Лабораторная работа № 1 по РКТ

2.2.Конструкция корпуса ракетного летательного аппарата

Корпус является силовой основой ракеты и объединяет все агрега­ты, системы и устройства в единое целое.

Для обеспечения высокого конструктивного совершенства ракеты конструкция корпуса должна иметь минимальную массу, что обуславливает рабо­ту корпуса в области напряжений предельно допустимых для применяемых материалов с учетом аэродинамического нагрева, снижающего их механическую прочность.

В общем случае на корпус ракеты действуют статические, динамичес­кие, сосредоточенные и распределенные нагрузки, величины которых определяются конструктивно-силовой схемой корпуса, аэродинамической компо­новкой ракеты, свойствами самого корпуса, параметрами окружающей среды и т. д.

Корпус, объединяя все системы ракеты в единое целое, одновременно определяет и условия их работы, т. е. действующие на них нагрузки, температуры, вибрации, параметры среды в отсеках и т. п. С этой точки зрения корпус или его отдельные части можно считать составным элементом каждой из систем ракеты. Так, свойства корпуса учитывают в логике функционирования системы управления; обеспечение температурного режима в каком-либо отсеке требует учета геометрических характеристик, массы, термодинамических параметров конструкционного материала корпуса и т. д.

Конструкцию корпуса РЛА можно разде­лить на корпусы головного и отдельных ракетных блоков.

Конструкцию корпуса отдельного ракетного блока условно делят на отсеки (по функциональному или конструктивно-технологическому признаку). Под функциональным признаком в данном случае понимается выполняемая от­секом роль, а под конструктивно-технологическим – тип его конструкции.

В общем случае корпус ракетного блока включает в себя (деление по функциональному признаку): перед­ний отсек, отражательное устройство, отсеки баков окисли­теля и горючего, межбаковый и хвостовой отсеки, силовую раму и донную защиту (рис. 2.2).

Передний отсек предназначен для стыковки с последующим ракетным блоком и служит для размещения приборов систем управления и измерения при холодном разделении ступеней и для обеспечения выхода струи газов при запуске двигателей последующих ступеней при "горячем" разделении.

Отражательное устройство предназначено для защиты расположенного ниже бака от силового и теплового воздействия струи при "горячем" разделении ступеней.

Рис. 2.2. Структурная схема корпуса ракетного блока

Отсеки баков окислителя и горючего служат для размещения запасов компонентов топлива (окислителя и горючего соответственно).

Межбаковый отсек объединяет баки окислителя и горючего в топливный отсек, а также служит для размещения приборов управления и измерения. Конструктивно топливный отсек может быть выполнен и без меж­бакового отсека с одним общим для обоих баков днищем (совмещенное днище).

Хвостовой отсек образует хвостовую часть ракетного блока и предназначен для размещения двигателей и агрегатов двигательной установки. Корпус хвостового отсека ракетного блока второй и последующих ступеней обычно сбрасывается и выполняет роль переходного отсека.

Силовая рама крепления двигателей служит для передачи и распреде­ления силы тяги на корпус хвостового отсека или заднюю юбку.

Донная защита (теплозащитный экран) предназначена для защиты расположенных в хвостовом отсеке конструкций и агрегатов от теплового и газодинамического воздействия струи работающих двигателей (особенно в момент старта ракеты).

В ракетных блоках с ненесущими (подвесными) топливными баками мо­гут применяться силовые кольца, передающие сосредоточенные нагрузки от баков к внешнему силовому корпусу отсека.

По конструктивному признаку отсеки ракеты делятся на каркасные, ферменные и рамные, а по технологическому – на клепаные, сварные и комбинированные. Исключительно сварными являются баки, к конструкции которых предъявляются высокие требования по герметичности. Другие отсеки могут быть сварными или клепаными. При этом с увеличением стартовых масс ракеты предпочтение отдают клепаным конструкциям, позволяющим использовать самые высокопрочные материалы. Это обеспечивает уменьшение массы конструкции ракетного блока (по сравнению со сварной конструкцией).

Наиболее распространенным типом являются каркасные отсеки, обязательными элементами которых являются обшивка, образующая замкнутую обо­лочку, и продольно-поперечный силовой набор. Основными конструкционными материалами для изготовления отсеков корпуса являются, как правило, алюминиевые и титановые сплавы, а также неметаллические и композици­онные материалы, которые чаще применяются в конструкциях тепловой защиты и теплоизоляции.

Соединение (стыковка) отдельных отсеков между собой выполняется различными способами. Однако наиболее распространенным является фланцевое соединение.

2.3. Требования к конструкции корпуса

Требования, предъявляемые к конструкции корпуса, должны обеспечивать:

1. минимальную массу при необходимой прочности и жесткости;

2. эксплуатацию ракеты во всем диапазоне заданных внешних условий;

3. простоту изготовления и минимальную стоимость.

При разработке конструкций, отличающейся высокой прочностью и минимальной массой, необходимо следовать некоторым правилам. К ним относятся:

1) тщательная обработка геометрических размеров и сведение их до минимально необходимых;

2) разработка простой и ясной расчетной схемы конструкции, обеспечивающей минимальные запасы прочности;

3) повышенное внимание ко всем так называемым второстепенным деталям (кронштейнам, крепежным узлам и т. д.), которые в сумме образуют значительные массы.

Для соблюдения заданных условий эксплуатации отсеки корпуса и их стыки выполняют герметичными, гарантирующими защиту от попадания внешних атмосферных осадков, пыли и т. п.

Простоту и минимальную стоимость конструкции обеспечивает применение стандартных полуфабрикатов (листов, плит, профилей и т.д.). Это для большинства ракет приводит к необходимости изготовления корпуса из отдельных панелей, что в ряде случаев ухудшает его массовые характеристики из-за появления дополнительных стыков и применения неоптимальных профилей продольно-поперечного набора. При существенном ухудшении массовых характеристик отсеков отказываются от стандартных полуфабрикатов и переходят к специальным профилям, что экономически более целесообразно, так как при этом существенно увеличивается масса полезного груза.

Необходимо выполнять требования, предъявляемые к компоновке систем и корпуса. Особое внимание при разработке внутренней компоновки уделяют безопасности и живучести конструкции: трубопроводы дренажа из баков окислителя и горючего выводят в диаметрально противоположные точки. Магистрали и арматуру систем заправки и слива размещают так, чтобы при возникновении негерметичности в системах исключить попадание компонента из одной системы в другую. Кольцевые кабели в хвостовом отсеке прокладывают на полках шпангоутов, используя их в качестве защиты от силового воздействия при аварийном разрушении двигателя и т.д. Кроме того, в любом случае необходимо выполнение требования по удобству монтажа систем, обеспечению замены элементов, а также проведению испытаний как в процессе сборки ракетных блоков, так и при эксплуатации ракеты.

2.4. Конструктивные особенности компоновки ракетных летательных аппаратов

Схема "тандем" имеет последовательное расположение ракетных частей (блоков) ступеней, каждая из которых по своей конструктивной схеме может быть как моно-, так и полиблочной. При моноблочной схеме в состав ракетной ступени входит один ракетный блок, при полиблочной – несколько ракетных блоков или один ракетный блок с полиблочными топливными отсеками. Ракетные блоки, входящие в состав ракетной части ступени, комплектуются, как правило, всеми отсеками, агрегатами, системами и элементами, которые присущи обычной одноступенчатой ракете. Между собой ракетные части ступеней соединяются одним поясом силовых связей, имеющим вид фланцевого стыка, замковые устройства которого раскрываются в процессе разделения ступеней.

Разделение ступеней схемы "тандем" сводится к осевому отбросу отработавшей ракетной части по схеме "холодного" или "горячего" разделения.

"Холодное" разделение ступеней (рис. 2.3) – это отделение отработавшей ракетной части под действием силы тяги специальных двигателей отделения, начинающих работать после выключения двигателей предыдущей ступени и раскрытия замков связи.

При этом двигатель последующей ступени не включается до отхода ракетной части предыдущей ступени на расстояние, определяемое условиями целостности (исключение возможности взрыва) отделяемой ракетной части при воздействии на нее струи двигателей последующей ступени и отсутствии специальных защитных устройств на её верхнем торце.

Двигатели систем разделения могут быть расположены в хвостовом, межбаковом или переходном отсеке. Если они расположены в переходном отсеке (удаление от центра масс отделяемой ракетной части максимально), то тяга двигателей направлена эксцентрично относительно центра масс, а отвод отделяемой ракетной части, происходит с закруткой. При этом импульс тяги двигателей разделения (тяга и время её действия) зависит от массы отделяемой ракетной части и от расстояния, на которое она отводится, что в значительной степени влияет на управляемость и величину потребной эффективности органов управления последующей ступени ракеты. Это объясняется тем, что в процессе разделения ступеней на участке отвода отработавшей ракетной части возможен неуправляемый полет последующей ступени при воздействии на нее начального возмущения, управляемого в дальнейшем (после включения ее двигателей) системой и органами управления. Наличие неуправляемого полета последующей ступени характерная особенность "холодного" разделения ступеней.

"Горячее" разделение ступеней – это отвод последующей ступени с отработавшей ракетной частью под действием силы тяги собственного двигателя после раскрытия замков связи. При этом двигатель последующей ступени запускается при работающем двигателе предыдущей ступени, а раскрытие замков связи происходит при спаде тяги двигательной установки отделяемой ракетной части и росте тяги двигательной установки последующей ступени. Неуправляемый участок полета РЛА при "горячем" разделении ступеней практически отсутствует. Тяга ДУ ступеней в момент разделения зависит от соотношения разделяющихся масс, кавитационных характеристик насосов двигателей, давления наддува топливных емкостей, возмущающих факторов и располагаемой эффективности органов управления. Характерной особенностью "горячего" разделения ступеней является силовое и тепловое воздействие факела струи последующей ступени на конструкцию ракетной части отделяемой ступени, главным образом на торец донной части отработавшей ступени. Силовое и тепловое воздействие струй двигателя отделяемой ступени на ракетную часть предыдущей ступени зависит от параметров струи на срезе сопла двигателя (давление, температура, скорость, показатель адиабаты), формы и геометрических параметров элементов конструкции отделяемой ракетной части, их расстояния от среза двигателя и оформления переходного отсека (ферменный или каркасный). Как правило, верхний торец отделяемой ракетной части имеет вид специально спрофилированного теплозащищенного отражательного устройства, в качестве которого может быть использовано верхнее днище переднего бака, а переходный отсек – ферменную конструкцию.

Корпусы хвостовых отсеков последующих ступеней РЛА, собранные по схеме "тандем", воспринимают большие осевые сжимающие нагрузки в процессе полета предыдущей ступени и практически не нагружены при полете последующей ступени. Их отброс либо совпадает с моментом разделения ступе­ней, либо происходит несколько позже. В последнем случае возмущения при разделении ступеней и сброс пассивных масс конструкции расходятся во времени, что приводят к меньшей потребности в органах управления последующей ступени.

Недостаток схемы "тандем": при увеличении числа ступеней увеличивается общая длина ракеты, что ведет к снижению продольной устойчивости и возрастанию погрешностей изготовления, повышению конструктивно-технологических возмущающих воздействий.

Схема "пакет" имеет параллельное расположение ракетных частей (ступеней), которые соединяются между собой в двух силовых поясах: верхнем и нижнем. Оба пояса должны воспринимать или передавать поперечные нагрузки, а один из них – осевые. При передаче последних через верхний силовой пояс центральный ракетный блок, который является частью ступени ракеты, находится в более благоприятных условиях на определяющем активном участке полёта (полёт ракеты при работающем двигателе) первой ступени, что обуславливает и улучшает массовые характеристики, т.е. меньшую величину пассивной массы последней ступени.

РЛА по схеме "пакет" могут иметь либо последовательный, либо одновременный запуск двигательных установок системы.

Схема "пакет" с последовательным запуском ступеней аналогична схеме "тандем", но при этом схема "холодного" разделения теряет смысл, т.к. уже при "горячем" разделении отсутствует необходимость в защите конструкций ракетной части предыдущей ступени от силового и теплового воздействия струи двигателя последующей ступени.

Схема "пакет" с одновременным запуском ступеней характеризуется включением ДУ последующей ступени в момент старта ракеты, для чего двигатель последующей ступени должен иметь увеличенный ресурс времени работы, а ее ракетная часть – увеличенный запас топлива. Достоинством этой схемы является контролируемый в момент старта запуск ДУ всех ракетных блоков, что в общем случае обеспечивает повышение полетной надежности. Так как при отказе одной из ДУ в процессе запуска происходит сброс схемы и отмена старта.

Схема пакет с автономными ракетными блоками и с одновременным запуском ступеней (рис. 2.4) имеет увеличенный топливный отсек ракетной части последующей ступени, часть топлива из которого вырабатывается уже на активном участке полета предыдущей ступени, а ее собственный активный участок полета начинается при "полупустом" топливном отсеке, что приводит к увеличению пассивной массы последующей ступени. Этот недостаток может быть ликвидирован или значительно уменьшен при использовании схемы с питающими ракетными блоками, которая в отличие от автономной имеет гидравлически связанные топливные баки ракетных частей предыдущей и последующей ступеней РЛА. Гидравлические связи баков должны надежно функционировать при работе предыдущей ступени и размыкаться при разделении ступеней. Запас топлива на последующей ступени полностью соответствует собственному времени полета, а двигательная установка при работе на активном участке полета предыдущей ступени питается из собственных баков, которые одновременно подпитываются топливом из баков предыдущей ступени через гидравлические связи. В этом случае уменьшается пассивная масса последующей ступени, но усложняется пневмогидравлическая схема ракеты в целом и понижается ее полетная надежность из-за введения разъемных гидравлических связей между различными ракетными частями (рис.2.5).

Разделение ступеней для схемы "пакет" сводится к боковому отводу отработавших ракетных блоков от блоков, продолжающих (или начинающих) работу, по трем принципиальным схемам: с разворотом относительно верхнего силового пояса (рис. 2.6), с разворотом относительно нижнего силового пояса (рис.2.7) и с параллельным отводом боковых блоков (рис. 2.8.).

При отводе боковых блоков с разворотом относительно верхнего узла силовых связей (рис. 2.6) верхний шарнирный узел силовых связей в полете и в процессе разделения ступеней воспринимает как осевые, так и поперечные нагрузки, а нижний узел – только поперечные и лишь при работе первой ступени. Для отвода боковых блоков относительно верхнего узла связей могут быть использованы их маршевые двигатели, для чего ось двигателя должна быть наклонена к верхнему узлу связей так, чтобы тяга создавала момент относительно этого узла. При отклонении бокового блока на некоторый угол происходят разрыв верхней силовой связи и включение двигателя разделения, тяга которого придает угловую скорость боковому блоку.

Для создания момента относительно верхнего узда связей может использоваться импульс воздействия маршевого двигателя (спад тяги по времени после отсечки компонентов топлива), что является достоинством данной схемы, так как в процессе разделения ступеней каких-либо особых затрат анергии, ухудшающих основные характеристики РJIA, не требуется. Кроме того, для разделения ступеней по схеме "пакет" могут быть использованы и специальные двигатели разделения, при этом кинематическая схема разделения остается неизменной.

При отводе боковых блоков с разворотом относительно нижнего узла силовых связей (рис. 2.7) он воспринимает как продольные, так и поперечные нагрузки вплоть до отброса бокового блока, а верхний узел – только поперечные нагрузки. После выключения двигателей боковых блоков, спада их тяги и подачи команды на разрыв верхних силовых связей под действием перегрузки, создаваемой второй ступенью ракеты, боковые блоки разворачиваются относительно нижнего узла, шарнирная часть которого имеет эксцентриситет относительно центра масс бокового блока. После того как ракетный блок будет отведен на некоторый угол, нижняя силовая связь разорвется, а процесс разделения закончится. По сравнению с предыдущей, эта схема более проста, но ее реализация связана с некоторыми затратами энергии второй ступени, которая в процессе разделения несет все боковые блоки, являющиеся в этот момент пассивными массами.

Схема отброса боковых блоков с параллельным отводом (рис. 2.8) по принципу действия аналогична схеме с разворотом относительно нижнего силового узла. В ее основе лежит использование массовых инерционных сил, действующих на боковые блоки после выключения их двигателей.

Контрольные вопросы к лабораторной работе № 1

1. Зачем нужен корпус ракеты? Какие нагрузки действуют на корпус, и от чего зависит их величина?

2. Из чего состоит ракетный блок? Что лежит в основе деления корпуса на отсеки?

3. Рассказать про передний отсек и отражательное устройство (расположение, назначение).

4. Рассказать про баки окислителя и горючего и межбаковый отсек (расположение, назначение).

5. Рассказать про хвостовой отсек, силовую раму крепления ДУ и донную защиту (расположение, назначение, что находится внутри).

6. Какие могут быть отсеки (корпус) по конструктивным и технологическим признакам? В чем разница между типами, достоинства и недостатки каждого типа, с увеличением массы ракеты какой тип лучше по технологическому признаку?

7. Из каких материалов изготавливают отсеки корпуса? Каким способом в основном соединяют отсеки?

8. Перечислить основные требования к конструкции корпуса.

9. Каким образом можно обеспечить минимальную массу при необходимой прочности и жесткости?

10. Каким образом обеспечивается эксплуатация ракеты во всем диапазоне заданных внешних условий и простота изготовления и минимальную стоимость?

11. Рассказать про особенности внутренней компоновки ракеты.

12. Какими могут быть ступени по конструктивной схеме? Пояснить.

13. Какие существуют способы разделения ступеней у ракеты тандемной схемы? Пояснить кратко, что работает – не работает в каждом способе (рис. 2.3). Где могут быть расположены двигатели разделения? Назвать достоинства и недостатки каждого расположения.

14. Рассказать про достоинства и недостатки каждого из способов разделения ступеней у ракеты тандемной схемы. Подробно пояснить порядок разделения ступеней в каждом из способов (рис. 2.3).

15. Рассказать про тандемную схему соединения ступеней: что собой представляет, достоинства, недостатки.

16. Рассказать про пакетную схему соединения ступеней: что собой представляет, достоинства, недостатки, через что соединены ступени, какие нагрузки воспринимают силовые пояса.

17. Рассказать про два способа запуска ДУ ракеты пакетной схемы: что собой представляют, достоинства, недостатки.

18. Рассказать про пакетную схему с автономными РБ и одновременным запуском ДУ ступеней (рис. 2.4).

19. Рассказать про пакетную схему с питающими РБ и одновременным запуском ДУ ступеней (рис. 2.5).

20. Перечислить, какие существуют способы разделения ступеней у ракеты пакетной схемы? Подробно рассказать про первый способ (рис. 2.6).

21. Перечислить, какие существуют способы разделения ступеней у ракеты пакетной схемы? Подробно рассказать про второй способ (рис. 2.7).

22. Перечислить, какие существуют способы разделения ступеней у ракеты пакетной схемы? Подробно рассказать про третий способ (рис. 2.8).