Балабух Л.И., Алфутов Н.А., Усюкин В.И. - Строительная механика ракет (1061784), страница 72
Текст из файла (страница 72)
Соответствующие графические построения приведены на рис. 14.5. Зависимость силы Т" = о"Ь" в наружной стенке от полного удлинения з получена простой перестройкой диаграммы растяжения материала наружной стенки при ее температуре 1", которую можно считать постоянной по толщине. При построении аналогичной зависимости для внутренней стенки ее разбивают по толщине на несколько слоев ЛЬ~, для каждого оотает за пределом упругости, свойства его в результате неравномерного нагрева существенно изменяются по толщине, а в общем случае следует еще учитывать геометрическую нелинейность задачи, Эти трудности удается преодолеть с помощью численных методов решения.
Подробное исследование вопроса о местных прогибах в оболочках ЯРД можно найти в литературе (26]. Чтобы учесть ползучесть материала стенки, весь расчет (в том числе, конечно, и расчет на общую несущую способность) следует повторить для нескольких моментов времени, используя каждый раз кривые растяжения, полученные перестройкой кривых простого последействия по теории старения [141.
Рассмотрим две задачи расчета сопла: 1) определение напряженно- деформированного состояния, сил в связях и местных прогибов на охлаждаемом участке сопла; 2) расчет на устойчивость неохлаждаемого насадка при работе двигателя в нерасчетном режиме. В основной части сопла давление газов мало, и его влиянием на напряженно-деформированное состояние стенок можно пренебречь. Тогда полные средние удлинения а„„и а„, и напряжения о,', а', о'„'., а" в стенках будут определяться только температурным состоянием сопла.
В общем случае расчет можно вести по схеме, изложенной в $ 14.2, но если жесткости стенок на растяжение в окружном и осевом направлениях примерно одинаковы, т, е. если сопло рассматривать как изотропное, то расчет упрощается. В этом случае независимо от геометрии всей оболочки в каждом слое по толщине стенок справедливы зависимости: из них строят свою кривую, а затем их суммированием получают для всей внутренней стенки зависимость Из условия равновесия (Т' + Т" = 0) находят рабочую точку А, определяют полное окружное и осевое удлинения я„= — - в„=- е, и осевые и окружные силы в стенках сопла.
После этого силы в связях и местные прогибы охлаждающего тракта определяют точно так же, как для камеры сгорания. 611 Т!. Ти Рис. 14.5 Рис. 14.б Следует отметить, что после выключения двигателя размеры сопла могут уменьшиться по сравнению с его начальными размерами. Физика этого явления заключается в следующем. В работающем двигателе нагретая внутренняя стенка «распираег» более холодную наружную стенку, что приводит к увеличению размеров сопла. Напряжения во внутренней стенке (сжатой) обычно значительно превышают предел упругости, и полное удлинение и в рабочем режиме, естественно, бывает значительно меньше температурного удлинения внутренней стенки (рис. 14.5). После останова двигателя происходит охлаждение внутренней стенки, и она стремится уменьшиться в размерах.
А поскольку в ней остались пластические деформации сжатия, то температурное сокращение размеров внутренней стенки приведет к сжатию наружной, т. е. размеры сопла уменьшаются по сравнению с начальными. Проиллюстрировать это можно таким примером (рис. 14.6). Для простоты рассуждений предполагаем, что наружная стенка вообще не нагревается, а материал внутренней стенки работает по диаграмме жестко-пластического тела с упрочнением, причем его пределы текучести в холодном и нагретом состоянии различны. Положим также,что перед первым пуском двигателя в стенках сопла нет никаких остаточных напряжений. Описанным выше графическим решением «по кольцу» определяем рабочую точку А при первом пуске двигателя. Если при охлаждении двигателя мысленно отделить внутреннюю стенку от наружной, то она сокращается на размер е~ (от рабочей точки А до точки В).
Для определения действительного сокращения можно из 9 14.4. Особенности расчета конструкции РДП Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) является вторым (после ЖРД) основным вариантом современного ракетного двигателя. РДТТ используется как в качестве стартового ускорителя„так и в качестве маршевого двигателя для баллистических или крылатых ракет. Вопросы расчета~и проектирования стартовых РДТТ упрощаются бла- ) Г,У Ф,7 б ф / ! 1~~~ уде,ча чене Рис. 14.8 уделичене годаря сравнительно малому времени их работы.
Кроме того, весовые характеристики стартовых двигателей не так важны для ракеты в целом, как весовые характеристики маршевых двигателей. Поэтому в дальнейшем изложении основное внимание уделено особенностям расчета на прочность маршевых РДТТ с временем работы до нескольких десятков секунд. Типичная схема РДТТ приведена на рис. 14.8, а. Корпус РДТТ включает в себя обечайку 3, переднее 2 и заднее б днища и заряд твердого топлива 4. На переднем днище имеются отсечные сопла 1, на заднем днище расположен сопловой блок б. Заряд твердого топлива мо- 370 точки В как из начала координат построить диаграмму растяжения 'холодной внутренней стенки и графическим построением найти точ- КУ С, ОПРЕДЕЛЯЮЩУЮ ОСТНТОЧНЫЕ НанрижЕНИЯ Осст, бост И ОСТаТОЧНЫЕ деформации в„, в стенках сопла после первого пуска двигателя. Аналогичные построения можно продолжить и для последующих пусков двигателя; причем при повторных пусках сопло монотонно уменьшаетл~ ся в размерах.
В реальных двигателях к описанным явлениям добавляется ползучесть материала внутренней стенки, но характер ~сжимания» сопла сс к остается тем же. При расчете на устойчивость неохлажденный насадок, нагруженный в нерасчетном режиме работы внешРис. 14.7 ним перепадом давления Лр, можно заменить консольно закрепленной цилиндрической оболочкой радиусом й и длиной 1 (рис.
14.7). Если материал и толщина оболочки неохлаждаемого насадка выбраны и температурное состояние его определено, то дальнейший расчет на устойчивость можно проделать так же, как это делалось при расчете на устойчивость стабилизирующей юбки (см.
$ 13.1). жет быть свободно вложен в корпус двигателя (рис. 14.8, б) илн прочно скреплен с ним (рис.14.8, в). Сопловой блок может состоять из одного или нескольких сопл, причем они могут быть либо неподвижно прикреплены к днищу, либо быть выполнены в аиде поворотных сопл, являющихся органом рулевого управления ракеты. Корпус работающего двигателя можно рассматривать как сосуд, нагруженный давлением газов, образующихся в результате горения заряда твердого топлива. Основное назначение корпуса — выдержать в течение заданного времени совместное воздействие внутреннего давления и высоких температур и передать на остальную часть ракеты силу тяги; Кроме того, РДТТ обычно является частью силового корпуса всей ракеты и поэтому он воспринимает продольные и поперечные перегрузки, а также испытывает аэродинамический нагрев.
С точки зрения прочности, напряжения от внешних продольных и поперечных нагрузок не опасны, поскольку обычно они малы по сравнению с напряжениями, вызываемыми рабочим давлением газов. Но опи могут привести к потере устойчивости корпуса двигателя, если внешние нагрузки действуют па неработающий двигатель. Например, это может произойти с двигателями второй и третьей ступени при работающем двигателе первой ступени или с двигателем. первой ступени стоящей на старте ракеты. Металлический корпус и металлические днища РДТТ целесообразно.рассчитывать по разрушающим (предельным) нагрузкам, дополняя в некоторых случаях этот расчет проверкой по допускаемым перемещениям и допускаемым напряжениям.
Так, для днищ с несимметрично расположенными соплами дополнительной проверкой по перемещениям будет определение угла поворота оси сопла, вызванное деформацией всего днища. Значения этого угла не должны превышать задаваемого при проектировании. Корпус двигателя из стеклопластика рассчитывают по разрушающим нагрузкам и дополняют расчетом по допускаемым напряжениям, так как стеклопластик — материал хрупкий, и поэтому необходимо проверять, не превышают ли допускаемых значений местные напряжения, вызванные концентрацией напряжений в местах стыков и в местах соединения стеклопластика с металлом. Особо следует отметить влияние температуры на конструкцию РДТТ. Во-первых, корпусдвигателядолжен быть предохранен тем или иным способом от непосредственного воздействия высоких температур горячих газов.
Во-вторых, должны быть приняты меры, чтобы изменения температуры в процессе изготовления и хранения не приводили к значительным температурным напряжениям и деформациям. Напряжения и деформации Могут возникать вследствиеерезкого (обычно почти в десять раз) различия между коэффициентами линейного расширения топлива и материала корпуса двигателя или вследствие неравномерного поля температур в крупногабаритных зарядах (при резком изменении температуры окружающей среды).
На работоспособность РДТТ, так же как и на работоспособность ЖРД, могут самым существенным образом повлиять весьма сложные динамические явления, происходящие в работающем двигателе 1171. $ 14.5. Расчет корпуса РДТТ Корпус современного ракетного двигателя твердого топлива являе1ся сложной оболочечной конструкцией, уточненный расчет которой может быть выполнен. только на ЭВМ с помощью численных методов, описанных в гл. 12. Но для оценочных проектировочных расчетов используют упрощенные аналитические зависимости, основанные на теории безмоментных оболочек (в некоторых случаях с учетом краевого эффекта). Расчет собственно корпуса двигателя. В настоящее время в РДТТ в основном применяюттри типа обечаек: металлические, из композиционных материалов (например, стеклопластиковые) и комбинированные (16, 22].
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
