Таблица 6 . 2
Физические свойства используемых материалов для корпуса ракетного двигателя на твердом топливе при 20 °С
Материал |
Прочность |
Модуль |
Плотность, |
Показатель |
|
при растяжении, |
упругости, |
г/см3 |
отношения |
|
Н/мм2 |
Н/мм2 |
|
прочности |
|
|
|
|
к плотности |
|
|
|
|
(1000) |
|
|
Нити |
2,5 |
|
Стекло Е |
1930–3100 |
72 000 |
1040 |
|
(алюмоборо- |
(280–450) |
(10,4) |
(0,090) |
|
силикатное |
|
|
|
|
бесщелочное |
|
|
|
|
стекло) |
|
|
1,44 |
|
Арамид |
3050–3760 |
124 000 |
2300 |
|
(Кевлар 49) |
(370–540) |
(8,0) |
(0,052) |
|
Углеродное |
3500–6900 |
230 000–300 000 |
1,53–180 |
2800 |
(графитовое) |
(500–1000) |
(33–43) |
(0,055– |
|
волокно |
|
|
0,065) |
|
|
|
Связующее |
1,19 |
|
Эпоксидная |
83 |
2800 |
70 |
|
смола |
(12) |
(0,4) |
(0,043) |
|
|
Композиционный |
материал, усиленный |
волокнами |
|
Стекло Е |
1030 |
35 000 |
1,94 |
500 |
|
(150–170) |
(4,6–5,0) |
(0,070) |
|
Кевлар 49 |
1310 |
58 000 |
1,38 |
950 |
|
(190) |
(8,4) |
(0,050) |
|
Графит 1М |
2300 |
102 000 |
1,55 |
1400 |
|
(250–340) |
(14,8) |
(0,056) |
|
|
|
Металлы |
4,60 |
|
Сплав титана |
1240 |
110 000 |
270 |
|
|
(180) |
(16) |
(0,166) |
|
Сталь |
1400–2000 |
207 000 |
7,84 |
205 |
(термообра- |
(200–290) |
(30) |
(0,289) |
|
ботанная) |
|
|
2,79 |
|
Алюминие- |
455 |
72 000 |
165 |
|
вый сплав |
(66) |
(10,4) |
(0,101) |
|
2024 (термо- |
|
|
|
|
обработан- |
|
|
|
|
ный) |
|
|
|
|
227
Для усиленных нитями материалов приведены данные не только для композиционного материала, но и для нескольких особо прочных нитей и типичных связующих. Если показатель отношения прочности к плотности выше 1000 для композиционных материалов, это означает, что они имеют меньшую инертную массу. Несмотря на ряд серьезных недостатков, корпуса из композиционных материалов обычно превосходят в части совершенства другие виды корпусов. Металлические корпуса в сочетании с наружной обмоткой для усиления и корпуса из спирально намотанных металлических лент, склеенных вместе пластиком, также являютсяудачными.
Форма корпуса обычно определяется по конфигурации заряда или геометрическим ограничениям ракеты – длине и диаметру. Конфигурации корпуса меняются в диапазоне от длинных и тонких цилиндров (L/d до 10) до сферических или близких к сферическим геометриям (рис. 6.1–6.5). Сферическая форма позволяет иметь самую низкую массу корпуса на единицу заключаемого объема. Корпус часто является ключевым структурным элементом ракеты и иногда служит для установки на нем ряда других компонентов, таких как стабилизаторы, конические обтекатели (юбки), кабельные коробки или приводные механизмы управления вектором тяги. Массовые доли твердого топлива в двигателе обычно сильно зависят от массы корпуса и колеблются в пределах от 0,70 до 0,94. Более высокие значения относятся к верхним ступеням ракетных двигателей. Для двигателей небольшого диаметра массовые доли топлива обычно снижены из-за фактической толщины стенки. Площадь поверхности стенки (которая изменяется в грубом приближении пропорционально квадрату диаметра) относительно объема камеры (который изменяется грубо пропорционально кубу диаметра) является менее благоприятной при небольших размерах корпуса. Минимальная толщина также является более высокой, чем можно было определить из простого анализа напряжений; для корпуса из композиционного материала она составляет два слоя нитей, а минимальная толщина металла диктуется производственными соображениями и условиями обращения.
228
Простая мембранная теория может быть использована для расчета приблизительного значения напряжений в камере корпуса твердотопливной ракеты. Эта теория предполагает отсутствие изгиба на стенках корпуса, и все нагрузки действуют на растяжение. Для простого цилиндра радиусом R и толщиной d с давлением в камере p продольное напряжение σl составляет половину тангенциального напряжения или кольцевого напряжения σθ:
2 l pR /d .
Для цилиндрического корпуса с полусферическими торцами стенка цилиндра должна быть в два раза толще стенок торцевых днищ.
Рис. 6.1. Поперечное сечение ракетного двигателя STARTM 27, который был использован для маневров спутника при выводе на орбиту. Он имеет высотную тягу 6000 фунтов силы, номинально горит 34,4 с и имеет
начальную массу 796 фунтов
229
230
Рис. 6.2. Ракетный ускоритель для запускаемой в воздухе трехступенчатой ракеты для запуска спутника «Пегас». Корпус имеет конструкционные усиления для крепления к ракетоносителю «Пегас» для запуска его с самолета и для крепления крыла к корпусу. Этот ускоритель создает максимальную тягу в вакууме 726 кН за время работы 68,6 с, удельный импульс в вакууме 295 с, масса топлива 15 014 кг, начальная масса 16 383 кг
(источник – Orbital Sciences, Corp. and Alliant Tech Systems)
230
Рис. 6.3. Твердотопливный ракетный двигатель с инерциальной верхней ступенью (inertial upper stage – IUS) с раздвижным выходным конусом (extendible exit cone – EEC)
Рис. 6.4. Упрощенное поперечное сечение типового тактического твердотопливного ракетного двигателя. Газоход позволяет заряду располагаться ближе к центру тяжести летательного аппарата; при работе наблюдается небольшое перемещение центра тяжести. Сопло располагается в задней части ракеты. Кольцевое пространство вокруг газохода обычно заполняется оборудованием систем управления, контроля и другими элементами. Вкладной заряд обычно устанавливается до сборки с задним днищем
231
Рис. 6.5. Типичные конфигурации зарядов, использующие комбинации двух основных форм для канала заряда
Комбинированное напряжение не должно превышать рабочее напряжение материала стенки. По мере того как ракетный двигатель начинает работать, внутреннее давление p вызывает увеличение длины камеры, а также ее увеличение по окружности, и эти деформации должны рассматриваться при проектировании опоры двигателя или заряда. Пусть Е – модуль упругости Юнга, – коэффициент Пуассона (0,3 для стали), d – толщина стенки, тогда рост длины L и диаметр D, обусловленный действием давления, составит:
L pLD |
1 2 |
l L 1 2 , |
|||||||
|
4Ed |
|
|
|
|
E |
|
|
|
D |
pD2 |
|
|
|
|
D |
|
|
|
|
1 |
|
1 |
. |
|||||
4Ed |
|||||||||
|
|
|
2 |
|
2E |
|
2 |
||
232
Для полусферического торца камеры напряжение в каждом из двух направлений под прямыми углами друг к другу равно продольному напряжению цилиндра идентичного радиуса. Для эллиптических днищ локальное напряжение изменяется в зависимости от положения вдоль поверхности, и максимальное напряжение больше максимального напряжения на полусфере. Радиальное перемещение конца цилиндра не является таким же, что
иперемещение полусферических и эллиптических днищ, если рассчитывать их согласно теории тонких оболочек. Таким образом, существует разрыв, который вызывает некоторые сдвиговые
иизгибающие напряжения. Аналогично упор для крепления воспламенителя, установки датчика давления или установки сопла можно сделать с учетом изгибающих или сдвиговых напряжений, которые накладываются на простые растягивающие напряжения корпуса. В этих местах необходимо усиливать или утолщать стенки камеры локально.
Компьютерные программы для анализа напряжений методом конечных элементов существуют и используются компаниями при разработке двигателей в настоящее время для определения конфигурации корпуса с приемлемыми величинами напряжений. Этот анализ должен быть сделан одновременно с анализом напряжения заряда (так как он создает нагрузки на корпус) и с тепловым анализом методом конечных элементов, чтобы определить температурные напряжения и деформации, так как эти анализы являются взаимозависимыми друг от друга.
Быстрый нагрев поверхности внутренней стенки создает температурный градиент и поэтому температурные напряжения через стенку. Теория неустановившейся теплопередачи рассматривалась рядом авторов, и посредством метода релаксации может быть получено допустимое приближение предыстории температура – время в любом месторасположении. Внутренняя стенка корпуса, которая подвергается действию горячего газа, обычно защищается теплоизоляцией. Поэтому теплопередача к корпусу является очень
233
низкой. Фактически для одного единого цикла работы (а не для двух периодов тяги) цель – удерживать температуру корпуса близко к окружающей температуре или максимум выше на 100 °С.
Конструкция корпуса должна включать в себя средства для крепления сопла (редко используется более одного сопла), для крепления корпуса к ракете, установки воспламенителей и приспособления для установки заряда. Иногда также имеются приспособления для крепления аэродинамических поверхностей (стабилизаторов, крыльев, приборов обнаружения, внешних коробок для электрических проводов, захватов для обращения, приводных устройств для управления вектором тяги с их источником энергии). Для верхних ступеней баллистических ракет корпус должен также включать вышибные отверстия для прекращения действия тяги. Типичными деталями для крепления являются конусообразные или прямые пальцы или штыри, выдвижные кольца или болты. Манжеты и/или уплотнительные кольца предотвращают утечку газа.
6.1.2. Металлические корпуса
Металлические корпуса имеют несколько преимуществ по сравнению с корпусами из композиционных материалов: они прочные и могут выдержать сильное механическое воздействие (характерно для многих ракет тактического назначения), являются довольно упругими и могут показывать текучесть металла до разрушения, подвергаться действию высоких температур (от 100 до 1000 °С или от 1292 до 1832 °F и даже более высоких температур при применении специальных материалов) и, таким образом, требуют меньшей теплоизоляции. Они не будут значительно изменять свои свойства во времени или при выдержке в различных погодных условиях и легко воспринимают сконцентрированные нагрузки, если делаются большей толщины на фланце или выступе. Так как металлический корпус имеет намного более высокую плотность и теплоизоляцию меньшей толщины, то он занимает
234