Искусственные эксплуатационные факторы

К искусственным факторам, порождаемым функционированием са­мого летательного аппарата в процессе его эксплуатации, можно отнести: механические (статические и динамические), гидромехани­ческие (гидростатические, гидродинамические, газостатические, га­зодинамические, аэродинамические), термические, электрические и электромагнитные факторы, воздействие специальных сред (топ­лива, масел, смазочных жидкостей и т. д.), излучение в радиотехни­ческом диапазоне электромагнитных волн, специальные виды излу­чения и др.

Механические искусственные факторы. На этапах жизненного цик­ла изделий авиационной и ракетно-космической техники на борто­вые системы и их элементы воздействуют различие виды механичес­ких нагрузок. Классификация механических факторов представлена на рис. 5.5 [29, 56, 88, 101, 124].

В строительной механике ЛА механическими нагрузками называ­ются силовые воздействия, вызывающие изменения напряженно- деформированного состояния силовых конструкций и других элемен­тов аппарата [26, 29, 56, 71].

Рис. 5.5. Классификация механических ВВФ

По характеру приложения и распределения механические нагруз­ки естественного и искусственного происхождения, воздействующие на ЛА, можно разделить на три категории:

1. Объемные или массовые силовые воздействия, распределенные по всему объему ЛА и пропорциональные плотности его материала. К ним относятся сила тяжести, инерционные силы и др.

2. Поверхностные силовые воздействия, распределенные по по­верхности ЛА. К этой категории относятся аэродинамические, гид­родинамические силы и др.

3. Сосредоточенные силовые воздействия сравнительно большой величины, распределенные по относительно малой поверхности. Теоретически — это силовые воздействия, приложенные в точке. Примером сосредоточенных силовых воздействий могут служить кон­тактные силы, возникающие в месте передачи на корпус (через стер­жни рамы двигательной установки) силы тяги.

Механические нагрузки могут быть постоянными (статическими) и переменными (динамическими). Статические нагрузки связаны с приложением к испытуемому объекту системы уравновешенных, а динамические — системы неуравновешенных сил. Решение вопроса о том, какой характер носит нагрузка, зависит также от скорости из­менения воздействующей силы и механических свойств объекта. Принято считать, что если нагрузка меняется в течение времени, не превышающего два-три периода свободных колебаний объекта, то такая нагрузка будет динамической. Если же продолжительность из­менения нагрузки велика и превышает три-пять периодов свободных колебаний объекта, то такую нагрузку считают статической (они мо­гут быть постоянными либо медленно изменяющимися) [30—32, 152].

К динамическим нагрузкам, воздействующим на изделия авиа­ционной и ракетно-космической техники (РКТ) на этапах их жиз­ненного цикла, относятся: инерционные нагрузки, возникающие в процессе движения ЛА, а также вибрационные и ударные нагрузки, возникающие при транспортировке объекта с завода-изготовителя, а также на этапах выведения, орбитального полета и стыковки модулей на монтажной орбите. Принципиальное различие двух последних ви­дов динамических нагрузок заключается в том, что при ударах воз­действие нагрузок носит дискретный характер, а при вибрации — непрерывный (последующий физический процесс начинается, когда еще не полностью закончен предыдущий). Особое место в классифи­кации динамических нагрузок, воздействующих на изделия, занима­ют кратковременные динамические нагрузки (КДН), которым при­сущи основные характерные свойства вибрационных и ударных нагрузок (например, удары с затухающим последействием в виде гар­монической, широко — или узкополосной вибрации). С такими на­грузками приходится сталкиваться при стыковке КА, срабатывании пиросредств и в ряде других случаев на различных этапах жизненного цикла изделий РКТ [31, 32, 106, 151, 152].

Рассмотрим воздействие статических механических нагрузок [88,

101].

Статические нагрузки от тяги ракетного двигателя. Сила тяги по своей природе является поверхностной силой. Однако на корпус она передается либо в виде сосредоточенных сил (в местах присоеди­нения стержней рамы двигательной установки), либо в виде распре­деленной по контуру поперечного сечения корпуса нагрузки (при на­личии сравнительно большого числа опорных точек у рамы или при использовании вместо стержневой системы подкрепленной оболочки).

Если не учитывать газодинамические отклонения вектора тяги, то линия ее действия совпадает с продольной осью сопла и камеры сгорания. Тогда точность совпадения направления действия тяги с продольной осью ЛА, проходящей через центр масс, определяется в основном погрешностями монтажа самой двигательной установки и отсеков корпуса ЛА. Таким образом, в общем случае приходится считаться с наличием как поперечной составляющей тяги Лу = Ар Л, так и статического возмущающего момента (относительно попереч­ной оси, проходящей через центр масс ЛА), равного:

Мрв = R [Ду, — др (х1п — хп)],

где Ду|, др — эксцентриситет и угол наклона вектора тяги; х1п — аб­сцисса места крепления рамы двигательной установки к корпусу; х1т — абсцисса центра масс.

При использовании нескольких двигательных установок возмож­но появление как статических (на рабочем режиме), так и динами­ческих (на переходных режимах) возмущающих моментов, обуслов­ленных разбросом значений тяги отдельных двигателей.

Статические нагрузки от массовых сил. Прежде чем приступить к определению массовых нагрузок, составляются эпюры распределе­ния массы по длине корпуса для всех случаев нагружения. На стадии эскизного проектирования по приближенным формулам оценивается общая масса ЛА, масса компонентов топлива и лимиты масс для основных его узлов: двигательной установки, системы управления, полезного груза и всех отсеков корпуса. В процессе разработки про­екта и выполнения расчетов на прочность эти массы уточняются и более ясно вырисовывается характер их распределения. На стадии подготовки рабочих чертежей конструкции проводится точный рас­чет масс всех элементов корпуса, положения центра масс аппарата и его моментов инерции относительно продольной (Jx) и поперечных (/*, Jz) осей, проходящих через центр масс.

Весовые эпюры для каждого отсека строятся с учетом характера воздействия на силовую часть корпуса. Так как обычно многие грузы крепятся к корпусу в продольном и поперечном направлениях раз­личными конструктивными элементами, то и распределение состав­ляющих веса по этим направлениям также будет различным. Напри­мер, масса жидкости у аппаратов баллистического типа с несущими баками вызывает на корпусе в продольном направлении (в месте при­соединения нижнего днища бака к обечайке) распределенную по кон­туру поперечного сечения нагрузку, в поперечном направлении — поверхностную нагрузку (гидростатического давления), распределен­ную по части длины бака ниже зеркала жидкости. У ракет с подвес­ными баками как в поперечном, так и продольном направлении мас­са жидкости и конструкции самих баков вызывает на корпусе систему сосредоточенных сил (в местах крепления баков к корпусу). Способ построения эпюр распределения массы зависит от потребной точнос­ти исходных данных.

Посредством численного или графического интегрирования ука­занных эпюр определяются поперечная Qq и продольная Nq силы в любом сечении ЛА.

Масса ЛА в полете определяется как сумма массы конструкции Мк (с полезным грузом) и текущей массы топлива Мт ■

где Мт0 — начальная (стартовая) масса топлива, которая в общем случае зависит от способа заправки и температуры топлива; dMT /dt — секундный массовый расход топлива.

Удобно вместо времени t пользоваться относительным временем t = t/T, где Т — некоторое фиктивное время, равное времени, в те­чение которого сгорела бы вся стартовая масса М0 = (Мк + Мт0) ЛА, с указанным секундным расходом топлива dMT/dt:

ГГ! _________

" dMT/dt ‘

В этом случае при постоянном секундном расходе топлива фор­мула текущей массы ЛА на активном участке полета может быть запи­сана в более простом виде:

Очевидно, что при / = О М(0) = М0, а при Г = 7К (в конце уча­стка активного полета) М(ТК) = М0(1-Тк). Обычно конечная масса ЛА зависит не только от массы самой конструкции Мк, но и от массы остатков топлива в баках, и лишь в предельном случае М(ТК) = Мк.

Параметр Тк — важная характеристика конструкции ЛА, особен­но баллистического типа. Он связан простой формулой с относи­тельной конечной массой рк = (1 -?^), которая в соответствии с из­вестной формулой Циолковского определяет конечную скорость ракеты. Иными словами, параметр Тк является своего рода критери­ем качества конструкции, ее массовой «культуры». Чем больше Тк, тем более совершенна (при заданном значении Мт) конструкция ЛА.

%(*l)(*l -*1т)2Л, +XG>,(*1T/ -*1т)2 .

Массовые моменты инерции ЛА относительно осей связанной системы координат, например Z[, вычисляются по формулам вида:

где *lT. — абсцисса центров масс сосредоточенных грузов.

Моменты инерции, масса и положение центра масс характери­зуют динамические свойства ЛА и во многом определяют режимы нагружений при стендовой отработке изделий.

Рассмотрим теперь основные параметры и характеристики раз­личных видов динамических механических нагрузок (вибрации, удар­ных и инерционных нагрузок) [23, 26, 29, 56, 88, 124].

Вибрацией принято называть движение точки или механической системы, при котором происходят колебания характеризующих его скалярных величин.

Характерные особенности изделий авиационной и ракетно-кос­мической техники как колебательной системы следующие:

• наличие свойств абсолютно жесткого тела (в частности, нали­чие шести степеней свободы), так как в полете они не имеют опор­ных устройств;

• наличие источников энергии, двигательных установок, гидро — и электроприводов и других энергосистем, обуславливающих потен­циальную колебательную неустойчивость.

При эксплуатации изделий авиационной и ракетно-космической техники наиболее часто проявляются два типа колебаний:

• траекторные, вызванные изменением параметров траектории (высота, скорость, ускорение), т. е. это колебания аппарата как же­сткого тела, которые связаны с проблемой устойчивости и управляе­мости ЛА. Частоты траекгорных колебаний в зависимости от типа ЛА имеют величину f = 0,01—3 Гц;

• упругие колебания, вызывающие изменения напряженно-де­формированного состояния конструкции вследствие собственных ко­лебаний или вибраций, которые могут привести к возникновению опасных напряжений вплоть до разрушения, ухудшению условий ра­боты аппаратуры и дискомфорту космонавтов. Эти частоты колеб­лются от 1 до 100—200 Гц, а в ряде случаев значительно выше (для более легких аппаратов частота колебаний больше, чем для более тя­желых).

Источниками вибрации изделий авиационной и ракетно-косми­ческой техники, как известно, являются:

• акустическое воздействие на ЛА струй продуктов сгорания, истекающих из сопла ракетного двигателя со сверхзвуковой скорос­тью;

• пульсации давления в пневмогидросистемах и в пограничном слое потока воздушной среды;

• несбалансированность вращающихся элементов двигателей, аг­регатов и др.

Основными параметрами вибрации являются виброперемещение, виброскорость, виброускорение и частота. Виброперемещением s(t)
называют составляющую перемещения, описывающую вибрацию. Первая производная v{t) = ds(t)/dt виброперемещения является виб­роскоростью, а вторая — виброускорением a(t) = d2s(t)/di1.

В зависимости от траектории перемещения рассматриваемой точ­ки тела вибрация может быть прямолинейной, плоскостной и про­странственной. При прямолинейной вибрации точки тела движение совершается по прямолинейной траектории, при плоской — по плос­кой и при пространственной — по пространственной траекториям.

В зависимости от характера движения твердого тела вибрация может быть линейной (поступательной) и угловой. Кроме того, раз­личают детерминированную и случайную вибрацию.

Детерминированной вибрацией называют колебания, при которых значения колеблющейся величины (характеризующей вибрацию) из­меняются во времени по фиксированному закону. Различают гармо­ническую и периодическую детерминированную вибрацию.

Гармонической вибрацией называют колебания, при которых зна­чения колеблющейся величины (характеризующей вибрацию) изме­няются во времени по закону;

U(t) = A sin (со/ + <р),

где / — время; Л, со, ф — постоянные параметры (А — амплитуда; (со/ + ф) — фаза; ф — начальная фаза; со — угловая частота).

Для гармонической вибрации виброперемещение, виброскорость и виброускорение определяются выражениями:

^(/) = sin (со/ — і — ф); v(t) = = (0Sm cos(co/ + ф);

Из этих выражений следует, что виброускорение и вибропереме­щение находятся в противофазе, а амплитуды виброскорости и виб­роускорения определяются соотношениями

Vm = GsSm и а =со К =arS.

tn т nt т

Учитывая, что динамический диапазон измеряемых энергетичес­ких величин и значений параметров вибрации весьма большой, пользу-

ются логарифмическим уровнем колебаний, характеризующим срав­нение двух одноименных физических величин, пропорциональных десятичному логарифму отношения оцениваемого и исходного значе­ний величин. Например, для виброускорения уровень, измеряемый в белах, составляет L = А^), а измеряемый в децибелах —

Периодической вибрацией называют колебания, при которых каж­дое значение колеблющейся величины (характеризующей вибрацию) повторяется через равные интервалы времени:

u(t) = u{t + тТ),

где т — любое целое число; Т — период колебания.

При рассмотрении периодической вибрации различают колеба­ния с основной частотой, равной частоте анализируемых периоди­ческих колебаний, и колебания с кратными ей частотами (гармони­ки), из которых складывается периодическая функция u(t).

Совокупность соответствующих гармоникам значений величины, характеризующей вибрацию, в которой указанные значения распо­лагаются в порядке возрастания частот гармонических составляющих, образует спектр вибрации. Периодической вибрации соответствует дискретный (линейчатый) спектр. Для характеристики вибрации наиболее часто пользуются амплитудным спектром, в котором вели­чинами, характеризующими гармоники, являются их амплитуды.

Известно, что любое периодическое колебание можно предста­вить в виде комбинации простых составляющих путем разложения его по определенной системе. Наиболее широкое применение получило разложение в ряд Фурье, который представляет сумму слагаемых сле­дующего вида:

или

где а0, ак, Ьк, Ак и <рЛ — коэффициенты, вычисляемые по формулам:

Ф* = — arctg(bk/ак).

Случайной вибрацией называют колебания, представляющие со­бой случайный колебательный процесс, при котором колеблющиеся точки могут совершать нерегулярные и неповторяющиеся циклы дви­жения в пространстве. Для теоретического описания процессов слу­чайной вибрации пользуются теорией вероятностей и, в частности, теорией случайных процессов.

При проведении множества испытаний на воздействие случай­ной вибрации каждому из них соответствует запись изменения вибро­ускорения в процессе эксперимента х* (/) (где к — номер экспери­мента). Отдельные реализации х*(/) случайной функции X(t) отличаются друг от друга в соответствии с законом статистического распределения мгновенных значений случайной величины, так как в каждый фиксированный момент времени/функция X(t) представля­ет собой величину, случайным образом изменяющуюся при измене­нии номера реализации к. Таким образом, случайная функция X(t) является функцией двух переменных — / и параметра к, пробегающе­го номера всех реализаций, а случайный процесс является совокуп­ностью выборочных функций Хк (/), где к -»оо и. -«в < / < ов. Реаль­ный случайный вибрационный процесс является, таким образом, совокупностью реализаций х*(/) > где к и / ограничены.

Для описания основных свойств случайных вибрационных про­цессов используются, как известно, следующие статистические ха­рактеристики.

1. Среднеквадратическое значение виброускорения. Данная харак­теристика, дающая представление об интенсивности процесса, оп­ределяется извлечением квадратного корня из среднего значения квад-

Л

рата виброускорения щ рассматриваемой реализации x(t):

где Т — длительность реализации x(t); х2 (/) — квадрат текущего зна­чения виброускорения в бесконечно малом промежутке времени dt.

Часто удобнее рассматривать физический процесс в виде суммы статической (т. е. не зависящей от времени) составляющей и дина­мической, или флуктуационной составляющей. Статическую состав­ляющую можно получить, вычисляя среднее значение процесса:

Динамическая составляющая определяется дисперсией процесса:

где ох — среднеквадратическое отклонение виброускорения.

Для случайных вибропроцессов, имеющих нулевое среднее зна­чение процесса тх= 0 , дисперсия равна среднему значению квадра­та случайного виброускорения процесса Dx=alx=.

2. Плотность распределения случайного виброускорения. Эта ха­рактеристика определяет вероятность того, что значения виброуско­рения процесса в произвольный момент времени будут заключены в определенном интервале.

Рассмотрим некоторую реализацию xk{t). Вероятность Р того, что значения xk(t) попадают в интервал [х, х + Дх]

Р[хй xk(t) й х + Ах] = Jim Ц-,

к

где Тх =2^ Atj — суммарная продолжительность нахождения значе­ні

ний процесса в интервале [х, х + Дх] за время наблюдения Т. Тогда плотность распределения

V У

Эта характеристика устанавливает, таким образом, вероятност­ные законы распределения мгновенных значений виброускорения.

3. Автокорреляционная функция. Основным приложением данной характеристики является исследование того, в какой степени значе­ния процесса в некоторый данный момент времени влияют на значе­ния процесса в некоторый момент в будущем, т. е. она характеризует степень изменчивости реализации случайного процесса и быстроты его изменения при изменении аргумента /.

Рассмотрим некоторую реализацию х* (t). Оценку величины ав­токорреляционной функции, связывающей значения х*(/) в момент времени t и / + т можно получить, вычисляя произведение этих орди­нат и осредняя величину произведения в пределах времени наблюде­ния Т. Найденное среднее значение произведения приближается к точному значению автокорреляционной функции Rx(т) при Г -> оо; 212

1 r_T

** (x) = Tlim jr — J xk (t)xk (t + x) A.

T^T-x J

4. Спектральная плотность мощности. Чтобы полностью описать стационарные случайные колебания теоретически, необходимо бес­конечное количество данных об их происхождении. Для упрощения анализа пользуются такими понятиями, как распределение вероят­ности амплитуды в виде плотности вероятности и непрерывные час­тотные спектры колебаний в виде средних квадратических спектраль­ных плотностей (спектральных плотностей мощности — СПМ). Эта характеристика описывает общую частотную структуру процесса че­рез спектральную плотность среднего значения квадрата виброуско­рений:

СИ/) = СПМ = lim чШіІїЬй = Вт Вт

где — составляющие функции jc(/), имеющие частоты в ин­

тервале [/,/ + ДГ].

Физически спектральную плотность мощности можно определить как предел отношения мощности, приходящейся на участок шири­ной df при условии, что Д/" 0. Практически рассматривают не

предел отношения мощности, а предел отношения ускорения, кото­рый называют спектральной плотностью ускорений (СПУ) случайной вибрации:

Gx(f) = СПУ = lim (а2/АЛ,

Af->0

где а — среднеквадратическое значение ускорения, м/с2; Af — поло­са частот, Гц.

Важное свойство спектральной плотности заключается, как из­вестно, в ее связи с автокорреляционной функцией через преобразо­вание Фурье.

Прямое преобразование:

оо оо

Gx (/) = 2 J Rx (x)e~2n^xdx = 4j Rx (х)сс&2к/ xdx.

—oo 0

Обратное преобразование:

оо оо

Rx (х) = 2 J Gx {f)eln*xdf = 4 JGx (f)cos2Kfxdf.

—OO 0

Из определения спектральной плотности также следует, что сред­нее значение квадрата виброускорения рассматриваемой реализации

равно обшей площади под кривой Gx{f):

— К (Л#-

Основным применением спектральной плотности физического процесса является исследование его частотной структуры, которая в свою очередь дает важную информацию об основных характеристиках исследуемых физических систем.

В основе определения статистических характеристик случайных функций по результатам опытов лежит закон больших чисел, соглас­но которому при большом числе опытов вероятности событий могут быть заменены соответствующими частотами появления этих собы­тий, а математические ожидания случайных величин — их средними значениями.

Однако получение необходимых реализаций случайных вибраци­онных процессов связано с дорогостоящими экспериментами. В связи с этим приходится ограничиваться сравнительно небольшим числом опытов. Следовательно, возникает необходимость нахождения таких характеристик результатов опытов, которые можно было бы принять за искомые вероятности событий и характеристики случайных вели­чин. Всякая функция результатов опытов, которая может быть при­нята за искомую вероятностную характеристику, называется оценкой этой характеристики.

Один из основных способов, используемых для получения оце­нок статистических характеристик случайной функции х*(0 на осно­ве N независимых измерений, заключается в вычислении оценок по следующим формулам [12, 13, 23, 24, 88, 124]:

j N-r

Rx (rA)=жг X x‘Xi+r (при т*х = °У’ N r /=1

(при m* =0),

где m*x — оценка среднего значения данной случайной функции; / — номер измеренного значения; Dx — оценка дисперсии; ах — оценка среднеквадратического отклонения; у* — оценка среднеквадратичес — кого значения; R* — оценка автокорреляционной функции; Gx{f) — первичная оценка спектральной плотности; N — число замеров слу­чайной функции; г — номер сдвига функции при определении оце­нок автокорреляционной функции; т — максимальный сдвиг; h — величина интервала времени между соседними замерами; /в — верх­няя частота вибропроцесса.

Эти формулы получены из соответствующих интегральных фор­мул путем замены в них интегралов от непрерывной функции дс*(ґ)

на сумму дискретных значений X/ /-х замеров функции х* (/) через равные промежутки времени At на конечной длительности Треализа­ции.

Л*(°) + 2Х K(rh)cos r=1

Оценку Gx (/) рекомендуется рассчитывать только для (m +1) дис­кретных частот: / = sfB/m, s = 0,1, 2,…, т. Таким образом:

В зависимости от свойств характеристик случайной вибрации ее подразделяют на стационарную и нестационарную. Особенностью стационарной случайной вибрации является независимость ее характе­ристик от времени, в то время как у нестационарных случайных вибра­ций статистические свойства изменяются во времени. Стационарная случайная функция с постоянной спектральной плотностью называ­ется стационарным белым шумом. С теоретической точки зрения мож­но считать, что все встречающиеся в технике случайные колебания являются нестационарными. Нестационарный характер имеют и мно­гие физические процессы.

Изучение свойств стационарного случайного процесса по един­ственной реализации возможно только тогда, когда реализации обла­дают так называемым эргодическим свойством. Эргодический случай­ный процесс — такой процесс, вероятностные характеристики которого могут быть получены с вероятностью, сколь угодно близкой к 1, в результате некоторой операции усреднения по времени одной реализации достаточно большой (теоретически бесконечной) длитель­ности вместо усреднения по вертикали в данный момент времени t множества реализаций Это означает, что любая из реализа­

ций, составляющих ансамбль, должна нести в себе все основные черты процесса, т. е. быть достаточно представительной. Такое свойство позволяет определять статистические характеристики вибрации по од­ной реализации, полученной в летном эксперименте, а не проводить множество дорогостоящих экспериментов. Если несмотря на стацио­нарность процесса никакая из его реализаций не является представи­тельной, т. е. результаты вычислений, полученные по совокупности реализации и по одной из них, не совпадают, то такой процесс на­зывается неэргодическим.

На рис. 5.6 представлены четыре примера реализаций стацио­нарных эргодических случайных процессов, наиболее часто исполь­зуемых в практике виброиспытаний изделий ракетно-космической техники (на нем также приведены их корреляционные функции и спектральные плотности). При рассмотрении этих реализаций следу­ет отметить их различие, связанное с тем, что в случайном процессе на рис. 5.6,в существует некоторая средняя частота, а в процессе на рис. 5.6,г такую частоту указать не представляется возможным. Оче­видно, что спектр случайного процесса на рис. 5.6,г богаче различ­ными частотными составляющими, чем спектр процесса на рис. 5.6,в. Если средняя частота просматривается уже на осциллограмме, то можно утверждать, что спектральная плотность такого процесса (см. рис. 5.6,в) имеет максимум на этой частоте и нельзя этого утверждать относительно случайного процесса на рис. 5.6,г. Случайный виброп­роцесс вида, представленного на рис. 5.6,в, характеризующийся на­личием в спектре средней частоты, называют узкополосным, а вида, приведенного на рис. 5.6,г, — широкополосным.

В заключение отметим, что вибрационные нагрузки приводят к дополнительному динамическому нагружению ЛА, его бортовых сис­тем и их элементов и существенно снижают их работоспособность, надежность и ресурс. Поэтому испытаниям на воздействие вибраци­онных нагрузок, реализуемым с применением широкого спектра ме­тодов, подвергают практически все функциональные и технологи­ческие элементы систем, а в ряде случаев и ЛА в целом.

r

■ I— о h-B/lfbh+B/i

f

в

0

Рис. 5.6. Примеры реализаций случайных вибропроцессов х(0, их корреляционных функций /^(т) и спект­ральной плотности мощности <7ХС(/): а — гармонический процесс; б — гармонический процесс плюс случай­ный шум; в — узкополосная вибрация; г — широкополосная вибрация

На этапах жизненного цикла ЛА (при транспортировании, взле­те, старте, посадке, при разделении ступеней, срабатывании пиро­средств, стрельбе бортового вооружения и др.) возникают удары. Ударом принято называть такое движение, при котором имеет место взаимодействие движущихся тел, сопровождающееся частичным или полным переходом кинетической энергии соударяющихся тел в по­тенциальную энергию упругой деформации и в так называемую внут­реннюю энергию тел, увеличение которой приводит к нагреву. Ука­занный процесс происходит в малом (ограниченном) пространстве за время, значительно меньшее периода собственных колебаний со­ударяющихся тел.

В реальной жизни ЛА воспринимают следующие значения удар­ных нагрузок:

• при транспортировке — и < 5 (/ = 5 —10 Гц);

• при разделении ступеней — л = 3 —9 (/ = 3 — 30 Гц);

• при срабатывании пиросредств — л = 100 —150 (/ = 1 — 2 кГц).

В большинстве случаев в процессе соударения возникает упру­гопластическая деформация. Процесс удара можно разделить на два этапа. Во время первого (активного) этапа происходит нагружение тел, контактная сила соударяющихся тел возрастает, деформация в зоне контакта носит упругопластический характер, а центры энергии соударяющихся тел при этом сближаются. Во время второго (пассив­ного) этапа контактная сила уменьшается, и при равенстве ее нулю нарушается контакт соударяющихся тел и происходит их разгрузка. При этом восстанавливается свойство упругой деформации и рассто­яние между центрами инерции соударяющихся тел увеличивается.

На первом этапе в различных конструкциях и их элементах могут возникать резонансные явления, затухания которых продолжаются и после окончания второго этапа. Процесс затухания колебаний назы­вается ударным последействием, или откликом. Для анализа процес­сов, происходящих при ударе, целесообразно пользоваться поняти­ем амплитудно-частотного спектра. На практике удары могут быть одиночными и многократными, повторяющимися периодически.

Для характеристики одиночных ударов, являющихся непериоди­ческими функциями, пользуются интегралом Фурье

ДО = ^ J

—оо

который представляет функцию f(t) в виде суммы (интеграла) бес­конечно большого числа гармонических колебаний, близких по час­тоте, с бесконечно малыми амплитудами. При этом частотный ин­тервал между двумя соседними колебаниями бесконечно мал и равен dw. Величину /’(со) называют спектральной плотностью, или комп­лексным спектром непериодической функции, а ее абсолютное зна­чение (модуль) просто спектром. Особенностью интеграла Фурье яв­ляется то, что он представляет непериодическую функцию суммой периодических составляющих, образующих непрерывный спектр без дискретных частотных составляющих, называемый сплошным.

Если рассматривать воздействие многократных ударов и предпо­лагать, что они периодические, то следует воспользоваться разложе­нием в ряд Фурье, позволяющим представить сложную периодичес­кую функцию в виде дискретного (линейчатого) гармонического спектра, состоящего из равноотстоящих спектральных линий, часто­ты гармоник которых находятся в простых кратных соотношениях.

В зависимости от характера процессов ударного воздействия раз­личают простые (рис. 5.7, а, б) и сложные (рис. 5.7, в) формы ударных импульсов.

Рис. 5.7. Формы ударных импульсов: а, б — простые, в — сложная

Простой удар может вызвать разрушения вследствие возникнове­ния сильных, хотя и кратковременных, перенапряжений в материа­ле изделия. Возникающие под действием ударов резонансные коле­бания могут приводить к повреждению отдельных конструктивных элементов, поскольку при этом они получают наивысшие ускорения.

Сложный удар, сопровождающийся циклическими или знако­переменными перенапряжениями, может привести к накоплению микродеформаций усталостного характера. Если изделие обладает ре­зонансными свойствами, то даже простой удар может вызвать коле­бательную реакцию в элементах конструкции, которая также сопро­вождается усталостными явлениями.

Ударное движение характеризуется системой параметров физи­ческих величин, знание которых позволяет сформулировать требова­ния к процессу испытаний и оценить его результаты. Установлены следующие основные параметры физических величин, характеризу­ющие ударное движение:

• пиковые ударные ускорения ап, скорость vn, перемещение Su или деформация, оценивающие соответственно наибольшие аб­солютные значения указанных параметров;

• длительности действия ударного ускорения, скорости, переме­щения и деформации, оценивающие интервал времени, в те­чение которого действуют мгновенные значения ускорения ди­одного знака, удовлетворяющие условию щ >0,1 ат =ап

• длительности фронтов ударного ускорения, скорости, переме­щения и деформации, определяющие интервал времени от момента появления до момента достижения пикового значения соответствующего процесса ударного движения;

• импульс ударного ускорения — интеграл от ударного ускорения за время, равное длительности его действия;

• коэффициенты наложенных колебаний ударных ускорений, скорости, перемещения или деформации, оценивающие от­ношение полной суммы абсолютных значений проекций на ось ординат участков кривой ударных ускорений, скорости, пе­ремещения или деформации между соседними экстремальны­ми точками к удвоенному пиковому значению соответствующе­го параметра (рис. 5.8).

Рис. 5.8. Иллюстрация определения коэффициента наложенных колебаний

Для ударного ускорения коэффициент наложенных колебаний определяется по формуле:

J п+1

^нк = ^ ^ (ai+1 ” Я/ )>

2ап i=o

где я — число экстремальных точек.

В стандарте МЭК Публикация 68-2-27 вместо понятия коэффи­циента наложенных колебаний пользуются понятием «пульсация на первоначальном импульсе»:

Ь = (ат/ат)100%,

где йдх — амплитуда наложенных колебаний, или амплитуда пульса­ций; ат — максимальная амплитуда импульса. При этом указываются частота пульсаций и затухание после импульса. В ГОСТ 20.57.406—81 пульсации называются относительной амплитудой ускорения наложен­ных колебаний.

Существенное влияние на характер ударного воздействия оказы­вают формы импульсов, определяющие характеры амплитудно-час­тотных спектров, которые в реальных условиях могут быть различны­ми, и им будут соответствовать различные амплитудно-частотные спектры, позволяющие количественно оценить воздействие удара. Изделия авиационной и ракетно-космической техники представляют собой сложные системы с затуханием, состоящие из конструктив­ных элементов, обладающих большим числом степеней свободы. Колебания указанных элементов системы, вызванные воздействием удара, могут привести к повреждению других элементов за счет воз­никновения связанных резонансных явлений. Эти явления могут быть представлены системой спектров удара. Ускорение получается мак­симальным, когда во время воздействия ударного импульса возбуж­даются резонансы и возникающие при этом колебания накладывают­ся на ударный импульс.

Установлено, что наибольшая опасность повреждения возникает при наименьшей длительности нарастания импульса. Опасность по­вреждения вследствие удара обычно меньше для системы с затухаю­щими колебаниями, чем для систем с незатухающими колебаниями, особенно для системы с большим числом степеней свободы.

При движении летательных аппаратов возникают инерционные нагрузки. Линейные ускорения могут появляться при прямолиней­ном, криволинейном и вращательном движениях. Криволинейное и вращательное движения могут быть равномерными и с ускорением. При равномерном криволинейном движении точки по окружности

она проходит путь по дуге, равный AS, или поворачивается на угол Дф = AS/R, где R — радиус окружности, по которой движется точ­ка. Возникающее при указанном перемещении точки приращение вектора скорости приводит к возникновению нормального (центро­стремительного) ускорения, вектор которого направлен к центру ок­ружности, а модуль определяется формулой ап = V2 /R.

Очевидно, что чем больше исіфивлена траектория движения, т. е. чем меньше R, тем больше ап при неизменной скорости. При криво — линеййом движении точки с ускорением (рис. 5.9,о) за время At вектор скорости v получает приращение Av. Разложив вектор Av при­ращения скорости на две составляющие (нормальную Av„ и танген­циальную Avt), вектор полного ускорения выразится как:

а = lim — = lim —- + lim —- = an+a. д/->0 At 0 At дс->0 At

Произвольное вращательное движение характеризуется угловой скоростью тела, векторная величина которой определяется выраже­нием ю = dy/dt.

При постоянной угловой скорости имеет место равномерное вра­щение, при котором со = <р//. Учитывая, что угловая скорость одно­го оборота со = 2п/п и выражая его числом оборотов п в минуту, по­лучим ш = ял/30 Гц.

222

При неравномерном вращении изменение вектора угловой ско­рости со временем характеризуется величиной р = dco/dt, которая называется угловым ускорением. Модуль углового ускорения р = со/Г. При вращении отдельные точки вращающегося тела имеют различ­ную касательную скорость vx, которая зависит от угловой скорости со и расстояния R данной точки от оси вращения. Линейная скорость точки, находящейся на расстоянии R от оси вращения, выражается

формулой v = R ■ dy/dt = R(о, а нормальное ускорение — ап = со2 /л. Аналогично модуль тангенциального (касательного) ускорения опре­деляется как Oj = Лр = &R/T, из чего следует, что нормальное и тан­генциальное ускорения растут линейно с увеличением радиуса R.

Вместо условного тела (точки) рассмотрим изделие, установлен­ное на вращающемся диске. Оно испытывает воздействие двух про­тивоположно направленных сил: одна направлена вдоль радиуса к центру диска и вызвана центростремительным (нормальным) уско­рением ап = со2/л; вторая, называемая центробежной силой инер­ции /цб = ma? R, направлена от центра диска (рис. 5.9, б). При пере­ходе от ш к числу оборотов п получим

2 2 IT

900

Центробежная сила инерции действует на изделие во вращаю­щейся системе отсчета независимо от того, находится ли оно в не­подвижном состоянии или движется относительно нее с некоторой скоростью. В случае, если изделие или его конструктивные элемен­ты совершают движение относительно вращающейся системы отсче­та, они подвергаются воздействию не только центробежной силы инерции, но и так называемой силы Кориолиса, или кориолисовой силы инерции. Такая сила может возникнуть, например, при движении изделия в радиальном направлении с постоянной скоростью, пер­пендикулярной оси вращения, или при движении его по окружнос­ти, лежащей в плоскости, перпендикулярной оси вращения с цент­ром окружности на этой оси.

Различные точки изделия во вращающейся системе отсчета обла­дают различными по значению и направлению ускорениями по отно­шению к инерциальной системе, в результате чего в них под действи­ем линейного ускорения возникают перегрузки:

^ а _ n2n2R _ n2R g 900g 90g ’

где g — ускорение свободного падения.

В практике чаще пользуются не полной перегрузкой N, а ее про­екциями на оси выбранной системы координат:

• продольной перегрузкой Nx — Fx /G’,

• поперечной перегрузкой Ny = Fy /G;

• боковой перегрузкой Nz = Fz/G,

где Fx, F, Fz — проекции равнодействующей силы на оси X, Y, Z. Полную перегрузку в этом случае определяют по формуле

Воздействие перегрузок приводит к интенсификации напряжен­но-деформированного состояния элементов конструкции ЛА, что вы­зывает необходимость их упрочения и, как следствие, приводит к утяжелению конструкции. Оптимальная перегрузка современных PH, в частности, в осевом направлении, лежит в пределах Л^. от 1 до 4,5. Для ограничения Nx на конечных участках работы ступеней применя­ют дросселирование или выключение части РД.

Таким образом, получается, что верхние ступени и полезный груз необходимо рассчитывать на максимальные перегрузки Nx = 4, хотя в космосе перегрузка редко превышает Nx= 1.

Особенно значительны и опасны поперечные и боковые перегруз­ки Ny и Nz, действующие на полезный груз. Эти перегрузки возни­кают при совместном воздействии ветровых порывов, которые на мак­симальных скоростных напорах (д^ =30000 — 40000 Н/м2) создают пульсации угла атаки до ±12°. Эти перегрузки, таким образом, име­ют случайный характер. Они приводят к колебаниям топливных ком­понентов в баках, к нежелательной нагрузке приборов и агрегатов.

Продольные перегрузки в работе систем подачи топлива играют и положительную роль, так как увеличивают давление на входе в тур — бонасосные агрегаты (ТНА). Перегрузки Nx выполняют и другую по­ложительную функцию — создают (особенно в криогенных баках) сепарацию пузырьков и нагретых масс жидкости, отдаляя их посред­ством гидростатической силы от заборных горловин.

Для воспроизведения линейных ускорений, действующих на раз­личные изделия в условиях реальной эксплуатации, целесообразно при проведении лабораторных испытаний осуществлять вращатель­ное движение с помощью центрифуг. При этом целью лабораторных испытаний является проверка способности изделий выполнять свои функции в процессе воздействия линейных ускорений или выдержи­вать условия испытаний.

Искусственные гидрогазомеханические факторы. К гидрогазоме­ханическим факторам, которые, в отличие от механических, пред­полагают непосредственное воздействие на летательный аппарат, его бортовые системы и элементы жидкости или газа, можно отнести [28, 88, 101, 124]:

• гидростатические и газостатические факторы, например воз­действие постоянного медленно меняющегося внутреннего дав­ления жидкости в топливных баках, газа в шаробаллонах и т. д.;

• гидродинамические факторы: воздействие пульсирующих пото­ков жидкости (в пневмогидросистемах) с гармоническими ко­лебаниями, колебаниями со сложным спектром, описываемым аппаратом случайных функций, а также гидравлические удары в системе ПГСП маршевых двигательных установок с ЖРД при их включении и выключении;

• газодинамические факторы, и в первую очередь акустические воздействия, источником которых является акустическая энер­гия, генерируемая реактивной струей ракетного двигателя, имеющая широкий частотный спектр, а также работающие аг­регаты насосной подачи топлива маршевых ДУ с ЖРД, пере­мещение топлива в баках, атмосферные потоки и турбулент­ность атмосферы и др. К газодинамическим факторам относятся также аэродинамические удары при преодолении ЛА звукового барьера, которые в свою очередь также являются источником акустических воздействий.

Рассмотрим воздействие аэродинамических искусственных фак­торов.

Статические аэродинамические нагрузки. Как и всякое тело, дви­жущееся в воздухе, газе или жидкости, ракета испытывает со сторо­ны среды действие сил трения и давления на поверхности. Силовое воздействие сводится к непрерывно распределенным по поверхности

тела силам Рп от нормального и силам Д от касательного напряже­ний.

Нормальное давление можно представить в виде суммы статичес­кого атмосферного давления воздуха р^ и некоторого избыточного аэродинамического давления Ар^, пропорционального скоростному напору q

Рп = Ph+^Ph-

Значение этого избыточного давления зависит от угла атаки ос,

числа Мж и формы корпуса. Характер распределения Aph по контуру

поверхности корпуса и закон изменения его по Мж и а обычно уста­навливают экспериментально путем продувок в аэродинамических трубах специальных дренированных моделей. Только для некоторых форм тел, например конической поверхности при малых углах ата-

ки, стационарные значения Дph с достаточной точностью могут быть определены теоретическим путем. В частности, при а = 0 это давле­ние, одинаковое для всех точек конуса, зависит только от числа набегающего потока и угла 0К полураствора конуса.

Обычно на передней (конической) части корпуса рп значительно превосходит р^. На цилиндрической части корпуса нормальное дав­ление при сверхзвуковых скоростях мало отличается от атмосферно­го. Большие отрицательные значения Дph (при Мх > 1) наблюдают­ся только на днище корпуса и особенно при свободном полете аппарата. Наличие струи выходящих из сопла газов существенно из­меняет донное давление рдон. В некоторых случаях оно может даже превосходить рп. Зависимость рдон от числа М„ с учетом взаимодей­ствия внешнего потока со струей двигателя определяется в каждом конкретном случае экспериментально. При высоких дозвуковых ско­ростях полета большие отрицательные значения Дph появляются и за угловыми точками контура корпуса (в местах стыков конических час­тей с цилиндрическими). В зоне 0,7 < М„ < 1,1 в местах сочленения цилиндрической поверхности с конической наблюдается резкое из­менение местного статического давления. Это давление характеризу­ется в основном углом полураствора конической части корпуса и уг­лом атаки аппарата. Для сравнения сравнительно малых значений указанных параметров максимальное местное статическое давление определяется формулой:

Ртах = РА Го, 25 +>/2 (sin 0Л + aCOS0*)2l.

В большинстве случаев для уменьшения объема дорогостоящих дренажных аэродинамических продувок ограничиваются определени­ем относительного избыточного давления Др/, = Aph/q для одного или

нескольких значений Л/ю, предполагая, что max ДрЛ совпадает с Это предположение является справедливым для сравнительно боль­ших чисел М„ (М„ >1,5). Статистика показывает, что характер из­менения q=q/qmax = f(t) для аппаратов баллистического типа на участке активного полета примерно одинаков. При этом обычно мак­симум скоростного напора наблюдается в области 2,5 > М„ > 1,5 при I = 0,3-0,5

Касательная составляющая рх элементарной аэродинамической силы практически одинакова для всех точек поверхности корпуса. Ее значение зависит только от скорости и высоты полета. При расчетах на прочность элементов конструкции, воспринимающих аэродина­

мические силы, влиянием этой составляющей можно пренебречь почти во всех случаях (исключение, в частности, составляют элементы кон­струкции, перемещающиеся в полете в плоскостях, образующих ма­лые углы с направлением полета).

При исследовании прочности конструкции приходится чаще все­го оперировать с суммарными усилиями от аэродинамических сил.

Имея графики распределения давления Apf, (jct; (р) для различных кон­туров, вычисляют погонные значения составляющих аэродинамичес­ких нагрузок (продольной и поперечной сил), пользуясь приближен­ными выражениями:

дХ(х )

где а(х,) — радиус корпуса в сечении с абсциссой Jtj; <p(jcj) — угол

между осью Oxj и касательной к образующей оболочки корпуса в том же сечении.

Учитывая зависимость Apj, от а и q, эти формулы записывают в виде:

ЬХх _

Эх, ’ ЭХ] ’ Эх] ’ 3xj где S — некоторая характерная площадь (например, площадь миделя

корпуса); С* — коэффициент лобового сопротивления с%; (или С* )

— производная по углу атаки от коэффициента поперечной аэроди­намической силы, так что:

2п

J Д ра (х,; ф)</ф.

о

Основная часть аэродинамической нагрузки действует на голов­ную (коническую) часть корпуса. На расстоянии двух-трех диамет­ров от места стыка конической части с цилиндрической подъемная сила при малых углах атаки практически уже не действует. Роль ци­линдрической части при расчете У)(х,) существенно возрастет лишь при больших углах атаки.

Интегрируя приведенные выше выражения по х1? можно найти значения продольной Na и поперечной Qa составляющих силы и изгибающего момента Ма в любом сечении с абсциссой корпуса, обусловленных статической аэродинамической нагрузкой:

х} д Сх. (х,)

Na(x!> = gSj 1 dxі;

о dX[

Qa(xi) = gSaj ^C^x^-dxx

о dX[

Ma(x{) = qSadx{ j 3C£(XlW1.

0 0 1

В донной области ЛА могут появляться как эффекты дополни­тельного разрежения, так и донного поднапора (в многодвигатель­ных установках). В основе возникновения дополнительного разре­жения лежит эффект эжекции истекающими газами воздушной подушки в донной части ЛА, а дополнительного поднапора — эф­фект расширения струи газов, истекающих в среду с малой плотнос­тью, и взаимодействия струй (интерференция). В результате этого на площади донного среза ЛА, не занятой двигателями, возникает из­быточное давление. Интенсивность этих воздействий зависит от со­отношений между внешним давлением, характеристиками струи и скоростью ЛА Оба эффекта появляются только при работе двигате­ля. В основе их возникновения лежат чисто газодинамические явле­ния, и потому соответствующие силы должны быть отнесены к раз­ряду аэродинамических. Заметим, что если головное сопротивление возрастает со скоростью полета неограниченно, то донное сопротив­ление не может быть больше той силы, которая соответствует полно­му донному вакууму. Донное сопротивление зависит к тому же от размещения сопел и режима их работы.

Сила донного сопротивления

^дон = (/*дон “ Ph )А^дон >

где АіУд0Н — площадь днища корпуса, свободная от воздействия струй двигателя.

При герметичном корпусе двигательного отсека донное сопро­тивление прикладывается в концевом сечении с абсциссой хх — L.

При негерметичном корпусе двигательного отсека, т. е. при малом отличии давления внутри отсека от внешнего донного давления, ме­стом приложения силы Хцон можно считать место присоединения к корпусу ближайшего к хвосту днища гермоотсека.

Сумма Na (L) и Л^он равна полному лобовому сопротивлению X летательного аппарата. Обычно оно достигает своего максимального значения в области больших скоростных напоров. В большинстве случаев изменение относительной величины X = Х/Хты = fit) для ЛА баллистического типа подобно изменению q(t).

Для ЛА пакетной схемы, оснащенных боковыми ускорителями, расчет продольных и поперечных составляющих сил и изгибающих моментов, обусловленных аэродинамическими нагрузками, прово­дится отдельно для каждого ускорителя (с учетом соответствующих реакций в местах их соединения).

Характер приложения поперечных стационарных аэродинамичес­ких сил к корпусу в основном определяется законом изменения углов атаки по времени.

В заключение отметим, что весь спектр статических аэродина­мических нагрузок подразделяют на следующие виды:

• продольные, возникающие от распределенного воздействия ло­бового сопротивления Х

• поперечные, появляющиеся из-за подъемной силы Y на углах атаки;

• донные, обусловленные разницей давлений рД0Н в донной обла­сти и отсеке, примыкающем к днищу;

• оболочечные, возникающие из-за разницы давлений внутри от­секов и давления, действующего на оболочку снаружи;

• местные, возникающие на плохообтекаемых выступах, изломах образующей, обтекателях.

Все нагрузки, исключая донные, действуют только в плотных слоях атмосферы.

Динамические (псевдоакустические) нагрузки возникают:

• при воздействии движущихся потоков газа или воздуха, кото­рые содержат вихревые компоненты турбулентность);

• при срыве потока с элементов конструкции ЛА и особенно из — за перестройки течения при М ~ 1 (бафтинг).

Наибольшая проблема создается бафтингом при околозвуковых скоростях, когда взаимодействие скачка уплотнения с оторвавшимся потоком увеличивает колебания давления. Как правило, наиболь­шие нагрузки от бафтинга создаются в тех же местах и при тех же условиях, при которых местные статические нагрузки являются мак­симальными.

Динамические нагрузки при полете ЛА в плотных слоях атмосфе­ры могут возникать и при взаимодействии вибрирующей от акусти­ческого воздействия обшивки с пограничным слоем, который может эту вибрацию усилить (флаттер обшивки). Изучение флаттера сво­дится к исследованию задачи о динамической устойчивости конст­рукции ЛА. В определенных условиях она становится динамически неустойчивой: при некотором случайном ее отклонении от состояния равновесия возникают высокочастотные колебания, которые поддер­живаются энергией пульсационных составляющих скорости турбулент­ного пограничного слоя. При этом амплитуда этих колебаний может возрастать вплоть до разрушения конструкции. Флаттер обшивки яв­ляется чрезвычайно сложной и не полностью изученной проблемой. Поэтому анализ динамической устойчивости конструкции на этапе ее проектирования проводится с обязательным учетом безопасности по условиям флаттера.

Воздействие акустических нагрузок. На границе газовой струи, истекающей из сопла реактивного или ракетного двигателя со сверх­звуковой скоростью, обычно образуется зона турбулентного потока, которая генерирует в окружающее воздушное пространство звуковые волны различной частоты. Толщина этой турбулентной зоны (а сле­довательно, и предельные масштабы распространяющихся вниз по потоку вихрей) непрерывно увеличивается по мере удаления от среза сопла. Соответственно изменяется и спектр частот пульсации излу­чаемого точками струи акустического давления. В области, распо­ложенной вблизи среза сопла, находятся источники высокочастот­ных звуковых волн, а в области струи, расположенной ниже по потоку, — источники в основном низкочастотных звуковых волн. В области смещения, в которой поток остается сверхзвуковым, воз­можно генерирование дополнительных пульсаций давления, обуслов­ленное взаимодействием ударных волн с турбулентностью.

Интенсивность шума, создаваемого такой струей, пропорцио­нальна средней скорости в степени от 6 до 8. При этом ее акустичес­кая мощность составляет 0,4—0,8% механической мощности двигателя. Отсюда следует, что с увеличением силы тяги двигателя летательных аппаратов возможно пропорциональное увеличение суммарного уровня акустической нагрузки на поверхности корпуса их конструкции. В тех случаях, когда эти уровни имеют порядок 150—160 дБ и более, воздействие акустических нагрузок оказывает существенное влияние на режимы вибраций элементов конструкции ЛА, на функциониро­вание различных приборов и усталостную долговечность отдельных частей корпуса аппарата, расположенных вблизи струи двигателя. В некоторых случаях, например при кольцевом расположении сопел многокамерного двигателя (когда имеются сравнительно большие сво­бодные площади днища корпуса ЛА между соплами), пульсация аку­стического давления внутри этой области может приводить к вынуж­денным продольным упругим колебаниям конструкции в целом. Иными словами, она может оказывать влияние и на прочность даже тех узлов конструкции, которые находятся внутри корпуса ЛА.

В результате акустического воздействия на ЛА возникают следу­ющие нежелательные явления:

• рост нагрузок на ЛА из-за «динамической добавки», вызванной акустическим нагружением;

• появление нежелательных механических резонансов в электрон­ной аппаратуре, элементах автоматики и приборах;

• влияние акустики на процессы теплообмена;

• влияние акустической прозрачности баков на процессы переме­шивания холодных (нижних) и горячих (верхних) слоев жид­кости (особенно криогенных);

• акустический нагрев криогенных жидкостей в баках вследствие поглощения звука этими жидкостями;

• акустическая кавитация жидкостей на входе в насосы двигате­лей.

Наиболее опасными явлениями следует считать акустические ре­зонансы, которые могут возникать как при взаимодействии струй со стартовым устройством, так и между собой. Акустический резонанс проявляется в периодическом нагружении ЛА в направлении его про­дольной оси или в поперечных направлениях, что вызывает (при сов­падении частот) продольный или поперечный резонанс конструк­ции, а это почти неизбежно ведет к ее разрушению.

Теоретический расчет указанных явлений представляет огромную сложность, и пока еще нет теоретических методов расчета акустичес­кого нагружения ЛА. Поэтому большое внимание сейчас уделяется огневым и летным натурным испытаниям.

Акустические вибрации конструкции уменьшают с помощью глу­шителей шума, выбора формы панелей (чтобы собственная частота была больше или меньше частотного диапазона шума), а также уве­личения толщины обшивки и ее дополнительного демпфирования (соты).

Термические искусственные факторы. Классификация термичес­ких факторов представлена на рис. 5.10 [14, 68].

К термическим факторам, порождаемым функционированием ЛА, которые в сочетании с естественными факторами определяют их тепловое состояние, можно отнести [14, 68, 88, 101]:

• конвективный, радиационный и кондуктивный нагрев, а так­же нагрев трением, порождаемый работой двигателей и неко­торых бортовых систем;

• циклическое изменение температуры КА при его полете на ор­бите Земли, вызывающее термическую усталость материалов,
из которых он изготовлен, и приводящее к усталостному разру­шению в результате знакопеременных деформаций;

• термоударные нагрузки, связанные с резким возрастанием тем­пературы за короткий промежуток времени, главным образом при включении двигателей ракет-носителей и двигателей КА при его спуске, а также за счет аэродинамического нагрева. Так, тепловые потоки на стадии выведения космического ко­рабля «Апполон» составляют 1,0 МДж/(м2 с), а на спуске — до 100 МДж/(м2 с).

Рис. 5.10. Классификация термических ВВФ

Наиболее существенную роль для прочности конструкции играет нагрев несущих баков и сухих отсеков (переходников и обтекателей). Температура нижней части бака вследствие интенсивного отвода теп­ла в находящуюся в баке жидкость практически не поднимается. Наи­более высокого значения (порядка 100—200°С) достигает температура верхней части бака. Эта температура не настолько велика, чтобы возникла необходимость тепловой изоляции, но для алюминиево­магниевых сплавов она приводит к вполне ощутимому снижению ме­ханических характеристик.

Аэродинамический нагрев — результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи него. Если полет осуще­ствляется со сверхзвуковой скоростью, то торможение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. Дальней­шее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у са­мой поверхности тела, в так называемом пограничном слое.

Из областей газа с повышенной температурой теплота переда­ется телу конструкции, в результате чего происходит аэродинами­ческий нагрев. Существуют две формы аэродинамического нагре­ва: конвективная и радиационная. При конвективном теплообмене

qk =о.(Те — Tw), где а — коэффициент теплоотдачи, зависящий от

режима обтекания (ламинарного или турбулентного); Те — предель­ная температура, до которой нагрелось бы тело, если бы не было отвода тепла; Tw — температура стенки.

При v > 5000 м/с температура за ударной волной достигает зна­чений, при которых газ начинает излучать энергию. Вследствие лу­чистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наи­большую роль играет излучение в видимой и УФ частях спектра. При v = 11,2 км/с (вторая космическая скорость) конвективный теплооб­мен равноценен радиационному. При v > 11,2 км/с превалирует ра­диационный нагрев.

В особенно тяжелых температурных условиях находятся спуска­емые аппараты (СА) при входе в плотные слои атмосферы. Количе­ство тепла, которое получает при этом его конструкция, пропорцио­нально, грубо говоря, потерянной кинетической энергии и зависит от аэродинамических характеристик, в основном от отношения со­противления трения к полному лобовому сопротивлению. Поэтому СА придается форма плохо обтекаемого тела, впереди которого обра­зуется мощная ударная волна, с которой связана потеря основной части его кинетической энергии. Так или иначе, но температура по­тока при обтекании СА достигает нескольких тысяч градусов и это требует обязательного принятия мер тепловой защиты в виде термо­стойких покрытий.

Совместное действие высокой температуры и аэродинамических сил на поверхности теплозащитного покрытия приводит к его час­тичному поверхностному разрушению. В результате неизбежен унос массы, вызванный целым рядом физических и химических процес­сов на поверхности: сублимация, оплавление, химическое разложе­ние и окисление составляющих элементов. Поэтому для наружной части покрытия применяются керамические и органические материа­лы с термостойкими наполнителями. Они должны обладать высокой теплотой фазовых превращений и одновременно иметь низкую тепло­проводность. Для этой цели используются материалы на основе кар­бида кремния, графита, которые термически разлагаются с образо­ванием кокса, догорающего в потоке воздуха.

Воздействие специальных сред. Классификация специальных сред, воздействующих на элементы изделий авиационной и ракетно-кос­мической техники, представлена на рис. 5.11.

Изделия работают, как правило, в условиях спецсред. Поэтому они должны обладать повышенной стойкостью к воздействию этих сред, и для проверки их стойкости проводятся соответствующие ис­пытания. Для сокращения времени испытаний увеличивают кон-

Рис. 5.11. Классификация специальных сред

центрацию химически активных компонентов среды воздействия, по­вышают температуру и влажность. Длительность испытаний должна соответствовать длительности воздействия на изделие спецсред, а ус­ловия испытаний — условиям эксплуатации. Для борьбы с воздей­ствием спецсред предусматривают специальные конструктивные ис­полнения изделий, применяют специализированные покрытия, создают такие условия эксплуатации, при которых воздействие этих сред становится наименее заметным.

Специальным важным вопросом является исследование взаимо­действия эксплуатационных факторов друг с другом. Таблица 5.5 ил­люстрирует взаимодействие ряда эксплуатационных факторов [97].

В заключение отметим, что в действительности (по многим при­чинам) реальное движение ЛА отличается от номинального. Номи­нальная траектория существует лишь как некоторый расчетный эта­лон, с которым можно сравнивать фактическое движение.