальная масса при заданном внутреннем свободном объеме для размещения зарядов и достаточная прочность при всех видах нагружения;

• надежная тепловая защита от воздействия ПС;

• герметичность корпуса;

• обеспечение требуемого уровня деформируемости корпуса.

16.3. Узлы стыка

Способ крепления двигателя к ракете определяет конструкцию узлов стыка.

К передним узлам стыка крепятся верхняя ступень, отсек или обтекатель ракеты, к заднему – нижняя ступень ракеты, либо ее отсек (межступенчатый, либо хвостовой). Если двигатель предназначен только для создания тяги, его можно крепить к ракете с помощью одного узла стыка.

Узлы стыка на двигателях с корпусами типа “кокон” можно размещать либо на втором коконе, намотанном поверх силовой оболочки, либо на обечайках, примотанных к силовой оболочке консольно. Кроме того, один или несколько периферийных узлов крепления могут быть расположены на боковой поверхности корпуса.

Схема стыков несущей конструкции корпуса

1 – верхняя ступень ракеты;

2 – передний шпангоут корпуса;

3 – силовая оболочка корпуса (первый кокон);

4 – оболочка корпуса (второй кокон);

5 – нижняя ступень ракеты

Схема консольного стыковочного узла

1 – верхняя ступень ракеты;

2 – передний шпангоут корпуса;

3 – силовая оболочка корпуса (первый кокон);

4 – оболочка корпуса (второй кокон);

П
ериферийный узел стыка корпуса

1 – корпус двигателя;

2 – ракетный отсек;

3 – периферийный центральный шпангоут корпуса.

На рис. приведена схема крепления вспомогательного двигателя (креновых двигателей) внутри ракетного отсека.