Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 58
Текст из файла (страница 58)
Рассмотрим вначале особенности определения динамиче- ских нагрузок и температурных полей. Для определения динамических нагрузок, действующих на ракету в полете, обычно бывает достаточным найти собст- венные частоты и формы изгибных, а также продольных ко- лебаний. Крутильные колебания из-за их малости редко учитываются при оценке надежности корпуса ракеты. Для определения частот и форм колебаний при летных испытаниях на ракете в 5 — 7 сечениях устанавливаются виб- родатчики. В каждом сечении обычно необходимо измерять вибрационные перегрузки вдоль трех осей. Кроме того, из-за невозможности одним типом датчика измерить вибрации в большом диапазоне частот (от 10 ги до 10 кгц) приходится в каждом сечении корпуса устанавливать низкочастотные, среднечастотные и высокочастотные датчики. Таким образом, на ракете устанавливаются десятки виб- родатчиков, которые работают на всем активном участке траектории полета.
Датчики фиксируют изменение перегру. зок вдоль определенного направления во времени. Обычно коэффициенты виброперегрузок имеют величины от десятых долей до сотен единиц. Точность измерения виброускорений невысока: предель- ная относительная ошибка в определении амплитуды колеба- ний может достигать 5 — 20$~ [18]. Причем с большей точ- ностью определяются амплитуды низкочастотных колебаний.
Предельная относительная ошибка в определении частот ко- лебаний составляет 5 — 10%. Такие большие погрешности в определении амплитуд и частот колебаний вызваны неуста- новившимся характером вибраций и их сложным структур- ным составом, а также тяжелыми условиями работы изме- рительной аппаратуры. Кроме непосредственного определения характеристик ко- лебаний ракеты„ в ходе летных испытаний определяются не- которые динамические нагрузки, вызывающие эти колебания. Так, зондирование атмосферы позволяет получить некоторые данные о скорости ветра, действующего на ракету в полете.
Измеряются также параметры, характеризующие изменение тяги двигателя в момент его запуска и выключения. Записы- ваются процессы отделения блоков ракеты, что позволяет проследить динамическое изменение массовых сил. Фикси- руются параметры, характеризующие динамические характе- ристики системы управления и органов управления. Все эти данные позволяют в ходе обработки опытной информации рассчитать основные динамические нагрузки, действующие на ракету в полете, 365 Рассмотрим некоторые особенности определения частот и амплитуд колебаний по записи измерений перегрузки во времени.
По изменению, например, поперечной перегрузки 1-го тона круговая частота может быть найдена по следующей зависимости: М 2кЫ где Ж вЂ” число периодов колебаний за промежуток времени йй Определение формы колебаний значительно сложнее, так как впбродатчик фиксирует перегрузку, вызванную не только изгибными колебаниями корпуса, но и поперечным перемещением, а также вращением ракеты как абсолютно жесткого тела. Чтобы выделить значения перегрузок, вызванных только упругими колебаниями, и по ним определить амплитуды в различных сечениях ракеты, необходимо иметь данные об основных силах, действующих на центр масс ракеты, об управляющих силах и скорости их изменения, а также об углах и скоростях вращения корпуса вокруг центра масс.
Все эти данные обычно непосредственно измеряются нли определяются косвенно при летных испытаниях ракет. Знание температурных режимов позволяет определить: — условия нагружения ракетных конструкций; — необходимые меры для теплозащиты отдельных узлов, агрегатов, отсеков; — условия работы приборов системы управления и других агрегатов. Все эти сведения необходимы для опенки надежности конструкции ракеты, ее отдельных агрегатов и системы управления. Тепловые расчеты достаточно сложны и, как правило, основаны на целом ряде допущений.
Поэтому только опытные данные позволяют уточнить характер тепловых процессов. Программы летных испытаний ракет с ЖРД и РДТТ включают обычно следующие температурные измерения. Внутри головной части измеряется температура воздуха и отдельных приборов. Для этого используются датчики с диапазоном измерения температур +.50' С. Для измерения температуры стенок корпуса применяются датчики с диапазоном ( — 50 — + 350) ' С. На наружной поверхности днища устанавливают датчики с диапазоном измерения температур от — 50 до +1000'С. Внутри теплозащитного покрытия необходимо измерять температуры от — 50 до +2500'С.
В приборном и хвостовом отсеках измеряются температура воздуха и температура некоторых приборов. Диапазон изменения температуры в этом случае ( †50 †)' С. Температвура стенок корпуса измеряется в диапазоне от — 50 до +350 'С. , В хвостовом отсеке измеряется также температура донной защиты. Диапазон изменения температуры защиты состав. ляет ( — 50 — +1000)'С. Для ракет с ЖРД измеряются также температуры стенок баков и компонентов топлива в баках, Особенности топлива (низкокипящий или высококипящий окислитель), а также системы наддува (использование горячих нли холодных газов) определяют температурные диапазоны этих измерений, Обычно стенки баков и компоненты топлива в полете не нагреваются выше, чем до +350'С. Программа измерения температур в самом двигателе существенно зависит от схемы ЖРД, Чаще всего измеряются температуры компонентов топлива в магистралях питания, мятого газа после турбины, рабочего тела наддува.
В ракевах с РДТТ измеряются температуры заряда, стенок и теплозащитных покрытий внутри двигателя и соплового блока. Таким образом, дпя современных баллистических ракет температурные измерения требуют установки десятков датчиков, способных с достаточной точностью измерять тем-, пературу воздуха, газовых потоков, стенок конструкции, теплозащитных покрытий. Измерение перечисленных выше температурных режимов в течение всего времени полета ракеты позволяет накопить опытный материал, необходимый для оценки надежности конструкция.
в !24. ОпытнОе Определение стАтических нАГРузОк Чтобы оценить прочность и надежность корпуса ракеты, необходимо знать осевые и поперечные нагрузки, действующие на корпус в полете, Для любого момента времени полета ракеты осевая сила в сечении корпуса х, может быть определена по зависимости х, х, рУ;„ Т(х,) = и„! (х!) А ) т (хД !эх'+ 2 г'' ) дх !эх„(12.7) ~1 где и„! (х,) — коэффициент осевой перегрузки в сечении х,; т (х,) — масса, распределенная вдоль оси х,; р — плотность воздуха; у' — скорость обтекания ракеты набегающим потоком воздуха; С, — коэффициент лобового сопротивления; г".„— площадь миделя; х — ускорение силы тяжести на земле, 867 Для топливного бака, нагруженного давлением наддува Ра, осевое Усилие Т,(х,) =Т(х,) — Р(х,) р„ где г(х!) — площадь сечения бака. Распределенная поперечная нагрузка на корпус в нормальном и боковом направлениях может быть выражена следующими зависимостями: ас"„ !уг! (х!) = + — я„Р—,!"-„+ л, (х,) я т (х,).
~! Чю (х!) = + д„1!!!Р 2 г !! + л~! (х!) я1!т (х!), «! (12.8) (12.9) где л,! (х!) л,! (х!) — коэффициенты нормальной и боковой перегрузок в сечении х!,' а, р — углы атаки и скольжения с учетом действия ветра; С"„, СЗ вЂ” коэффициенты нормальной и боковой аэродинамической силы, отнесенные к угловой единице. Суммарная поперечная распределенная . нагрузка !1(х!), перерезывающая сила Я(х!) и изгибающий момент М(х,) находятся по зависимостям Ч(х)= 1' !у',(х!)+ Ч,',(х!)' Я (х!) ) !у (х!) Их!; О (12.10) !И (х!) =,~ Я (х!) !!х! ° о Таким образом, для определения статических нагрузок, действующих на корпус ракеты в полете, необходимо знать коэффициенты перегрузок, углы атаки искольження, давление наддува баков для ракет с ЖРД или давление в камере РДТТ, распределение массы ракеты, плотность воздуха и скорость обдува ракеты.
Распределение плотности воздуха по высоте уточняется путем зондирования атмосферы перед пуском ракеты. Давления в камерах сгорания РДТТ, ЖРД и в топливных баках измеряются в процессе летных испытаний датчиками давлений. Коэффициенты перегрузок вдоль трех осей измеряются датчиками перегрузок, располагаемыми обычно в корпусе головной части, в приборных, топливных и хвостовых отсеках ракеты.
368 По результатам летных испытаний бывают известны перегрузки в 5 — 7 характерных сечениях ракеты. Аэродинамические коэффициенты ракеты С„„С„", С," обычно определяются при испытании модели ракеты в аэродинамической трубе. Скорость обдува ракеты У„ может быть найдена по определяемой внешнетраекторными измерениями скорости центра масс ракеты и скорости ветра, получаемой при зондировании атмосферы. Углы а„и Р„могут быть определены косвенно по записи .
углов отклонения органов управления с учетом программных изменений угла атаки и скольжения. Начальное распределение массы ракеты обычно известно из весовой сводки и данных о заправке топливом. Измерение текущих уровней жидкости в баках и косвенное определение секундного расхода топлива позволяют определить также функцию гп(х,) в каждый момент времени полета ракеты. Многие из перечисленных параметров измеряются весьма приближенно. Так, предельная ошибка определения аэродинамических коэффициентов ракеты достигает +.(10 — 20) ам.
Трудно также судить о реальной скорости ветра во время полета ракеты на высотах 25 — 50 км по результатам зондирования атмосферы на высотах до 25 км. Коэффициенты перегрузок с помощью датчиков, расположенных на борту ракеты, определяются, как правило, с предельной относительной ошибкой не менее ~ (2 — 5) е(э. Следует отметить, что проводимые в ходе летных испытаний измерения перечисленных выше случайных величин или случайных функций позволяют лишь определить их оценки с широкими доверительными интервалами. Все это сильно затрудняет получение достаточно точных оценок статических нагрузок и проведение строгого расчета надежности ракетных конструкций. Однако совместная обработка специальными математическими методами большого объема опытной информации, получаемого в ходе телеметрических, внешиетраекторных и метеорологических измерений, проводимых при летных испытаниях ракет, может обеспечить получение оценок искомых параметров с двстаточной для расчетов надежности точностью.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
