Лабораторная установка для испытания моделей корпусов жидкостных ракет

Лабораторная установка для испытания моделей корпусов жидкостных ракет

Содержание

Введение ………………………………………………………………………. .

1 Состояние вопроса исследования ………………………………………. .

1.1 Оперативно-тактическое обоснование задачи исследования

несущей способности корпусов РСН……………………………………..

1.2 Методы исследования несущей способности корпусов ракет

с ЖРД ………...…... ……………………………………………………….

1.3 Методы планирования эксперимента ………………………. …………..

2 Методика теоретического определения несущей способности

тонкостенных оболочек топливных отсеков корпусов ракет с ЖРД ….

1. Общие принципы прочностного расчета топливных отсеков

жидкостных ракет..……………………………… …………………………

2 Порядок расчета несущей способности модельных оболочек

топливных отсеков жидкостных ракет…………………………………….

3 Методика экспериментального определения несущей способности

гладких модельных оболочек при действии внутреннего избыточного

давления и осевого сжатия………………………………………………. ..

3.1 Задачи экспериментального исследования…………………… ……….. .

3.2 Порядок проведения эксперимента…………………………… …………

4 Лабораторная установка для исследования несущей способности

моделей корпусов ракет с ЖРД …………………………………………..

1. Назначение и состав установки……………………………….. ………..

2. Экспериментальное исследование несущей способности гладких

оболочек при действии осевых сил и внутреннего давления…. ……….

Заключение……………………………………………………………………….

Литература…………………………………………………………………. …...

Приложение А

Приложение Б

Введение

В настоящее время важным вопросом практических исследований остается

определение реальных сроков эксплуатации жидкостных ракет и

прогнозирование надежности выполнения ими задач в случае боевого

применения. Для этих целей необходимо использовать не только существующие

методы теоретического определения показателей надежности, но и проводить

экспериментальные исследования прочности конструкций РСН с учетом факторов

их длительной эксплуатации, а также с учетом развития средств ПРО,

имеющихся на вооружении или разрабатываемых ведущими мировыми странами.

Первую группу из указанных факторов следует отнести к вредным

факторам, а вторую – к поражающим. К вредным факторам относятся: ползучесть

и старение материалов конструкций ракет, длительное время находящихся в

заправленном состоянии на боевом дежурстве. Кроме того, к этой группе

факторов следует отнести последствия возможных техногенных аварий, действие

многоцикловых нагрузок при транспортировке ракет, воздействие климатических

факторов внешней среды на объекты РК, длительное хранение агрессивных

компонентов ракетного топлива и другие. К поражающим факторам относятся

термосиловые нагрузки, обусловленные воздействием многочисленных видов

средств поражения ПРО.

Таким образом, длительная эксплуатация ракет сопровождается

развитием как вредных, так и поражающих факторов, воздействующих на них в

процессе эксплуатации и боевого применения. Поэтому актуальным является

вопрос об оценке возможностей успешного выполнения задач боевого применения

ракетами, длительное время находящимися в эксплуатации.

Экспериментальное исследование прочности ракетных конструкций в

настоящее время существенно затруднено в связи с отсутствием достаточных

финансовых средств, для проведения натурных или крупномасштабных

экспериментов, выполняемых для модельных конструкций промышленного

производства. Вместе с тем существует объективная необходимость в

проведении экспериментальных исследований как в научных целях, так и в

целях обеспечения учебного процесса по дисциплинам «Строительная механика

конструкций и сооружений», «Ракеты стратегического назначения», «Динамика

конструкций» и другим.

Для решения этого противоречия предлагается использовать в качестве

модельных образцов конструкций корпусов жидкостных ракет готовые

промышленные образцы тонкостенных цилиндрических оболочек, отличающихся

подобием геометрических и физико-механических свойств, а также действующих

эксплуатационных нагрузок, высокой технологией изготовления и весьма

низкой стоимостью. Все перечисленные условия свидетельствуют о возможности

применения указанных видов оболочек в качестве моделей гладких топливных

отсеков жидкостных ракет для проведения экспериментальных исследований

прочности конструкций такого типа.

Для моделирования нагрузок, действующих на ракету на различных

этапах ее эксплуатации и боевого применения, предлагается использовать

экспериментальную установку, созданную в процессе работы над данным

дипломным проектом.

В настоящей работе приводится анализ, обоснование методов и методики

теоретического и экспериментального исследования несущей способности

корпусов ракет с ЖРД, а также конструкция созданной экспериментальной

установки. Перечисленные основные результаты данного дипломного проекта

внедрены в учебном процессе на кафедре конструкции ракет при проведении

лабораторной работы «Определение несущей способности модели топливного бака

РСН», защищены шестнадцатью рацпредложениями. Установка признана лучшим

экспонатом на выставке технического творчества 50-й юбилейной конференции

рационализаторов и изобретателей РВИ РВ в 2003 году.

1. Состояние вопроса исследования

1. Оперативно-тактическое обоснование задачи исследования несущей

способности корпусов РСН

В современном мире активно происходит преобразование системы

международных отношений, сложившихся после Второй мировой войны. События

последних лет свидетельствуют о существенном повышении активности ведущих

стран НАТО во главе с США в достижении политического и экономического

господства в различных регионах мира, объявленных зонами их национальных

интересов. Под различными предлогами ими осуществляется игнорирование норм

международного права, применение силы против суверенных государств без

санкций Совета Безопасности ООН. Эти действия наносят существенный ущерб

системе международной безопасности. Для придания правовой основы своим

действиям в НАТО идет активный процесс разработки новой концепции

“гуманитарной интервенции”. В случае ее принятия руководством блока один из

важнейших принципов Устава ООН – невмешательство во внутренние дела

суверенных государств – практически потеряет свое значение. Попытки США

присвоить себе право применять свои Вооруженные Силы для “блага мира” не

могут способствовать стабилизации обстановки в целом.

Расширение зоны ответственности НАТО практически на весь мир

ознаменовало новый этап конкурентной борьбы мировых центров силы – США,

объединенной Европы и государств Азиатско – Тихоокеанского региона – за

расширение сфер влияния и мировое господство. Этот процесс сопровождается

целенаправленными усилиями по снижению международного статуса России, по

вытеснению ее из зоны традиционных российских интересов. В этих условиях

можно прогнозировать усиление нестабильности военно – политической

обстановки в ряде регионов вблизи границ России, в том числе и на

постсоветском пространстве. Реальные военные угрозы в складывающейся

обстановке, по-видимому, будут заключаться не в прямой крупномасштабной

агрессии против России (хотя при определенных условиях такого развития

событий исключить нельзя), а в провоцировании вооруженных конфликтов на

территории России, поддержки антироссийских действий со стороны других

государств, в расширении масштабов конфликтов до уровня локальных войн.

Таким образом, в современных условиях военная опасность для

России может исходить как от сопредельных с Россией государств с

незначительной военной мощью и носить локальный (региональный) характер,

так и от крупных военных держав или военных блоков и иметь глобальный

масштаб.

Вооруженные силы основных зарубежных стран, в первую очередь членов

блока НАТО, обладают современными средствами доставки обычных боеприпасов

на большую дальность, совершенными системами навигации и управления

авиацией, большим запасом высокоточного оружия (ВТО), способного поражать

объекты различных типов, в том числе мобильные и высокозащищенные

стационарные. Высокие боевые возможности средств воздушного нападения

(СВН), ВТО и постоянное их совершенствование предопределяют потенциальную

угрозу объектам РВСН в ходе различных войн и вооруженных конфликтов с

применением обычных средств поражения.

В настоящее время одним из основных направлений в науке и технологии

является исследование влияния нагрузок, действующих на корпуса РСН от

поражающих факторов оружия противника. Вероятным противником предусмотрено

множество вариантов противодействия нашим РСН на всех участках траектории

полета. В момент нахождения РСН в ШПУ есть возможность защиты ракеты от

поражающих факторов оружия противника с помощью конструктивных элементов

ШПУ.

Но в момент старта РСН может быть атакована диверсионными

группировками противника с помощью стрелкового или иного оружия имеющегося

на вооружении ДРГ. Кинетическая энергия пуль и осколков на небольших

расстояниях способна оказаться достаточной для повреждения (нарушения

герметичности) топливных баков, что в свою очередь может привести к взрыву

РСН в моменты старта.

В случае нанесения РВСН ответного удара, РСН на первых секундах

полета может попасть под воздействие поражающих факторов ядерного взрыва, в

частности: воздействия излучения, нейтронных потоков, светового излучения,

а также ударной волны.

Кроме того, в случае ответного удара, может возникнуть необходимость

проведения стартов РСН сквозь запыленную атмосферу, в которой присутствуют

пыле-грунтовые образования (ПГО) ( в следствии ядерного взрыва) в районе

расположения ШПУ или СПУ. Воздействие твердых частиц на корпус РСН, даже

при малых углах атаки, может привести к нарушению герметизации топливных

баков, повреждения ТЗП и к разрушению корпуса РСН.

В верхних слоях атмосферы и за ее пределами РСН может быть атакована

спутниками СН и подвергнуться воздействию лазерного излучения. На ПУТ и на

участке разведения боевых блоков ГЧ РСН, боевые блоки могут подвергнуться

атаке средств ПВО и ПРО противника, а также поражающим ФЯВ.

Анализ тактико-технических средств вооруженной борьбы противника и

размещение позиционных районов соединений РВСН на территории страны

показывает, что реальную угрозу объектам РВ могут представлять самолеты

тактической и стратегической авиации (ТА и СА), а также крылатые ракеты

(КР).

а) ШИРОКОМАСШТАБНАЯ СИСТЕМА НПРО США

Создание этой системы пошло ускоренными темпами после издания

администрацией США 2 января 1984 года директивы № 119, подписанной

президентом. Этой директивой предписывается приступить к осуществлению

программы научных исследований в области создания новых противоракетных

систем, в том числе космического базирования.

Она может включать три основных звена, базирующихся на Земле и в

космосе. В этих звеньях, оснащенных средствами, основанными на новых

физических принципах, содержатся: мощные лазерные установки (химические,

газодинамические и рентгеновские), ускорители элементарных частиц,

электромагнитные пушки, а также противоракеты. За счет массированного

развертывания средств, в том числе и космического базирования,

предполагается построение семи рубежей. Эти рубежи должны обеспечить

надежное уничтожение ракет и головных частей противника. На приводимой

схеме эти рубежи хорошо видны. На первом рубеже предполагается

использование химического лазера, расположенного на космической станции,

находящейся над территорией Российской Федерации. Поскольку таких станций

планируется 18, то практически над возможными точками пуска ракет всегда

будет находиться такая станция, держащая под прицелом район пуска и

ожидающая команду на поражение стартующих ракет. Целевое назначение

лазерного излучения – вывод из строя корпусов ракет и тем самым подрыв их

над территорией противника, что является главным в концепции НПРО США

(максимальное поражение территории противника всеми возможными средствами).

На втором рубеже вводится в действие ускоритель элементарных частиц. Он

также предназначен для поражения ракет и их электронного оборудования на

начальном этапе полета ракеты до отделения головной части. Таким образом,

оружие направленного действия (лазерное и пучковое) используется на

активном участке полета – до 500 км. В этом случае остатки пораженного

объекта падают далеко от территории США. На третьем рубеже должна вступить

в действие электромагнитная пушка, а на пятом – спутник с самонаводящимися

малогабаритными ракетами. Последние три рубежа имеют зону поражения

головных частей и боеголовок на среднем участке баллистической траектории

при высоте полета, равной 500…1200 км. Это – вторая зона. Третья зона

включает два рубежа: шестой и седьмой. Эта зона поражения боеголовок на

конечном участке полета с помощью противоракет (за атмосферой высота

100…800 км, и на малых высотах 9…15 км). Основным оружием на данных рубежах

являются самонаводящиеся снаряды-перехватчики и ракеты типа "Спринт" и

"Спартан". Эти средства поражения располагаются на территории США, они-

наземного базирования и предназначены для гарантированного поражения

"остатков" прорвавшихся головных частей. Основные же МБР должны быть

поражены в течение 2…5 мин после их запуска. Всей этой широкомасштабной

системой ПРО будет управлять оперативный центр перехвата космических

объектов, в ведении которого будут находиться ударные космические станции,

быстродействующие системы слежения и опознания, способные вести

всеобъемлющий контроль за земной поверхностью и космическим пространством.

Они должны быть оснащены мощными специализированными ЭВМ, обеспечивающими

автоматическую селекцию объектов пуска по заранее разработанным алгоритмам,

расчет траектории объектов и распределение их между средствами поражения.

Все эти работы ведутся по заказу военного ведомства США.

Надо сказать, что приведенный вариант системы ПРО, безусловно, не

окончательный, но суть остается прежней – усиление гонки вооружения, нажим

и диктат при решении международных проблем.

б) ВЫСОКОТОЧНОЕ ОРУЖИЕ

ВТО - оружие, которое позволяет с вероятностью не менее 0,5 поражать

цели с первого выстрела в любое время суток, при любых метеорологических

условиях и при сильном противодействии противника.

Рисунок 1.2- Классификация ВТО

В таблицах 1.1 и 1.2 представлены основные ТТХ УАБ, УАР и КР.

|Тип УАБ |Максимальная |Масса, |Тип системы|КВО, |Масса |Тип |

| |дальность |кг | |м |ВВ, |снаряжения|

| |планирования, | |наведения | |кг | |

| |км | | | | | |

|GBU-8 |24 |1020 |Тлв с | | | |

| | | |самонаве |3…5 |430 |фугасная |

| | | |дением | | | |

|GBU-10-11 |10 |930 |Лазерная | | | |

| | | |п/активная |6…9 |430 |фугасная |

| GBU-11 |8…10 |1400 |Лазерная | | | |

| | | |п/активная |9 |896 |фугасная |

|GBU-15 |9…50 |1140 |Тлв | | | |

| | | |командная,Т|1,5 |430 |фугасная |

| | | |пв | | | |

|GBU-24 |2,5…5 |1020 |Лазерная |1,5 | | |

| | | |п/активная | |430 |фугасная |

|GBU-28 |20 |2000 |Лазерная |3…5 | |противо- |

| | | |п/активная | |430 |бетонная |

|SAMP- | | | | | | |

|1000 |15 |1100 |Тлв |5 |495 |фугасная |

|BGL- | | |Лазерная | | | |

|1000 |4…8 |990 |п/активная |1…2 |495 |фугасная |

Таблица 1.1 - Основные ТТХ УАБ.

Таблица 1.2 - Основные ТТХ УАР и КР.

|Тип ракеты |Масса, |Максимальная|Тип системы |КВО,м|Масса |Тип |

| |кг |дальность |наведения | |ВВ, |снаряжения|

| | |пуска, км | | |кг | |

|УР общего базирования |

|AGM-65 A | 210 | 26 |Тлв с | | |кумулятивн|

|“Мейверик” | | |самонаведени|

[pic], то необходимо пересчитать его значение с учетом пластичности по

формуле

[pic] , (2.13)

где

[pic]. (2.14)

2.2 Порядок расчета несущей способности модельных оболочек

топливных отсеков жидкостных ракет

1. Определить расчетные напряжения [pic]и [pic].

Расчет провести в двух точках рассматриваемого сечения:

1) с наветренной стороны (знак «+» перед выражением для изгибающего

момента в формуле для [pic]) ;

2) с подветренной стороны (знак «-»перед выражением для изгибающего

момента в формуле для [pic])

для двух расчетных случаев нагружения:

а) максимального избыточного давления (с коэффициентами

безопасности [pic]= 1,3 и [pic]= 1,5

б) минимального избыточного давления (с коэффициентами

безопасности [pic]= 1,3 и [pic]= 1,0

по формулам:

[pic][pic] (2.15)

[pic] = [pic], (2.16)

2. Определить эквивалентные расчетные напряжения [pic].

Эквивалентные напряжения определяют для каждого расчетного случая а)

и б) с наветренной и подветренной стороны.

Если расчетные напряжения удовлетворяют неравенствам [pic] (где [pic]

- осевые, а [pic] - кольцевые напряжения) то в этом случае возможно

разрушение обечайки топливного бака на разрыв от максимальных кольцевых

напряжений. Согласно третьей теории прочности эквивалентное расчетное

напряжение

[pic], (2.17)

Если расчетные напряжения удовлетворяют неравенствам [pic], то при

таком сочетании величин и знаков напряжений возможно разрушение обечайки на

разрыв по площадкам, наклонным к образующей.

[pic] (2.18)

3. Определить запасы прочности [pic]

Запасы прочности определяют для каждого расчетного случая в каждой

рассматриваемой точке сечения (с наветренной и подветренной стороны) по

формуле:

[pic] (2.19)

2.2.4 Определить запасы устойчивости [pic]Запасы устойчивости

определяют для случая, когда продольные напряжения отрицательны [pic],

(т.е. оболочка отсека подвержена сжатию в продольном направлении) по

формуле:

[pic] (2.20)

Расчет входящих в эту формулу напряжений осуществляется по изложенной

выше методике расчета по формулам:

[pic] (2.21)

[pic] (2.22)

[pic]; (2.23)

[pic]; (2.24)

[pic]. (2.25)

Если критическое напряжение [pic] окажется больше предела

пропорциональности материала [pic], т.е. [pic] > [pic], то необходимо

пересчитать его значение с учетом пластичности по формуле

[pic] , (2.16)

где

[pic]. (2.17)

5. Сделать выводы о прочности и устойчивости гладкой оболочки

топливного отсека.

3 Методика экспериментального определения несущей способности

гладких модельных оболочек при действии внутреннего

избыточного

давления и осевого сжатия

1. Задачи экспериментального исследования

Экспериментальное определение несущей способности моделей топливных

баков РСН сводится к опытному определению соотношений между основными

действующими нагрузками при которых достигается предельное равновесие

конструкции, т.е. к определению границы области значений разрущающих

нагрузок.

Расчетными случаями нагружения для топливных отсеков ракет являются:

- максимум внутреннего давления в баков, обусловленного наддувом и

весом столба жидкости компонентов топлива;

- максимум продольного нагружения;

- максимум нагрева конструкции;

- максимум поперечных нагрузок.

Все перечисленные нагрузки действуют на корпуса РСН комплексно, но в

отдельные моменты времени, в зависимости условий полета на АУТ, наиболее

опасных значений достигают указанные в расчетных случаях составляющие

внешних силовых факторов. Наиболее характерным и опасным с позиций

прочности для топливных отсеков является сочетание осевой сжимающй силы и

внутреннего избыточного давления. Действие осевой сжимающей силы может

привести к потере устойчивости оболочки корпуса РСН, а действие внутреннего

давления – к ее разрушению от чрезмерных окружных напряжений. Комплексное

действие этих силовых факторов на оболочку приводит к появлению более

сложных эффектов в механизме разрушения конструкции. Выявление таких

эффектов также составляет задачу экспериментального исследования несущей

способности моделей топливных отсеков. Другой, не менее важной, задачей

является определение границ области, которой соответствуют предельные

сочетания силовых факторов, при которых оболочка может разрушиться.

Нагрев и изгибающие моменты являются дополнительными факторами,

способствующими разрушению конструкций, однако учет этих факторов приведет

к необходимости проведения более сложного многофакторного эксперимента, что

уже выходит за рамки одной учебной лабораторной работы.

Таким образом задача экспериментального исследования несущей

способности моделей топливных баков жидкостных ракет состоит в установлении

эмпирической зависимости между критическими значениями внутреннего

избыточного давления и осевого сжатия, а также в выявлении эффектов и

механизмов разрушения моделей в однофакторном эксперименте. При этом, в

качестве независимого аргумента целесообразно использовать фиксированные

значения внутреннего давления, а разрушающие значения осевой сжимающей силы

использовать в качестве отклика системы.

2. Порядок проведения эксперимента

1. Для проведения эксперимента используется тонкостенная

гладкая цилиндрическая оболочка из алюминиевого сплава

диаметром 66·10-3 м, длиной 115·10-3 м, толщиной 0,15·10-3

м.

2. Установить на оболочке герметичные фланцы, позволяющие

надежно закрепить торцы оболочки, а также осуществлять

наддув и осевое сжатие оболочки.

3. Заполнить внутреннюю полость оболочки и гидравлическую

систему установки водой.

4. Осуществить нагружение оболочки внутренним давлением с

помощью ручного насоса при отсутствии осевого сжатия до

разрушения оболочки.

5. Определить по контрольному манометру величину критического

значения давления при котором оболочка разрушилась.

6. Установить новый образец оболочки с фланцами, не

заполненный водой и осуществить шарнирное соединение штока

гидравлического пресса с торцевой опорой верхнего фланца

оболочки.

7. Довести оболочку до разрушения (до потери устойчивости)

путем осевого сжатия с помощью гидравлического пресса при

отсутствии внутреннего давления в оболочке.

8. Определить критическое значение сжимающего усилия

гидравлического пресса при котором оболочка потеряла

устойчивость, по манометру, тарировка которого проведена в

единицах силы осевого сжатия.

9. Установить новый образец оболочки, подготовленный

одновременно к нагружению осевой сжимающей силой и

внутренним давлением, выполнив указанные выше операции.

3.2.10 Нагрузить оболочку внутренним давлением до значения, указанного

руководителем занятия.

3.2.11 Нагрузить оболочку осевой сжимающей силой до разрушения.

12. Определить критическое значение сжимающего усилия

гидравлического пресса при котором оболочка потеряла

устойчивость.

13. Повторить комплексное нагружение оболочек в

соответствии с пунктами 3.2.9-3.2.12 данной методики

для фиксированных значений внутреннего давления Рi

(от 0 до Рразр) с шагом ?Р = 0,2 Рразр и определить в

каждом опыте значение предельной осевой сжимающей

силы Nразр (Рi).

14. Занести полученные опытные значения предельных

соотношений нагрузок в протокол испытаний и

установить экспериментальную зависимость между этими

величинами. топливного отсека.

4. Лабораторная установка для исследования несущей способности

моделей корпусов ракет с ЖРД

1. Назначение и состав установки

4.1.1 Разработанная установка предназначена для нагружения

тонкостенных цилиндрических оболочек моделей корпусов жидкостных ракет

внутренним избыточным давлением и осевыми сжимающими и растягивающими

силами.

2. В состав установки (рисунок 4.1) входят следующие основные

элементы: универсальная рама 1 для закрепления моделей корпусов

РСН 2, гидравлический пресс 3, опора для герметизации оболочки 4.

[pic]

Рисунок 4.1 – Установка для исследования несущей способности моделей

корпусов ракет с ЖРД

4.1.3 Разработка универсальной рамы вызвана необходимостью создания

лабораторной установки многоцелевого назначения, позволяющей закреплять

модели РСН при различных способах нагружения. Установка не имеет прототипа.

Цель предложения – создать универсальную раму, позволяющую закреплять

оболочки моделей РСН для нагружения внутренним и внешним избыточным

давлением, осевой сжимающей и растягивающей силой, внешними термосиловыми

нагрузками.

Предлагается рама в виде вертикальной стойки, собранной из стандартных

стержней уголкового профиля, соединенных между собой в верхнем и нижнем

основании шпильками с зазором. Зазор позволяет перемещаться опоре оболочки

вдоль стойки и закреплять оболочку в требуемом положении с помощью

прижимных винтов. Нижнее крепление стойки позволяет фиксировать ее

положение на различном расстоянии от края лабораторного стола за счет

перемещения стойки вдоль швеллера, закрепленного на столе. Крепление

представляет собой шпильки, стягивающие стороны стоек и проходящие через

пазы в швеллере. Стойка с зазором позволяет закреплять модельные оболочки,

а также устройства для нагружения и средства измерений на различной высоте

и под требуемым углом к линии горизонта. Зазоры выполняют также роль

направляющих при осесимметричном осевом нагружении оболочек.

Технико-экономическая эффективность достигается путем применения

простых технологических операций, доступных материалов и компактного

размещения рамы на рабочем столе. Стоимость всего устройства соизмерима со

стоимостью конструкционных материалов (и весьма невелика), но сама

установка позволяет выполнять практически полный комплекс лабораторных

исследований по нескольким дисциплинам кафедры №12 (Строительная механика

конструкций и сооружений, Динамика конструкций, Ракеты стратегического

назначения). Таким образом экономятся значительные средства на создание

различных установок для проведения лабораторных работ по нескольким

дисциплинам кафедры.

4.1.4 Разработка гидравлического пресса обусловлена

необходимостью использования в лабораторной установке для растяжения и

сжатия моделей специального устройства, позволяющего развивать осевые

усилия, как при растяжении, так и при сжатии, достаточные для полного

разрушения модельных оболочек, при небольших габаритах и малом весе, а

также, позволяющего проводить измерение величины усилий при нагружении

оболочек. Прототипом такого устройства является разрывная машина. Однако,

применение разрывной машины неприемлемо по причине ее больших габаритов и

веса.

Цель предложения: создать малогабаритное устройство для растяжения

и сжатия моделей, позволяющее проводить замер прикладываемых осевых усилий

в процессе нагружения.

Для достижения цели предлагается использовать пневматический

цилиндр с выдвигающимся штоком, преобразованный после замены уплотнительных

соединений в гидравлический цилиндр. Гидравлический цилиндр закрепляется в

пазах вертикальной стойки на оси с втулкой путем поджатия с двух сторон

гайками. Работа осуществляется в следующем порядке. Модельная оболочка

устанавливается внутри вертикальной стойки в опоре. С помощью ручного

насоса в гидроцилиндр подаётся под давлением масло, что и приводит к

выдвижению штока. Усилие штока передается на оболочку через верхнюю опору,

которая начинает двигаться вниз по направляющим пазам стойки, чем и

вызывает деформацию модельной оболочки. При растяжении оболочки масло под

давлением подаётся в нижний штуцер гидроцилиндра, что приводит к подниманию

штока. Так как шток и модельная оболочка в опоре соединена со штоком с

помощью цапфы, то происходит растяжение модельной оболочки.

Технико-экономическая эффективность предложения достигается

применением доступных материалов, простых технологий изготовления,

возможностью многократного применения, уменьшением массы и габаритов более

чем в100 раз по сравнению с прототипом.

Предложение внедрено в учебном процессе в составе лабораторной

установки для комплексного нагружения модельных оболочек.

4.1.5 Предлагается универсальная опора для нагружения моделей

топливных баков РСН.

Причиной разработки предложения является необходимость

использования в лабораторной установке опор для нагружения оболочек моделей

различными видами нагрузок.

Цель предложения: создание опор, обеспечивающих универсальное

закрепление модельных оболочек для комплексного нагружения осевыми

силами, внутренним давлением и внешними нагрузками, а также позволяющих

осуществлять герметизацию внутренних полостей оболочек, вертикальное и

горизонтальное закрепление оболочек под любым углом на различной высоте, с

фиксацией нижней и (или) верхней частей опоры.

Для достижения этой цели предлагается опора из алюминия, состоящая

из верхней части, промежуточной части нижней части. В верхней части опоры

имеется центральное отверстие с резьбой для вкручивания упора, а также

отверстие с резьбой для установки штуцера. Промежуточная часть состоит из

двух симметричных частей, стягиваемых между собой болтами. Нижняя часть

опоры имеет углубление для установки нижнего днища оболочки. Верхняя часть

опоры соединяется с промежуточной частью и нижней с помощью стягивающих

шпилек. Для фиксации опоры на требуемой высоте при необходимом угле наклона

в верхней части опоры имеются отверстия с резьбой для установки крепежных

винтов. Для соединения опор между собой и для крепления к ним

дополнительных устройств в каждой части опоры имеются отверстия для

установки соединительных шпилек.

Суть предложения состоит в том, что для закрепления и герметизации

оболочки две симметричные составляющие промежуточной части опоры подводятся

под обвальцованную верхнюю кромку оболочки и стягиваются между собой,

обеспечивая жесткий захват оболочки. Промежуточная опора соединяется с

верхней опорой с помощью болтового соединения. Такая верхняя опора

позволяет осуществлять консольное соединение оболочек на любой высоте и под

любым углом на стойке установки путём зажима с помощью боковых винтов в

пазах стойки в требуемом положении. Такое крепление оболочек используется

для нагружения оболочек внутренним давлением и для воздействия на оболочку

внешних факторов (воздушной ударной волны, кинетических ударников,

теплового излучения и т.д.). Для создания осевых нагружений используется

дополнительное нижнее основание опоры. Для этого нижняя часть оболочки

устанавливается в углубление нижней части опоры. Верхняя и нижняя части

опоры стягиваются шпильками. Шпильки выполняют роль одновременно крепёжного

соединения

и направляющих для осесимметричного осевого сжатия. При этом крепёжные

винты также обеспечивают строгую вертикализацию опоры при действии осевых

нагрузок.

Экономический эффект от внедрения универсальной опоры

обеспечивается применением простой технологии изготовления, доступных

материалов, существенным снижением веса (более, чем в 100 раз по сравнению

с опорами, используемыми при испытании промышленных моделей оболочек) и,

соответственно, стоимости и габаритов таких опор, возможностью их

многократного универсального применения.

Предложение внедрено в составе лабораторной установки для

нагружения оболочек внутренним давлением по дисциплине «Строительная

механика конструкций и сооружений».

4.2 Экспериментальное исследование несущей способности гладких

оболочек при действии осевых сил и внутреннего давления

Экспериментальные исследования гладких цилиндрических оболочек

показывают, что под действием внутреннего давления критические сжимающие

напряжения вначале повышаются, но, начиная с некоторого значения давления

[pic], наблюдается падение критических напряжений. При сравнительно больших

давлениях критические сжимающие напряжения могут оказаться меньше, чем при

осевом сжатии (р=0).

С увеличением интенсивности внутреннего давления форма потери

устойчивости оболочки при осевом сжатии непрерывно изменяется. При

нагружении только осевой нагрузкой потеря устойчивости сопровождается

образованием глубоких, обращенных к центру кривизны, ромбовидных вмятин.

При малом давлении образуются вмятины, вытянутые в окружном направлении. По

мере увеличения интенсивности давления длина вмятин вдоль дуги

увеличивается. При значительном внутреннем давлении образуются сплошные

кольцевые складки, что соответствует осесимметричной форме потери

устойчивости.

Критические напряжения сжатия с учетом одновременного действия

внутреннего давления

[pic] (4.1)

Разрушающая осевая сила при нагружении оболочки давлением только в

окружном направлении (рисунок 4.2 а)

[pic] (4.2)

Значения коэффициентов [pic], полученные в результате многочисленных

экспериментальных исследований, представлены на графиках (рисунок 4.3), где

[pic] - безразмерный параметр давления, а

[pic] - величина нормального давления.

Как видно из графиков, с увеличением [pic] коэффициент [pic] вначале

увеличивается. Кривая А может быть представлена выражениями:

[pic] (4.3)

При [pic]

Здесь [pic]

Начиная с давления[pic][pic]наблюдается снижение коэффициента[pic],

которое представлено семейством кривых в зависимости от отношения [pic].

Чем больше [pic], тем при больших давления [pic] наступает начало

снижения [pic].

[pic] [pic]

Рисунок 4.2(а,б) – Схема нагружения оболочек

Для конструкций, в которых оболочка является частью емкости (рисунок

4.2 б), несущая способность на осевом сжатие увеличивается за счет действия

в осевом направлении разгрузки от давления. С учетом этого абсолютная

величина разрушающей осевой силы

[pic] (4.4)

[pic]

Рисунок 4.3 – Результаты исследования

Заключение

В ходе выполнения дипломного проекта была разработана

экспериментальная лабораторная установка для исследования несущей

способности гладких тонкостенных цилиндрических моделей топливных отсеков

корпусов ракет с ЖРД при нагружении внутренним и внешним избыточным

давлением, осевой сжимающей и растягивающей силой, внешними термосиловыми

нагрузками.

Установка позволяет моделировать воздействия полетных нагрузок и

поражающих факторов оружия на корпуса РСН:

- внутреннее избыточное давление;

- осевое сжатие и растяжение;

- вибрационные нагрузки;

- воздействие воздушной ударной волны;

- воздействие кинетических ударников;

- воздействие тепловых источников,

а также определять параметры напряженно- деформированного состояния моделей

корпусов РСН и действующих на них нагрузок:

- деформации;

- перемещения;

- внутреннего давление в оболочках;

- внешнего давление во фронте воздушной волны;

- частоты вынужденных колебаний моделей корпусов РСН;

- температуры нагрева поверхности оболочек.

В процессе работы были разработаны методики теоретического и

экспериментального определения несущей способности гладких модельных

оболочек при действии внутреннего избыточного давления и осевого сжатия.

Проведенные экспериментальные исследования подтвердили теоретические

расчеты параметров, при которых оболочка теряет устойчивость. При

нагружении только осевой нагрузкой потеря устойчивости сопровождается

образованием глубоких, обращенных к центру кривизны, ромбовидных вмятин.

При нагружении оболочки малым внутренним избыточным давлением образуются

вмятины, вытянутые в окружном направлении. По мере увеличения внутреннего

давления длина вмятин увеличивается. При значительном внутреннем давлении

образуются сплошные кольцевые складки на цилиндрической поверхности

оболочки, что соответствует осесимметричной форме потери устойчивости.

Вышеописанные исследования проводились с целью дальнейшего

прогнозирования поведения реальных образцов корпусов ракет при воздействии

полетных нагрузок и нагрузок, возникающих при воздействии поражающих

факторов оружия противника.

Основные результаты данного дипломного проекта внедрены в учебном

процессе на кафедре конструкции ракет при проведении лабораторной работы

«Определение несущей способности модели топливного бака РСН», защищены

шестнадцатью рацпредложениями, технико-экономический эффект которых основан

на использовании в качестве моделей корпусов ракет гладкостенных

цилиндрических оболочек промышленного производства, которые являются весьма

дешевыми и легкодоступными. Тем самым проведение модельных экспериментов во

много раз экономически выгоднее, чем натурный.

Установка признана лучшим экспонатом на выставке технического

творчества 50-й юбилейной конференции рационализаторов и изобретателей РВИ

РВ в 2003 году. При проведении смотра-конкурса технического творчества

среди кафедр института в 2004 году установка также признана лучшей и

удостоена 1-го места.

Литература

1. Бородин Л.С., Семененко Н.П. и др. Инженерная графика. Учебное

пособие. Часть 1. РВВКИУ РВ, 1998 – 201 с.

2. Новицкий П.В., Зограф И.А. Оценка погрешностей результатов

измерений. Л.: Энергоатомиздат, 1991 – 303 с.

3. Моссаковский В.И., Макаренков А.Г. Прочность ракетных конструкций.

Учебное пособие. – М.: Высш. шк., 1990. – 356 с.

4. Велихов Е.П. и др. Космическое оружие: дилемма безопасности. М.:

Мир, 1986 – 182 с.

5. Осяев О.Г. Строительная механика конструкций и сооружений. Частная

методика. РВИ РВ, 2003 – 330 с.

6. Осяев О.Г. Несущая способность композитных модельных конструкций

при комбинированном нагружении. В кн. «Численные и аналитические методы

решения задач строительной механики и теории упругости» РГА, 1995.

-----------------------

у = f (x)

[pic]

УАК

БОВ

Морского

базирования

“Ассолт-

Брейкер”

УАБ

УР

"ПЛСС"

Воздушного

базирования

КР

ВТО ТА (ПА)

РУК

[pic]

ВТО