книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие
.pdf372 Гл. VIII. Траектория полета баллистических ракет
Рассмотрим далее массовые силы — инерции и веса. Обозначим
через кг/м вес единицы длины ракеты. Тогда интенсивность попе речных массовых сил q м кг/м будет
G |
. |
G |
— j y + g h cos<f |
Чм= — ]у + |
— ff*C0 ST=-Cr-------------- • |
||
go |
|
go |
go |
Учитывая обозначение (8 . 24) для поперечной перегрузки, полу
чим
qM = Gny.
Фиг. 8 . 22. Распределение поперечной аэродинамической нагрузки для ракеты V-2 в различные моменты полета.
Так |
как |
поперечное ускорение j y определяется выражением |
(8.26), |
то, |
очевидно, |
Законы изменения величин Y, М, е и с на траектории известны. Поэтому поперечная перегрузка может быть определена как функ ция времени для данной ракеты в условиях выведения по заданной программе тангажа. На фиг. 8 . 23 показан график изменения попе
речной перегрузки для ракеты V-2.
Витоге на участке выведения ракета нагружена системой попе речных сил в виде двух распределенных нагрузок интенсивности qN
иqM. Кроме того, к ракете приложена сосредоточенная сила УупР. На фиг. 8.24 показана система распределенных сил qN и qM для баллистической ракеты V-2 на 50-й секунде активного участка. По нятно; что эта картина во времени меняется, поскольку изменяется угол атаки, скорость полета, а также и величина поперечной пере грузки.
Влюбой момент времени рассмотренная система сил удовлетво ряет условиям равновесия. Поэтому можно построить обычными приемами эпюры изгибающих моментов по длине ракеты. Опреде ляя численно сумму моментов сил, лежащих по одну сторону от произвольно взятого сечения с координатой х (см. фиг. 8 . 24), нахо
дим изгибающий момент в этом сечении. Так по точкам строится
4. Нагрузки, действующие на основные элементы конструкции ракеты 373
эпюра изгибающих моментов. Для каждого момента времени будет своя эпюра. На фиг. 8 . 25 показана эпюра изгибающего момента
для ракеты V-2 на 50-й секунде активного участка.
Фиг. 8 . 23. Закон изменения поперечной перегрузки ракеты V-2 на активном участке полета.
Резкое изменение изгибающего момента в зоне стыка хвостового и топливного отсеков объясняется условиями крепления двигатель ной установки. При поперечных нагрузках от массы двигателя через его раму на опорное кольцо передается сосредоточенный момент, приводящий к скачку в эпюре изгибающих моментов.
П о п е р е ч н ы е н а г р у зк и н а а т м о с ф е р н о м у ч а с т к е
с в о б о д н о г о п о л е т а
На участке неуправляемого полета в безвоздушном пространстве баллистическая ракета совершает неопределенное вращательное движение относительно центра масс, как это было показано ранее на фиг. 8 . 2 . При входе в плотные слои атмосферы под действием
аэродинамических сил статически устойчивая ракета стабилизи руется, принимая ориентацию по потоку. В процессе стабилизации корпус ракеты испытывает значительные поперечные нагрузки. За дача определения этих нагрузок является более сложной, чем для
рассмотренного выше случая поперечного нагружения |
ракеты в |
программном полете. |
находится, |
На атмосферном участке свободного полета ракета |
|
под действием силы тяжести и аэродинамических сил, |
причем по |
следние из-за большой скорости полета в несколько раз превышают силу веса. Вследствие того, что вначале ракета не имеет определен ной угловой ориентации, неопределенными оказываются и аэроди
намические силы. |
В зависимости от |
начальных |
условий |
входа |
в атмосферу меняется как величина |
наибольших |
нагрузок, |
так |
|
и момент времени, |
отвечающий наибольшему нагружению. |
|
||
4. Нагрузки, действующие на основные элементы конструкции ракеты 377
элементов конструкции. В зависимости от скорости полета темпе ратура потока вблизи поверхности ракеты меняется и может про исходить нагрев корпуса. Температура конструктивных элементов ракеты зависит от местной температуры потока и от условий тепло вой изоляции, теплоизлучения и теплоотвода внутрь корпуса. Хоро шая тепловая изоляция и повышенный теплоотвод внутрь корпуса
снижают температуру конструкции.
Расчет температуры несущих узлов ракеты относится к числу задач, решаемых в настоящее время весьма приближенно, посколь ку недостаточно достовер ны исходные данные — условия теплоотвода, кон станты излучения и тепло передачи. Задача услож няется еще тем, что тепло вой поток является неустановившимся.
Результаты теоретиче ского расчета температур элементов корпуса прове
ряют и дополняют ре зультатами, получаемыми на летных испытаниях с помощью системы теле метрического контроля
(см. гл. X), На корпусе ракеты в ряде характерных точек устанав ливаются проволочные датчики, сопротивление которых меняется с изменением температуры. Показания датчиков через радиоканал передаются на Землю. В результате исследовательских пусков ракет получаются уточненные данные, которые могут быть использованы как в процессе дальнейшей отработки данной конструкции, так и для уточнения исходных сведений при проектировании новых машин.
Температура конструктивных элементов ракеты дальнего дей ствия достигает в полете довольно высоких значений. Особенно вы сокие температуры развиваются на атмосферном участке свободно го полета.
Механические характеристики материала с повышением темпе ратуры снижаются. В качестве примера на фиг. 8 . 26 показана зави
симость предела текучести и предела прочности алюминиевомагни
евого сплава от температуры. Уже при температуре порядка 400° С этот сплав практически полностью теряет свои прочностные свойства. В меньшей степени от температуры зависят механические показатели сталей, особенно специальных легированных сталей.
При расчете конструкции ракеты на прочность необходимо, оче видно, исходить из «мгновенных» механических характеристик ма териала, т. е. из характеристик, соответствующих температуре в данный момент.
4. Нагрузки, действующие на основные элементы конструкции ракеты 379
где D — диаметр, a S — толщина стенки бака. В поперечных сече ниях бака возникает осевая сжимающая сила Nm, зависимость ко торой от параметров движения ракеты рассматривалась выше. Соответствующее осевое напряжение будет
** £ > 8
Таким образом, в стенке бака возникает двухосное напряженное состояние, показанное на фиг. 8 . 27.
По теории прочности максимальных касательных напряжений
или
( Р в я ~ P a s р) D |
N x |
28 |
n D b |
Если окажется, |
что нормальная сила Nx будет не сжимающей, |
а растягивающей, |
то напряжение оа изменит знак. В этом случае |
наибольшее напряжение ai = O t , |
а наименьшее О з = 0. Тогда |
|
а |
|
(Рвн Даэр) D |
* |
------------------- |
|
• к в |
2 5 |
|
Запас прочности |
|
|
где щ — предел текучести |
материала, зависящий от температуры |
|
Примерный закон изменения температуры стенки по высоте бака для некоторого момента времени показан на фиг. 8 . 27, в.
Запас прочности пя зависит от момента времени и от располо жения рассматриваемой точки по высоте бака. При этом нельзя за ранее указать наиболее опасное сечение. В нижней части бака внутреннее давление наибольшее. Но здесь в результате интенсив ного отвода тепла в жидкость температура стенки будет меньшей, практически равной температуре топливного компонента. Поэтому
значение <т« остается довольно высоким, соответствующим нормаль ным температурным условиям. В верхней части бака давление существенно ниже, поэтому ст.*,, невелико. Однако здесь имеет место сильный нагрев стенки аэродинамическим потоком и соответственно снижение предела текучести.
При проведении конструктивных расчетов наиболее опасные се чения бака и наиболее опасные моменты времени его нагружения выявляются из рассмотрения ряда сечений по длине бака в различ ные моменты времени полета. В зависимости от полученных резуль татов расчета может быть назначена толщина стенки бака.
Задачи, возникающие в связи с прочностью ракет, являются за частую весьма своеобразными и трудно разрешимыми. Их подроб ное рассмотрение выходит далеко за рамки настоящего курса.
Глава IX
О С Н О В Н Ы Е П Р И Н Ц И П Ы С Т А Б И Л И З А Ц И И ,
У П Р А В Л Е Н И Я И Н А В Е Д Е Н И Я Р А К Е Т
1. СПОСОБЫ СТАБИЛИЗАЦИИ И УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ
У ст о й ч и в о ст ь и с т а б и л и з а ц и я
Некоторое, наперед выбранное движение ракеты под действием предусмотренных заранее закономерных сил принято называть не возмущенным движением ракеты. Так, например, невозмущенным будет движение баллистической ракеты под действием силы тяги и аэродинамических сил, рассчитываемых на основании известных нам законов. Движение зенитной ракеты при наведении на цель также должно рассматриваться как невозмущенное, если траекто рия полета предопределяется заранее.
Кроме закономерных сил, на рэкету |
в полете могут действовать |
случайные внешние воздействия, такие, |
например, как порывы вет |
ра, непредусмотренные изменения тяги |
двигателя и т. п. Под дей |
ствием таких сил ракета будет совершать движение, которое назы вают возмущенным движением.
Предположим, что воздействие случайных сил невелико и воз мущенное движение мало отличается от невозмущенного. Если при этом после прекращения действия возмущающих сил возмущенное движение ракеты будет возвращаться к невозмущенному, то это невозмущенное движение ракеты следует назвать устойчивым. Если же после прекращения действия внешнего возмущения движе ние ракеты не приближается к невозмущенному, то такое движение будет неустойчивым (фиг. 9. 1) *. Понятие устойчивости и неустой чивости движения применимо, естественно, не только к ракетам, но и вообще к движению всякого тела.
Понятно, что в тех случаях, когда мы хотим управлять движе нием, необходимо в первую очередь освободиться от нежелательного влияния случайных внешних возмущающих воздействий и тем са мым обеспечить устойчивость движения.
* В практике исследования устойчивости ракет движение условно считается устойчивым также и в том случае, если ракета после прекращения действия воз мущения возвращается не к невозмущенному, а к некоторому другому, мало от личающемуся от него движению.