АП 73

Челябинск

2019
Содержание

Введение. 3

1. Общая характеристика ракеты.. 4

2. Расчёт нагрузок, действующих на корпус в момент максимального скоростного напора.. 5

2.1. Формирование данных на основе расчета аэродинамических коэффициентов траектории полета. 5

2.2. Определение массы конструктивных элементов, выбор расчетных сечений и распределение массовых сил по сечениям. Определение положения центра тяжести изделия. 5

2.3 Расчет аэродинамических сил и положения центра давления. 9

2.4 Уравновешивание сил. Определение управляющей силы и поперечной перегрузки. 12

2.5 Определение осевых усилий. Построение эпюры сил. 12

2.6 Определение поперечных усилий и изгибающих моментов. 15

2.7. Анализ опасных по прочности сечений корпуса. 18

3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВНУТРЕННИХ УСИЛИЙ В КОРПУСЕ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ НА ПУТ. 20

3.1. Общая характеристика головной части. 20

3.1. Разбиение ГЧ на расчетные сегменты и нахождение основных параметров. 20

3.2. Построение перерезывающей силы и изгибающего момента. 25

3.3. Построение сжимающих усилий в корпусе ГЧ. 25

3.4. Анализ по прочности сечений корпуса ГЧ.. 27

4. Проектировочный расчёт. 28

4.1. Расчет отсека при сжимающих нагрузках. 28

Введение

При проектировании ракеты важное место занимает расчёт её на прочность. Задача расчёта на прочность элементов конструкции ракеты – обеспечить надёжность работы конструкции при минимальном её весе. Формулировка условий достаточной надёжности зависит от принимаемых критериев при оценке прочности и методов определения расчётных предельных состояний конструкции.

В ракетной технике в основном принят метод расчёта «по разрушающим нагрузкам». Особенность метода состоит в том, что размеры элементов конструкции выбирают таким образом, чтобы конструкция выдерживала без разрушений и недопустимого изменения жёсткости определённую нормированную нагрузку. Эта нагрузка называется расчётной разрушающей нагрузкой.

Работа состоит из четырёх частей. В первой части представлена общая характеристика ракеты. Во второй и третьей – рассчитываются внутренние силовые факторы, действующие в корпусе ракеты и головной части (ГЧ). Результаты расчёта представляются в виде эпюр, по результатам расчёта находятся опасные сечения и действующие в них силовые факторы. В последней части приводится проектировочный расчёт отсека ракеты.

Заключение

В работе проведен расчет внутренних силовых факторов, действующих в корпусе ракеты в момент полета, соответствующий максимальному скоростному напору, а также проведен расчет ВСФ для корпуса головной части данной ракеты при движении ее на конечном атмосферном участке траектории.

По результатам расчетов построены эпюры продольных, поперечных сил и изгибающих моментов, а также определены наиболее опасные сечения и действующие в них силовых факторы.

В результате проектировочного расчета отсека при сжимающих нагрузках определена толщина стенки хвостового отсека ракеты, она равна 5 мм.