Продовження таблиці 16.1

№ п/п	Геометрична форма конструкції	Формули для визначення власних осьових моментів інерції елементів конструкції
18	Чотирикутна пластина

17. Навантаження діючі на конструкцію ка

При виведенні КА на робочу орбіту і в період функціонування на конструкцію КА діють поверхневі, зосереджені і масові навантаження. До поверхневих, що діють по площі, відносяться аеродинамічні сили і сили тиску газу або рідини. До зосереджених відносяться сили прикладені в точках: сила тяги, сили органів керування, реакції в місцях кріплення зосереджених вантажів. До масових відносяться сили, що діють по всьому об’єму матеріалу конструкції, сили тяжіння і інерційні сили. Сили , що діють в точках, позначаються як Р_i, діючі по довжині називаються погонними навантаженнями q_і, діючі по площі – тиском р_і.

Суттєвий вплив на властивості матеріалу конструкції і її міцність чинять теплові навантаження. Аеродинамічне теплове та променеве навантаження впливають на міцність і жорсткість конструкції через додаткові теплові деформації.

Всі діючі на КА навантаження в розрахунковому перетині конструкції можуть бути зведені до рівнодіючої сили R і рівнодіючого моменту М. При розрахунку осесиметричних конструкцій замість рівнодіючої R і рівнодіючого моменту М розглядають осьове навантаження T, перерізуючу силу Q, згинаючий момент М; крутячий момент М_кр.

В загальному випадку перераховані навантаження в перетині, що розглядається, розраховуються за формулами (рис.17.1)

Рис.17.1

; (17.3)

; (17.4)

(17.5, 17.6, 17.7)

В формулах 17.1-17.7

п_х, п_у – осьові коефіцієнти перевантаження;

m(х) – погонна (розподілена „розмазана”) маса конструкції;

l-l – розрахунковий перетин конструкції;

q, q_х, q_у – погонне аеродинамічне навантаження і його проекції;

Q(q_у) – рівнодіюча по осях у і z;

G_i – закріплені в точках або площинах вантажі;

Р_{х j} і Р_{у j} – сили , що діють в точках;

Р_над – тиск, розподілений по визначеній площі корпусу конструкції КА в проекціях S_yz, S_хz=S_yz;

Р_ОК, l_ОК – зусилля органів керування і плече між органами керування, або від Р_ОК до центру мас (якщо ОК не парні, або не симетричні відносно центру мас).

Розрахунковими випадками навантажень є:

• максимум значень перевантажень n_x, n_у під час руху РН;

• відокремлення РБ або КА від РН;

• дія максимального моменту керування РН;

• транспортні навантаження;

• навантаження під час перебудови КА з транспортного стану КА в складі РН до функціонального на орбіті;

• максимум значень перевантажень n_x; n_у від дії двигунів КА в робочому стані.

18. Конструкційні матеріали ка

При виборі конструкційних матеріалів КА керуються вимогами:

• мінімальної маси конструкції;

• доброї обробки різанням, тиском, вони мають гарно зварюватись і мати необхідні властивості для виготовлення литтям;

• гарних антикорозійних властивостей;

• мати необхідні механічні характеристики по міцності, пластичності і в’язкості, особливо при низьких температурах (рідкий водень 20°К, рідкий азот – 77°К , рідкий кисень - 90°К, космічне середовище). Нержавіючі сталі аустенітного класу зразка 12Х18Н10Т зберігають пластичність і в’язкість до 20°К; нержавіючі сталі перехідного і мартенситного класів добре ведуть себе до 77°К, так само як і алюмінієві сплави Д16, В95; алюмінієві сплави АМг3, АМг6 зберігають пластичність і в’язкість до 20°К, як і титановий сплав ВТ5-1; титанові сплави зразка ВТ6 стають крихкими при 20°К;

• збереження властивостей під дією факторів космічного середовища: глибокого вакууму, радіації, низьких температур (в Аl – Мg сплавах з поверхні випаровується Mg); не стійкі до випаровування Сd, Zn, Mg; полімерні матеріали швидко старіють під дією радіації, стають крихкими, втрачають до 10% маси на рік за рахунок випаровування.

В силовій конструкції КА застосовуються алюмінієві і магнієві сплави, леговані сплави, леговані нержавіючі жаростійкі сталі; титанові, нікелеві і кобальтові сплави, полімерні композиційні матеріали.

Максимального зниження маси конструкції досягають за рахунок раціонального вибору матеріалу. При виборі конструкційних матеріалів користуються критеріями питомої міцності:

• – при розтягненні-стисканні;

• – при згинанні;

• або – при роботі на стійкість(при осьовому стисканні оболонок та при дії зовнішнього тиску відповідно);

• – при зрізі;

• – при зміщенні;

• – при знакозмінних навантаженнях.

На рисунках 18.1 і 18.2 приведена залежність та для деяких конструкційних матеріалів.

Рис. 18.1

Рис. 18.2

1 – Al-плави, 2 – Ti-сплави, 3 – леговані сталі, 4 – жаростійкі сталі

В конструкції КА широко застосовуються термостійкі матеріали. Ступінь нагріву конструкції залежить від властивостей матеріалу а також умов функціонування. Властивості деяких термостійких матеріалів приведені нижче.

Алюмінієві сплави: =2800кг/м³ , Е=70–72ГПа. Для каркасованих відсіків застосовують Д16; В95 (стрингери, лонжерони, шпангоути, обшивки). Сплави В65 і В94 використовуються для заклепок високої міцності). Для герметичних відсіків зварної конструкції використовуються сплави АМг3; АМг6. Перераховані сплави використовуються до температур 180–200°С; при подальшому підвищенні температури їх властивості різко погіршуються. Для більш високих температур рекомендовані сплави зразка Д20, у яких при t=250–300°C σ_в=119МПа. Ще більш жаростійкі деталі із спеченого алюмінієвого порошку: при 400°С _в=110МПа.

Магнієві сплави: ρ=1800кг/м³, Е=42ГПа. Сплави МА1 і МА2, що мають _в=280МПа, використовуються для відсіків зварювальної конструкції. Магнієві сплави добре працюють до t=250°C. Mg сплави не корозостійкі, а тому потребують захисту, наприклад оксидуванням та нанесенням захисних лакофарбових покриттів.

Титанові сплави: ρ=4500кг/м³, Е=110–115ГПа. Сплав ВТ5-1 має _в=800МПа, ВТ-6 – _в 20°С=1100МПа, _в 500°С=700МПа. Титанові сплави мають високу корозійну стійкість і добре працюють при t=300-500°C, гарно обробляються різанням, штампуються і зварюються. Використовуються для виготовлення оболонок, паливних баків і шаробалонів, стійок і підкосів, силових деталей і деталей кріплення та зборки.

Нержавіючі жаростійкі сталі: ρ=7850кг/м³, Е=210ГПа. Представляють собою хромонікелеві сталі із вмістом хрому до 15–23%, нікелю – 18–40% та добавок із молібдену, вольфраму, ніобію, ванадію, кобальту, титану, алюмінію. Застосовують в діапазоні t=400–800°C. Хромонікелеві сталі добре штампуються і задовільно зварюються.

Жаростійкі нікелеві та кобальтові сплави. Сплави на Ni основі мають _в=50–200МПа в діапазоні t=800–950°С (сплави ХН77ТЮР, ХН65ВМТЮ, ХН60ВТ, леговані хромом(Х), титаном(Т), алюмінієм(Ю), бромом(Р), вольфрамом(В), молібденом(М)). Сплави на кобальтовій основі легуються хромом, нікелем, вольфрамом і застосовуються до 1100°С. Хромонікельвольфрамовий сплав ЕІ868 з добавками титану та алюмінію використовують для оболонок камер РРД та лопаток газових турбін (t=950–1100°С, _в=50МПа).

Тугоплавкі метали і сплави: хром, ніобій, молібден, вольфрам. Сплави на основі молібдену можуть використовуватись до 1900°С, сплави вольфраму до 2500°С, але вони не стійкі до корозії і потребують захисту (покриттям Al₂O₃, ZnO₂ або насиченням кремнієм – силіціюванням).

Широке застосування в космічній техніці знайшли композиційні матеріали (КМ), що мають високу питому міцність, жорсткість і теплостійкість: КМ складаються з матриці і армуючих елементів. В якості матриці застосовують полімерні і металічні матеріали. Полімери представлені синтетичними смолами: фенольно-альдегідними, кремнійорганічними, поліефірними та епоксидними. В якості металевих матриць застосовують Al, Mg, Ti, Ni i Co-сплави.

Армуючі елементи виготовляють із волокон, проволоки та нитковидних кристалів. Із волоконних використовують скляне волокно (ρ=2,52г/см³, _в=2000-5000MПа, Е=72...90ГПа): борні та вуглецеві волокна (графітні та вугільні), що отримують карбонізацією органічних волокон; волокно з карбіду кремнію (SiC). Властивості волокон, проволоки і нитковидних кристалів приведені в таблиці 18.1

Таблиця 18.1

Конфігура-ція	Матеріал	t°плавл	ρ, [г/см3]	в, [МПа]	Е, [ГПа]	Температурний коефіцієнт лінійного розширення
Волокно	борне	2040	2,63	(2,5÷3,5)·103	380÷420	6,3·10-6
	вуглецеве	3000	1,7	(2,0÷3,0)·103	200÷300	-1,0·10-6
	карбідно-кремнієве	2854	3,21	(2÷4)·103	300÷460	4,7·10-6
Проволока	берилієва	1284	1,84	(1÷1,3)·103	290	10·10-6
	титанова	1668	4,5	(1,5÷2)·103	120	9,2·10-6
	вольфра-мова	3400	19,3	4,2·103	400	4,98·10-6
Нитковидні кристали	окис алюмінію	2054	3,96	28·103	500	(6-9) ·10-6
	карбід кремнію	2650	3,21	37·103	580	5,9·10-6

Фізико-механічні характеристики деяких КМ приведені в таблиці 18.2

Таблиця 18.2

Матеріал		Вміст волокна, %	ρ, [г/см3]	в, [МПа]	Е, [ГПа]	τзміщення, МПа
Волокно	Матриця
Бор	Al сплав 6061	50	2,67÷2,7	1100÷1200	220÷240	80÷120
Бор	магній	25	1,96	880÷920	195÷223	-
SiC	Ti сплав	25	4,3	910	210	-
Молібденова проволока	Ti сплав	30	6,25	1400	200	400

КМ на основі Ni сплавів з W волокнами використовуються до 1150°С.

Для теплозахисту використовують склопластики і вуглепластики. В конструкції відсіків КА використовують трьохшарові оболонки, в яких зовнішні шари і стільниковий заповнювач виготовлені із склопластиків та вуглепластиків. Стрингери, лонжерони і шпангоути можуть також виготовлятись з КМ.