Общее описание конструкции корпуса

Силовая оболочка простейших корпусов типа кокона (рисунок 2.11) является несущим элементом конструкции РДТТ и представляет собой тело вращения (с днищами и цилиндрической частью), получаемое методом намотки на специально подготовленную оправку армирующего материала в виде нитей, жгутов или лент, пропитанных связующим с последующей термообработкой [1].

1 - верхний стыковочный фланец; 2 - верхний шпангоут; 3 - верхний узел стыка; 4 - зона соединения (намотки) узлов стыка с силовой оболочкой; 5 - кольцевые слои силовой оболочки; 6 - нижний стыковочный узел; 7 - нижний шпангоут; 8 - нижний (сопловой) стыковочный фланец; 9 - нижнее днище силовой оболочки; 10 - цилиндрическая часть силовой оболочки; 11 - верхнее днище силовой оболочки

Рисунок 2.11 - Конструктивная схема корпуса РДТТ

Оболочка формируется спиральной намоткой, цилиндрическая часть её усиливается тангенциальными слоями. В полярных отверстиях силовой оболочки крепятся (за счёт адгезионной прочности пар металл-резина и резина-пластик) закладные фланцы, выполняемые обычно из высокопрочных титановых или алюминиевых сплавов, имеющие замковые части и опорные хвостовики (рисунок 2.12) [1].

Для соединения со смежными отсеками ракеты служат передний и задний узлы стыка (рисунок 2.13), представляющие собой двухслойную металлопластиковую оболочку. Для формирования пластикового слоя используют стеклоткань. Сверху стеклоткань примотана слоями стеклонити, пропитанными связующим. Стыковочные шпангоуты изготавливают обычно из алюминиевых сплавов. Стыковочные шпангоуты с узлами стыка, узлы стыка с силовой оболочкой, горловина и фланцы в полярных отверстиях с силовой оболочкой крепятся (для снижения напряжений сдвига) через слой резины [1].

1 - верхний стыковочный фланец; 2 - манжета; 3 - переднее днище силовой оболочки; 4 - заднее днище силовой оболочки; 5 - нижний стыковочный фланец (опорный большой хвостовик); 6 - малый
хвостовик стыковочного фланца; 7 - замковая часть стыковочного фланца

Рисунок 2.12 - Конструкция корпуса типа кокона в зоне полярных
отверстий

1 - верхний шпангоут; 2 - слой резины; 3 - верхний стыковочный узел; 4 - эластичный клин; 5 - нижний шпангоут; 6 - заклепки

Рисунок 2.13 - Конструкция узлов стыка

Для надёжной передачи нагрузки на пластиковый узел стыка задний шпангоут корпуса дополнительно скреплен с ним заклепками.
С целью плавного перехода жёсткостей в районе сопряжения днища и оболочки узла стыка установлен эластичный клин из резины, армированной тканью. На внутреннюю поверхность корпуса нанесён герметизирующий слой, обеспечивающий герметичность корпуса при воздействии внутрикамерного давления, надёжное крепление теплозащитного покрытия к корпусу на днищах и тепловую защиту силовой оболочки корпуса на цилиндрической части. Герметизирующий слой выполняют из лёгких эластичных теплозащитных материалов, как правило, тех же марок, что и основное теплозащитное покрытие (ТЗП) [1].

Внутренние ТЗП днищ корпуса служат для защиты силовой оболочки корпуса от воздействия продуктов сгорания СРТТ. Они имеют переменный профиль толщин, определяемый условиями теплового воздействия при выгорании заряда. Обычно толщина ТЗП максимальная у полюсных отверстий корпуса и уменьшается к периферии днищ с уменьшением времени воздействия и скоростей обтекания газовым потоком.

ТЗП переднего днища корпуса работает, как правило, при небольших скоростях потока продуктов сгорания топлива (до 10 м/с). На ТЗП заднего днища корпуса действуют газовые потоки со скоростью до 50 м/с, а в некоторых РДТТ и более. Поэтому с целью снижения массы их изготавливают двухслойными: из эрозионностойких теплозащитных материалов, обеспечивающих низкую скорость уноса, и эластичных материалов с низкой теплопроводностью [1].

Для раскрепления торцов заряда от днищ корпуса на участках, где напряжения в системе корпус-заряд могут превысить допустимые, в ТЗП днищ вклеены раскрепляющие манжеты из эластичных теплозащитных материалов, повторяющие профиль днищ и соединяющиеся с ТЗП с помощью замка манжеты. Исключение склеивания манжет с ТЗП обеспечивается установкой на их контактирующих поверхностях материалов, не обладающих адгезией между собой в условиях изготовления и эксплуатации корпусов (например, плёнка из фторопласта). На внутреннюю поверхность ТЗП, контактирующую с зарядом, нанесён защитно-крепящий слой (ЗКС). ЗКС должен обладать хорошей адгезией к материалам ТЗП, манжет и к топливу. Для ЗКС используют ткани с объёмной структурой. На ткань перед формованием заряда наносится напылением или кистью крепящий состав [1].

На наружную поверхность корпуса РДТТ нанесена влагозащитная пленка и наружное ТЗП, обеспечивающее защиту силовой оболочки корпуса от внешних тепловых воздействий, к которым относят тепловой поток от продуктов сгорания, истекающих через сопло, аэродинамический нагрев боковой поверхности корпуса на атмосферном участке траектории полета ракеты и воздействие струй газов при старте ракеты. Для наружной защиты наиболее эффективны материалы сублимирующего типа на основе хлорсульфированного полиэтилена, основными преимуществами которых являются низкие плотности и теплопроводность. В более теплонапряженных зонах корпуса такие материалы быстро уносятся. Поэтому в качестве наружного теплозащитного покрытия могут использоваться более прочные материалы, например, дополнительные слои композиционного материала силовой оболочки корпуса, листовые резиновые материалы и др. [1]. На наружное теплозащитное покрытие корпуса наносятся декоративное лакокрасочное покрытие и тонкий токопроводящий слой специальной эмали для снятия статического электричества, накопление которого возможно в процессе изготовления и эксплуатации корпуса в составе РДТТ и ракеты (см. рисунок 2.1).

Масса крупногабаритных корпусов РДТТ типа кокона из стекло- или органопластика распределяется по элементам следующим образом: металлические материалы от 7 до 10 %; полимерные композиционные материалы от 50 до 60 %; полимерные материалы (резины и пр.) от 30 до 40 % [1].

Оптимальная схема армирования корпусов типа кокона обеспечивается геодезической намоткой (по линиям, определяющим кратчайшие расстояния между точками поверхности) при равенстве диаметров переднего и заднего полюсных отверстий [1, 3]. При этом угол намотки

γ=arcsin(),

где d ₀ - диаметр полюсного отверстия по пластику;

D_к - диаметр корпуса (на экваторе).

Однако на практике равенство полюсных отверстий, как правило, не выполняется из-за различных конструктивных ограничений (жёсткие габаритные ограничения по длине, степень утопленности сопла в камеру сгорания и т. д.). Поэтому при проектировании и производстве корпусов типа кокона применяют методы негеодезической намотки [1].

В общем случае конструктор, приступая к проектированию корпуса, должен учитывать комплекс разноплановых факторов, влияющих на конструкцию:

- степень разнополюсности ();

- относительное удлинение (, где l - полная длина силовой оболочки корпуса по торцам стыковочных фланцев);

- относительную величину заднего (соплового) полюсного отверстия (), а также конструктивные особенности, определяемые назначением двигателя и его компоновкой в ракете. Одновременно следует учитывать деформационные характеристики корпуса, влияющие на работоспособность системы корпус–заряд.

Для сравнения степени совершенства конструкций корпусов РДТТ типа кокона обычно применяют критерий конструктивного совершенства силовой оболочки корпуса:

,

где p_p - разрушающее давление корпуса;

V – внутренний объём корпуса;

G_cо – масса силовой оболочки корпуса (без стыковочных фланцев шпангоутов и крепёжных элементов) [1].

Этот критерий, включающий в себя как воспринимаемую нагрузку, так и массу силовой части корпуса, наиболее эффективен для сравнения конструкций, воспринимающих внутреннее давление. Использование критерия (параметра) конструктивного совершенства корпусов W целесообразно для однотипных конструкций при равнозначных условиях их работы (одинаковые условия внешнего и внутреннего нагрева, однотипные конструкции узлов стыка и т. д.).

Если корпус РДТТ наряду с внутренним давлением воспринимает значительную осевую нагрузку, то для повышения несущей способности стыковочных узлов (шпангоутов) со смежными переходными отсеками ракеты, воспринимающих осевое усилие, их связывают дополнительным спиральным слоем, укладываемым на корпус (схема «двойной» кокон). Этот слой неодинаково влияет на несущую способность силовой оболочки (при нагружении внутренним давлением) и увеличение её массы. При расчёте критерия W для схемы «двойной» кокон массу силовой оболочки подсчитывают с учетом кольцевых слоев второго кокона [1].

Параметры конструктивного совершенства силовой оболочки маршевых РДТТ ракеты США «Трайдент-1» и МХ имеют значение на уровне ~30–34 км (в технической системе единиц) [1].

Основными путями совершенствования конструкции корпусов являются [1]:

- замена металлических шпангоутов пластиковыми и переход к одному шпангоуту со снижением массовой доли металла в корпусе до 5–7 %;

- выполнение узлов стыка во втором коконе, намотанном поверх силовой оболочки;

- замена металлических закладных фланцев в полюсных отверстиях силовой оболочки пластиковыми;

- введение элементов сопла, изготавливаемых непосредственно при намотке корпуса;

- введение удлиненных узлов стыка, заменяющих межступенчатые отсеки.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: