balabuh_l_i___alfutov_n_a___usyukin_v_i_ _stroitelnaja_mehani (523124), страница 50
Текст из файла (страница 50)
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 д~ищ 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.
и о атаки а от действия ветра. В первые бавляется дополнительный угол атак ия а- когда. изменения параметров движени рмоменты времени полета, 277 кеты (угла тангажа, вектора скорости) еще очень малы, дополнитель'- ный угол атаки от действия ветра (рис. 10.4) можно определять по формуле а,= и/о, где и — скорость ветра; 'о — скорость полета. В момент воздействия ветра суммарный угол атаки а = а р + а,.
В последующие моменты времени, когда изменение параметров движения ракеты существенно, суммарный угол атаки а=а„р+а,+Ла, (10.5) где Аа — изменение угла атаки при возмущенном движении ракеты Полные аэродинамические силы в скоростных осях х, у равны (1О.б),: где д = роЧ2 — скоростной напор на данной высоте полета; 5М = площадь миделя ракеты. В осях х„у„связанных с корпусом ракеты, Х, = С,„дя„; 1' = С~,~З (10.7) При малых углах атаки а имеем С„= С вЂ” аС„; С, = С„+ аС ..
Коэффициенты С„и С, и соответственно С„, и С,, зависят от угла атаки а и числа Ма полета. Максймальные значения этих коэффициентов соответствуют числам Ма = 1,0 ... 1,5. При малых углах атаки а можно считать, что С„не зависит от а, а С, и С„, пропорциональны а. Тогда С„=С„"а; Сд,— — С„", а, (10.8) где С„" и С'„' = — С'„'+ С, — производные от С„и С„, по а при а = О. Для ракеты Ч-2 зависимости коэффициентов С,. и С„от угла атаки а и числа Ма приведены в книге 1271. Коэффициенты С„, С„С"„определяют экспериментально путем— продувок моделей ракеты в аэродинамических трубах и уточняют при. полетных испытаниях. Для расчетов на прочность ракеты силы Х, и У, необходимо распределить по длине корпуса.
Наиболее точно это можно сделать на основе результатов продувок моделей. Однако в начальной стадии проектирования приходится пользоваться приближенными теоретическими методами. Максимальное значение аэродинамических нагрузок соответствует участку траектории полета со значением скоростного напора д =- =- д,„при сверхзвуковой скорости полета (Ма) 1). Для очень боль"ших чисел Ма справедлива теория Ньютона, согласно которой аэродинамическое давление на поверхность тела определяется только нормальной составляющей скороспги потока.
Этой теорией можно воспользоваться и для приближенного оггределения нагрузок при относительно небольших числах Ма полета. Аэродинамическое давление р от ~гв действия скоростного иапо- а) ~ и„ ра д по теории Ньютона — э (~ можно представить так: р ~ю р = 2д (о„/о)', (10.9) где о — нормальная со- ~) ставляющая скорости потока о.
у б При осесимметричном,~:~=' у х, - обтекании (рис. 10.5, а) % о„= ояп р, А+/3 "Гп где р — угол касательной Рис. 10.5 к поверхности тела с осью вращения. Тогда аэродинамическое давление ' р = 2ц я'и' р, Для малых углов р можно принять р = 2д(~'. При обтекании тела потоком под углом атаки и составляющие ско- рости о„будут переменными по окружности поперечного сечения (рис. 10.5, б): (10.
10) о„= о яп ф+ и соз ср). При малых углах р и а можно записать о„ж о ф + а соз ~), и давление определяется формулой р = 2д ф + а воз ср)'. (10. 11) Осевая сила Х, и поперечная сила У, определяются интегралами з 2л Х,== ~ ~ ряп~гд<рй; о о (10.12) У, = ~ ~ р соз р соьд гд~йэ, о о где э — длина дуги вдоль образующей. Для конуса при малом угле р, когда яп р ж р и соя р ~ 1, полу- чаем Х, — 2 ф' + а'/2) д5„,; У, =- 2идЗм, (10.1З) где Ям = лй' — площадь основания конуса. Таким образом, по теории Ньютона С,„=- 2 ф' + и92), С„, = 2и. (10.14) При уменьшении числа Ма коэффициент поперечной силы С„, возрастает.
Поэтому при числе Ма ~ 2, соответствующем скоростным напорам, близким к д„„,, вместо С„, = 2а в расчетах принимают 1171 С„, = Зи. (10.15) Цилиндрические участки корпуса ракеты при сверхзвуковых ско, ростях полета имеют по сравнению с коническими участками относи~ тельно меньший коэффициент С„,. В приближенных расчетах можн4~ принять С„, = 1,5а%, где Х = Й вЂ” удлинение цилиндра (отношени~ длины цилиндра к его диаметру). Соответственно поперечная сила; действующая па цилиндрическую часть корпуса, 1~, = 1,5а'ХдЯ„. (10.16): Распределение этой силы по длине цилиндра принимается -равномерным. В приближенных расчетах аэродинамических нагрузок можно не учитывать взаимного члияния различных отсеков. Тогда поперечная сила ~-го конического отсека определяется формулой 1'„=: = Заф;, где 5; — площадь' проекции конической поверх-.' ности на плоскость, перпен-" дикулярную оси ракеты, а .поперечная сила 1-го цилиндРис.
10.6 рического отсека — формулой: У„=- 1,5аРф,;5„;. Так как сумма площадей проекций конических поверхностей на плоскость, перпендикулярную оси ракеты, равна 8 — площади миделя ракеты, полная поперечная аэродинамическая сила для корпуса ракеты У~ = ЗАЛ,„+ 1,5а'д~~'Х;Б„„. Для двухступенчатой ракеты (рис. 10.6) Зл, Зл,, Зл Уп — — — иЧЙ ~; Ъ'и~ = — аЧ (А — А)'»'~ ш = — иЧ (Йь — Й2) ° 4 4 4 Погонные нагрузки на цилиндрических участках корпуса ракеты зя зя д,=- — и ф,; О,= — а ф,.
8 ™ 8 Силы У~; к коническцм отсекам прикладываются в точках, соответствующих центрам тяжести проекций пбверхностей этих отсеков на плоскость, проходящую через продольную ось корпуса. По теории Ньютона значение лобового сопротивления получается заниженным. Более точная формула для конуса имеет вид 1171 С„= (1,56 + 1,96/Ма') ~' ~. (10.17) Соответственно лобовое сопротивление каждого конического отсека корпуса можно определить по формуле Х; = (1,56 + 1,96/Ма',) р! ~- дЗ„ь (10.18) где Я„;, как и раньше, — площадь проекции поверхности конического отсека на плоскость, перпендикулярную оси ракеты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
