balabuh_l_i___alfutov_n_a___usyukin_v_i_ _stroitelnaja_mehani (523124), страница 49
Текст из файла (страница 49)
Близкие к единице значения коэффициентов безопасности свидетельствуют, кроме всего прочего, о высоких требованиях к методам расчета. Предварительные проектировочные и текущие поверочные расчеты проводят с использованием современных теорий, численных и аналитических методов анализа. Окончательное суждение о прочности конструкции выносят после проведения цикла статических испытаний.
В этой главе освещаются перечисленные вопросы, а также особенности нагружения ракеты в полете. Более подробные расчеты отдельных отсеков и агрегатов рассматриваются в следующих главах. $10.1. Основные принципы расчета Задача расчета на прочность элементов конструкции ракеты состоит в том, чтобы обеспечить надежную работу конструкции при минимальной ее массе.
Формулировка условий надежности зависит от принимаемых критериев при оценке прочности, а также от методов определения расчетных предельных состояний конструкций. В самолетостроении и ракетной технике чаще всего принимается метод расчета по р а з р у ш а ю щ и м н а г р у з к а м, при котором размеры элементов конструкции выбирают таким образом, чтобы кон'- струкция выдерживала без разрушения определенную нормированную нагрузку.
Эта нагрузка называется р а счет н о й р аз р у ш ающ е й н а г р у з к о й. Расчетная разрушающая нагрузка равна эксплуатационной нагрузке, умноженной на коэффициент безопасности ~. 3 к с п л у а т а ц и о н и ы м и н а г р у з к а м и являются все внешние силы, действущие на ракету, перегрузки, внутренние. силы, 271 возникающие в корпусе при рабочих режимах полета, транспортиров. ке или старте. Их определяют по результатам баллистических и аэродинамических расчетов, продувок, полетных испытаний и пр. Эксплуатационные нагрузки связаны с расчетными соотношениями где Х, У вЂ” аэродинамические силы; à — тяга двигателя; У вЂ” нормальная сила; М вЂ” изгибающий момент в сечении корпуса.
Соответственно расчетная перегрузка пр = ~п,. Степень надежности, с одной стороны, и весовая эффективность конструкции, с другой, зависят от значения коэффициента безопасности ~. Невыгодно создавать конструкции с большими значениями коэффициента безопасности — они будут иметь неоправданно большой вес. При сильно заниженных значениях коэффициента безопасности возможно разрушение элементов конструкции в реальных условиях эксплуатации. При назначении коэффициента безопасности нужно учитывать, как точно определены эксплуатационные нагрузки (т.
е. погрешности аэродинамических, баллистических, тепловых и других расчетов, допуски на давление в баках и пр.); кроме того, играет роль известная условность в расчетах на прочность: неполное соответствие силовой схемы реальной конструкции, отклонения от номинальных значений размеров, механических характеристик материала и т. д. Для самолетов ~ =- 1,5 ... 2,0. В Англии в требованиях к расчету управляемых снарядов указывается, что расчет' конструкции на прочность должен проводиться с коэффициентом безопасности ~ =- 1,33. В США согласно требованиям к прочности беспилотных летательных аппаратов в полете коэффициент безопасности принят равным 1".
= 1,25; в случаях обслуживания ракеты на земле коэффициент безопасности повышается до 1' = 1,5. В большинстве случаев вводить одинаковый коэффициент безопасности для всех ракет и всех условий эксплуатации нерационально. Учитывая недостаточную достоверность определения отдельных составляющих нагрузки, к этим составляющим иногда применяют разные коэффициенты безопасности. Например, ко-' эффициент безопасности на давление в баках при расчете на устойчивость может быть взят минимальным, в то время как соответствующее значение коэффициента' на внешние силы несколько больше.
Сравнительно небольшое значение коэффициента безопасности для ракет обусловлено одноразовым их применением. Некоторые элементы конструкции ракеты рассчитывают, принимая повышенные коэффициенты безопасности. Например, для баллонов высокого давления при их заправке в присутствии людей обычно коэффициент безопасности 1' =2. Для большинства элементов, работающих на растяжение, расчетной разрушающей нагрузке должны соответствовать напряжения, равные пределу прочности материала. Для отсеков, подверженных сжатию, этой нагрузке должны соответствовать критические напряжения потери устойчивости: для гладких отсеков — напряжения хлопка, для стрингерных и других 'подкрепленных отсеков — критическйе напряжения потери общей устойчивости.
Для определения разрушающих нагрузок реальных конструкций' ракет используют статические испытания. По результатам испытаний определяют фактическую разрушающую нагрузку в расчетных случаях загружения. Отношение ее к расчетной разрушающей нагрузке ~Ф разр ~~р раар служит оценкой точности расчета, причем для правильно спроектированных и рассчитанных конструкций эта величина должна быть близкой к единице. Необходимо отметить, что такие элементы конструкции ракеты,.как двигатели ЖРД или РДТТ, находящиеся в условиях интепсивиога нагружения и нагрева, рассчитывают не только по разрушающим нагрузкам, а и по допускаемым напряжениям или по допускаемым перемещениям ~26). Запас прочности при расчете по допускаемым напряжениям определяют как отношение пв пв~оэ~ где о, — предел прочности материала; а, — максимальное значение эксплуатационного напряжения.
Подробнее особенности расчета двигателей по допускаемым напряжениям рассмотрены ниже в гл. 14. В связи с тем' что баллистическая ракета имеет программные траектории полета, нагрузки в каждой точке трассы полета определяются на основе баллистических и динамических расчетов. В некоторые моменты времени полета напряжения в сечениях ракеты достигают наибольших значений. Эти моменты соответствуют случаям наиболее опасных комбинаций-нагрузок и называются р а с ч е т н ы м и с л уч а я м и. 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.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
