книги из ГПНТБ / Волков Е.Б. Основы теории надежности ракетных двигателей

изготовлению или испытанию в составе более сложной системы

и т. д.).

Остановимся на такой стратагеме подтверждения надежности,, когда оно осуществляется только в случае безотказного прове­ дения последней серин испытаний каждого из N элементов. По­ мимо чисто разумного содержания, такая стратагема удобна темг что она основана, как отмечалось, па минимально возможном числе испытаний.

Планируемое число необходимых безотказных испытаний: каждого из N элементов системы согласно уравнениям (3. 50) н (3. 52) зависит при задании требований к системе в виде (Рт, у) от величин Рт, у и Р„ пли имеющихся результатов отработки. При этом этап проектирования, на котором находятся довери­

тельные интервалы [ Р Р , ] для Р,-, может рассматриваться в со­

отношении (3. 50) как один из /г,- этапов отработки с числом ис­ пытаний Пц и числом отказов dit определяемых из приближенных

соотношений Р.-^г(«и, d H, у2); Рг= Ы «н, du, у{).

В результате получают искомое значение п; — необходимый объем безотказных испытаний каждого из N элементов, входя­ щих в систему. После проведения испытаний применяется поло­ жительное решение о соответствии элементов и системы требо­ ваниям по надежности, если все запланированные последние серии испытаний оказались успешными. В противном случае производится соответствующий пересчет величин уу,, н по фор­ муле (3. 52) назначаются последующие серии испытаний (после проведения соответствующей доработки).

Выше рассмотрены методы подтверждения требований к на­ дежности на этапе отработки систем. Вполне очевидно, что эти методы должны быть видоизменены для случая, когда рассмат­ ривается задача контроля надежности на этапе серийного про­ изводства. Действительно, па данном этапе нельзя рассчитывать на тот же объем испытаний, который был использован при отра­ ботке. С другой стороны, не может идти речь о снижении тре­ бований (Рт, у), задаваемых на систему в целом. Наконец, если воспользоваться информацией, полученной на этапе отработки, то она может сделать критерии принятия решений нечувстви­ тельными к наличию дефектных изделий в партиях элементов системы. На первый взгляд не видно выхода из этого положе­ ния, однако может быть использована следующая процедура, которую можно назвать процедурой со сменой нулевой гипо­ тезы Я0:

1. Пусть по данным отработки система допускается в серий ное изготовление после отклонения жесткой «гипотезы недове­

160

Тогда на этапе серийного производства точка зрения на изго­ тавливаемую продукцию может быть изменена и в качестве ну­

где Р — верхняя граница доверительного интервала для пока­ зателя надежности системы в целом, при заданном значении доверительной вероятности у.

Вполне очевидно, что

р > П Р/.

где Р; — верхняя граница для показателя Р надежности /-го эле­ мента при значении односторонней доверительной вероятности у.

Следовательно, условие (3.53) будет выполнено, если

Последнее соотношение может служить ужесточенным пра­ вилом контроля надежности I-го элемента системы при Н0=

= { Р > РТ}, Н — {Р < РТ}.

В случае безотказных испытаний выборки п от партии, как

отмечалось, Рг-=1. Следовательно, при Я,0= { Р ^ Р Т} и безотказ­ ных испытаниях условие (3. 54) выполняется при любом объеме п выборки от партии. Этим часто пользуются на практике, выби­ рая для разрушающего контроля дорогостоящих систем не бо­ лее одного изделия от партии.

2. При разладке производственного процесса или обнаруже­ нии брака в процессе выпуска данной партии вполне логично сменить нулевую гипотезу доверия на гипотезу недоверия. Тог­ да правило контроля изменится и для системы в целом примет вид Р />- Р'.

При этом по формулам (3. 50) или (3. 52) следует рассчитать объем выборки щ i-го элемента с учетом всей имеющейся ин­ формации. Ограниченность партии АТ приближенно можно

Р а з д е л 2

НАДЕЖНОСТЬ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Глава IV

ЗАДАЧИ ОЦЕНКИ И ПОКАЗАТЕЛИ НАДЕЖНОСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

4. 1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ НАДЕЖНОСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Особенности ракетных двигателей как объектов оценивания надежности определяются задачами и условиями применения, особенностями пх конструкции и характером протекающих в них рабочих процессов. В настоящее время ракетные двигатели ши­ роко используются на ракетах различного назначения, а также на космических аппаратах и других летательных аппаратах. Следствием этого является то, что в большинстве случаев ракет­ ные двигатели представляют собой невосстанавливаемые систе­ мы однократного применения. Так как отказ двигателя, как прави­ ло, означает невыполнение задачи полета ракеты или космиче­ ского аппарата, то требования к надежности двигателей могут быть достаточно высокими. Особенностью ракетных двигателей является и то, что эти двигатели в зависимости от пх назначе­ ния и условий применения могут значительно различаться как по характеристикам рабочего процесса, так п по конструкции. Это резко ограничивает объем представительных данных для опре­ деления и контроля надежности. В ряде случаев оказывается вообще невозможным иметь представительную выборку, харак­ теризуемую необходимым количеством испытаний одинаковых двигателей в идентичных условиях. Это обстоятельство прояв­ ляется особенно ярко на примере наиболее сложных двигателей (например, ЖРД космических ракет-носителей), представляю­ щих собой уникальные системы индивидуального изготовления и использования.

Как и ко всем элементам ракет и космических аппаратов, к двигателям предъявляются высокие требования по массовым характеристикам. Это заставляет конструкторов предельно сни­ жать массу всех агрегатов, входящих в двигатели, и соответствен­

162

но с этим уменьшать запасы прочности их детален, что вызывает необходимость повышенного внимания к вопросам надежности.

Ракетные двигатели состоят из большого количества разно­ родных агрегатов и элементов, в которых протекают разнооб­ разные физико-химические процессы. Из рассматриваемых типов двигателей более сложным является жидкостный ракетный дви­ гатель (рис. 4. 1). К его основным элементам относятся камера двигателя, насосы, турбина, газогенератор, емкости с компонен­ тами топлива и сжатыми газами, трубопро­

возникающие вследствие действия центробежных сил, которые могут достигать большой величины, так как частота вращения ротора ТНА современных ЖРД может быть очень высокой — до 60 000 об/мин н более. На лопатки турбины воздействуют газы, температура которых достигает предельных по прочности мате­ риала лопаток величии. В качестве компонентов топлива могут использоваться либо сильно агрессивные жидкости типа кислот, либо сжиженные газы, что осложняет создание надежно дейст­ вующих уплотнений п т. п. Под большим давлением и в условиях воздействия указанных неблагоприятных для конструкции ком­ понентов топлива работают трубопроводы и элементы автома­ тики двигателя.

Таким образом, основные агрегаты ЖРД в процессе его ра­ боты испытывают воздействие больших давлений, высоких тем­ ператур, значительных центробежных сил, эрозии, вызываемой

газовым потоком, перемещающимся с большой скоростью, кор­ розии от агрессивных компонентов топлива. При этом ряд из перечисленных воздействий оказывает влияние на многие эле­ менты ЖРД одновременно, а в периоды запуска или выключения двигателя п при изменении режима его работы, они являются типично нестационарными.

Основными элементами ракетных двигателей твердого топли­ ва (РДТТ) являются: корпус, включающий цилиндрическую

нпроока

часть с днищами и теплозащитным покрытием (ТЗП), заряд с элементами теплозащиты и крепления в корпусе, сопловой блок и воспламенительное устройство (рис. 4. 2).

Многие из твердых современных топлив, используемых н РДТТ [26], содержат значительный процент металлических до­ бавок (алюминий и др.), в результате чего в процессе функцио­ нирования двигателя образуется двухфазный поток продуктов сгорания, обладающий повышенным эрозионным воздействием на теплозащитное покрытие корпуса и элементы соплового бло­ ка. В период эксплуатации двигателя в составе ракеты (хране­ ние, транспортировка) твердотопливный заряд может накапли­ вать повреждения [57]. В результате этого возможно возникнове­ ние трещин, раковин в блоке топлива и отслоение его от

поверхности корпуса.

Основными нагрузками, действующими на РДТТ, являются: внутреннее давление, эрозионное воздействие и нагрев, осевые перегрузки, транспортировочные и технологические нагрузки Упомянутые нагрузки являются одним из главных источников возникновения отказа.

Под отказом двигателя понимается такое его состояние, при котором вследствие разрушения конструкции или отклонения ха­ рактеристик рабочего процесса двигатель не выполнит возложен­ ных на него задач в составе системы (ракеты, космического ап­ парата) .

16+

Для решения некоторых задач и, в частности, для системати­ зации и упорядочивания информации о работе двигателя может быть введена классификация отказов. Такая классификация воз­ можна по следующим наиболее типовым признакам.

1. По источнику возникновения:

конструктивные отказы, технологические, эксплуатационные. Эти группы отказов обуславливаются причинами соответст­ венно конструктивного, технологического и эксплуатационного характера. Например, отказы ракет «Тор», «Атлас» и «Ти­ тан» распределены по этим группам так {21]: из-за ошибок про­ ектирования 30%, из-за ошибок производства 30% и нарушения

правил эксплуатации 40%.

Отказы конструктивного характера вызываются тем, что в применяемых при проектировании современных методах расчета элементов ракетных двигателей часто не учитываются все слу­ чаи нагружения, особенно на переходных режимах, возможная несовместимость режимов работы элементов и т. д.

Технологические отказы часто являются следствием недоста­ точной технологичности конструкции (и здесь их трудно отличить от конструктивных), недостаточно эффективного производствен­ ного контроля, незамеченных дефектов исходных материалов и конструкции.

Эксплуатационные отказы вызываются воздействием эксплу­ атационных нагрузок (вибраций, ударов), коррозионного дейст­ вия компонентов топлива и др.

2. По степени влияния на выполнение задачи: отказы; неисправности.

Отказы двигателя сопровождаются выходом ракеты из строя; так, к отказам РДТТ можно отнести взрыв двигателя на траек­ тории вследствие растрескивания заряда, разрушение корпуса « т. д. Неисправности могут не выводить ракету из строя: напри­ мер, возникновение трещин во вставках сопла в конце работы двигателя, отклонение секундного расхода и других его харак­ теристик снижают лишь вероятность выполнения ракетной зада­ чи, поставленной перед пуском.

Такое деление множества всех нежелательных событий на от­ казы (сильная форма проявления неисправностей) и неисправ­ ности в ряде случаев облегчает рассмотрение задачи, но все же является достаточно условным.

Например, такая неисправность как растрескивание пли вы­ брос вставки сопла в зависимости от времени возникновения может классифицироваться как отказ и как неисправность.

3. По внешнему виду проявления:

— внезапные (являющиеся следствием быстропротекаюших процессов, таких как, например, кратковременный выброс дав­ ления) ;

165

— постепенные (являющиеся следствием изнашивающего воздействия: эрозионный унос материалов, накопление повреж­ дений и т. д.).

4.По способу учета при определении надежности:

—отказы (множество состояний С|), учитываемые расчет­

ными схемами типа моделей нспревышення (см. 2.3);

— отказы (множество состояний С’2 ), неучитываемые упомя­ нутыми моделями.

4.1. 1. Задачи, решаемые при оценке

иобеспечении надежности ракетных двигателей

Как отмечалось выше, невосстанавливаемые системы, к кото­ рым относятся ЖРД и РДТТ, в процессе своего «жизненного» цикла проходят несколько этапов: проектирование, отработка,, серийное производство и эксплуатация. На разных этапах этого цикла возникают специфические задачи надежности. Приведем некоторые из этих задач.

На этапе проектирования

Формирование показателей надежности двигателя и его элементов, а также требований к этим показателям, осуществляе­ мое в процессе выбора принципиальной конструктивной схемы;

—конструирование элементов двигателя и выбор их основ­ ных проектных характеристик (запасов прочности, запасов по толщинам теплозащитных покрытий, запасов по ресурсу и т. д.), обеспечивающих выполнение требований по надежности;

—определение и контроль надежности двигателя по проект­ ным материалам;

—разработка документации на изготовление опытных натур­

ных образцов двигателей и программы испытаний с учетом тре­ буемой надежности.

На этапе отработки

Уточнение на основе экспериментальных данных проект­ ных характеристик и характеристик технологического процесса, обеспечивающих выполнение требований к показателю надеж­ ности;

—выявление факторов, неучитываемых при проектировании, определение и контроль надежности двигателя с учетом их воз­ действия;

—уточнение принципиальной и конструктивной схемы двига­

теля по результатам испытаний и оценка его надежности;

— корректировка программ поэлементных испытаний и испы­ таний двигателя в целом. Составление программ завершающих демонстрационных наземных испытаний для подтверждения за­ данных требований к показателю надежности и проведения лет­ ных испытаний в составе ракеты.

166

На этапе серийного производства и эксплуатации

Завершение разработки системы допусков на контролируе­ мые характеристики и критериев соответствия характеристик на­ дежности партии двигателей заданным;

—определение объема установочной партии с целью под­ тверждения возможности выпуска предприятием двигателей с заданными характеристиками надежности;

—определение объема и правил комплектации серийной пар­ тии, а также выборки из нее, обеспечивающих наряду с другими техническими мероприятиями и методами контроля выполнение требований по надежности;

—определение фактического проявления эксплуатационных факторов (транспортировочные нагрузки, интенсивность корро­ зии материалов, расслоения, отслоения, растрескивание твердых топлив и т. д.) с целью уточнения характеристик надежности в различные моменты времени эксплуатации, методов контроля технического состояния и накопления материалов для последу­ ющего проектирования.

Рассмотрим некоторые из перечисленных задач.

4.2.ПОКАЗАТЕЛЬ НАДЕЖНОСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Выше уже отмечалось, что большинство современных ракет­ ных двигателей относится к иевосстанавливаемым системам. Отсюда следует, что в качестве показателя надежности для этих двигателей должна быть принята вероятность Р(/,ь тр) безотказ­ ной работы за время тр от начала запуска до момента выключе­ ния, вычисляемая с учетом отрезка времени [0, 4] от момента изготовления двигателя до момента его включения.

Отказ двигателя (событие А) осуществляется в результате появления одного или нескольких из составляющих его событий (неисправностей) Д,-, таких как механическое разрушение, про­ гар конструкции, выход за пределы допуска характеристик ра­ бочего процесса двигателя и свойств (конструкционных материа­ лов и т. д. Под неисправностью здесь понимается любое наруше­ ние условий, оговоренных в технической документации [60].

В соответствии с п. 2.2 в качестве показателя надежности дви­

где k — число событий Aj (число рассматриваемых неисправ­ ностей); <7i—Р (Дt);

Нъ Ни. - ■— коэффициенты влияния;

Ai — событие, состоящее в возникновении i-й ненсправно-

167

сти, которая в зависимости от места и времени появ­ ления может привести или не привести к отказу.

Если под событием В понимать выполнение системой (раке­ той) возложенных на нее задач (см. 2. 2), то

N0 неисправностей ракеты не возникает.

В некоторых случаях неисправность влияет только на разру­ шение или неразрушенне конструкции двигателя, т. е. на собы­ тие Лп (например, возникновение дефектов в материале корпу­ са) и тогда

ности двигателя как элемента ракеты иа основе использования показателя (4.1) необходимо следующее:

—из условий функционирования двигателя выявить основ­ ные неисправности (события А ) , влияющие на выполнение за­ дачи ракетой;

—получить соотношения для расчета величин

168

■— найти коэффициенты г|;, гр;,... путем рассмотрения и мо­ делирования уравнений движения центра массы ракеты [9], а также анализа соотношений расчета элементов двигателя на прочность, устойчивость и т. д. [см. 2.2 и соотношение (4.3)].

Показатель надежности двигателя, определяемый соотноше­ нием (4. 1), может быть рассчитан на основе поэлементного ана­ лиза путем применения расчетных схем типа моделей непревышенпя (см. 2.3), а также по данным ресурсных и натурных ис­ пытаний. Применение условий моделей непревышения для рас­ чета показателя надежности вначале покажем на частном при­ мере.

4.2. 1. Определение вероятности неразрушения оболочки

Оболочка находится под действием внутреннего давления р и сжимающей силы N, действующей вдоль продольной оси х. Тре­

— четырехмерные случайные поля.

Несущая способность оболочки рр и Np по отношению к дей­

др.), скрепленных между собой. Кроме того, она может быть многослойной и обладать различными свойствами по слоям. Все указанные свойства могут изменяться во времени.

Несущая способность оболочки рр и Np по отношению к воз­ действию Рх и Д/д зависит от производственных дефектов, про­ являющихся в виде трещин, царапин и других нарушений сплош­ ности материала. Обозначим

г / , 2 , П N p = N*p{x, y, z, x)

иr v= P l l x , y , z , x ) , N р — № р{х, у , z,x),

•если дефекты имеют место и если дефекты отсутствуют соот­

Количественной мерой надежности конструкции является ве­ роятность Р выполнения условий непревышения (4. 5) с учетом их взаимного влияния. Последнее проявляется в том, что с ро­ стом избыточного давления ря выполнение условия щ > 0 стано­

169