Ракетный двигатель на твердом топливе

1 2 3

---

 

СОДЕРЖАНИЕ

 

ВВЕДЕНИЕ

I ОБЩАЯ ЧАСТЬ

1. Расчет двигателя

1.1 Конструирование РДТТ

1.2 Выбор принципиальной схемы конструкции двигателя

1.3 Выбор топлива

1.4 Расчет поверхности горения 

1.5 Расчет внутрибаллистических характеристик 

1.6 Расчет переднего днища 

1.7 Расчет заднего днища

1.8 Расчет обечайки

1.9 Расчет шпоночного соеденения

1.10 Расчет заряда на прочность 

1.11 Определение величины расчетного значения нагрузки 

1.12 Расчет параметров напряженно-деформированного состояния 

1.13 Определение коэффицентов 

1.14 Газодинамический расчет 

1.15 Проектирование узлов конструкции двигателя 

1.15.2 Проектирование днищ 

1.16 Проектирование конструкции соплового блока 

1.17 Расчет теплозащитного покрытия соплового блока 

1.18 Расчет теплозащитного покрытия переднего днища 

1.19 Выбор ТЗП корпуса двигателя 

 

2  СПЕЦЧАСТЬ

Введение

2.1 Постановка проблемы 

2.1.1 Сокращения, индексы, обозначения

2.2 Описание задачи 

2.3 Постановка задачи оптимизации маршрута обхода адресов

2.4 Организация доставки элементов схемой «ЛЕСЕНКА» 

2.5 Результаты расчеиов 

 

3 ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

3 Маршрутно технологическая карта

 

4 ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

4. Экономическое обоснование изменения технологии изготовления корпусв ракетного двигателя

4.1 Эффективность инвестиционных проектов.

4.2 Выборпоказателей и критериев эффективности.

4.3 Постановка задачи.

4.4 Расчет капитальных затрат.

4.5 Расчет экономии средств от внедрения нового материала.

4.5.1 Расчет экономии средств на материалы.

4.5.2 Расчет экономии средств на заработную плату.

4.5.3 Общая экономия от внедрения технологического процесса.

4.6 Расчет чистого дисконтированного дохода.

4.7 Расчет индекса доходности.

4.8 Выводы.

 

5 ТЕХНИКА БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ ОРГАНИЗАЦИИ ТРУДА НА РАБОЧЕМ МЕСТЕ СТАНОЧНИКА

5.1 Исскуственное освещение станков

5.2 Специальные указания по технике безопасности

5.3 Расчет заземляющего устройства

5.4 Определение числа вертикальных электродов

5.5 Расчет сопротивления заземляющего устройства

5.6 Оборудование подлежащие защитному заземлению 

5.7 Требование к велечине заземляющего устройства

5.8 Производственная санитария и гигиена труда

5.9 Противопажарные мероприятия 

5.10 Охрана окружающей среды

 

 

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ

 

ВВЕДЕНИЕ

В настоящие время все большее применение получают ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ). Это объясняется тем, что  по энергетическим характеристикам они вполне приблизились к ЖРД. РДТТ отличаются простой конструкцией и высокой надежностью.

Двигатели на твердом топливе применяются практически везде: в стратегических, оперативно-тактических и тактических ракетах, в подводных ракетах-торпедах, в ракетных системах залпового огня, в стартовых, разгонных и тормозных двигателях, в авиационных ракетах и т.д. Применяются они и в народнохозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, метеорологических и исследовательских целей.

Основные характеристики РДТТ главным образом определяются свойствами топлива и формой топливного заряда. В связи с этим, к форме заряда предъявляются следующие требования:

1. Обеспечение максимального коэффициента заполнения при одновременном обеспечении нормальной совместной деформации с оболочкой корпуса в заданном температурном диапазоне применения двигателя и при максимальном внутри камерном давлении, устойчивого без эрозионного горения, минимального количества догорающих остатков.
2. Обеспечение минимального (или заданного) смещения центра массы двигателя в течение всего времени горения заряда.
3. Обеспечение минимальной массы бронирующих и теплозащитных  покрытий.

 

Основная часть

Прямая задача баллистического проектирования в общем случае формулируется так:

При заданных максимальных дальности полета и массе полезной нагрузки требуется определить: характеристики ракеты, обеспечивающие минимальные затраты средств на поражение типовой цели.

Одной из особенностей проектируемого двигателя является довольно длительное время работы.

Часто вместо затрат на создание ракеты рассматривается стартовая масса ракеты как величина, пропорциональная затратам при определенных допущениях.

В процессе решения задач баллистического проектирования выбирают:

• Конструктивно-компоновочную схему ракеты
• Определяют основные характеристики топлива, удельные импульсы ступеней
• Выбирают проектные параметры
• Рассчитывают массовые характеристики ракеты
• Выбирают программу выведения.

После баллистического расчета становятся известными тяговые и габаритные параметры ракеты. Проведя аналогичные расчеты для различных проектных параметров, можно найти параметры оптимального варианта ракеты, обеспечивающего либо минимальные затраты средств на поражение типовой цели (прямая задача), либо поражение цели на максимальной дальности (обратная задача).

Для РДТТ изготавливают заряды различной конфигурации. Выбор той или иной формы топливного заряда, как было указано выше, определяется стремлением максимально заполнить располагаемый объем камеры двигателя топливом при одновременном обеспечении заданной диаграммы зависимости давления от времени.

Нейтральная диаграмма с постоянным давлением может быть обеспечена подбором таких конфигураций зарядов, которые дают постоянную величину поверхностей горения по своду. Предпочтение можно отдать форме, дающей, например, максимальное заполнение камеры, если нет каких-либо других ограничивающих требований.

Примеры некоторых форм зарядов РДТТ приведены на рис. 1.

 

Рис.1. Формы зарядов ТРТ:

а – многошашечный; б – канально-щелевой; в – звездообразный; г –  колесообразный; д – торцевого горения; е – телескопический; ж – цилиндро-конический; з – вкладной.

 

Заряды, формуемые заливкой непосредственно в корпус и склеиваемые с внутренней поверхностью корпуса, называют скрепленными зарядами ТРТ. Если же заряд сформован непосредственно в корпусе, но не склеен с ним, или сформован, а затем закреплен в корпусе специальными элементами, то такой заряд называют вкладным.

Вкладные заряды применяются в тех случаях, когда их необходимо отдельно тепло-изолировать от нагретого снаружи (например, аэродинамическим потоком) корпуса, или когда низкие механические свойства топлива (прочность и эластичность) не обеспечивают совместной деформации заряда с корпусом. К основным недостаткам вкладных зарядов относятся: более низкий, чем у скрепленных зарядов, коэффициент объемного заполнения РДТТ, необходимость теплоизоляции корпуса от воздействия продуктов сгорания, большая, чем у скрепленных зарядов, масса конструкции из-за наличия конструктивных элементов кропления и центрирования вкладного заряда.

Условно все заряды можно разделить на два типа:

• горение по торцу
• горение по боковым поверхностям

В первом случае:

• бронируется боковая поверхность заряда

Во втором:

• Горение идет по внешней или внутренней поверхности или по обеим одновременно.

Возможно одновременное горение по торцам и боковым поверхностям. Если физические условия во всех точках горящей поверхности одинаковы и топливо однородно, то горение происходит равномерно, параллельными слоями.

Основной характеристикой процесса горения является его скорость. Для количественной оценки скорости горения используют либо скорость перемещения поверхности горения по нормали к самой себе, либо массу топлива, сгорающего с единицы поверхности в единицу времени. В первом случае скорость горения является линейной, во втором — массовой. Линейную скорость горения обычно называют просто скоростью горения. Ее определяют по формуле:

,

где  – толщина сгоревшего слоя за время .

Изменения поверхности горения и свободного объема камеры сгорания во времени определяются в основном геометрией заряда. В зависимости от характера изменения поверхности горения по времени различают три основных типа зарядов:

1. Заряды, обеспечивающие прогрессивное горение, т. е. дающие увеличивающуюся по времени поверхность горения. При постоянной площади минимального сечения сопла это соответствует возрастанию давления в камере сгорания по времени (рис.2, кривая а). Примером такого заряда является цилиндрическая канальная шашка, горящая по внутренней поверхности.
2. Заряды, обеспечивающие регрессивное горение, т. е. дающие уменьшающуюся по времени поверхность горения. Это соответствует снижению давления в камере сгорания по времени (рис.2, кривая б). Примером такого заряда может служить цилиндрическая шашка, горящая по наружной поверхности.
3. Заряды, обеспечивающие нейтральное горение, т. е. дающие постоянную или приблизительно постоянную поверхность горения по времени (рис.2, кривая в). При постоянной площади минимального сечения сопла давление в камере сгорания остается постоянным по времени. Для обеспечения такого типа горения применяются цилиндрические заряды с бронированной внешней поверхностью и сложной формой поперечного сечения: щелевые, звездообразные, колесообразные (см. рис. 1).

Рис.2. Диаграмма тяга–время для различных типов зарядов

Возможно и не монотонное изменение поверхности горения,  в зависимости   от того, какое изменение давления (следовательно, и тяги) по времени необходимо обеспечить.

При выборе формы заряда руководствуются накопленным опытом проектирования и отработки аналогичных РДТТ. В качестве предварительной формы заряда целесообразно выбирать наиболее простую конфигурацию, не имеющую концентраторов напряжений (радиальные и кольцевые прорези). Простая форма заряда повышает надежность РДТТ в работе и эксплуатации, упрощает оснастку, технологический процесс заполнения и повышает надежность дефектоскопии заряда.

В случае если простой формой заряда, даже с помощью небольших кольцевых проточек, не удается обеспечить требуемый закон изменения поверхности горения, выбирают сложную форму заряда – канально-щелевую или звездообразную. В некоторых случаях приходится исходить из других соображений, превалирующих над соображениями простоты и надежности. Так, в случае больших значений массового расхода, малых значениях времени работы и большой массе топлива, предпочтительнее может оказаться сложная форма заряда с развитой поверхностью горения, как требующая меньшей скорости горения топлива, чем простая форма, для которой требуемый высокий уровень скорости горения может оказаться трудно достижимым.

ОБЩАЯ ЧАСТЬ 

Расчет двигателя

Конструирование РДТТ

Двигатель РДТТ  является основной функциональной частью баллистической ракеты стратегического назначения. Его параметры увязываются с параметрами ракеты. Для проектирования двигателя баллистической ракеты были заданы следующие параметры. Формы заряда коническая, канально-щелевой конфигурации.

Топливо СТТ Материал корпуса- Сталь 30ХГСА.

При проектировании должны быть выполнены следующие требования технического задания (ТЗ):

Калибр двигателя

Давление в двигательной установке

Давление на срезе соплового блока

Удельный импульс

Вес топлива

Количество щелей в заряде                          n=8

Показатель адиабаты                                     k=1.16

 

Разработка конструкции двигателя должна проводится исходя из условий обеспечения его эффективности, работоспособности, технологичности, надежности и экономичности. Для этого необходимо определить тип конструкции двигателя, правильно выбрать топливо и воспламенительный состав, определить конструкцию и способ крепления сопла. Рассчитать соединение элементов и узлов двигателя. Для этого необходимо рассчитать напряженно-деформированное состояние заряда, узлов и соединений, а также рассчитать действующую нагрузку на элементы двигателя, провести газодинамический расчет и определить внутрибаллистические характеристики двигателя. Рассматривать все эти вопросы надо исходя из условий технического задания, а так же оптимальности и экономичности изготовления изделия.

Выбор принципиальной схемы конструкции двигателя

 

Одной из особенностей проектируемого двигателя является довольно длительной время работы. Для этого в настоящее время применяются вкладные заряды торцевого горения. Они имеют низкий коэффициент бъемного заполнения – примерно 0,75…0,80. Происходит это вследствие наличия застойной зоны, которая, несмотря на малую толщину , занимает достаточно большой объем камеры сгорания. В переднем днище большой объем занимает узел крепления заряда. Кроме этого, длительное время работы заряда вынуждает иметь большие толщины бронирующих покрытий, чтобы свести до минимума прогрев слоев топлива, прилегающих к покрытию. Для зарядов торцевого горения этот прогрев ведет к большим искривления поверхностей горения, что, в свою очередь, ведет к отклонению силы тяги от нейтрального закона. Это нежелательно.

С другой стороны, в существующих конструкциях зарядов, прочно скрепленных по наружной поверхности с камерой сгорания, коэффициент объемного заполнения гораздо выше – его величины может доходить до значения 0,95. Заряд скрепляется по наружной поверхности с обечайкой корпуса по существующим технологическим процессам, внутренняя поверхность ывается эластичным бронирующим покрытием. В канале образуется застойная зона, температура продуктов сгорания в которой обычно значительно меньше, чем в предсопловом объеме. В переднем днище можно разместить часть топливного блока, применив раскрепленную манжету. Форму заднего днища лучше всего принять сферической, с относительным вылетом, равным единице. Это позволит поместить в заднем днище также часть топливного блока.

Сопловой блок сделать утопленным, причем он полностью будет входить в канал заряда. Начальная поверхность горения представляет собой незабронированную часть канала заряда длиной, равной радиусу сферы заднего днища. Схема конструкции приведена на рис. 1

Рис.1. Принципиальная схема двигателя.

Далее принимаем предварительную длину заряда 9,667 м, толщину стенок обечайки и днищ сделаем одинаковой с целью повышения технологичности изготовления 3 мм. ТЗП – 3 мм, тогда внешний диаметр заряда составит 1,788 м, а примерный диаметр канала 0,466 м. Тогда предварительный объем топлива составит 97,68

1.3 Выбор топлива

При выборе топлива для двигателя баллистической ракеты основным требованием является обеспечение энергетических характеристик и времени работы двигателя. Параметры имеющихся в распоряжении топлив представлены в табл. 1

Таблица 1 Характеристики топлив

 

Произведем выбор топлива – определим характеристики двигателя для каждого из имеющихся топлив. Для этого необходимо сначала рассчитать коэффициент истечения, который выглядит следующим образом.

,

Где k – показатель адиабаты

RT – сила пороха

g– ускорение свободного падения

Для определения  единичного импульса, также понадобятся значения давления в камере сгорания  (КС),  а так же ряд газодинамических коэффициентов.

Далее, произведем расчет единичного импульса по формуле [2]:

Где — уширение сопла, равное отношению площади среза сопла к площади критического сечения,

– газодинамическая функция приведенной плотности потока импульса,

— среднее давление в камере сгорания и давление окружающей среды.

Зная единичный импульс и массу топлива, можно рассчитать полный импульс каждого топлива по формуле [2]:

, где

— масса топлива

– единичный импульс

Одной из важных характеристик проектируемого двигателя является время работы. Для этого, зная единичную скорость горения и длину двигателя можно определить время работы:

Результаты расчетов приведены в табл. 2

 

Таблица 2 Ожидаемые характеристики двигателя

 

На основе полученных данных можно сделать вывод о том, что требованиям ТЗ отвечает первое топлива.

Расчет поверхности горения.

Расчет поверхности  горения проводился графо-аналитическим методом с помощью программ “MathCAD 2001i’’

Зависимость поверхности горения заряда от свода представлены на рис. 2 и табл. 3

Рис.2. Зависимость поверхности горения от величины горящего свод

 

 

Табл.3. Зависимость поверхности горения от величины горящего свода

 

1.5 Расчет внутрибаллистических характеристик

Расчет внутрибаллистических характеристик РДТТ ставит основной задачей определение давления в камере и суммарного импульса. При этом решаются и следующие сопутствующие задачи: определяются параметры газового потока (давление, температура, скорость и плотность газового потока) в канале, у днищ, которые используются при расчетах теплового состояния, прочностных расчетах и при расчете ТЗП. На величину давления в камере сгорания в первую очередь влияют параметры скорости горения топлива, которая зависти от многих факторов. Основная зависимость будет от уровня давления в камере сгорания и температуры заряда. Кроме этого часто учитывают эффект «эрозионного горения», но в двигателе с зарядом торцевого горения скорости газового потока очень малы, поэтому этот эффект не учитываем. Существует зависимость скорости горения от величины деформации топлива, но она сказывается на работе двигателя с зарядом, имеющим высокое напряженно-деформированное состояние, например,  со щелевым зарядом. В разрабатываемой конструкции торцевого заряда уровень деформации невелик, поэтому этот фактор тоже учитывать не будем.

Расчет производился в программе «Феникс» для температур эксплуатации – 50, +20, +50 С , с использование начальных данных (необходимых для расчета), приведенных в таблицах 4, 5, 6, 7, 8,

Табл.4. Исходные данные топлива.

Табл.5. Исходные данные по площади горения

 

Табл.6.  Конструкция

 

Табл.7. Условия расчета

Табль.8. Характеристики воспламенителя

 

Результаты приведены в таблице 9,10,11.

Таблица 9. Результаты вычислений для температуры +50 С

Рис.3.Зависимость давления в КС от времени работы двигателя при температуре +С

 

Рис.4.Зависимость давления в КС от времени работы двигателя при температуре +С

 

Рис.5.Зависимость давления в КС от времени работы двигателя при температуре +С

 

Рис.6 .Зависимость давления в КС от времени работы двигателя при температуре +С

 

Таблица 10. Результаты вычислений для температуры +20 С

 

 

Рис.7. Зависимость давления в КС от времени работы двигателя при температуре С

 

Рис.8. Зависимость давления в КС от времени работы двигателя при температуре С

 

Таблица 11 Результаты вычислений для температуры -50 С

 

Выводы: по полученным данным можно сделать вывод что двигатель полностью удовлетворяет ТЗ. Дальнейший прочностной расчет необходимо проводить учитывая среднее внутрикамерное давление    и  максимальное внутрикамерное давление

 

1.6 Расчет переднего днища

В качестве  переднего дна принимаем сферическое дно из стали 30ХГСА. Расчет будем проводить по допускаемым напряжениям.

Исходные данные:

R=900 мм   -радиус камеры сгорания

-относительный вылет днища

Р=0,6 кг/            -среднее давление в камере

-предел прочности материала

-коэффициент запаса прочности

Определим вылет днища:

                   b=522 мм

Найдем минимальную толщину дна и определим напряжения:

h=4,242 мм

 

 

1.7 Расчет заднего днища

Заднее дно представляет из себя конус из стали 30ХГСА

Исходные данные:

— максимальное давление в двигателе

f = 1,3                           — коэффициент безопасности

D = 1800 мм                 — диаметр входа в конус

d = 521 мм                    — выходной диаметр конуса

— предел  прочности материала

— коэффициент запаса прочности

— коэффициент Ланжевена

R = 900 мм                  — радиус камеры сгорания

Определим расчетное давление :

Определим расчет стенки:

           h = 10,721 мм

Определим тангенциальное напряжение:

 

Определим осевое напряжение:

 

Определим радиальное напряжение:

 

Определим эквивалентное напряжение и коэффициент запаса прочности

 

 

1.8 Расчет обечайки

При приблизительной оценке напряжений от внутреннего давления в металлической обечайке воспользуемся теорией безмоментного напряжения состояния цилиндрических обечаек.

— максимальное давление в камере

F = 1,3                          — коэффициент безопасности

R = 900 мм                 — радиус камеры

— предел прочности материала

— коэффициент запаса прочности

Определим расчетное давление:

Определим толщину обечайки:

h=                  h = 10,72 мм

1.9 Расчет шпоночного соединения.

Для соединения обечайки с корпусом выбираем шпоночное соединение, т.к. оно имеет минимальную массу и минимальное радиальное размеры. Последнее особо важно, т.к необходимо обеспечить установку заряда со стороны днища и чем больше будет это отверстие, тем больше будет диаметр заряда и полный импульс двигателя.

Выбираем шпонку поперечного сечения 10х4 мм и с длинной по окружности 0,1 м, из легированной конструкционной стали 30ХГСА с пределом прочности .

При максимально возможном давлении в камере двигателя 8.4 МПа нагрузка на шпонку будет определяться площадью проекции днища на плоскость, перпендикулярную оси двигателя, и составлять 2,19 МН. При выбранных размерах шпонки, напряжения среза будут определяться отношением действующей нагрузки к площади среза и составят 416.4 МПа. Принимая допускаемые напряжения на срез равные 0.6 от предела прочности т.е. 486 МПа. Напряжения смятия будут определяться отношением действующей нагрузки к площади смятия и составят 331.3 МПа. Допускаемые напряжения принимаем в размере 0.8 от предела прочности или 648 МПа.

 

1.10 Расчет заряда на прочность.

Постановка задачи: провести проверочный расчет на прочность скрепленного корпусом заряда в расчетных точках от действия стационарного внутреннего давления.

Рис.15. Схема расчета заряда.

Материал корпуса – Сталь 30ХГСА

Характеристики топлива:

– коэффициент линейного расширения

— модуль упругости топлива;

принимаем

Коэффициенты торцевой разгрузки:

– при действии климатической температуры;

— при действии внутрикамерного давления;

 

1.11 Определение величины расчетного значения нагрузки

– максимальное давление в камере

— контактное давление.

 

1.12 Расчет параметров напряженно-деформированного состояния ядра

P(t) = 1

= 0,010 – деформация (тангенциальная) на поверхности канала заряда

Напряжения:

– тангенциальное напряжение.

— радиальное напряжение

 

1.13 Определение коэффициентов

Коэффициент согласования:

— от действия давления

— от действия температур

Для случая стандартной скорости деформирования    следовательно

Коэффициент безопасности:

— при оценке прочности по деформациям в точке 3:

 

Определение суммарного коэффициента изменчивости:

 

 

Расчет суммарной деформации:

 

Условие прочности:

Условие прочности в точке 3 по деформациям выполняется

Оценка прочности:

— при оценке прочности по напряжениям:

 

 

 

Оценка прочности по напряжениям в точке 3:

Из сопоставления записываются главные напряжения из условия

Вычисляем шаровый тензор и интенсивность напряжений:

∙∙

Определяем

 

 

Определяем величину требуемого напряжения:

Условие прочности по напряжениям в точке 3 выполняются

Оценка прочности по напряжениям в точке 4:

Из сопоставления  записываются главные напряжения из условия

 Вычисляем шаровый тензор и интенсивность напряжений:

∙∙

Определяем

 

Определяем величину требуемого напряжения:

Условие прочности по напряжениям в точке 4 выполняются.

 

1.14 Газодинамический расчет

Для двигателя газодинамический расчет проводится в первую очередь с целью определения тепловых потоков к стенке двигателя и толщине теплозащитных покрытий. Из выражения =1+(к+1)/(к+1) получаем зависимость Т от .

Рис.16 Зависимость статической температуры от приведенной скорости газового потока.

Из выражения Р/=(1+(К-1)  / получаем зависимость Р от отображенную на рисунке 17.

Рис.17 Зависимость статического давления от приведенной скорости газового потока.

Из выражения р/=, где   получаем зависимость р от отображенную на рисунке 18.

 

Рис.18 Зависимость статической плотности от приведенной скорости газового потока.

1.15 Проектирование узлов конструкции двигателя

Основные требования, предъявляемые к проектируемым корпусам РДТТ, во многом совпадают с требованиями к любой продукции машиностроения. В первую очередь необходимо обеспечить работоспособность двигателя. Для этого он должен отвечать требованиям по прочности, жесткости, устойчивости и усталости. Кроме этого, особенностью проектирования РДТТ является требование минимальной массы конструкции, т.к. от этого зависит эффективность двигателя , дальность полета ракеты и ее полезная нагрузка. Данное требование сильно усложняет процесс проектирования, потому что самый обычный путь – увеличение запасов прочности здесь неприемлем.  Требуется при минимальном запасе прочности обеспечить нужную работоспособность. Это можно сделать только одним путем – учесть при разработки конструкции как можно полнее условие эксплуатации с помощью более точных методик расчета. Другая особенность проектирование РДТТ, заключается в том, что несмотря на короткое время своей работы, его конструкция работает в очень тяжелых условиях – это высокая температура химически активных газов. На конструкцию действует одновременно, и высокая температура, и высокое давление.

Разрабатываемая конструкция должна быть технологичной. Это означает, в основном, требования удобства ее серийного изготовления  и эксплуатации Это вынуждает конструктора не только правильно разработать узел и деталь, но и правильно подобрать технологический процесс изготовления.

При разработки конструкции  необходимо учитывать требование экономичности. Это означает, что при прочих равных условиях должно быть выбрано то решение, которое позволяет обеспечить заданные требования при минимальной стоимости проектируемого изделия. Особенно жестко это требование действует при проектировании изделий массового производства. Для РДТТ это положение усугубляется требованием изготовления всех деталей и узлов из недефицитных материалов отечественного производства.

Очень существенным требованием является обеспечение надежности двигателя. Современный РДТТ является высоконадежным изделием ее уровень составляет 0,995-0,9995. Стандартные способы обеспечения надежности посредством увеличения запасов прочности здесь не применимы, т.к. они ведут к ухудшении эффективности двигателя и ракеты в целом. Это заставляет использовать использовать большие объемы информации об условиях работы двигателя в составе ракеты, применять очень сложные методики расчета параметров РДТТ.

При конструировании новых РДТТ, учитывая особенности функционирования ЛА в любых метеорологических условиях с высокой степенью надежности формируют ряд требований, которые позволяют выделить этапы конструирования РДТТ:

• Выбор материала корпусных деталей
• Выбор формы корпуса и его узлов
• Расчет толщин основных деталей несущей конструкции корпуса РДТТ.

 

1.15.1 Проектирование обечайки

В качестве материала обечайки выбираем легированную конструкционную сталь 30ХГСА ГОСТ 4543-71, т.к. высокие теплопрочностные  свойства данного материала сохраняются в течение длительного времени работы (при Т=300-400 С =1100 МПа)

Форму обечайки принимаем – цилиндр с Максимально возможное давление в камере сгорания будет P=8,4 МПа.

Толщину обечайки корпуса определяем по формуле:

 

1.15.2 Проектирование днищ

 

Форма днищ – сферическая, т.к. такая форма обладает минимальной массой, обусловленной безмоментным напряженным состоянием с равными меридиональными и окружными напряжениями, имеет наиболее простую форму и наиболее технологично. Способ изготовления днищ – штамповка.

В качестве материала обечайки выбираем легированную конструкционную сталь 30ХГСА ГОСТ 4543-71.

Принимаем значение безразмерного вылета днища, которое является отношением вылета днища к радиусу обечайки, равным

Радиус днища будет иметь величину

Принимаем величину 1,03 м.

Толщина днища определяется по формуле

Принимаем величину 0,004 м.

---

1 2 3