Внутренние силы в корпусе ракеты

Теоремы о движении центра масс и о количестве движения системы являются основой для расчета реактивных движений. Ракета для своего полета не нуждается во внешней среде . Газообразные продукты горения с большой скоростью выбрасываются из сопла. Это движение продуктов горения происходит под действием внутренних сил, а потому не может повлиять на движение центра масс всей системы, включающей газы и корпус ракеты. [c.142]

Чтобы исключить из рассмотрения внутренние силы взаимодействия корпуса ракеты и вылетающих газов, рассмотрим ракету и газы как единую систему. Обозначив постоянную относительную скорость вылетающих газов по отношению к корпусу ракеты через и, определим приращение количества движения рассматриваемой системы за время At. [c.182]

Хотя полученные формулы для аэродинамических нагрузок и являются приближенными, однако это не вызывает значительных погрешностей при определении напряжений в корпусе ракеты. Как уже отмечалось в предыдущем параграфе, основной нагрузкой, определяющей прочность ракеты, является сила тяги. Максимальные сжимающие силы в данном сечении корпуса в основном определяются осевыми силами инерции масс, лежащих впереди этого сечения, и внутренним давлением наддува (для баков). Изгибающие моменты, вызванные поперечными аэродинамическими силами, относительно невелики. Максимальные напряжения от этих моментов, как правило, меньше напряжений от осевого сжатия. Поэтому вполне допустимо уточненные расчеты аэродинамических нагрузок отнести к проверочным расчетам, когда уже бывают известны результаты продувок моделей. [c.281]

Найдем уравнение движения ракеты, масса которой непрерывно убывает, рассматривая ее, в указанном выше смысле, как точку переменной массы. Обозначим относительную (по отношению к корпусу ракеты) скорость истечения продуктов горения из ракеты через и. Чтобы исключить силы давления, выталкивающие продукты горения, сделав их внутренними, рассмотрим в некоторый момент времени Ь систему, состоящую из самой ракеты и частицы, отделяющейся от нее в течение промежутка времени (И (рис. 309). Масса а этой частицы численно равна величине с1М, на которую за время dt изменяется масса ракеты. Так как М — величина убывающая, то dЛl <[ О и, следовательно, а = dЛI = — dЛd. [c.356]

Тяга Р, действующая на корпус ракеты, является суммой всех сил давления, действующих на внутреннюю и внешнюю поверхности ракеты (рис. 12.1). Таким образом, [c.401]

Теоремы о движении центра масс и о количестве движения системы являются основой для расчетов реактивных движений. Ракета для своего полета не нуждается во внешней средеi. Газообразные продукты горения с большой скоростью выбрасываются из сопла. Это движение продуктов горения (назовем их пороховыми газами) происходит под действием внутренних сил, а потому не может повлиять на движение центра тяжести всей системы, включающей пороховые газы и корпус ракеты. Если до взрыва ракета была неподвижна, то движение газов так компенсируется движением корпуса ракеты в противоположном направлении, что сумма количеств движения всей системы равна нулю и центр масс всей системы остается неподвижным и после взрыва. [c.301]

После того как для каждой массы ЛМ введены расиределеп-иые по объему внешние силы кажущегося веса AMg riy , мы получаем квазиравновесную систему внешних сил для ракеты в целом тяга, поверхностные аэродина.мические силы, управляющие силы и кажущийся вес распределенных масс. Теперь, имея дело с равновесной системой сил, мы можем воспользоваться известным из курса сопротивления материалов методом сечений и приступить к определению внутренних сил и моментов, возникающих не только в поперечных сечениях корпуса ракеты, ио и в отдельно взятых узлах силовой схемы. Ну, а кроме всего прочего, появляется прямая возможность определить усилия в узлах крепления блоков составных ракет, а также оценить усилия в узлах подвески многочисленных приборных блоков, находящихся на борту ракеты. Расчет ведется на силы собственного веса, в условиях как бы нового поля тяготения, определяемого величинами Пх, и [c.346]

Совместное действие снлы Р, и силы инериии F приводит к появлению в рассматриваемом сечении внутренних напряжений и деформаций сжатия корпуса ракеты. Очевидно, что сила инерции и сопутствующие ей внутренние напряжения и деформации сжатия увеличиваются при перемещении данного сечения к хвостовой части ракеты и достигают максимальных значений в узлах крепления двигательной устанозки. [c.539]

Корпус работающего двигателя можно рассматривать как сосуд, нагруженный давлением газов, образующихся в результате горения заряда твердого топлива. Основное назначение корпуса — выдержать в течение заданного времени совместное воздействие внутреннего давления и высоких температур и передать на остальную часть ракеты силу тяги. Кроме того, РДТТ обычно является частью силового корпуса всей ракеты и поэтому он воспринимает продольные и поперечные перегрузки, а также испытывает аэродинамический нагрев. С точки зрения прочности, напряжения от внешних продольных и поперечных нагрузок не опасны, поскольку обычно они малы по сравнению с напряжениями, вызываемыми рабочим давлением газов. Но они могут привести к потере устойчивости корпуса двигателя, если внешние нагрузки действуют на неработающий двигатель. Например, это может произойти с двигателями второй и третьей ступени при работающем двигателе первой ступени или с двигателем первой ступени стоящей на старте ракеты. [c.371]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...