МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПОЛЕТНЫХ НАГРУЗОК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ 

Амандос Дабысович Тулегулов, кандидат физико-математических наук, доцент, заведующий кафедрой авиационной техники и технологий, Академия гражданской авиации (Казахстан, г. Алматы, ул. Ахметова, 44), E-mail: tad62@yandex.kz
Дастан Сырымович Ергалиев, PhD, доцент, профессор кафедры авиационной техники и технологий, Академия гражданской авиации (Казахстан, г. Алматы, ул. Ахметова, 44), E-mail: DES-67@yandex.kz
Бакытгуль Сагимжановна Бейсембаева, старший преподаватель кафедры авиационной техники и технологий, Академия гражданской авиации (Казахстан, г. Алматы, ул. Ахметова, 44), E-mail: tad62@yandex.kz
Дмитрий Вячеславович Зуев, старший преподаватель кафедры авиационной техники и технологий, Академия гражданской авиации (Казахстан, г. Алматы, ул. Ахметова, 44), E-mail: tad62@yandex.kz 

629.7.01 

DOI

10.21685/2307-4205-2021-3-6 

Актуальность и цели. Как известно, ракета должна обладать достаточной прочностью и выдерживать все нагрузки во время работы. Испытание конструкции ракеты на прочность может проводиться двумя способами: по рабочим нагрузкам или по расчетным нагрузкам, превышающим рабочие. При изучении нагрузок, действующих на ракету, особое внимание следует уделять полетным нагрузкам. Нагрузка в полете зависит от характеристик ракетного двигателя, характера воздушного потока ракеты и динамики движения. Материалы и методы. Расчет производится при максимальном скоростном напоре в зоне выхода двухступенчатого жидкого топлива в корпус ракеты. Можно сказать, что голова ракеты выполнена в виде острого конуса. Результаты. Распределение веса по длине определяется конструктивной схемой и различается по продольным и поперечным нагрузкам. Корпус разделен на 20 зон одинаковой длины. Выводы. При любом расчете испытания на прочность будут ошибки при выборе расчетной схемы подбора нагрузки. Для проверки результатов расчета достаточно испытать конструкцию до ее разрушения, с равномерным увеличением нагрузки. 

Ключевые слова

прочность, нагрузки, испытание, двигатель, конструкция 

 Скачать статью в формате PDF

1. Фахрутдинов И. Х. Ракетные двигатели твердого топлива. М. : Машиностроение, 2008. 223 с.
2. Павлюк Ю. С. Баллистическое проектирование ракет. Челябинск : Изд-во ЧГТУ, 2006.
3. Алифанов О. М., Андреев А, Н., Гущин В. Н. [и др.]. Баллистические ракеты и ракеты-носители : пособие для студентов вузов. М., 2004. 512 с.
4. Выбор и расчет основных параметров РДТТ : метод. рекомендации по курсовому и дипломному проектированию. М. : МО СССР, 1983. 231 с.
5. Паничкин Н. И., Слепушкин Ю. В. [и др.]. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 2004. 344 с.
6. Балк М. Б. Элементы динамики космического полета. М. : Наука, 1996.
7. Пенцак И. Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет. М. : Машиностроение, 1989. 344 с.
8. Краснов Н. Ф. Аэродинамика. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. М. : Высш. шк., 1976. Т. 1. 384 c.
9. Краснов Н. Ф. Аэродинамика. Методы аэродинамического расчета. М. : Высш. шк., 1980. Т. 2. 416 c.
10. Жолдиева Ш. Б., Тулегулов А. Д., Ергалиев Д. С. Анализ надежности работы системы терморегулирования космического аппарата // Труды Международного симпозиума Надежность и качество. 2016. Т. 2. С. 233–234.
11. Мусаева М. Х., Калел М. Х., Ергалиев Д. С. Интеграция систем ДЗЗ и БПЛА для предотвращения и мониторинга чрезвычайных ситуаций в Республике Казахстан // Труды Международного симпозиума Надежность и качество. 2018. Т. 2. С. 27–29.
12. Садуахас А. К., Калманова Д. М., Хамитова Д. Р. [и др.]. Методы обработки информации и контроля стабилизации космических аппаратов и систем управления ориентации // Труды Международного симпозиума Надежность и качество. 2021. Т. 1. С. 202–204.