Материал: Погорелов В.И.-Прочность и устойчивость тонкостенных конструкций

Для определения осевой аэродинамической нагрузки в характерных сечениях и давления, действующего на отдельные участки ГО, распределим полную силу лобового сопротивления по участкам пропорционально их коэффициентам силы лобового сопротивления.

При больших числах Маха (М >1) набегающего потока можно воспользоваться следующими соотношениями для расчета

В качестве характерной для носка необходимо принять площадь основания, для усеченного конуса – разность площадей его оснований, для всего головного

отсека – площадь основания стабилизирующей юбки. Определим коэффициент силы лобового сопротивления всего

ГО, пренебрегая потерями на трение. Суммируя волновые коэффициенты его участков, пересчитанные на характерную площадь Sm всего головного отсека, полум

Определим полную силу лобового сопротивления всего ГО по известным осевым перегрузкам в расчетной точке траектории X1 = G0 max nx1 , а затем распределим ее по участкам ГО пропор-

ционально их коэффициентам силы лобового сопротивления:

В записанных выражениях S1 – площадь основания полусферического носка; S2 = Sc − S1 – характерная площадь первого ко-

24

нуса; Sс – площадь поперечного сечения цилиндра; S4 = Sm − Sc –

характерная площадь стабилизирующей юбки.

По известным значениям силы лобового сопротивления участков можно определить среднее значение аэродинамического давления, которое действует на каждом из участков:

Так как в расчетном случае с максимальными осевыми перегрузками при входе в плотные слои атмосферы считается, что угол атаки равен нулю, то давление на конических участках ГО постоянно и равно вычисленным по формулам значениям, а на сферическом носке меняется от наибольшего значения в критической точке до значения, соответствующего давлению на конусе, с которым сопрягается полусферический носок (см. рис. 10).

Таким образом, нами вычислены значения сил лобового сопротивления, создаваемых каждым из участков ГО, поэтому аэродинамическая нагрузка у основания носка равна его силе лобового сопротивления; аэродинамическая нагрузка у основания первого конуса равна сумме сил лобового сопротивления носка и этого конуса, и т.д. В промежуточных сечениях аэродинамическая нагрузка может быть вычислена по известному внешнему давлению.

И, наконец, эпюра массовой нагрузки имеет всего два участка, на первом из которых значение ее равно произведению перегрузки и веса первого груза, а на втором – весу ГО, помноженному на перегрузку, или, что то же самое, – полной силе лобового сопротивления всего ГО.

Суммируя эпюры осевых аэродинамических и массовых нагрузок, получаем суммарную эпюру осевых нагрузок, возникающих в сечениях корпуса ГО (см. рис. 10). Она проходит через ноль в носке и у основания ГО, а стабилизирующая юбка в осевом направлении растянута.

При оценке несущей способности оболочек ГО используются эпюра давлений и осевых усилий.

Полусферический носок подвержен, в основном, воздействию внешнего давления, так как осевые силы малы. Если графитовый наконечник укреплен на полусферическом сегменте (рис. 11), то внешнее давление может привести к потере его устойчивости. Критическое напряжение потери устойчивости полусферического сегмента

25

где δ – толщина сегмента; R – его радиус; k – коэффициент, величина которого зависит от способа заделки основания. При шар-

нирном опирании контура сегмента и r0 ≥1,3 Rδ k=0,264, а при жесткой заделке контура и r0 ≥ 3 Rδ величина k составляет

0,365. Здесь r0 – радиус параллельного круга сегмента у его основания.

Определим критическое давление потери устойчивости pкр, которое соответствует σкр. Имеем

или, приравнивая (1.34) и (1.35), получаем pкр = 2kE (δR)2 . Тогда коэффициент запаса устойчивости η = pкр f p1 , где f=1,5 –

коэффициент безопасности.

Если графитовый наконечник опирается на пластину, то задача сводится к расчету изгиба этой пластины под действием внешнего давления pp = f p1 . Максимальные напряжения в пластине

определяются по формуле σmax = kpp (ah)2 , где а – наибольший

радиус круглой пластинки; h – ее толщина; k – коэффициент, величина которого зависит от способа закрепления контура пластинки и наличия отверстия в ее центре. Если пластинка не имеет отверстия в центре и жестко закреплена по контуру (рис. 12), то k=0,75. При таком же закреплении, но с центральным отверстием радиуса b коэффициент k принимает значения, приведенные ниже:

Рис. 12. Наконечник в виде пластинки с отверстием

26

Полученные значения максимальных напряжений в пластинке необходимо сравнить с пределом прочности и определить коэффициент запаса прочности.

Из построенных на рис. 10 эпюр следует, что первый конус ГО нагружен осевой силой и внешним давлением, поэтому оболочка работает на устойчивость в условиях комбинированного действия внешних сил. Так как угол полураствора конуса ψ1 обычно меньше 20° из аэродинамических соображений, то оболочка относится к классу слабоконических, расчет которых проводят по формулам цилиндрических оболочек. Эквивалентная цилиндрическая оболочка имеет длину, равную длине образующей конуса, а радиус ее равен второму главному радиусу кривизны конуса у большего его основания.

При совместном действии осевой силы и внешнего давления на оболочку оценка ее несущей способности проводится по формуле Муштари: σ1 σ1кр + pp pкр =1, где σкр = (0,15 ÷0,35)E(δ2 R2 ) ,

pкр = 0,92E(R2 l)(δ2 R2 )52 , δ2 ,l – толщина и длина образующей оболочки; R2 = Rc cosψ1 – второй главный радиус кривизны оболочки в сечении, где она соединяется с цилиндром; ψ1 – угол полураствора конуса; σ1 , pp – меридиональное напряжение и расчетное

внешнее давление, соответствующие потере устойчивости оболочки при совместном действии нагрузок. Если предположить, что оболочка раньше теряет устойчивость от внешнего давления, то p pкр =1−σ1 σ1кр , где значение σ1 определяется по значению

осевойсилы, действующей наоболочку, т.е.

Тогда коэффициент запаса устойчивости η2 = p pp .

Если на цилиндрический участок корпуса действует осевая сжимающая сила, то его необходимо проверить на устойчивость по следующим формулам:

Расчет стабилизирующей юбки имеет некоторые особенности, которые целесообразно рассмотреть отдельно.

27

1.7. Стабилизирующая юбка

Стабилизирующая юбка предназначена для придания неуправляемому головному отсеку статической устойчивости на участке свободного полета в плотных слоях атмосферы. Конструкция ее обычно представляет собой тонкую коническую оболочку, подкрепляемую изнутри шпангоутами (рис. 13). Наружная поверхность стабилизирующей юбки покрывается слоем, защищающим металлическую оболочку от аэродинамического нагрева. Этот слой теплозащиты при большой толщине увеличивает жесткость оболочки. Однако в действительности теплозащитное покрытие не воспринимает внешнее давление из-за газовой проницаемости материала, из которого оно изготовлено.

Подкрепляющее влияние теплозащиты невозможно использо-

Рис. 13. Стабилизирующая юбка ГО вать также из-за отсутствия

плотного соединения теплозащиты и силовой оболочки корпуса на всей поверхности конструкции и низкого модуля упругости по сравнению с материалом силовой стенки. Угол полураствора конической оболочки, выполняющей функции стабилизирующей юбки, не превышает 20°, поэтому ее можно относить к слабоконическим оболочкам, расчет которых проводится по формулам цилиндрических оболочек. Следовательно, задача сводится к расчету цилиндрической оболочки, подкрепленной изнутри промежуточными шпангоутами 1 и имеющей один жестко заделанный, а другой свободный край. Оболочка при этом нагружена внешним давлением. Наличие свободного края и составляет основную особенность при расчете стабилизирующей юбки.

Анализ влияния граничных условий на свободном крае оболочки, проведенный с помощью полубезмоментной теории оболочек [3], показывает, что если жесткость торцевого шпангоута 2, установленного на краю оболочки, превышает некоторое значе-

28