Расчетные случаи нагружения КА.

⇐ ПредыдущаяСтр 4 из 5Следующая ⇒

В качестве примера рассмотрим расчётные случаи нагружения мест крепления сферического бака кислорода космического разгонного блока типа блока «ДМ» к ферменной конструкции (плоскость А-А проведена по узлам соединения отсеков) (рисунок 2)

Рисунок 2 – Схема космического разгонного блока

Рассмотрим следующие значения перегрузок, действующих на разгонный блок, в момент его эксплуатации за один жизненный цикл:

Ι – момента отрыва КА в составе ГБ от стартового стола (n_x=1, 2 – 1, 8; n^å_xyz ± 1, 1 ц.м. РН)

Ι Ι -полёт в составе РН при достижении максимального скоростного напора :

t=40c M=0, 91

t=42c M=1, 0

t=45c M=1, 15

t=48c M=1, 3

t=52c M=1, 5

t=58c M=1, 9

Среднее значение перегрузок составляет – nx~3, 2, ny~±1, 3.

Ι Ι Ι – n_x^max в конце работы I ступени РН (t = 112 с, М = 6, n_x^max= 4-5)

Ι V - n_x^max_отд(n_x - 3, 6) момент отделения КА от РН

V – автономная работа блока на орбите

включен ДУ n_x ± 0, 7; n_zy ± 0, 06

выключен ДУ n_x ± 0, 5; n_zy ± 0, 03

Транспортировка по ЖД: n_x = ± 2, 5; n_y = 1, 2; n_z = 0, 35

Танспортировка автотранспортом: n_x = ± 1, 2; n_y = 1, 1; n_z = 0, 07

Подъем и перенос краном: n_x = ± 1, 4; n_y = 1, 1; n_z = 0, 07

Подъем в вертикальное положение установщиком в составе РН:

Начало: n_x = 1, 1; n_y = 1, 3; n_z = 0, 11

Конец: n_x = 1, 1; n_y = 0, 4; n_z = 0, 15

ДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Динамическое нагружение во многих случаях определяет потребную несущую способность элементов конструкции космического аппарата (КА). Это приводит к необходимости проведения динамических расчётов с целью определения нагрузок при быстро изменяющегося состояния КА.

Динамические режимы в конструкции могут возникать при наземной эксплуатации аппарата, предстартовой подготовке, включении и выключении как основного двигателя, так и двигателей управления, при возникновении автоколебательных режимов, при воздействии акустических нагрузок, срабатывании систем разделения, раскрытия парашютных систем и во многих других случаях.

Для удобства расчётов динамический характер нагружения учитывается введением коэффициента динамичности. Коэффициент динамичности учитывает во сколько внутренние силовые факторы, возникающие в силовом элементе при динамическом нагружении больше, чем при квазистатическом. Определение последнего значительно проще и именно с этого начинается анализ нагружения любого аппарата.

Знание значения коэффициента динамичности позволяет достаточно просто оценивать динамические нагрузки по известным квазистатическим нагрузкам. Однако в общем случае оценка коэффициента динамичности оказывается достаточно сложной задачей. Тем не менее в ряде случаев удаётся получить достаточно простые расчётные соотношения или использовать статистические данные аналогичных аппаратов.

В частности, при расчёте ферменной конструкции крепления двигательной установки, коэффициент динамичности при запуске двигателя может быть оценен по следующему соотношению:

(4.1)

где Т-период собственных колебаний системы «двигатель - ферменный

отсек».

время выхода двигателя на режим номинальной тяги.

При выводе соотношения для предполагалось, что характер изменения тяги имеет следующий вид (рисунок 3):

Рисунок 3 – Схема изменения тяг двигателя по времени

Для оценки работоспособности элементов конструкции и приборов, устанавливаемых на корпусе космического аппарата, в том числе антенны, солнечные батареи, как в раскрытом, так и в сложенном виде, сам корпус апарата, при его расположении на ракете-носителе, при анализе динамического состояния применяется балочная расчётная схема, колебания которой вызваны движением опор.

При этом каждому тону колебаний балки можно поставить в соответствие эквивалентную одномассовую систему, имеющую собственную частоту колебаний, и приведённую массу, отвечающую к- му тону колебаний. При приближённых расчётах, как правило, ограничиваются рассмотрением первого тона колебаний. Нужно отметить, что для антенн КА в сложенном состоянии можно рассматривать её как балку на подвижном основании и при этом собственно для балки колебания будут поперечными, хотя они могут быть вызваны движениями опор, задаваемыми продольными колебаниями, соответствующими рассматриваемому сечению корпуса аппарата.

Рассмотрим случай подвески приборов, антенн и солнечных панелей на КА. При этом будем рассматривать случай смещения основания ( в первом случае это корпус ракеты-носителя, а во втором –корпус космического аппарата).

1 схема (случай нагружения на активном участке выведения КА в составе с РН) (рисунок 4.1):

Рисунок 4.1 - Схема нагружения на участке выведения КА в составе с РН

2 схема (случай нагружения в орбитальном полёте) (рисунок 4.2.):

Рисунок 4.2 - Схема нагружения КА в орбитадьном полёте

Для рассматриваемых схем, расчётная модель примет вид:

-выражение перемещений вдоль оси «y»,

В общем случае аппарат может иметь статическую перегрузку , возникающую до начала динамического воздействия. Тогда суммарная перегрузка центра масс аппарата будет выражаться следующей зависимостью:

РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ

В процессе определения расчётных нагрузок для любого летательного аппарата приходится сталкиваться с рядом неопределённостей, возникающих в процессе эксплуатации, использования материалов, выпускаемых промышленностью, и проведение прочностных расчётов по методикам с определённой степенью достоверности. Наличие этих неопределённостей приводит к тому, что необходимо их учесть в расчётах на ранней стадии или путём введения величины нормированного отклонения от номинальной величины нагрузки или путём введения в расчёт вероятностного фактора разброса параметров физических величин, применяемых в разрабатываемой конструкции.

При определении расчётных нагрузок на этапе проектной разработки конструкции целесообразно разделить все неопределённые факторы на те, которые возникают при эксплуатации аппарата, и на те, которые связаны с материалами, прочностным расчётом и технологическими условиями производства.

Такое разделение правомочно, поскольку на каждом этапе разработки конструкции приходится целый ряд повторных расчётов и уточнений расчётных нагрузок по мере того, как происходит уточнение траекторных расчётов, массовых характеристик аппарата и условий его эксплуатации. Кроме этого происходит уточнение прочностных расчётов и производственных возможностей изготовления аппарата.

Для решения сформулированных задач на практике обычно вводят коэффициент безопасности. Он учитывает изменение нагрузок, возникающих при отклонении аппарата от номинальной траектории полёта или отклонении от условий передвижения его при наземной эксплуатации.

Обычно введение коэффициента безопасности записывается следующим образом:

где – коэффициент безопасности по 1 или 2 способу проведения

расчётов.

При проведении прочностных расчётов по первому способу расчёт конструкции производят по действующим эксплуатационным нагрузкам, по которым определяют размеры сечений элемента конструкции таким образом, чтобы действующие напряжения в них были равны или несколько меньше допустимых, которые должны быть ниже разрушающих. В этом случае коэффициент безопасности записывают как показано выше:

При такой схеме расчёта конструкции введение коэффициента безопасности на допустимое напряжение предполагает в дальнейшем при проведении испытаний конструкции на прочности размещение тензодатчиков на каждом элементе конструкции и фиксацию показаний вплоть до полного разрушения.

Процесс достаточно трудоёмкий и не всегда приводит к определению общей потери несущей способности аппарата в целом.

При втором варианте проводят расчёт конструкции на некоторую расчётную нагрузку, которая определяется коэффициентом безопасности .

В этом случае по разрушающим (расчётным) нагрузкам определяют размеры сечений элементов конструкции таким образом, чтобы напряжения в них были равны разрушающим. Это можно выразить следующим образом:

В общем случае, когда определены эксплуатационные нагрузки для номинальной траектории движения аппарата, их преднамеренно увеличивают в раза с тем, чтобы компенсировать нагрузки, которые возникают из-за отклонения от номинальной траектории.

Отклонения могут возникать из-за воздействия внешних факторов таких, как ветровые нагрузки, разброс тяговых характеристик двигателей, программные развороты и другие. Подобное увеличение нагрузок учитывает вводимый в расчёты коэффициент безопасности.

Последний вариант применения коэффициента безопасности принят в большинстве случаев разработки конструкции в авиационной и ракетно-космической технике по той причине, что результаты расчётов хорошо совпадают с результатами статических испытаний конструкции на прочность.

При разработке конструкции, эксплуатационные нагрузки в которых не должны вызывать остаточные деформации, т.е. в том случае, когда допустимые напряжения в её элементах не должны превышать предела пропорциональности материала, выражение коэффициента безопасности принимает следующий вид:

где и – временное сопротивление материала и предел пропорциональности соответственно.

Поскольку введение коэффициента безопасности влечёт за собой увеличение массы конструкции (коэффициент безопасности всегда больше 1), то на практике при создании ракетно-космической техники его нормируют.

Так, для пилотируемых аппаратов коэффициент безопасности должен быть равен 1, 5, а для беспилотных аппаратов в пределе от 1, 1 до 1, 2.

Назначение коэффициента безопасности может быть для всего аппарата одной величиной или он может иметь своё значение для каждого отсека отдельно. Обычно для менее сложных в конструктивном исполнении и менее ответственных конструкциях коэффициент безопасности назначается, возможно меньшой величины с тем, чтобы избежать необоснованного увеличения массы конструкции.

При разработке герметичных отсеков пилотируемых космических аппаратов для обеспечения надёжности конструкции, при проведении опрессовки рабочее давление увеличивают 1, 5 раза, т.е. используют максимальное значение коэффициента безопасности.

В этом случае расчётное значение давления будет иметь следующий вид:

где 1, 5-коэффициент безопасности.

При этом берут по номинальной величине, а значение давления при этой операции замеряют с помощью манометра второго класса точности и в этом случае значение расчётного давления для отсека может быть определено по следующей зависимости:

где +Δ – верхнее значение показания манометра лежит в пределах 0, 01-

0, 015 МПа.

В процессе дальнейшей разработки конструкции аппарата при переходе к детализации и разработке отдельных деталей приходится учитывать характеристики материала, точность изготовления, технологические возможности производства и т.д.

Обычно учитывают эти отклонения введением запаса прочности .

Рассмотрим некоторые основные отклонения, которые необходимо учесть при разработке конструкции. Прежде всего необходимо учесть разброс параметров механических характеристик материала. Как известно, механическими характеристиками, определяющими прочность являются , , Е. При определении марки материала для изготовления элементов конструкции выбирают материал с наиболее высокими механическими характеристиками по их номинальным значениям. Так для материала типа АмГ-6 это будет , . Однако кроме номинальных значений механических характеристик каждый материал имеет отклонение как в большую сторону, так и в меньшую. Обычно величина отклонения зависит от партии выпускаемого материала, завода изготовителя и т.д.

При проведении расчёта на прочность конструкции целесообразно учитывать меньшие значения характеристик, что, безусловно, влечёт увеличение массы конструкции.

На практике на предприятиях отдел главного металлурга заказывает материал с определёнными характеристиками и осуществляет входной контроль с тем, чтобы иметь реальные значения механических характеристик и, по возможности, сузить интервал между максимальным и минимальным значениями.

При разработке рабочей документации в чертежах указывают потребные механические характеристики материала. Они ложатся в основу прочностных расчётов для оформления заказа на приобретение материала. Характеристики материала могут обозначаться на чертежеуказывается двумя способами:

или .

Такая запись не только определяет механические характеристики материала, но и предопределяет метод определения их.

В первом случае необходимо провести испытание эталонов материала на разрыв. Для этого заготовку соответствующем образом увеличивают на необходимую величину и проводят все термические обработки а после этого отрезают припуск на образцы.

Во втором, используют существующую связь между механической прочностью и твёрдостью материала.

Другой важный фактор, который требует учёта при разработке конструкции, является точность изготовления детали. Для примера рассмотрим брусок, нагруженный растягивающей нагрузкой.

Нагрузка воспринимается площадью сечения бруска F, которая записывается для номинальных размеров как F=a·b, а с учётом допусков на изготовление, запишется следующим образом:

Fmin=(a-Δ 1)·(b-Δ 2) (6.7)

Как видно из этого выражения, чем больше допуск на изготовление детали, тем меньше вероятностная площадь сечения детали. Поэтому стремятся применять как можно меньшие значения допуска на изготовление. Однако это желание противоречит условиям производства так, как требуется высокоточное оборудование и высокого класса производители. На практике назначают рациональные допуска на изготовление детали, а прочностной расчёт ведут по номинальным размерам, при этом разброс размеров учитывают введением запаса прочности, учитывая то обстоятельство, что назначение очень большого значения запаса прочности влечёт за собой увеличение массы конструкции.

В некоторых случаях при проведении прочностных расчётов приходится вводить запас прочности с тем, чтобы учесть неопределённость расчётной схемы. Такие сложности возникают обычно при проведение расчётов на устойчивость деталей нагруженных сжимающими силами. Даже сечение простого стержня, устойчивость которого определяют по формуле Эйлера, очень зависеть от условий заделки его концов. На практике бывает очень трудно обеспечить сходимость расчётной схемы с реальной конструкцией и, чтобы компенсировать эту неопределённость, приходится вводить запас прочности.

Из всего сказанного можно сделать вывод, что при разработке конструкции целесообразно задавать раздельно коэффициент безопасности и запас прочности с разделением областей их применения.

Такой подход к разработке конструкции позволяет полней анализировать качество создаваемого летательного аппарата и обеспечивать минимальные значения его массы.

КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА ЛА

На практике иногда применяется выражение конструктивно-компоновочная схема ЛА. Этим подчеркивается та особенность этого этапа разработки ЛА, что именно в этот момент достигается наибольшее удовлетворение компоновочным, эксплуатационным, конструкторским и технологическим требованиям производства ЛА с заданными летными характеристиками. Эта разработка может проводится проектантом-компоновщиком, если он достаточно компетентен в области конструкции. Наиболее рациональный способ разработки конструктивно-силовой схемы проводится компоновщиком при участии конструкторских подразделений.

Таким образом под конструктивно-компоновочной схемой ЛА понимают взаимное расположение отдельных отсеков и агрегатов, составляющих ЛА, отвечающий компоновочным и конструктивным требованиям.

На вид конструктивно-компоновочной схемы оказывают влияние:

1. тип полезного груза

2. тип и назначение ЛА

3. тип двигателя и применяемое топливо

4. тип системы управления

5. вид старта

6. количество и расположение разгонных блоков, выводящих полезную нагрузку на рабочую траекторию.

Конструктивно-компоновочная схема ЛА должна отражать новейшие достижения науки и техники, обеспечивать минимальные затраты на производство, учитывать возможность использования существующей испытательной и производственной базы.

Конструктивно-силовая схема оказывает значительное влияние на геометрические и массовые характеристики ЛА.

Конструктивно-силовая схема одноступенчатого ЛА с несущими баками

Рассмотрим конструктивно-силовую схему гипотетического ЛА.

В его состав входят следующие силовые элементы:

I – Силовой пояс полезного груза и обтекателя (воспринимает массово-инерционные и аэродинамические нагрузки).

II – Силовой пояс топливной емкости «Г» ( воспринимает нагрузки предыдущего пояса и массово-инерционные нагрузки приборов и конструкции отсека).

III – Силовой пояс межбакового отсека ( воспринимает нагрузки предыдущего пояса и массово-инерционные нагрузки горючего и конструкции ёмкости).

IV – Силовой пояс топливной емкости «О» (воспринимает нагрузки предыдущего пояса и массово-инерционные нагрузки приборов и конструкции отсека).

V - Силовой пояс хвостового отсека и двигательной рамы (воспринимает нагрузки предыдущего пояса и массово-инерционные нагрузки окислителя и конструкции ёмкости и воздействие силы тяги двигателя).

VI – Силовой пояс опорного кольца ЛА( воспринимает нагрузку всего аппарата в момент нахождения на стартовом устройстве).

В данной конструктивно-силовой схеме использованы шесть силовых поясов, которые позволяют завязать силовую схему ЛА и наметить части (отсеки) конструкции ЛА, которые отвечают эксплуатационному назначению и соответствуют требованиям производства (изготовление отсеков в производственных подразделениях соответствующих виду конструкции).

Для целей транспортировки ЛА выбираются эти же силовые пояса. Это совмещение позволяет значительно снизить массовые характеристики ЛА.

Конструктивно-силовая схема КА типа «Союз»

В состав конструктивно-силовой схемы космического аппарата типа «Союз» входят следующие силовые элементы, расположенные в следующих плоскостях:

I – I – воспринимает усилия при стыковки космических аппаратов и передает их распределенными на корпус орбитального отсека,

II – II – воспринимает нагрузки от орбитального отсека и

передает их «СА» одновременно воспринимает нагрузки от

парашютной системы во время посадки и распределяет равномерно на корпус СА,

III – III – воспринимает нагрузки от приборов и оборудования, расположенного в СА и нагрузки при спуске в атмосфере и при приземлении,

IV – IV – воспринимает нагрузки ОО и СА и передает их распределенными на корпус приборного контейнера,

V – V – воспринимает нагрузки предыдущих отсеков и нагрузку от приборов в отсеке,

VI – VI – воспринимает нагрузки предыдущих отсеков и нагрузку от баков и ДУ и нагрузку от ракеты-носителя.

КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ОТСЕКОВ КА

Конструктивно-силовая схема отсека – это элементы конструкции, которые служат для восприятия действующих на отсек нагрузок. Нужно иметь ввиду, что чем короче путь передачи нагрузки, тем меньше масса конструкции. Различают две основные группы конструкции отсеков: герметичные ёмкости, предназначенные для размещения в них людей или топливных компонентов, негерметичные отсеки, так называемые каркасированные, различные панельные конструкции т.д.

⇐ Предыдущая 1 2 345 Следующая ⇒