Балабух Л.И., Алфутов Н.А., Усюкин В.И. - Строительная механика ракет (1061784), страница 51

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 51)

Расчет элементов 'конструкции ракеты на прочность проводится в расчетных случаях по соответствующим внешним нагрузкам. Определить расчетные случаи часто бывает довольно сложно. Однако для ряда отсеков и агрегатов ракет некоторые из таких случаев можно указать заранее. Например, узлы крепления двигателя рассчитывают на случай запуска при действии максимальной динамической' перегрузки, узлы крепления агрегатов внутри корпуса — на случай действия максимальных перегрузок п„„„и п„„„„хвостовой отсек — на случай стоянки ракеты на стартовом столе при действии максимальной ветровой нагрузки и т.

д. Понятно, что даже для этих элементов ракеты расчетные случаи не исчерпываются только приведенными выше. Детальные расчеты часто выявляют новые и иногда более опасные расчетные случаи„ Для основных элементов ракеты, расположенных в средней части (баки, переходные отсеки и т.

д.), приходится определять расчетные случаи на основе подробных расчетов на прочность. В различные моменты полета и наземной эксплуатации каждый отсек корпуса ракеты бывает нагружен различными силами (сжимающими, изгибающими, сдвигающими,. силами давления). Для упрощения анализа расчетных Случаев и комбинаций нагрузок удобно ввести понятие о й П ей е л я к1- щ е й н а г р у з к и. Это — сила, от значения которой в первую очередь зависит силовая схема и конструктивные особенности отсека. Так, для стабилизатора отделяющейся головной части ракеты опре* деляющей нагрузкой является внешнее аэродинамическое давление. Сухой отсек ракеты нагружен осевой сжимающей силой У, изгибающим моментом М и перерезывающей силой ф, Сдвигающие силы обычно незначительны и являются второстепенным фактором.

Сжатие и изгиб опредечяют в основном конструкцию такого отсека. Для него определяющей нагрузкой будет сжимающая эквивалентная сила У,„, = У + 2М/Я. (10.1) Она характерна тем, что напряжении сжатия в сечениях корпуса от этой силы равны суммарным напряжениям сжатия от действия осевой силы У и изгибающего момента М. Для некоторых отсеков приходится рассматривать несколько определяющих нагрузок.

Например, для конического переходного отсека определяющая нагрузка — внешнее аэродинамическое давление и осевая сила У,„,; для баков ракет в качестве определяющей нагрузки принимают силу У„,„и давление наддува. Расчетные случаи для сухих отсеков средней части корпуса выбирают по максимальному значению величин У„„„вычисленных для различных точек траектории полета, Зависимость величины У,„, от времени строят для различных сечений с помощью уравнения (1О.1). Исходными данными для расчета являются внешние программные нагрузки и нагрузки от возмущенного движения ракеты по траектории, а также распределение масс по длине корпуса ракеты и закон их изменения по времени полета.По этим данным находят перегрузки п„и п„в каждой точке траектории. Осевая перегрузка и., определяемая в основном программными нагрузками, увеличивается в полете.

Например, для ракеты «Титан-!!» на старте и, = 1,4, а в конце работы двигательной установки первой ступени п„~ 9. В сухом отсеке осевая сила У складывается из сил инерции и сил аэродинамического сопротивления. Б сечениях передних и средних отсеков корпуса осевые силы обычно возрастают по мере выгорания горючего вследствие увеличения осевой перегрузки. Наиболее нагруженным сечением корпуса является, как правило, сечение, примыкающее к двигательной установке. На рис.

10.1 изображены кривые, отражающие изменение осевой силы для различных сечений в функции безразмерного времени Г полета. Поперечная перегрузка и, определяющая изгибающий момент в сечении корпуса, складывается из двух частей: программной поперечной перегрузки и перегрузки от возмущенного движения, зависящей в основном от ветровой нагрузки; она обычно значительно больше программной перегрузки. Поперечная перегрузка при полете в атмосфере достигает максимальных значений на участках траектории, где максимален скоростной напор д.

При полете на участке траектории в верхних слоях атмосфе- К,Ф ры поперечная перегрузка весьма мала; она оппг ~ ределяется силами от 0,8 "г /р управляющих органов. Случаи наибольшей по- 06 перечной перегрузки соответствуют обычно мак-' -симальным изгибающим 04 моментам в сечениях корпуса ракеты.

и,р Из уравнения (10.1) при известных силе У и моменте М легко найти эквивалентную осевую силу У,и, в каж- Рис. !0.1 дой точке траектории для различных сечений корпуса. На рис. 10.2 показана зависимость силы Л~,и, от времени для двух сечений корпуса бакового отсека ракеты Ч-2. Для сечения 11 — 11 расчетным является случай„когда У,„,г — †1 кН. В сечении 1 — 1 эквивалентная сила достигает максимального значения Уо„„ = 128 кН на 30-й секунде полета. Расчетные случаи для других сечений корпуса можно найти, построив подобные кривые.

Несущие баки ракет нагружены нормальной силой Ж, изгибающим моментом М и внутренним давлением р. Определяющими нагрузками для пих являются эквивалентная сжимающая сила и внутреннее гидростатическое давление. Эквивалентная сжимающая сила для бака У;„= У+ 2МЯ вЂ” ролй'г (10.2) где ро — давление наддува, Р— радиус обечайки бака. Гидростатическое давление складывается из давления наддува и давления столба жидкости: 0,2 п,а 0,6 0,6 р = ро+ п„уо, (10.3) где у — удельный вес жидкости; и„— осевая перегрузка; Н вЂ” высота столба жидкости от зеркала до рассматриваемого сечения.

~Чгкаг Кп Гидростатическое давлегбкдг ние определяет окружные 750 напряжения в обечайке, окЙмОг 1 а, 6 ружпые и меридионаЛьные напряжения в оболочках днищ и шпангоутах на стыке днищ 100 с обечайкой. Эквивалентная сила Л';„ и гидростатическое давление р являются определяющими нагрузками и для расчета обечайки бака на устойчивость отсжатия. Критическйе Т 10 20 50 аа 50 ~„ааН Рис. 10.2 275 ° сжимающие напряжения в обечайке бака зависят от.внутреннего давления.

Расчет обечайки проводится в нескольких расчетных случаях для различных комбинаций нагрузок У„; н р. Участки обечайкн бака, находящиеся над зеркалом жидкости, испытывают интенсивный аэродинамический нагрев. Поскольку нагрев существенно снижает механические характеристики материала, необходимо проводить расчет на прочность и устойчивость с учетом влияния температуры.

Как уже было указано, процесс нахождения расчетных случаев для элементов корпуса ракеты весьма трудоемок. Чтобы упростить расчет, на стадии предварительного проектирования можно ориентироваться на моменты полета, соответствующие наибольшим значениям скоростного напора д„„„, тяги двигательной установки Р „„ температуры конструкции Т,„, перегрузок п„„и и„„, а также величины (п„70) „.

Эти моменты полета в предварительных проектировочных расчетах могут рассматриваться как расчетные случаи. Необходимо отметить, что последующие расчеты позволяют уточнить расчетные случаи по У,„, „, р, и т. д. Кроме полетных случаев при расчетах рассматривают случаи транспортировки ракеты и ее отсеков в горизонтальном положении, случаи действия ветровых и сейсмических нагрузок.

Во всех этих расчетных случаях необходимо построить эпюры моментов М, нормальных У и перерезывающих Я сил и эпюры гидростатического и аэродинамического давлений. Эти данные являются исходными для проведения последующих расчетов на прочность. $10.2. Внешние нагрузки На ракету действуют поверхностные и объемные нагрузки'. К п ов е р х н о стн ы м н а г р у з к а м относятся аэродинамическое давление, давление газов в камере сгорания и сопле двигателя, реакции различных опорных устройств и т. д.

Объе м н ы е н а г р у зк и являются следствием действия поля тяготения и инерции, В каждый момент времени система всех сил, приложенных к ракете, находится в равновесии. Это означает, что вектор равнодействующей объемных сил равен по значению и противоположен по знаку вектору равнодействующей всех поверхностных сил. Эго следствие принципа Даламбера позволяет просто решать задачи, связанные с особенностями нагружения конструкций ракет. Силу тяги можно рассматривать как поверхностную силу, направленную по оси двигателя. При полете вне атмосферы эта сила является едийственной поверхностной силой, приложенной к ракете.

Следовательно, в этом случае равнодействую-- щая объемных сил должна быть равна по значению и противоположна по знаку силе тяги. Из этого следует, что ракету в полете можно рассматривать как тело, находящееся в некотором поле тяготения, направление и интенсивность которого определяются силой тяги двигателей.

Перегрузка этого поля п„= Г/(тд), где Р— сила тяги; и. — масса ракеты; я — ускорение свободного падения. То же будет и при полете, в атмосфере при отсутствии поперечных сил. Только в этом случае перегрузка соответствует осевой пере ру у г зке словного поля тяготе- а, = (Р— Х)/(тд), (1О,4) Х вЂ” сила аэродинамического сопротивления. где ю ие на акет в различных Поверхностные нагрузки, деиствующ р у к плуатации, могут быть программными и случайными. сновной, и р о г р а м м н о й и а г р у з к о и миполета является сила тяги ги двигателей, отклонение которои от но кие наг зки м весьма незначительно.

Аэродинамические нагру и и гла атаки), зависят не только от программных величин (скорости и у в н,ки 12 Ю,та 4М бО 7К ЮЯ4С Рис..10.3 Рис, 10.4 но и от случаины х возмущений в движении ракеты и случайных от- стан а тных клонении своиств а тмосферы от принятых в качестве д р (ГОСТ 4401 — 81). В асчетах на прочность наиболее существенными с л у и н а г з к а м и являются поперечные нагрузки от действия . В качестве п им а на рис.10.3 представлена одна из зависимо- т а и от высоты Н И71.

Кроме того, приходится также учитывать струйные течения, существующие в атмос рыми районами земного шара. и г зок в различных Рассмотрим способы определения внешних нагрузок в р с у лучаях эксплуатации баллистической ракеты. --4 Аз одииамические нагрузки на активном у частке полета. схозро ов наг зок служат результаты баллистиными данными для расчетов нагрузок с у ких и аэродинамических расчетов. В каждый момент в Н ческих и ии олжны быть известны: высота полета та ракеты по траектории должны ыть плот ду р, скорость звука на данной высоте, программныи уго пр, елей Р аэ„одннамические коэффициенты ~„, ц, масса т и геометр и т ические параметры ракеты.

Характеристики

Список файлов книги