Файл: Райков Л.Г. Нагрев летательных аппаратов в полете.pdf

жеронам. Стыкуются консоли с фюзеляжем но контуру на болтах. Кессон крыла одновременно служит топливным баком, который наддувается воздухом под избыточным давлением до 0,35 кг/см2.

Литые детали каркаса фонаря изготовлены из магние­ вого сплава, который незначительно теряет прочность при повышении температуры до 150° С, к тому же прочность почти полностью восстанавливается при охлаждении.

Для деталей конструкции, расположенных вблизи реак­ тивных труб двигателя (кожухов), использован титан.

В настоящее время во многих странах построены! экспе­ риментальные самолетьи для исследования условий полета на очень больших скоростях. Так, в США для изучения аэродинамического нагрева предназначен самолет Х-15, рассчитанный на скорость, соответствующую числу М = 7. Обычно* этот, самолет сбрасывается с самолета-матки и, набирая высоту до 100 км, развивает указанную скорость. При возвращении самолета в атмосферу начинает прояв­ ляться влияние аэродинамического нагрева. На этом этапе полета температура передних кромок и других частей кон­ струкции самолета превышает 520° С.

Крыло самолета выполнено по многолонжеронной схеме из листового материала и прессованных деталей. Обшивки верхней и нижней поверхностей крыла сделаны из двух листов никелевого сплава, сваренных по размаху. Толщина обшивки постепенно уменьшается от 2,4 мм в корневой ча­ сти до 1,6 мм у концов крыла. В местах крепления об­ шивки к главному лонжерону, носку и концевой нервюре имеются дополнительные утолщения.

Крыло крепится к фюзеляжу в девяти тачках. Крепеж­ ные узлы приклепаны! к обшивке и лонжеронам, а само крыло крепится к фюзеляжу на болтах. Носок крыла сде­ лан монолитным, его ширина равна примерно 25 мм, а толщина — 20 мм. Носок по размаху состоит из шести секций..

Кроме никелевого сплава, в конструкции широко используется титан. В местах самолета, не подверженных большому нагреву, применяется алюминиевый сплав.

Особенности конструкций каркаса ракет

Ниже приводятся примеры выполнения конструкций различных ракет и особенно участков, подверженных ин­ тенсивному воздействию аэродинамического нагрева.

Поскольку аэродинамическое нагревание ракет сравни­ тельно небольших сверхзвуковых скоростей подобно на­ греву сверхзвуковых самолетов, а конструкции их иден­ тичны, то будут рассмотрены в основном лишь особенности

ствует стабилизации при возвращении ракеты в атмосферу и выдерживанию аэродинамического нагрева. Носовая часть ракеты имеет гладкую поверхность.

После отделения корпуса от носка последний продол­ жает полет .по баллистической траектории. Через несколько секунд после входа головки ракеты в плотные слои атмо­

72

гиться. Тупая форма носка ракетьи обеспечивает отдачу более 90% тепла в атмосферу. Остальная часть погло­ щается медным экраном. Металлическая поверхность ниж­ ней части конуса покрыта специальным слоистым пластиче­ ским материалом.

Американская межконтинентальная баллистическая ра­ кета «Титан» имеет корпус, обе ступени которого выпол­ нены из плит алюминиевого сплава с высоким содержанием меди. Заготовки для плит подвер­ гаются соответствующей механиче­ ской обработке и химическому трав­ лению. В конструкции плиты между собой соединяются с помощью дуго­ вой сварки в атмосфере гелия.

Носовая часть имеет форму полуэллипсоида. Носок изготовлен на прессе из нержавеющей стали и по­ крыт слоем никеля.

По данным печати, ракета «Ти­ тан» достигает скорости полета около 25 000 км/час.

ного стекловолокном. Носовая часть ракеты выполнена в виде конуса с большим углом раствора.

Баллистическая ракета средней дальности «Тор» имеет скорость полета 16000 км/час и дальность полета 2 775 км. Топливный бак ракетьи изготовлен из алюминиевого сплава. Конструктивно бак оформлен в виде набора шпан­ гоутов и обшивки. Применение алюминиевого сплава при незначительном весе придает корпусу большую жесткость.

Носовая часть ракетьи представляет собой теплопогло­ щающий конус весом около 660 кг с передним закругле­ нием. Для поглощения значительного количества тепла служит большая масса из меди, находящаяся внутри кону­ са (рис. 25).

Наружная поверхность носка ракеты «Тор» шлифуется

73

и затем полируется до получения зеркальной поверхности. Радиус скругления носка равен примерно 0,3 м. Диаметр конуса у переходного кольца составляет около 1,5 м. Пе­ редняя часть поверхности конуса изготовлена из специаль­ ной стали. При этом ее внешняя поверхность выполнена

с очень высокой точностью.

На нисходящей ветви траектории полета, когда ракета входит в атмосферу, носовой конус стабилизируется с по­

щем. Хвостовая часть корпуса ракетьи изготовлена из алюминиевого сплава; для увеличения жесткости кон­ струкция подкреплена продольным гофром, приклепанным к обшивке потайными заклепками. Топливный бак ракеты состоит из отдельных Секций и выполнен из листов алюми­ ниевого сплава толщиной около 1 мм.

Хвостовая секция носового конуса изготовлена из маг- ниево-ториевого сплава и конструктивно, сужается под углом 27° к носовому конусу.

Особый интерес в конструкции ракеты представляет ее головная часть, которая при движении по нисходящей ча­ сти траектории входит в атмосферу со скоростью примерно

4500 м/сек.

Для защиты от нагрева на ракете применены носовые конусы из пластмаосьи, которые являются хорошим теплопоглотителем (рис. 26). Тепло, выделяемое при трении воз­ духа о поверхность конуса, интенсивно поглощается за счет расплавления, испарения и горения поверхностного слоя пластмассы. В то же время ее высокая теплоизолирующая способность препятствует проникновению внутрь конструк­ ции тепла от горящего слоя. Экспериментально установле-

74