Лабораторная установка для испытания образцов моделей корпусов 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
2.1 Общие принципы прочностного расчета топливных отсеков
жидкостных ракет
2.2 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
4.1 Назначение и состав установки
4.2 Экспериментальное исследование несущей способности гладких
оболочек при действии осевых сил и внутреннего давления
Заключение
Литература
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
1.1 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.

ВТО
Рисунок 1.2- Классификация ВТО
В таблицах 1.1 и 1.2 представлены основные ТТХ УАБ, УАР и КР.
Тип УАБ

Максимальная дальность планирования, км
Масса,
кг
Тип системы
наведения
КВО,
м
Масса
ВВ,
кг

Тип снаряжения
GBU-8
24
1020
Тлв с самонаве
дением
3…5
430
фугасная
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,Тпв
1,5
430
фугасная
GBU-24
2,5…5
1020
Лазерная п/активная
1,5
430
фугасная
GBU-28
20
2000
Лазерная п/активная
3…5
430
противо-
бетонная
SAMP-
1000
15
1100
Тлв
5
495
фугасная
BGL-
1000
4…8
990
Лазерная п/активная
1…2
495
фугасная
Таблица 1.1 – Основные ТТХ УАБ.
Таблица 1.2 – Основные ТТХ УАР и КР.

Тип ракеты
Масса,
кг
Максимальная дальность пуска, км
Тип системы
наведения
КВО,м
Масса
ВВ,
кг
Тип снаряжения
УР общего базирования
AGM-65 A
“Мейверик”
210
26
Тлв с самонаведением

60
кумулятивная
AGM-65 B
“Мейверик”
210
30
Тлв с самонаведением

60
кумулятивная
AGM-65 E
“Мейверик”
210
30
Тпв

60
проникающая
AGM-65 D
“Мейверик”
290
30
Лазерная п/активная

136
осколочно-фугасная
AGM-130 A
1300
37…80
Тлв, Тпв
~3
870
фугасная
AGM-84 E
SLAM
628
120…130
Инерционная и Тлв ком.
2…5
227
проникающая
AGM-142
“Хэв Нэп”
1500
80…160
Инерционная иТлв(Тпв)

830
фугасная
AS-30 AL
520
11,5
Лазерная п/активная
~3
239
осколочно-фугасная
КР морского базирования
BGM-109C
“Томагавк”
1560
1300…
1500
комбинированная
~10
442
полуброне-бойная
BGM-109D
“Томагавк”
1450
1300…
1500
комбинированная
~10
450
кассетная

в) ДИВЕРСИОННО-РАЗВЕДОВАТЕЛЬНЫЕ ГРУППЫ
В позиционном районе рп могут действовать 2-4 диверсионно-разведовательных группы (ДРГ) из состава сил специальных операций (ССО).Отряд специального назначения ССО, который и является ДРГ, может быть в составе двух вариантов:
Первый вариант: предназначен для подрывных действий с использованием специальной тактики.
Состав ДРГ-14 человек:
– командир (капитан);
– зам.командира (лейтенант);
– помощник командира по боевым действиям и разведке;
– специалист по боевым действиям;
– специалист по разведке;
– специалист по тяжелому вооружению;
– специалист по легкому вооружению;
– старший радист;
– старший инженер;
– старший медик;
– радист;
– инженер;
– помощник медика;
– специалист по снабжению.
Второй вариант: предназначен для разведки и уничтожения противника.
Состав ДРГ-12 человек:
– командир (лейтенант);
– старший радист – зам.командира;
– командир отделения (2 чел.);
– помощник командира отделения (2 чел.);
– медик (2 чел.);
– инженер (2чел.);
– радист (2чел.).
На вооружении ДРГ может быть:
– стрелковое оружие (автоматические винтовки М-16, М-21, пистолеты-пулеметы М-3, А-1, М-11, пулемет МК-23);
– гранатометы (“Вайнор”, безоткатное орудие М-40, ПТУР “Дракон”);
– комплекты для производства подрывных работ;
– малогабаритные ядерные мины типа М129 и М150 (мощностью 0,02 и 0,05-0,1 кт, массой до 27 кг).
В состав специальных технических средств входят:
– КВ и УКВ (в т.ч. спутниковые) радиостанции;
– приборы оптического наблюдения (для ведения разведки и слежения за объектами на значительном расстоянии в светлое время суток);
– приборы обнаружения КЛС (для определения места и глубины до 2 м;
– портативные телевизионные камеры (для детального изучения объектов, систем охраны, подъездных путей и т.п. на удалении 3-5 км;
– приборы ночного видения, позволяющие обнаружить человека на дальности до 1800 м, технику – до 3000 м при освещении до 0,1 люкс;
– телевизионные приборы, позволяющие обнаружить человека на дальности 600 м, технику – до 3000 м;
– лазерные целеуказатели и дальномеры;
– радиомаяки (для определения истинного местоположения объекта на дальности до 100 м при пролете самолета на высоте 150 м);
– переносная аппаратура РЭБ;
– легкие и сверхлегкие вертолеты и летательные аппараты “москитной авиации”;
– летательные аппараты индивидуального пользования, позволяющие совершить прыжок на дальность 400 м и в высоту до 100 м;
– парашюты;
– приспособления для эвакуации диверсантов самолетами и вертолетами беспосадочным способом;
– приборы и устройства, применяющие зажигательные, химические и биологические боеприпасы, яды и наркотики.
Для ССО в США и странах блока НАТО готовится разнообразная экипировка, в том числе обмундирование военнослужащих, сотрудников органов контрразведки, милиции, одежда местных жителей. Они могут снабжаться набором различных документов и средств, позволяющих изготавливать фальшивые удостоверения, справки и т.п.
Способы действий ДРГ во многом определяются высокой степенью подготовки и оснащенностью их специальным вооружением и техническими средствами, действия ДРГ могут носить характер скрытых и открытых.
К скрытым действиям относятся: доразведка (разведка), враждебная пропаганда и распространение слухов, искажение и задержка приказов и докладов, похищение должностных лиц, применение химического и биологического оружия.
Кроме того, ДРГ могут быть применены для обеспечения действий тактической авиации в качестве авианаводчиков, для оценки результатов налета и т.п.
К открытым действиям относят наступление и оборону.
К наступательным действиям относят налеты, засады, рейды, диверсионные и террористические акты.
Налет – способ боя, предусматривающий внезапное нападение на объект (личный состав и технику) с целью его разрушения (уничтожения).
При подготовке налета из состава ДРГ формируются группы:
штурмовая – для проникновения на объект и его уничтожения специальными взрывными устройствами;
огневой поддержки – для подавления обороны объекта или отвлечение боя (огня) на себя;
разграждения – для проделывания проходов в системе инженерных заграждений и уничтожения часовых;
боевого обеспечения – для воспрещения подхода резервов противника,
прикрытия отхода ДРГ и решения внезапно возникающих задач.
Предполагаемая продолжительность налета – 30 мин, после чего ДРГ осуществляет отход отдельными группами с последующим сосредоточением в опорном пункте (пункте сбора).
Засады – организуются на маршрутах движения колонн со спецтехникой, вооружением или личным составом. Для засад выбираются места (участки дорог), где необходимо снижать скорость движения или делать остановку. При организации засад из состава ДРГ могут назначаться целевые группы: уничтожения охраны, уничтожения (разрушения) техники (спецтехники), воспрещения подхода резервов противника.
Рейды – быстрое перемещение ДРГ по заранее намеченному маршруту с целью совершения налетов, засад и других диверсионно-террористических действий. При этом из состава ДРГ могут назначаться целевые группы.
Диверсии проводятся с целью уничтожения (вывода из строя) важных объектов, СБУС, уничтожения личного состава и техники. Проводятся путем непосредственного проникновения на объекты или путем воздействия с определенного расстояния с использованием специальных взрывных устройств.
Оборонительные действия ДРГ вынуждены вести в случаях крайней необходимости, ввиду их малочисленности, отсутствия тяжелого вооружения, либо для отвлечения основных сил противника.
Частный вывод: исходя из вышеперечисленной оценки возможностей противника можно сделать вывод, что существует реальная угроза вывода из строя или уничтожения РСН на этапе ее эксплуатации и боевого применения. Это приводит к необходимости оценки несущей способности РСН и ее прочностной надежности при выполнении задач боевого применения.
Рассмотрим боевой состав СНС иностранных государств.
Таблица 1.3- Боевой состав СНС иностранных государств.

страна
вид
тип
носителя
комплектация
в боевом
составе
на боевом
дежурстве
США
МБР
МБР
МБР
Всего
БРПЛ
БРПЛ
Всего
СБ
СБ
СБ
Всего
Всего
MX
M-3M
M-3S
МБР:
Тр-1(24 ПУ)
Тр-2(24 ПУ)
БРПЛ:
В-52Н(КР)
В-1В(АБ)
В-2А(АБ)
СБ:
США:
10 0,6
3 0,5
1 0,5
80,1(0,15)
8 0,5
8 0,2
120,34
120,34
50/500
300/900
110/110
550/1780
8/192/1152
10/240/1920
18/432/3072
84/632
84/1008
16/192
184/1872
1166/7108
48/480
285/855
105/105
524/1698
4/96/768
6/144/1152
10/240/1920
764/3618
Велико-
британия

БРПЛ
Тр-2(16 ПУ)
8 0,5
4/64/450
1/16/128
Франция
БРПЛ
БРПЛ
Всего
М-4 (16 ПУ)
М-45(16 ПУ)
Франция:
6 0,5
6 0,1
2/32/192
2/32/192
64/384
2/32/192
2/32/192
64/384
Китай
МБР
БРСД
БРСД
СПУ
БРПЛ
СБ
Всего
Дун-5
Дун-4
Дун-3
Дун-21
Ся (12 ПУ)
Хун (Ту-16)
Китай:
1 2,0
1 2,0
1 0,7
1 0,35
1 0,35
1 2,0
18/18
16/16
24/24
27/27
1/12/12
120/120
217/217

Всего
СНС:

1511/8159
812/3938

Далее мы рассмотрим основные ТТХ МБР США.

Тип носителя
М – 3
М – 3У
МХ
Способ базирования,
тип ПУ
ШПУ
ОС
ШПУ
ОС
ШПУ
ОС
Тип ракеты
РДТТ
РДТТ
РДТТ
Число ББ
3
3
10
Мощность ББ, Мт
0,33
0,5
0,6
КВО, км
0,25
0,25
0,15
Год принятия на
вооружение
1970
1980
1988
Таблица 1.4- Основные ТТХ МБР США.
Показатель эффективности выполнение боевой задачи (Рбз) определяется следующим выражением:
Рбз = КгРдпРбрРбуРппРстРжРаутРпроРпцРбб , (1.1)
где Кг – коэффициент технической готовности;
Рдп – вероятность своевременного доведения приказа на пуск ракеты до БРП;
Рбр – вероятность своевременного доведения приказа на пуск ракеты до БРП
и безошибочных действий при выполнении боевой задачи;
Рбу – вероятность доведения приказа на пуск ракет по каналам БУ
от КП до ПУ;
Рпп – вероятность безотказной работы алгоритма подготовки и пуска;
Рст – вероятность успешного запуска двигательной установки и старт ракеты;
Рж – вероятность не поражения ракеты (ПУ) ОСП или ЯСП до пуска, при
пуске и старте;
Раут – вероятность безотказной работы ракеты на АУТ;
Рпро – вероятность преодоления ракетой и ББ ПРО противника;
Рпц – вероятность доставки ББ в район цели с заданной точностью;
Рбб – вероятность нормального взрыва ББ в районе цели.
Кг = =1 – , (1.2)
где Тэ – время эксплуатации БРК;
Тр – время регламента, устранения неисправностей, восстановления боевой готовности БРК.
Ржив.=(1-Рпор.осп)(1-Рпор.ясп) ,
где Рпор.осп –вероятность поражения РК обычным средствами поражения;
Рпор.ясп – вероятность поражения РК ядерными средствами поражения.
Совершенствование способов оценки несущей способности РСН с учетом ее технического состояния, а также, выработанные на основе такой оценки технические решения по повышению несущей способности ракет позволяют увеличить время эксплуатации БРК Тэ, что ведет к повышению коэффициента технической готовности Кг, в тоже время позволяет уменьшить Рпор.осп и Рпор.ясп, тем самым увеличив вероятность не поражения ракеты (ПУ) ОСП или ЯСП до пуска, при пуске и старте Рж.
Исходя из вышеизложенного, целью дипломной работы является разработка лабораторной установки для исследования несущей способности моделей корпусов ракет с ЖРД.
1.2 Методы исследования несущей способности корпусов ракет с ЖРД
Корпус баллистической ракеты предназначен для размещения полезной нагрузки (боевого оснащения, системы управления), двигательных установок и топлива, а также для восприятия внешних нагрузок, возникающих в полете и при наземной эксплуатации.
В конструктивно-компоновочных схемах (ККС) ракет как на жидком, так и на твердом топливах можно выделить две группы отсеков. Одни служат для наполнения топливом, другие – для размещения двигательных установок, аппаратуры системы управления и различного рода “сухого” оборудования. Поэтому условно вторую группу называют группой “сухих” отсеков.
К сухим отсекам ракет обоих классов (РЖТ и РТТ) относятся агрегатно-приборные и хвостовые. По конструктивному исполнению к корпусам этих отсеков близки корпуса обтекателей головных частей, соединительных отсеков и переходников, выполняемые, как и первые, в виде тонкостенных, подкрепленных ребрами жесткости, оболочек (ТПО) цилиндрической или конической формы. Топливные отсеки выполняются либо в виде тонкостенной упругой изотропной цилиндрической оболочки, либо в виде вафельной конструкции, которые обладают более высокой несущей способностью по сравнению с гладкостенными при равной массе. Однако, в рамках данной работы методы расчета подкрепленных конструкций (т.е. сухих и вафельных топливных отсеков) не рассматриваются, поскольку исследования, проводимые на разработанной лабораторной установке пока ограничиваются испытаниями только гладких цилиндрических оболочек – моделей гладких топливных баков.
Топливные отсеки являются базовыми частями топливных систем ракет на жидком топливе (РЖТ) и в то же время несущими конструкциями, восприни­мающими нагрузки в полете и при наземной эксплуатации. На топливные отсеки РЖТ приходится значительная доля массы конструкции ракет. Так, у ампулизированных ракет, находящихся на вооружении, относительная масса Kто=mто/mкон составляет 25-30% для первых и до 45% – у вторых ступеней.
Нормами прочности установлены три основных расчетных случая для про­верки прочности и устойчивости топливных баков жидкостных ракет в полетных условиях на АУТ:
а) ( р изб ) max – максимум внутреннего избыточного давления в баках с учетом гидростатической составляющей (наблюдается в начале АУТ на 5-10 с);
б) (М изг) max – максимум поперечных нагрузок при входе в струйные течения. атмосферы (наблюдается в окрестности момента времени t = 35 – 45 с, когда скоростной напор q = qmax;
в) ( Nx ) max – максимум продольного нагружения (имеет место в конце полета первой ступени, т. е. при коэффициенте осевой перегрузки n x1=(n x1) max.
В полете на АУТ конструкция корпуса ракеты испытывает аэродинамический нагрев. Оболочки топливных отсеков дополнительно нагреваются при газогенераторном наддуве температура нагрева может достигать 250-300 оС. При вычислении запасов прочности и устойчивости механические характеристики материала (предел прочности и модуль упругости) принимаются с учетом нагрева конструкции.
На рисунке 1.3 представлена принципиальная схема нагружения топливного отсека. К опорным обечайкам (переходникам) приложены осевые силы; поперечные силы и изгибающие моменты; на днища и цилиндрические оболочки баков воздействуют внутреннее избыточное давление наддува pн и гидростатическое давление, определяемое высотой столба жидкости Н и величиной осевой перегрузки nx1. На рисунке 1.3 также изображена эпюра осевых усилий, возникающих в поперечных сечениях топливного отсека. Здесь воздействие момента изгибающего приведено к дополнительной осевой силе сжатия Δ N, которая подсчитывается по максимальной величине нормальных напряжений в сжатой панели:
(1.3)
Здесь W=pR2h – момент сопротивления поперечного сечения цилиндрической оболочки топливного бака. При Fсеч=pDh эквивалентная осевая сила DN=4M/D.
Сила осевого распора от действия давления наддува дает свою составляющую продольной силы. При этом в верхнем баке результирующая сила NS имеет положительную величину (рисунок 1.3), т.е. цилиндрическая оболочка этого бака будет испытывать растяжение в осевом (меридиональном) направлении (от давления наддува). Эту оболочку нужно проверять только на прочность.

Рисунок 1.3 – Принципиальная схема нагружения топливного отсека.
У нижнего бака цилиндрическая оболочка работает на продольное сжатие, поэтому, помимо проверки прочности, ее нужно проверять на устойчивость. Несущая способность этой оболочки будет определяться суммой критической нагрузки и силы осевого распора
, (1.4)
а с учётом составляющей от изгиба
(1.5)
Определение входящей в это выражение величины критического напряжения является наиболее ответственной задачей при проверке устойчивости продольно-сжатой тонкостенной цилиндрической оболочки топливного бака
Теоретической основой для разработки методов оценки несущей способности тонкостенных конструкций корпусов жидкостных ракет является теория устойчивости упругих оболочек.
Первые решения данной задачи относятся к началу века. В 1908-1914 гг. независимо друг от друга Р. Лоренц и С.П. Тимошенко получили фундаментальную формулу для определения критических напряжений продольно-сжатой упругой цилиндрической оболочки:
(1.6)
Эта формула определяет верхнюю границу критических напряжений гладких (изотропных), идеальных по форме цилиндрических оболочек. Если коэффициент Пуассона принята m=0,З, то формула (1.6) получит вид:
(1.7)
Приведенные формулы получены при жестких допущениях идеальности формы и безмоментности докритического состояния упругой цилиндрической оболочки, характерных для классической постановки задач устойчивости. Они позволяют оценить верхнюю границу несущей способности продольно-сжатых тонкостенных цилиндрических оболочек средней длины. Поскольку вышеуказанные допущения в практике не реализуются, то действительные критические напряжения, наблюдаемые при испытаниях цилиндрических оболочек на осевое сжатие, значительно ниже (в 2 раза и более) верхних значений. Попытки разрешить это противоречие привели к созданию нелинейной теории устойчивости оболочек (теории больших прогибов).
Первые решения рассматриваемой задачи в нелинейной постановке дали обнадеживающие результаты. Были получены формулы, определяющие так называемую нижнюю границу устойчивости. Одна из таких формул:
(1.8)
длительное время использовалась для практических расчетов.
В настоящее время преобладает мнение, что при оценке устойчивости реальных конструкций следует ориентироваться на критическую нагрузку, определенную с учетом влияния начальных неправильностей формы с помощью нелинейной теории. Однако и в данном случае можно получить только ориентировочные значения критических нагрузок, поскольку влияния неучтенных факторов (неравномерность нагружения, разброс механических характеристик материалов и др.), случайных по своей природе, для тонкостенных конструкций вносит заметную погрешность. В этих условиях при оценке несущей способности разрабатываемых ракетных конструкций в проектных организациях предпочитают ориентироваться на результаты экспериментальных исследований.
Первые массовые эксперименты по изучению устойчивости продольно-сжатых тонкостенных цилиндрических оболочек относятся к 1928-1934 гг. С тех пор был накоплен значительный материал, неоднократно обсуждавшийся с целью получения рекомендаций для нормирования параметра критической нагрузки, обсуждаются эмпирические зависимости, предложенные различными авторами для назначения параметра . В частности, для тщательно изготовленных оболочек рекомендуется формула, полученная американскими учеными (Вайнгартен, Морган, Сейд) на основе статистической обработки результатов экспериментальных исследований, опубликованных в зарубежной литературе до 1965 г.
(1.9)
Целью проверки устойчивости топливного бака жидкостной ракеты является определение работоспособности корпуса бака при действии внешних нагрузок, вызывающих продольное сжатие цилиндрической оболочки бака. В соответствии с нормами прочности надежность конструкции будет обеспечена, если ее несущая способность, с учетом влияния нагрева на критические напряжения sкр , будет равна или больше расчетной величины приведенной осевой нагрузки, т.е. будет выполнено условие, определяющее запас устойчивости по несущей способности
, (1.10)
Расчетная несущая способность N p определяется с учетом коэффициентов безопасности f :cогласно выражения (1.5),
(1.11)
Расчет запаса устойчивости цилиндрической оболочки топливного бака может быть выполнен путем сравнения напряжений
(1.12)
где s 1р – расчетная величина продольных (меридиональных) напряжений сжатия
(1.13)
Критические напряжения подсчитывают с учетом влияния нагрева на модуль упругости. При нагреве конструкции до 300°С модуль упругости алюминиево-магниевых сплавов снижается на 30-40%.
. (1.14)
Параметр критических напряжений k, входящий в формулу (1.14) представляется произведением коэффициентов k=kнп kр kм, учитывающих влияние начальных неправильностей формы, внутреннего давления и неравномерности распределения нормальных напряжений от изгибающего момента. Основной величиной является коэффициент kнп. Он характеризует устойчивость упругой изотропной цилиндрической оболочки при продольном сжатии. На стадии проектирования значения kнп задают по нижней границе экспериментальных данных, полученных при испытаниях моделей. Поправочный коэффициент kр ³ 1 может быть определен по эмпирической формуле
(1.15)
Исходными данными для расчета обечайки бака на прочность являются:
– геометрические размеры обечайки (радиус R и толщина h);
– механические характеристики материала обечайки при температуре,
соответствующей рассматриваемому моменту времени.
– действующие в сечениях бака нагрузки;
а) осевая сила , определенная без учета давления наддува;
б) изгибающий момент ;
в) избыточное давление

Расчетные меридиональные и кольцевые напряжения в расчетном сечении обечайки определяются по формулам:
(1.16)
= , (1.17)
Коэффициенты безопасности принимаются: =1,20…1,3, =1,0 …1,5.
При проверке прочности гладкой (неподкрепленной) цилиндрической оболочки расчет напряжений проводится по номинальной толщине h.
Действующие напряжения каждый раз определяются в двух точках рассматриваемого сечения: с наветренной стороны (знак «+» перед выражением для изгибающего момента в формуле (1.16) и с подветренной стороны (знак «-»).
Запас прочности определяется соотношением напряжений и : (при ).
Если напряжения удовлетворяют неравенствам то в этом случае возможно разрушение обечайки бака на разрыв от максимальных кольцевых напряжений. Согласно третьей теории прочности эквивалентное расчетное напряжение
(1.18)
Запас прочности
, (1.19)
где – предел прочности материала с учетом температуры.
Если напряжения удовлетворяют неравенствам , то при таком сочетании величин и знаков напряжений возможно разрушение обечайки на разрыв по площадкам, наклонным к образующей.
(1.20)
Запас прочности
(1.21)
У современных жидкостных ракет днища топливных баков чаще всего имеют сферическую форму. При этом нормальные напряжения во всех направлениях одинаковы. Расчетные напряжения определяются по формуле
, (1.22)
Здесь выражение в скобках представляет собой величину избыточного давления
, (1.23)
включающего давление наддува Рн и гидростатическое давление Ргидр.
1.2 Методы планирования эксперимента
Целью экспериментальных исследований является установление функциональной зависимости между значениями измеряемых величин., а задачей эксперимента является, установление математической модели исследуемого процесса.
Определение математической модели включает’ в себя установление вида модели и ее основных параметров (коэффициентов, показателей степени и т. д. ). Искомая функция может быть как функцией одной независимой переменной, так и функцией многих переменных. В современной теории эксперимента независимые переменные принято называть факторами, а зависимую переменную – откликом (ГОСТ 24026–80). В соответствии с этим стандартом эксперимент по определению функции вида у = f (а’) принято именовать однофакторным, а эксперимент по определению функций вида у = F (х1 ., xk) — многофакторным.
Искомая математическая модель функциональной зависимости у = f (x) может быть найдена лишь в результате совместной обработки всех полученных значений х и у. На рисунке 1.4 это кривая, проходящая по центру полосы экспериментальных точек, которые могут и не лежать на искомой кривой у = f (x), а занимают некоторую полосу вокруг нее. Эти отклонения вызваны погрешностями измерений, неполнотой модели учитываемых факторов, случайным характером самих исследуемых процессов и другими причинами. Разделить погрешности, вызванные неточностью измерения х и неточностью измерения у, невозможно, так как смещение точки на рисунке 1.4, например, выше кривой, могло быть вызвано как положительной погрешностью при измерении у, так и отрицательной погрешностью при измерении х. Поэтому описанием погрешности исходных данных может быть лишь указание ширины полосы их разброса вокруг найденной кривой зависимости у = f (х). При этом полоса разброса экспери­ментальных данных необязательно будет иметь постоянною ширину по всей своей длине.
Y

у = f (x)
X
Рисунок 1.4 – Распределение экспериментальных значений
Она может быть узкой вначале и расширяться в конце или, например, иметь узкий перешеек в средней части и расширяться по концам и т. п. Поэтому форма полосы погрешностей должна анализироваться в каждом отдель­ном случае.
Задача выбора вида функциональной зависимости — задача неформализуемая, так как одна и та же кривая на данном участке примерно с одинаковой точностью может быть описана самыми различными аналитическими выражениями. Так, например, U-образная кривая может быть описана участком параболы гиперболы, эллипса или синусоиды. Рациональный выбор того или иного аналитического описания может быть обоснован лишь при учете определенного перечня требований.
Главное требование к математической модели — это удобство ее последующего использования. Основное, что обеспечивает удобство математического выражения, — его компактность. Например, известно, что любую функцию у = f (х) можно описать многочленом
у = а0 + a1x1 + a2x2 +… + ahxk. Но если же оказывается возможным с приемлемой точностью описать ее одночленом вида у = a In (xjb), у = aebx, у = a sin bx и т. п., то ясно, что такое компактное представление намного удобнее. Таким образом, компактность модели достигается удачным выбором элементарных функций, обеспечивающих хорошее приближение при малом их числе.
Другое весьма желательное (но иногда трудно достижимое) требование — это содержательность, иначе говоря, интерпретируемость предлагаемого аналитического описания. Как правило, это достигается путем придания определенного смысла константам или функциям, входящим в найденную математическую модель. Отсюда следует важный практический вывод. Даже в наш век широкого использования ЭВМ в научных исследованиях принятие решения о выборе той или иной математической модели остается за человеком-исследователем и не может быть передано ЭВМ. Только человек, а не ЭВМ, знает, для чего будет в дальнейшем использоваться эта модель, на основе каких понятий будут интерпретированы ее параметры и т. д.
Основной помехой для установления вида исследуемой зависимости является случайный разброс экспери­ментальных данных. Если случайный разброс координат к и у почти отсутствует (рисунок 1.5), то иногда говорят, что диффузность исходных данных очень мала, и привлечение статистических методов для их обработки излишне, а кривую можно просто провести через эти точки. Однако даже в этом случае не следует соединять нанесенные на график экспериментальные точки отрезками прямых линий, а провести через них плавную кривую. При проведении такой кривой (рисунок 1.5, а) может оказаться, что одна или две точки все-таки не лежат на этой кривой и их следует рассматривать как возможные выбросы или промахи.
Если диффузность исходных данных значительна, т. е. вследствие случайного разброса отсчетов х и у точки на графике имеют существенный случайный разброс, то соединение их между собой отрезками прямых линий (рисунок 1.5, б) просто бессмысленно и для обработки таких данных надо применять простейшие или более сложные статистические методы.
Одним из таких простейших экспресс-методов статистической обработки является метод обведения контура плавных границ полосы рассеяния экспериментальных точек. Если при этом для сохранения плавности этих границ какие-то из точек приходится оставить вне контура (рисунок 1.5, в), то их следует рассматривать как возможные промахи или аномально большие случайные отклонения. Форма обведенной контуром полосы рассея­ния экспериментальных точек чаще всего уже позволяет вынести суждение о характере функциональной зависимости у = f (x). Для однозначного указания вида этой зависимости необходимо провести на глаз осевую линию этого контура.
Несмотря на исключительную простоту метода контура, он позволяет быстро указать желаемое положение и форму искомой кривой и провести ее не через какие-то отдельные точки, а сообразуясь с положением на графике всех экспериментальных точек в целом. Однако при большом рассеянии результатов эксперимента форма контура может иметь бессмысленные, случайные очертания. В этих условиях приходится ограничиваться установлением лишь уровня и наклона искомой зависимости, полагая ее прямой линией, проходящей по центру обведенной контуром полосы точек.

Рисунок 1.5 (а,б,в)– Распределения с малой диффузностью результатов
При очень большой диффузности экспериментальных данных может оказаться полезным метод медианных центров. Сущность этого метода поясняет рисунок 1.6, а). Обведенное контуром поле точек целесообразно разделить на несколько частей, и в каждой из них находят медианный центр, т. е. пересечение вертикали и горизонтали слева и справа, а также выше и ниже которых оказывается равное число точек. Затем через эти медианные центры проводят плавную кривую. Так как общее число отсчетов, как правило, не очень велико, то не следует стремиться к разделению поля точек на излишне большое число областей. Положение кривых на рисунке 1.6, а) и б) определяется соответственно тремя – пятью точками. Поэтому и поля точек должны быть разбиты не более, чем на три и пять областей. Медианные методы хотя и не являются аналитическими, но легко алгоритмизуются и могут широко использоваться при машинной обработке данных.
Рисунок 1.6(а,б) – Распределения с большой диффузностью результатов

2 Методика теоретического определения несущей способности
тонкостенных оболочек топливных отсеков корпусов ракет с ЖРД
2.1 Общие принципы расчета топливных отсеков жидкостных ракет
Оболочки топливных отсеков подвергаются воздействию не только осевых сил, но действию внутреннего избыточного давления (давления наддува и гидростатического давления), а также изгибающих моментов. При этом в конструкциях топливных отсеков могут возникать как сжимающие, так и растягивающие усилия. Поэтому эти конструкции проверяют как на устойчивость (при действии сжимающих напряжений), так и на прочность (при действии растягивающих напряжений).
Целью расчета оболочек топливных отсеков является определение запасов прочности и запасов устойчивости, получаемых из соотношений между предельно допустимыми и максимальными расчетными напряжениями, с учетом влияния нагрева на свойства материалов конструкций.
Запас прочности
, (2.1)
где – предел прочности материала, с учетом температуры нагрева
материала;
– эквивалентное расчетное напряжение.
Если расчетные напряжения удовлетворяют неравенствам (где – осевые, а – кольцевые напряжения) то в этом случае возможно разрушение обечайки топливного бака на разрыв от максимальных кольцевых напряжений. Согласно третьей теории прочности эквивалентное расчетное напряжение
, (2.2)
Если расчетные напряжения удовлетворяют неравенствам , топри таком сочетании величин и знаков напряжений возможно разрушение обечайки на разрыв по площадкам, наклонным к образующей.
(2.3)
Расчетные меридиональные и кольцевые напряжения в расчетном сечении обечайки определяются по формулам:
(2.4)
= , (2.5)
Здесь и – коэффициенты безопасности по осевой силе и по давлению, соответственно;
и – эксплуатационные значения осевой силы и изгибающего момента; избыточное давление
и – избыточное давление и давление наддува топливного бака.
(2.6)
где – гидростатическая составляющая избыточного
давления;
– осевая перегрузка;
– высота столба компонента топлива в баке.
Действующие расчетные меридиональные и кольцевые напряжения определяются в двух точках рассматриваемого сечения: с наветренной стороны (знак «+» перед выражением для изгибающего момента в формуле для и с подветренной стороны (знак «-»).
Запас устойчивости по напряжениям
, (2.7) где – расчетная величина продольных (меридиональных) напряжений сжатия
(2.8)
– критические продольные (меридиональные) напряжения сжатия.
Критические напряжения подсчитывают с учетом влияния нагрева на модуль упругости. При нагреве конструкции до 300°С модуль упругости алюминиево-магниевых сплавов снижается на 30-40%.
. (2.9)
Параметр критических напряжений k, представляется произведением коэффициентов k=kнп kр kм, учитывающих влияние начальных неправильностей формы, внутреннего давления и неравномерности распределения нормальных напряжений от изгибающего момента, соответственно.
; (2.10)
; (2.11)
. (2.12)
Здесь N, M, p – расчетные значения нагрузок, определяемые как произведения соответствующих эксплуатационных нагрузок на коэффициенты безопасности:
N = · N э ; M =· M э ; p = · pэ.
Если полученное в результате расчета критическое напряжение окажется больше предела пропорциональности материала , т.е. > , то необходимо пересчитать его значение с учетом пластичности по формуле
, (2.13)
где
. (2.14)

2.2 Порядок расчета несущей способности модельных оболочек топливных отсеков жидкостных ракет
2.2.1 Определить расчетные напряжения и .
Расчет провести в двух точках рассматриваемого сечения:
1) с наветренной стороны (знак «+» перед выражением для изгибающего момента в формуле для ) ;
2) с подветренной стороны (знак «-»перед выражением для изгибающего момента в формуле для )
для двух расчетных случаев нагружения:
а) максимального избыточного давления (с коэффициентами безопасности = 1,3 и = 1,5
б) минимального избыточного давления (с коэффициентами безопасности = 1,3 и = 1,0
по формулам:
(2.15)
= , (2.16)
2.2.2 Определить эквивалентные расчетные напряжения .
Эквивалентныенапряжения определяютдля каждого расчетного случая а) и б) с наветренной и подветренной стороны.
Если расчетные напряжения удовлетворяют неравенствам (где – осевые, а – кольцевые напряжения) то в этом случае возможно разрушение обечайки топливного бака на разрыв от максимальных кольцевых напряжений. Согласно третьей теории прочности эквивалентное расчетное напряжение
, (2.17)
Если расчетные напряжения удовлетворяют неравенствам , топри таком сочетании величин и знаков напряжений возможно разрушение обечайки на разрыв по площадкам, наклонным к образующей.
(2.18)
2.2.3 Определить запасы прочности
Запасы прочности определяют для каждого расчетного случая в каждой рассматриваемой точке сечения (с наветренной и подветренной стороны) по формуле:
(2.19)
2.2.4Определить запасы устойчивости Запасы устойчивости определяют для случая, когда продольные напряжения отрицательны , (т.е. оболочка отсека подвержена сжатию в продольном направлении) по формуле:
(2.20)
Расчет входящих в эту формулу напряжений осуществляется по изложенной выше методике расчета по формулам:
(2.21)
(2.22)
; (2.23)
; (2.24)
. (2.25)
Если критическое напряжение окажется больше предела пропорциональности материала , т.е. > , то необходимо пересчитать его значение с учетом пластичности по формуле
, (2.16)
где
. (2.17)
2.2.5 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
3.1 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.
3.2 Порядок проведения эксперимента
3.2.1 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.
3.2.2 Установить на оболочке герметичные фланцы, позволяющие надежно закрепить торцы оболочки, а также осуществлять наддув и осевое сжатие оболочки.
3.2.3 Заполнить внутреннюю полость оболочки и гидравлическую систему установки водой.
3.2.4 Осуществить нагружение оболочки внутренним давлением с помощью ручного насоса при отсутствии осевого сжатия до разрушения оболочки.
3.2.5 Определить по контрольному манометру величину критического значения давления при котором оболочка разрушилась.
3.2.6 Установить новый образец оболочки с фланцами, не заполненный водой и осуществить шарнирное соединение штока гидравлического пресса с торцевой опорой верхнего фланца оболочки.
3.2.7 Довести оболочку до разрушения (до потери устойчивости) путем осевого сжатия с помощью гидравлического пресса при отсутствии внутреннего давления в оболочке.
3.2.8 Определить критическое значение сжимающего усилия гидравлического пресса при котором оболочка потеряла устойчивость, по манометру, тарировка которого проведена в единицах силы осевого сжатия.
3.2.9 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.
3.2.12 Определить критическое значение сжимающего усилия гидравлического пресса при котором оболочка потеряла устойчивость.
3.2.13 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).
3.2.14 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
4.1 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.
4.1.2 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.

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 , 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
(4.1)
Разрушающая осевая сила при нагружении оболочки давлением только в окружном направлении (рисунок 4.2 а)
(4.2)
Значения коэффициентов , полученные в результате многочисленных экспериментальных исследований, представлены на графиках (рисунок 4.3), где – безразмерный параметр давления, а
– величина нормального давления.
Как видно из графиков, с увеличением коэффициент вначале увеличивается. Кривая А может быть представлена выражениями:
(4.3)
При
Здесь
Начиная с давлениянаблюдается снижение коэффициента, которое представлено семейством кривых в зависимости от отношения . Чем больше , тем при больших давления наступает начало снижения .

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
(4.4)

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.