Реферат. И. А. Кузьменко, О. Л. Прусова Введение в ракетнокосмическую технику метод указания Минобр науки России, Омгту сост ас. Клинышков, А. Л. Ахтулов, И. А. Кузьмен ко, О. Л. Прусова. Омск Издво Омгту, 20
 Скачать 3.28 Mb.
|
|
МИНОБРНАУКИ РОССИИ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Омский государственный технический университет ВВЕДЕНИЕ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКУЮ ТЕХНИКУ Учебное текстовое электронное издание локального распространения Омск Издательство ОмГТУ 2015 ———————————————————————————————— Сведения об издании 1 , 2 © ОмГТУ, 2015 1 Составители АС. Клинышков , А. Л. Ахтулов, И. А. Кузьменко, О. Л. Прусова Введение в ракетно-космическую технику : метод. указания / Минобр- науки России, ОмГТУ ; сост АС. Клинышков, А. Л. Ахтулов, И. А. Кузьмен- ко, О. Л. Прусова]. – Омск : Изд-во ОмГТУ, 2015. Методические указания составлены в соответствии с учебным планом специальностей (направлений подготовки) 24.05.01 Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов, 24.05.02 Проектирование авиационных и ракетных двигателей, 24.03.01 Ракетные комплексы и космонавтика и предназначены для выполнения лабораторных работ по курсу Введение в ракетно-космическую технику. Рекомендовано редакционно-издательским советом Омского государственного технического университета © ОмГТУ, 2015 2 1 электронный оптический диск Оригинал-макет издания выполнен в Microsoft Office Word 2007 с использованием возможностей Adobe Acrobat X. Минимальные системные требования • процессор Intel Pentium 1,3 ГГц и выше • оперативная память 256 Мб; • свободное место на жестком диске 260 Мб; • операционная система Microsoft Windows XP/Vista/7; • разрешение экрана 1024×576 и выше • акустическая система не требуется • дополнительные программные средства Adobe Acrobat Reader 5.0 и выше. Редактор МА. Болдырева Компьютерная верстка Ю. П. Шелехиной Сводный темплан 2015 г. Подписано к использованию 23.07.15. Объем 3,28 Мб. ————————————————— Издательство ОмГТУ. 644050, г. Омск, пр. Мира, 11; т. 23-02-12 Эл. почта info@omgtu.ru 3 Целью данного цикла лабораторных работ является ознакомление студентов с устройством ракетных летательных аппаратов. В лабораторных работах рассмотрены основные отсеки ракет-носителей, их назначение, требования к конструкции корпуса ракетных блоков, конструктивные особенности компоновки ракетных летательных аппаратов. Дано подробное описание конструктивных схем головной части, топливных баков, межбакового, приборного, переходного и хвостового отсеков, рассмотрены ферменные и рамные конструкции отсеков. В конце каждой лабораторной работы приведены вопросы для самопроверки. Лабораторная работа № 1 КОНСТРУКЦИЯ РАКЕТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Цель работы Изучить 1) конструкцию корпуса ракетного летательного аппарата 2) требования к конструкции корпуса ракетного летательного аппарата 3) конструктивные особенности компоновки ракетных летательных аппаратов) способы разделения ступеней ракетного летательного аппарата. 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, те. действующие на них нагрузки, температуры, вибрации, параметры среды в отсеках и т. п. С этой точки зрения корпус или 4 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 ракетного летательного аппарата 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. Рис. 1.1. Структурная схема корпуса ракетного блока 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. 5 Отсеки баков окислителя и горючего служат для размещения запасов компонентов топлива (окислителя и горючего соответственно. Межбаковый отсек объединяет баки окислителя и горючего в топливный отсека 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 (теплоизоляционный экран предназначена для защиты расположенных в хвостовом отсеке конструкций и агрегатов от теплового ига- зодинамического 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, фер- менные 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. 6 ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ КОРПУСА РАКЕТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Требования, предъявляемые к конструкции корпуса, должны обеспечивать – минимальную массу при необходимой прочности и жесткости – эксплуатацию ракеты во всем диапазоне заданных внешних условий – простоту изготовления и минимальную стоимость. При разработке конструкций, отличающихся высокой прочностью ими- нимальной массой, необходимо следовать некоторым правилам. К ним относятся) 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 узлами 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, таки при эксплуатации ракеты. 7 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-, таки 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 отработавшего ракетного блока по схеме холодного или горячего разделения. Холодное разделение ступеней (рис. 1.2) – это отделение отработавшего ракетного блока под действием силы тяги специальных двигателей разделения, начинающих работать после выключения двигателей предыдущей ступени и раскрытия замков связи. При этом двигатель последующей ступени не включается до отхода ракетного блока предыдущей ступени на расстояние, определяемое условиями целостности (исключение возможности взрыва) отделяемого ракетного блока при воздействии на него струи двигателей последующей ступени и отсутствии специальных защитных устройств на его верхнем торце. 8 а б в Рис. 1.2. Схема холодного разделения ступеней а – работа двигателя I ступени б – выключение двигателя I ступени, раскрытие замков стыка ракетных блоков, запуск двигателей разделения в – отход ракетного блока I ступени на расстояние А от II ступени под действием тяги двигателей разделения, запуск двигателя II ступени 1 – двигатель I ступени 2 – двигатель II ступени 3 – двигатель разделения (тормозные двигатели) Двигатели системы разделения могут быть расположены в хвостовом, межбаковом или переходном (отсек между ракетными блоками) отсеке. Если они расположены в переходном отсеке (удаление от центра масс отделяемого ракетного блока максимально, то тяга двигателей направлена эксцентрично 9 относительно центра масса отвод отделяемого ракетного блока происходит с закруткой. При этом импульс тяги двигателей разделения (тяга и время её действия) зависит от массы отделяемого ракетного блока и от расстояния, на которое он 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 отработавшего ракетного блока 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 от отработавшего ракетного блока 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 отделяемого ракетного блока и росте тяги двигательной установки последующей ступени. Неуправляемый участок полета ракетного летательного аппарата при горячем разделении ступеней практически отсутствует. Тяга двигательных установок (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 ракетного блока отделяемой ступени, главным образом на торец донной части отработавшей ступени. Силовое и тепловое воздействие струй двигателя отделяемой ступени на ракетный блок предыдущей ступени зависит от параметров струи на срезе сопла двигателя (давление, температура, скорость, показатель адиабаты, формы и геометрических параметров элементов конструкции отделяемого ракетного блока, их расстояния от среза двигателя и оформления переходного отсека (ферменный или каркасный. Как правило, верхний торец отделяемого ракетного блока имеет вид специально спрофилированного теплозащищенного отражательного устройства, в качестве которого может быть использовано верхнее днище переднего бака, а переходный отсек имеет ферменную конструкцию. 10 Корпусы хвостовых отсеков последующих ступеней ракетного летательного аппарата, 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 приводит 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-технологи- ческих возмущающих воздействий. Схема пакет имеет параллельное расположение ракетных блоков (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 (продольные. 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, темень- шую величину пассивной массы последней ступени. Ракетные летательные аппараты 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, так как при горячем разделении отсутствует необходимость в защите конструкций ракетных блоков 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 ракетный блок – 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. 11 Схема пакет с автономными ракетными блоками и с одновременным запуском ступеней (рис. 1.3) имеет увеличенный топливный отсек ракетного блока 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 блоков предыдущей и последующей ступеней ракетного летательного аппарата. 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 блоками (рис. 1.4). Разделение ступеней для схемы пакет сводится к боковому отводу отработавших ракетных блоков от блоков, продолжающих (или начинающих) работу, потрем принципиальным схемам с разворотом относительно верхнего узла силовых связей (рис. 1.5), с разворотом относительно нижнего узла силовых связей (рис. 1.6) и с параллельным отводом боковых блоков (рис. 1.7). При отводе боковых блоков с разворотом относительно верхнего узла силовых связей (рис. 1.5) верхний шарнирный узел силовых связей в полете ив процессе разделения ступеней воспринимает как осевые, таки 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. 12 Для создания момента относительно верхнего узла связей может использоваться импульс воздействия маршевого двигателя (спад тяги повремени после отсечки компонентов топлива, что является достоинством данной схемы, так как в процессе разделения ступеней каких-либо особых затрат энергии, ухудшающих основные характеристики ракетного летательного аппарата, не требуется. Кроме того, для разделения ступеней по схеме пакет могут быть использованы и специальные двигатели разделения, при этом кинематическая схема разделения остается неизменной. а б в г Рис. 1.3. Работа схемы пакет с автономными ракетными блоками при одновременном запуске ступеней а – старт б – конец активного участка I ступени в – начало активного участка II ступени г – конец активного участка II ступени 1 – положение уровней компонентов топлива 2 – двигатель 13 а б в г Рис. 1.4. Работа схемы пакет с питающими ракетными блоками при одновременном запуске ступеней а – старт б – конец активного участка I ступени в – начало активного участка II ступени г – конец активного участка II ступени 1 – положение уровней компонентов топлива 2 – гидравлические связи ракетных блоков (с отсечным клапаном 3 – двигатель При отводе боковых блоков с разворотом относительно нижнего узла силовых связей (рис. 1.6) он воспринимает как продольные, таки 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 верхней силовой связи 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 14 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. а б в Рис. 1.5. Отвод боковых блоков с разворотом относительно верхнего узла силовых связей а – разрыв нижних силовых связей блоков в пакете, команда на поворот двигателей боковых блоков, начало разделения б – разворот ракетных блоков I ступени относительно верхнего узла связей под действием тяги импульса последействия двигателей боковых блоков в – разрыв верхних силовых связей, разворот ракетных блоков I ступени относительно собственного центра тяжести под действием тяги двигателей разделения, завершение разделения 1 и 3 – верхний и нижний узлы силовых связей 2 и 4 – двигатели разделения и ракетных блоков 15 Рис. 1.6. Отвод боковых блоков с разворотом относительно нижнего узла силовых связей а – выключение двигателей боковых блоков, разрыв верхних силовых связей, начало разделения б – разворот боковых блоков относительно нижнего узла связей под действием системы сил в – разрыв нижних силовых связей, завершение разделения и 2 – верхний и нижний узлы силовых связей 3 – двигатели 16 Рис. 1.7. Отвод боковых блоков с параллельным отбросом а – выключение двигателей боковых блоков, разрыв силовых связей блоков в пакете, включение в работу тяг параллелограмма, начало разделения б – боковой отвод боковых блоков с разворотом под действием системы сил в – разрыв связей элементов параллелограмма с ракетным блоком II ступени, завершение разделения 1 – верхний узел силовых связей 2 – тяги параллелограмма 3 – нижний узел силовых связей 4 – двигатели Схема отброса боковых блоков с параллельным отводом (рис. 1.7) 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. 17 Контрольные вопросы 1. Зачем нужен корпус ракеты Какие нагрузки действуют на корпус и отчего зависит их величина 2. Из чего состоит ракетный блок Какой признак лежит в основе деления корпуса на отсеки 3. Рассказать про передний отсеки 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 конструктивными 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 отдельные 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, простота изготовления и минимальная 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. 1.2). 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. 1.2). 15. Рассказать про тандемную схему соединения ступеней что представляет собой, достоинства, недостатки. 16. Рассказать про пакетную схему соединения ступеней что представляет собой, достоинства, недостатки, через что соединены ступени, какие нагрузки воспринимают силовые пояса. 18 17. Рассказать про два способа запуска ДУ ракеты пакетной схемы что собой представляют, достоинства, недостатки. 18. Рассказать про пакетную схему с автономными ракетными блоками и одновременным запуском ДУ ступеней (рис. 1.3). 19. Рассказать про пакетную схему с питающими ракетными блоками и одновременным запуском ДУ ступеней (рис. 1.4). 20. Перечислить, какие существуют способы разделения ступеней у ракеты пакетной схемы Подробно рассказать про первый способ (рис. 1.5). 21. Перечислить, какие существуют способы разделения ступеней у ракеты пакетной схемы Подробно рассказать про второй способ (рис. 1.6). 22. Перечислить, какие существуют способы разделения ступеней у ракеты пакетной схемы Подробно рассказать про третий способ (рис. 1.7). Лабораторная работа № 2 КОНСТРУКЦИЯ ГОЛОВНОГО БЛОКА (ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ) РАКЕТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Цель работы Изучить) требования к конструкции головных частей 2) формы аэродинамических обводов головных частей 3) конструктивно-силовые схемы головных частей ракетных летательных аппаратов 4) конструктивные схемы головных частей баллистических ракет 5) способы сброса головного обтекателя. В верхней части ракетного летательного аппарата (РЛА) располагается полезный груз. В качестве полезного груза могут быть старшая ступень у составных ракет, отсек оборудования, космический корабль, искусственный спутник, контейнер с научной аппаратурой, боевой грузит. д. Для защиты полезного груза от воздействий окружающей среды и внешних нагрузок, а также для придания обтекаемых аэродинамических форм предназначен элемент, получивший название по месту расположения – головной обтекатель. Сбрасывается он после прохождения ракетой плотных слоев атмосферы (на высоте около 80 км. Таким образом, верхняя часть ракеты с размещенным в ней полезным грузом будет называться головной частью (для моноблочной одноступенчатой ракеты легкого класса, или головным отсеком (для крупногабаритных ракет более тяжелого класса, или головным блоком (для полиблочных многоступенчатых ракетных летательных аппаратов. Головной блок ракетного летательного аппарата является в основном автономной структурной единицей, состав которой меняется в зависимости от решаемой задачи и практически не влияет на комплектацию ракетных блоков летательного аппарата. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ Головная часть является основным элементом конструкции, определяющим эффективность, стартовую массу и габаритные размеры ракетного летательного аппарата. Несмотря на всё разнообразие конструкций головных частей, они должны удовлетворять следующим общим требованиям 1) достаточно высокая прочность при воздействии знакопеременных нагрузок как на активном, таки на пассивном участке полета 2) большая теплостойкость (температура приграничного слоя может достигать С 3) оптимальное размещение полезного груза заданных форм и габаритов, а также простота внешних обводов 4) обеспечение условий требуемой теплозащиты при минимальном коэффициенте силы лобового сопротивления 5) наименьшая площадь внешней поверхности при максимальном объеме и заданной форме полезного груза 6) высокая надежность решения поставленной задачи 7) минимизация массы конструкции головной части, что позволяет увеличить массу полезного груза 8) простота и удобство установки и монтажа полезного груза 9) обеспечение необходимой температуры и давления в отсеке с полезным грузом 10) удобство стыковки головной части с корпусом ракетного летательного аппарата 11) простота и технологичность изготовления головной части 12) обеспечение минимального рассеивания параметров выведения полезного груза в заданную точку 13) обеспечение устойчивости движения ракеты на атмосферном участке траектории полета при минимальном запасе статической устойчивости конструкции головной части. 20 ФОРМЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ОБВОДОВ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ Основными формами корпуса головной части могут быть конические, конические со скругленным наконечником, конические со сферическим наконечником и коническим стабилизатором, конические со сферическим наконечником и расширяющимся коническим стабилизатором, двухконусные, цилиндро- конические, цилиндроконические со сферическим наконечником и коническим стабилизатором и оживальные (рис. 2.1). При выборе формы корпуса головной части обычно учитывают следующие критерии. Во-первых, объем головной части при определенном удлинении λ = l ГЧ /D . Во-вторых, аэродинамическое сопротивление и нагрев. В-третьих, технологичность и стоимость конструкции. В-четвертых, для боевых ракет – вероятность обнаружения радиолокационными установками систем противоракетной обороны (ПРО. Для размещения большого объема полезного груза наилучшей формой корпуса является оживальная (рис. 2.1, з. Коническая (риса) и цилиндро- коническая (рисе и ж) формы в этом отношении менее удачны. 21 Рис. 2.1. Основные формы головных частей РЛА: а – коническая б – коническая со скругленным наконечником в – коническая со сферическим наконечником и коническим стабилизатором г – коническая со сферическим наконечником и расширяющимся коническим стабилизатором д – двухконус- ная; е – цилиндроконическая со сферическим наконечником ж – цилиндроконическая со сферическим наконечником и коническим стабилизатором з – оживальная 22 Сточки зрения аэродинамического нагрева наиболее благоприятными формами являются коническая со скругленным наконечником (рис. 2.1, б) и цилиндроконическая (рисе и ж. Количество тепла, поглощаемое единицей поверхности головной части при движении в плотных слоях атмосферы, в значительной степени определяется баллистическим коэффициентом, который зависит от формы корпуса и угла атаки. Известно, что перед снижающейся головной частью образуется ударная волна, за которой происходит образование плазмы (ионизированного воздуха, сопровождающееся повышением давления и температуры. Перед притуплённым наконечником головной части конической (рис. 2.1, б – д) или цилиндроконической (рисе и ж) формы образуется мощная ударная волна, приводящая к рассеянию значительного количества тепловой энергии в окружающем пространстве. Вследствие скругления увеличивается также поверхность головной части, через которую отводится тепло внутрь теплозащитного покрытия. Коническая головная часть (риса) в этом отношении наименее благоприятна, поскольку вершина корпуса является точкой полного торможения и носовой конус сильно нагревается. Цилиндро- коническая форма (рис. 2.1, ж) со сферическим наконечником обладает также существенными преимуществами по массе, запасу статической устойчивости и габаритам по сравнению с конической формой (риса и б. Сточки зрения аэродинамического сопротивления наиболее рациональными являются оживальная (рис. 2.1, з) и коническая (риса, б ив) формы корпуса. Радиоотражательная способность головной части, что важно для боевых ракет, зависит от ее размеров, конфигурации и материалов корпуса. Наименьшие размеры имеет цилиндроконическая (рисе и ж) форма. Однако интенсивная ударная волна перед скруглением головной части и след ионизированного воздуха, возникающие при движении в плотных слоях атмосферы, являются серьезными демаскирующими факторами для радиолокационных станций (РЛС) противника. Поэтому наиболее рационально применение конической формы головной части с расширяющимся коническим стабилизатором рис. 2.1, г) для ракет малого класса и двухконусной (рис. 2.1, д) для более крупных ракет. Головная часть оживальной формы (рис. 2.1, з) создает значительно менее интенсивную ударную волну. Для радиолокационной маскировки при изготовлении корпуса головной части боевых ракет используются специальные материалы, пропускающие или поглощающие излучения РЛС и оставляющие слабый ионизированный след. Именно поэтому на боевых ракетах «Поларис-A3» и «Минитмен-3» используются головные части с оживальной формой корпуса. 23 Форма и размеры корпуса головной части ракеты, для которой полезным грузом являются искусственный спутник Земли, автоматическая межпланетная станция или другой космический аппарат (КА, определяются прежде всего габаритными размерами и формой полезного груза. При этом форма корпуса головной части (головного обтекателя) вблизи стыка с ракетным блоком ракеты- носителя (рис. 2.2) зависит от соотношения диаметров головного обтекателя корпуса головной части) и используемого ракетного блока ракеты-носителя. Корпус головной части ракеты-носителя Восток (риса, который был предназначен для размещения первых искусственных спутников Земли ( ИСЗ), а также пилотируемых космических кораблей Восток и Восход, имел двухконусно-цилиндрическую со скругленным наконечником и сужающейся юбкой форму. Корпус головной части ракеты-носителя (рис. 2.2, б, предназначенный для размещения космических кораблей Союз, имеет цилиндроконическую ссужающейся юбкой форму. Корпус головной части ракеты-носителя (рис. 2.2, в, предназначенный для размещения ИСЗ серии Космос и «Интеркосмос», имел цилиндроконическую форму со скругленным наконечником. Корпус головной части ракеты-носителя «Атлас-Аджена» (рис. 2.2, г, предназначенный для размещения КА «Рейнджер» и «Маринер», имеет двух- конусно-цилиндрическую со сферическим наконечником и сужающейся конической юбкой форму. Корпус головной части ракеты-носителя (рис. 2.2, д, предназначенный для размещения спутников серии «Дискаверер», имеет цилиндроконическую со скругленным наконечником и коническим расширяющимся стабилизатором форму. Корпус головной части ракеты-носителя «Титан-3С» (рисе, предназначенный для размещения тяжелых спутников серии «Нимбус» и станций, имеет цилиндроконическую со скругленным наконечником форму. КОНСТРУКТИВНО -СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ РАКЕТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Головной отсек (рис. 2.3) летательного аппарата обычно представляет собой полезный груз, который нужно доставить ракетой, силовую конструкцию корпуса головной части и элементов вспомогательного назначения. Конструкция головного отсека, как уже отмечалось, индивидуальна, и от нее зависит конструкция ракеты. Это обусловлено в основном массово-инерционными характеристиками отсека ив меньшей степени его, например, геометрической 24 конфигурацией или внутренним строением. Иногда головной отсек называют головной частью. Корпус головного отсека или головной части состоит (рис. 2.3) из головного обтекателя (наконечники оболочка собственно корпуса 2) и днища 3. Наконечник 1 делают либо монолитным, либо в виде толстостенного двухслойного сферического сегмента переменной толщины. В любом случае наконечник состоит из металлической (чаще всего стальной или титановой) арматуры и теплоизоляционного биметаллического покрытия (спецпластмассы). Корпус 2 (или головной обтекатель) выполняется в виде двухслойной оболочки вращения, состоящей из одного или нескольких усеченных конусов с прямолинейными или криволинейными (парабола, эллипс, гипербола) образующими. Наружный слой – теплозащита (например, стеклотекстолит, внутренний металлическая силовая оболочка (например, алюминиевый сплав АМг6). При разработке корпуса головной части необходимо предусмотреть защиту полезного груза от пыли и влаги в условиях наземной эксплуатации, а также стабильный тепловой режим под обтекателем как в условиях наземной эксплуатации, таки в полете. 25 Рис. 2.2. Аэродинамические формы корпусов головных обтекателей ракет-носителей для выведения космических кораблей серии Востока) и Союз (б искусственных спутников серии «Интеркосмос» (в космического аппарата «Рейнджер» (г) и спутников серий «Дискаверер» (д) и «Нимбус» (е) 26 Днище 3 головной части представляет собой выпуклый или вогнутый сферический сегмент с фланцем. Это двухслойная оболочка. Внутренний слой – силовой, он предназначен для восприятия внутреннего давления в условиях космоса (при Р < Р а ). Его выполняют из сплава алюминия (например АМг6). Наружный слой – теплозащитный. К носителю (ракете) головной блок крепится пироболтами, расположенными на шпангоуте крепления днища. Силовая оболочка корпуса головной части без промежуточных подкреплений наиболее рациональным образом воспринимает внешнее давление, осевую силу и изгибающий момент. По стыкам конусов, а также в местах крепления наконечника, днища и полезного груза в металлической оболочке имеются силовые кольцевые ребра (силовые шпангоуты. Силовые шпангоуты и другие кольцевые ребра обычно выполняют из того же материала или делают как одно целое с силовой оболочкой. Силовую оболочку головных частей больших габаритов делают из частей (панелей, соединяемых кольцевыми сварными или клепаными швами. Так как внешние обводы корпуса головной части в значительной степени влияют на аэродинамические характеристики ракеты-носителя в целом, то они должны обеспечивать также обтекание газовым потоком, при котором образуется минимальное число зон с вихревым характером обтекания, являющихся источником динамического нагружения конструкций. Кроме того, корпус головной части ракеты-носителя должен удовлетворять помимо общих ряду требований, обусловленных функциональным назначением. При разработке корпуса головной части необходимо предусмотреть защиту полезного груза от пыли и влаги в условиях наземной эксплуатации, а также стабильный тепловой режим под обтекателем как в условиях наземной эксплуатации, таки в полете. 27 а б Рис. 2.3. Конструктивно-силовая схема конической головной части со сферическим наконечником без поперечного силового набора (аи с поперечным силовым набором (б 1 – наконечник 2 – корпус головной части (головной обтекатель 3 – днище 4 – корпус наконечника 5 – теплозащитное покрытие наконечника 6 – опорное кольцо (или шпангоут стыковочный 7 – стыковочные болты наконечника с корпусом головной части 8 – обшивка корпуса головной части 9 – теплозащитное покрытие корпуса головной части 10 – шпангоут промежуточный 11 – шпангоут усиленный 12 – полезный груз 13 – шпангоут стыковочный 14 – теплоизолирующее покрытие днища 28 КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМАМ ОНОБЛ ОЧНОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ В состав моноблочной неуправляемой головной части боевой ракеты входят (рис. 2.4) один полезный груз 2 с аппаратурой 3 и корпус 4. Корпус моноблочной головной части является основным несущим элементом и представляет собой тонкостенную оболочку выбранной формы, укрепленную шпангоутами, которые помимо усиления конструкции служат для закрепления полезного груза и аппаратуры. Корпус защищается от аэродинамического нагрева наносимыми на его внешнюю поверхность специальными теплозащитными покрытиями, в качестве которых, по сведениям зарубежной печати, чаще всего используются абляционные материалы (рис. 2.4). Корпус имеет герметичное днище, в котором предусматривается люк для обслуживания и снаряжения головной части. В передней части корпуса имеются наконечник, воспринимающий основную долю тепловых нагрузок, и балансировочный груз. Корпус головной части крепится к ракете задним стыковочным шпангоутом с помощью разрывных болтов (пироболтов) или быстродействующих разъемов. Электрическая связь аппаратуры головной части с ракетой осуществляется через специальные разъемы, устанавливаемые на днище корпуса. Для боевых ракет решение задачи преодоления средств противоракетной обороны (ПРО) с заданной вероятностью вносит свои особенности в конструкцию головной части. Различают два способа борьбы с ПРО средствами самой головной части активный и пассивный. Первый способ основан на управлении полетом головной части (маневрирующие головные части, второй – на конструктивных особенностях исполнения, снижающих вероятность обнаружения головной части по любым возможным признакам (уменьшение эффективной поверхности рассеянием радиолокационного сигнала благодаря применению радиопоглощающих покрытий, ориентация на РЛС и т. пи повышающих стойкость головной части к действию поражающих факторов ядерного взрыва применение специальных покрытий, стойких к действию излучений, пластически деформирующихся соединений и материалов и др) Моноблочные управляемые головные части (рис. 2.5) кроме боевого заряда и аппаратуры его подрыва имеют систему управления и исполнительные органы (органы управления, двигатели, с помощью которых корректируются параметры траектории на пассивном участке полета. Они применяются для увеличения вероятности прорыва ПРО и являются эффективным средством достижения высокой точности попадания в цель. Одна из возможных конструкций моноблочной управляемой головной части показана на рис. 2.5. Моноблочная управляемая головная часть по сравнению с моноблочной неуправляемой при одинаковой мощности боевого заряда имеет бόльшую массу и длину. Рис. 2.4. Конструктивная схема неуправляемой моноблочной головной части ракеты 1 – наконечник 2 – полезный груз 3 – аппаратура полезного груза 4 – корпус 5 – абляционный материал 6 – клеевой слой 7 – силовая конструкция Рис. 2.5. Конструктивная схема моноблочного управляемого головного блока 1 – наконечник 2 – полезный груз 3 – аппаратура полезного груза 4 – корпус 5 – система управления головного блока 6 – исполнительные органы системы управления головного блока (двигатели) 30 КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ РАЗДЕЛЯЮЩИХСЯ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ Разделяющиеся головные части (головные блоки) баллистических ракет имеют несколько боевых частей неуправляемого и управляемого типов. Их конструктивная схема и устройство аналогичны неуправляемой (рис. 2.4) и управляемой (рис. 2.5) моноблочной головной части. Крепление отдельных боевых частей разделяющейся головной части осуществляется на специальной раме. Расположение отдельных боевых частей в головном блоке (в зависимости от их числа и ограничений на габаритные размеры) может быть одноярусным риса и били многоярусным (рис. 2.6, в. В случае многоярусного расположения боевых частей сначала разводятся боевые части верхнего яруса, а потом нижнего яруса. Разведение боевых частей на индивидуальные цели может быть осуществлено двумя способами последовательно и индивидуально. При последовательном разведении (риса) головной блок обычно состоит из связки боевых частей 1, приборного отсека 2 и двигательной установки, включающей один или несколько двигателей, обеспечивающих весь процесс разведения боевых частей. Управление полетом в этом случае как на участке работы маршевых ступеней ракеты, таки на участке разведения обеспечивается единой системой управления, расположенной на головном блоке. Головней блок с индивидуальным разведением (рис. 2.6, б) в общем случае представляет собой связку боевых частей, выполненных в виде отдельных модульных блоков, которые после окончания работы маршевой ступени отделяются и совершают самостоятельный полет к цели. В состав каждого модульного блока боевой части в общем случае входит рис. 3.7, б) собственно боевая часть 1 неуправляемого или управляемого типа, элементы комплекса системы преодоления ПРО, а также приборный отсеки двигательная установка 7, с помощью которой осуществляется перенацеливание модульной боевой части и отдельных её элементов. Для уменьшения аэродинамического сопротивления ракеты на активном участке полета разделяющиеся головные части могут иметь в своем составе обтекатель конической или оживальной формы (рис. 2.6), сбрасываемый дона- чала разведения отдельных боевых частей на цели. 31 Рис. 2.6. Компоновочные схемы ступеней разведения полезных грузов с последовательным (ас индивидуальным (б) разведением и с многоярусным расположением полезного груза (в 1 – полезный груз разделяющейся головной части 2 – приборный отсек головной части 3 – двигательный отсек головной части 4 – маршевая ступень летательного аппарата 5 – обтекатель 6 – приборный отсек полезного груза 7 – двигательный отсек полезного груза 8 – специальная рама крепления полезных грузов 32 КОНСТРУКЦИИ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ РАКЕТ -НОС И ТЕЛЕ Й С ОС БРАСЫ В АЕ МЫ МИ ОБТЕКАТЕЛЯМИ Корпус головной части боевой ракеты рассмотрен выше. Остановимся на конструкции корпуса ракеты-носителя – головном обтекателе. Головной обтекатель ракеты-носителя делается сбрасываемым. Сброс головного обтекателя осуществляется после прохождения плотных слоев атмосферы. В плотных же слоях атмосферы благодаря головному обтекателю достигается снижение лобового аэродинамического сопротивления. В разреженной атмосфере, где отсутствует аэродинамическое сопротивление, обтекатель ненужен (его масса является балластом, ион сбрасывается. Существуют различные схемы сброса головного обтекателя (рис. 2.7). Одной из типовых схем является продольное разделение обтекателя на две створки с последующим расталкиванием этих створок в стороны с помощью специальных устройств – толкателей (риса. Силовая оболочка обтекателя состоит (рис. 2.8) из обшивки 1 и часто расположенных шпангоутов 2. Такая конструкция является наиболее рациональной тогда, когда главной нагрузкой является внешнее давление. В торцевой части для восприятия изгибающего момента и продольной силы устанавливаются стрингеры 3. Торцовый шпангоут делается усиленным по сравнению с промежуточными шпангоутами. В нем имеются отверстия под штыри для передачи поперечной (перерезывающей) силы. В местах крепления обтекателя к корпусу ракеты оболочка усиливается фитингами стыковочного узла 5. Вдоль продольного разреза обтекателя сбрасываемые полуоболочки окантовываются усиленными стрингерами 4, а шпангоуты соединяются пиропатронами. Таким образом, конструкция обтекателя такой схемы сброса характеризуется наличием продольного и поперечного стыков. Разрыв силовых связей продольного и поперечного стыков осуществляется в заданный момент по команде от системы управления. Обтекатель, разделенный на две створки, начинает вращаться вокруг оси разворота под действием сил увода толкателей (риса) или пороховых ракетных двигателей (ПРД) увода (рис. 2.7, б. При малых возмущающих воздействиях головные обтекатели могут сбрасываться вдоль оси ракеты (рис. 2.7, в) – чулком. У малого обтекателя корпус не имеет продольного стыка. Система сброса состоит из роликов 4, устанавливаемых на полезном грузе 2, направляющих 5, устанавливаемых на самом обтекателе, и толкателей (либо ПРД) 6. Сброс обтекателя в таком случае происходит после раскрытия поперечного стыка с помощью толкателей (или ПРД) по продольным направляющим вперед походу ракеты с последующим уводом обтекателя в сторону. Головной обтекатель крупногабаритных полезных грузов может разделяться по длине на две части, каждая из которых разделяется на две створки. 33 При отделении такого обтекателя сначала сбрасывается верхняя часть, а потом нижняя. Процесс сброса верхней и нижней частей происходит также, как и для обтекателя с продольным разделением на две створки (риса и б. Для отделения значительных по массе и габаритам створок в качестве средств увода используются в основном ПРД (рис. 2.7, б. В общем случае для крепления створок головного обтекателя помимо пи- роболтов или пирозамков могут использоваться механические замки, а также удлиненные кумулятивные заряды и детонирующие шнуры. В процессе сброса створок раскрываются закрепленные на них гидро-, пневмо- и электроразъемы. Рис. 2.7. Схемы сброса головных обтекателей ракет-носителей: а – двухстворчатый обтекатель с пружинными толкателями 1 – стыковочный шпангоут толкатели сброса створок 3 – створки обтекателя 4 и 6 – толкатели разворота створок 5 – продольный стык 7 – узел разворота б – двухстворчатый обтекатель с пороховым ракетным двигателем (ПРД) увода 1 – стыковочный шпангоут 2 – аварийный стык 3 – продольный стык 4 – ПРД системы аварийного спасения (САС); 5 – ПРД разворота створок 6 – створки обтекателя 7 – стабилизаторы САС; 8 – узлы разворота створок 9 – передний отсек РН; 10 – космический аппарат в – обтекатель, сбрасываемый вдоль оси ракеты-носителя (чулком 1 – передний отсек ракеты- носителя 2 – полезный груз 3 – обтекатель 4 – ролики 5 – направляющие элементы 6 – толкатели (пружинные или пороховые) 34 Рис. 2.8. Конструктивно-силовая схема корпуса цилиндроконической разделяющейся головной части 1 – обшивка 2 – промежуточный шпангоут 3 – стрингеры; 4 – силовой набор (стрингеры) плоскости разделения 5 – стыковочный узел Контрольные вопросы 1. Что может быть полезной нагрузкой Каково назначение головного обтекателя Когда он сбрасывается 2. Какие существуют варианты названия верхней части ракеты и для каких типов ракет какой вариант используется На какие характеристики ракеты влияет головная часть 3. Перечислить требования к конструкции головных частей. |