Диссертация (Разработка методики расчета камеры перспективного ЖРД на основе метода подконструкций), страница 2

А.Г. Горшкова(Кременки, Жуковский р-н, 2017 г.);–Всероссийскаянаучно-техническаяконференция«Механикаиматематическое моделирование в технике», посвященная 100-летию со днярождения В.И. Феодосьева (Москва, 2016 г.);– XXII Международный симпозиум «Динамические и технологическиепроблемы механики конструкций и сплошных сред» им. А.Г. Горшкова(Кременки, Жуковский р-н, 2016 г.);– VIII Международный научный симпозиум «Проблемы прочности,пластичности и устойчивости в механике деформируемого твердого тела»,посвященного 85-летию профессора В.Г.

Зубчанинова (Тверь, 2015 г.);– XXVII Международная Инновационно-ориентированная КонференцияМолодых Ученых и Студентов "МИКМУС" (Москва, 2015 г.);9– Всероссийская научно-техническая конференция «Ракетно-космическиедвигательныеустановки»,посвященная90-летиюсоднярожденияЗаслуженных деятелей науки и техники РФ, лауреатов Государственнойпремии СССР, д.т.н., профессоров Кудрявцева В.М. и Поляева В.М.

и 185летию Московского государственного технического университета им. Н.Э.Баумана (Москва, 2015 г.);–Итоговаянаучно-практическаяконференцияВсероссийскогоинженерного конкурса (ВИК) «Подготовка инженерных кадров в России:состояние и стратегические перспективы – взгляд молодых» (Москва, 2015 г.);–XVIВсероссийскаянаучно-техническаяконференция«Авиакосмические технологии» (АКТ-2015) (Воронеж, 2015 г.);– Всероссийская научно-техническая конференция, посвященная 70летию кафедры Ракетных двигателей Казанского авиационного института(КАИ) (Казань, 2015 г.);– XXI Международный симпозиум «Динамические и технологическиепроблемы механики конструкций и сплошных сред» им. А.Г.

Горшкова(Кременки, Жуковский р-н, 2015 г.);– ICAMAME 2014: International Conference on Aerospace, Mechanical,Automotive and Materials Engineering (Париж, Франция, 2014 г.);–Конференцияаспирантов«Developmentproblemsofinnovativeengineering technology in Russia» (на англ. языке) (Москва, 2014 г.);– XX Международный симпозиум «Динамические и технологическиепроблемы механики конструкций и сплошных сред» им. А.Г. Горшкова(Кременки, Жуковский р-н, 2014 г.);– XIX Международный симпозиум «Динамические и технологическиепроблемы механики конструкций и сплошных сред» им.

А.Г. Горшкова(Ярополец, 2013 г.);–Научномупрогрессу-творчествомолодых:международнаямолодежная научная конференция по естественнонаучным и техническимдисциплинам (Йошкар-Ола, 2012 г.);10– Научные конференции аспирантов кафедры прикладной механикиМГТУ им. Н.Э. Баумана (Москва, 2014, 2015, 2016, 2017 г.);Результаты диссертационной работы и разработанное программноеобеспечение внедрены в учебный процесс МГТУ им. Н.Э. Баумана и врасчетную практику РКК «Энергия» им.

С.П. Королева.По теме диссертации опубликовано 22 работы, из них 3 статьи врецензируемых журналах и изданиях, рекомендуемых ВАК РФ для публикациирезультатов исследований, и 1 статья в зарубежном научном издании.Структура и объем работыДиссертация состоит из введения, пяти глав, выводов, списка литературыи приложений. Материалы исследований изложены в работе на 166 страницах с88 ил. и 13 табл.

Библиография работы содержит 151 наименование.Приложение изложено на 41 странице с 16 ил. и 19 табл.В первой главе приводится обзор и анализ литературных источников,посвященныхисторииразвитияисовременномусостояниюметодовтермопрочностных расчетов камер жидкостных ракетных двигателей, а такжевопросупроектированияинновационногодвигателяскислороднымохлаждением.Во второй главе приводятся основные соотношения и методы оценкипрочности камер ЖРД.Втретьейглавеизлагаетсякомплекснаяметодикачисленногомоделирования для оценки прочности камеры сгорания и сопловой части ЖРД,алгоритмы решения задач анализа и синтеза, а также их программнаяреализация.Достоверность результатов, полученных по разработанной методике,доказана в четвертой главе путем сравнения с известными решениями ирезультатами.11Практическая реализация предложенной методики для расчета камерысгорания и сопловой части инновационного многофункционального маршевогодвигателя с кислородным охлаждением камеры представлена в пятой главе.БлагодарностиАвтор выражает благодарность научному руководителю д.т.н., проф.Гаврюшину С.С.

за помощь и содействие при написании диссертации; д.т.н.,проф., член-корр. РАН Нарайкину О.С., д.т.н., проф. Гуськову А.М. занеоценимую помощь в решении организационных вопросов; д.т.н., проф.Ягодникову Д.А. за поддержку и содействие в период работы наддиссертацией, к.т.н., доц. Полянскому А.Р. за ценные советы и консультации вобласти жидкостных ракетных двигателей.Работа выполнена при финансовой поддержке гранта РФФИ № 16-3800368_мол_а.12ГЛАВА 1. АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ, ПОСВЯЩЕННОЙРАСЧЕТУ НА ПРОЧНОСТЬ КАМЕР ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХДВИГАТЕЛЕЙДальнейшее освоение космического пространства, полеты космическихаппаратов к другим планетам, миссия на Марс [66] требуют создания новых исовершенствования старых маршевых двигателей для разгонных блоков.Данная работа посвящена разработке методики термопрочностногорасчета камеры сгорания и сопловой части ЖРД [16, 64 ].Типовая конструкция камеры [32] и общий вид представлены на Рис.

1.1.и Рис. 1.2.Рис. 1.1.Типовая камера ЖРД: 1 – корпус; 2 – смесительная головка; 3 –цилиндрическая часть; 4 – сопло; а – узел пояса завесы; б – узел подводаохладителя; в – узел крепления камеры.13Рис. 1.2.Общий видВ настоящее время в практике двигателестроения применяются восновномконструкциикамерсосвязаннымиоболочками.Наиболеенагруженными элементами таких камер являются:- корпус;- связанные оболочки камеры сгорания;- элементы внутренней оболочки между двумя соседними связями;- связи оболочек;- узлы крепления камеры;- подводящие трубопроводы и коллекторы.14При расчете камеры на прочность [56] наиболее трудоемким являетсярасчет элементов, подверженных высокому температурному воздействию [2,83].

К числу таких элементов относятся связанные оболочки камер. Оценка ихпрочности по напряжениям в упругой постановке не пригодна, посколькувследствие одного только температурного воздействия на внутреннююоболочку в ней возникают напряжения, значительно превышающие пределупругости.Поэтомунеобходиморассчитыватьоболочкивобластипластических деформаций [78].1.1.Упрощенные расчеты и экспериментальные исследованияВ разное время задача оценки прочности решалась по-разному. Допоявления вычислительной техники В.И.

Феодосьев предлагал упрощенныйрасчет,заменяякамерусгоранияцилиндрическойиконическойосесимметричной оболочкой [82]. Однако при расчете по этой упрощеннойметодике не учитывается температурный градиент по толщине стенок; нельзяпровести расчет конструкции на нескольких последовательных режимахработы, учесть накопление пластических деформаций; невозможно выполнитьрасчет геометрически сложных конструкций, которые не описываютсяаналитическими геометрическими функциями. Подобный расчет, очевидно,приводиткзначительнымнеточностямврезультатах,чтовызываетнеобходимость проведения большого количества серий огневых испытаний дляпроверки прочности и надежности конструкции. Следует отметить, что,несмотря на неточности в результатах, данную методику используют насегодняшний день в качестве основной при проведении приближенного расчетана прочность при проектировании камеры сгорания перед проведениемогневых испытаний [23, 32, 144]Дитер Хазэл и Дэвид Хуан в книге NASA по разработке ЖРД [115] вглаве «Прочностной анализ» отмечают необходимость проведения испытаний,поскольку часть конструкции ракетного двигателя может быть такой формы15или может быть нагружена таким образом, что проектирование только наоснове теоретического расчета является сложным или ненадежным.

Вподобных случаях экспериментальный анализ прочности может дополнитьтеоретические методы.Прикладывая нагрузки, моделирующие как можно ближе те, которыеожидаются в реальных условиях эксплуатации, производятся измерениядеформаций и напряжений. Эти нагрузки могут быть приложены кполноразмерным прототипам, к моделям в масштабе, сделанным из реальныхматериалов, или из специальных пластичных материалов, или к отдельнымчастям полноразмерных конструкций. Нередко прикладываемые нагрузкинамеренно увеличивают, чтобы они превысили расчетные уровни, вплоть доразрушенияконструкции.Эти«испытаниянаразрушение»установятфактический запас прочности, достигнутый при проектировании.1.2.Разработка численных методик для оценки прочности камерсгоранияС развитием вычислительной техники, как в СССР, так и в США, сталисоздаваться расчетные программы, реализующие метод конечных элементов.Встал вопрос о создании мощного конечно-элементного комплекса.

В 1964 г.разработки подобного комплекса начались в NASA, и уже в конце 1960-х годовони увенчались успехом – созданием NASTRAN (NASA STRucture ANalysis).С тех пор для большинства расчетов на прочность, проводимых в NASA, сталиспользоваться метод конечных элементов. Помимо NASTRAN создавались идругие конечно-элементные программы и комплексы, зачастую на каждомотдельном предприятии. Так, для определения теплового потока в 1970-x годахв Boeing использовалась программа BETA (Boeing Engineering ThermalAnalyzer), а для решения прочностной задачи – BOPACE 3-D (Boeing PlasticAnalysis Capability for 3-Dimensional Solids) [95]. Конечно-элементные моделина тот момент были упрощенными и содержали небольшое число элементов.16Проблему усталостного разрушения камер сгорания стали изучать какпосредством традиционных огневых испытаний, так и с использованиемконечно-элементного анализа.

В 1981 г. была опубликована статья «Некоторыеэффекты деформаций камер сгорания, вызванные циклическим температурнымнагружением» (Нед П. Ханнум, Гарольд Г. Прайс) [110], в которойрассказывается о том, что в 1973 г. в Исследовательском центре Льюисаначалось систематическое исследование проблемы долговечности камерысгорания. Методика заключалась в проведении циклических испытаний приконтролируемыхусловияхис процедуройспециально для изучения долговечностииспытаний, разработаннойкамеры сгорания.

Недорогиецилиндры с кольцевыми соплами использовались для оценки различныхматериалов тракта охлаждения камеры сгорания при разных температурахогневой стенки. Полученные экспериментальные данные были взаимосвязаныкак с температурой огневой стенки, так и с разницей температур между огневойстенкой и внешней поверхностью стенки тракта охлаждения для каждогопротестированного материала.