Спосіб підвищення несучої здатності корпусів відсіків літальних апаратів

Спосіб підвищення несучої здатності корпусів відсіків літальних апаратів (наприклад, приладового відсіку ракети), при якому використовують композицію, що спінюється і якою заповнюють внутрішні об'єми, який відрізняється тим, що встановлюють відносно зовнішньої поверхні корпусу відсіку подібну йому по формі захисну оболонку, що охоплює його з зазором, зазор заповнюють композицією, що спінюється, наприклад, типу пінопласту і витримують при температурі навколишнього середовища до ствердження наповнювача і одержання жорсткої тришарової силової обшивки корпусу відсіку літального апарата. Винахід відноситься до ракетно-космічної техніки і може бути використаний для підвищення несучої здатності відсіків виготовленого літального апарата. При використанні наявних стратегічних ракет у комерційних цілях, наприклад, для запусків штучни х суп утників Землі, виникала необхідність підвищення несучої здатності окремих відсіків ракети, тому що міцність відсіків була недостатньою для сприйняття навантажень активних ділянок траєкторій, необхідних для виведення супутників на задані орбіти. Переустаткування штатних ракет у ракетиносії привело до зміни аеродинамічних, центрувально-інерційних і інших характеристик РКП, що у свою чергу викликало зміну і ріст навантажень при наземній експлуатації й у польоті і як наслідок, зниження запасу міцності відсіків, наприклад, приладового відсіку ракети-носія. Задача підвищення запасу міцності відсіку виготовленого літального апарата з урахуванням забезпечення при цьому мінімальних трудовитрат повинна була вирішува тися за умови збереження його цілісності, виключення демонтажу апаратури, установленої у вн утрішньому об'ємі відсіку, непорушення електричних і гідравлічних магістралей, прокладених у відсіку, а також його механічних інтерфейсів. Ця задача може бути вирішена шляхом використання захисних засобів, установлюваних із зовнішньої сторони відсіку, і частково сприймаючих навантаження активної ділянки, розвантажуючи при цьому штатний відсік виготовленого літального апарата від впливу зовнішнього надлишкового тиску. Одним з можливих те хнічних рішень по зниженню навантажень на відсік, є усунення прямого обдува оболонки корпуса відсіку, що може бути досягнуте шля хом установки відносно зовнішньої поверхні відсіку, що допрацьовується, додаткового захисного корпуса, що сприймає на себе вплив потоку, що набігає. При виборі варіанта виконання захисного корпуса можуть бути різні рішення. Одним з варіантів може бути захисний корпус, виконаний у виді перехідника традиційної схеми, що включає металеву оболонку, силові шпангоути, підкріплені стрингерним набором і типовими шпангоутами (19) UA (11) 80577 (13) C2 (21) a200505092 (22) 30.05.2005 (24) 10.10.2007 (72) ШАПОВАЛОВА Г АЛИНА МИКИТІВНА, UA, ЛЕПЕСКІН ІГОР БОРИСОВИЧ, UA, КУЛІГІН АН АТОЛІЙ МИХАЙЛОВИЧ, UA, БАГМУТ ЛЮДМИЛА ВАЛЕРІЇВНА, U A, МИРНИЙ ОЛЕГ АН АТОЛІЙОВИЧ, U A (73) ДЕРЖАВНЕ ПІДПРИЄМСТВО "КОНСТРУКТОРСЬКЕ БЮРО "ПІВДЕННЕ" ІМ. М.К.ЯНГЕЛЯ, UA (56) UA 16304 , B64C 3/26, 29.08.1997 RU 2196073 , B64C 1/06, 10.01.2003 US 4924228, B64C 1/038, 08.05.1990 WO 02098734 , B32B 5/18, B64C 1/12, 12.12.2002 RU 2096678 , F16L 58/04, 9/12, 20.11.1997 US 20020195525 , B64C 1/00, 26.12.2002 3 80577 [наприклад, відсік літального апарата по [патенту RU №02196073 від 10.01.2003р.]. Перехідник за допомогою кронштейнів закріплюється на силових опорних шпангоута х відсіку, що допрацьовується. Однак, таке рішення не є оптимальним, тому що приводить до великих вагови х витрат, оскільки силова оболонка перехідника разом із силовим набором повинні бути досить міцними, для того щоб витримувати самостійно експлуатаційне й аеродинамічне навантаження активної ділянки траєкторії. У цьому випадку вага додаткового захисного корпусу приблизно рівна або перевищує вагу корпусу штатного відсіку, міцність якого недостатня для сприйняття цих навантажень. Найбільш раціональними способами є технічні рішення з використанням композиції, що спінюється. Відомий спосіб кріплення антени, реалізований у дослідній конструкції ДК №01.0674, розробленої в Державному конструкторському бюро «Південне». У зазначеній ДК був застосований епоксидний пінопласт, що спінюється, типу ПЭ-6, яким заповнювали зазори між трубчастими хвилеводами антени, зовнішньою поверхнею головної частини й обмежувальним кожухом. Хвилеводи антени розміщалися з необхідною точністю з зазором над поверхнею головної частини і підтримувалися в такому положенні до заповнення за допомогою стапеля й обмежувального кожуха. Внутрішній об'єм, що утворився, заповнювався композицією, що спінюється, що після отвердіння була основою антени, закріпленою на зовнішній поверхні ГЧ, і силовим елементом кріплення між собою окремих хвилеводів антени. Однак зазначений спосіб з використанням композиції, що спінюється, був застосований з метою забезпечення кріплення антени на виробі, але не вирішував задачі підвищення несучої здатності виробу. Як прототип для пропонованого способу прийнятий винахід по [патенту №16304 від 5.11.1982р., опублікованому в бюлетені №4 за 1997р.]. Відповідно до винаходу по [патенту №16304 від 5.11.1982р.] у конструкції стільникової панелі частково реалізований спосіб створення панелі з застосуванням композиції, що спінюється. Щільникова панель по[ патенту №16304 від 5.11.1982р.] містить обшивки і розміщені між ними стільниковий заповнювач і композицію, що спінюється, фільтруючі прокладки з тканини, при цьому композиція, що спінюється, розміщена між прокладкою й обшивкою. Недоліком такого виконання панелі у випадку її наступного використання для створення захисного корпуса штатного відсіку є часткове заповнення внутрішнього обсягу панелі композицією, що спінюється, при якому не створюється монолітна жорстка конструкція, а при тонкостінній зовнішній обшивці при зовнішньому навантажені можливий її прорив в порожнечах стільникового заповнювача. Крім того, кожна окрема панель вимагає обов'язкової наявності двох обшивок, що є конструктивною основою для формування вигляду панелі і заповнення 4 внутрішнього об'єму між ними композицією, що спінюється. В основу пропонованого винаходу покладена задача шляхом використання композиції, що спінюється, яка заповнює внутрішні об'єми, забезпечити підвищення несучої здатності відсіку виготовленого літального апарата (наприклад приладового відсіку ракети) за умови забезпечення мінімальних вагових витрат і збереження його цілісності, виключення демонтажу апаратури СУ, установленої у внутрішньому об'ємі відсіку, і непорушення його механічних і електричних інтерфейсів. Суть пропонованого способу становить сукупність наступних відмітних ознак: - відносно зовнішньої поверхні корпусу встановлюють геометричне подібну йому тонкостінну захисну оболонку, що охоплює його з заданим зазором; - зазор між захисною оболонкою і зовнішньою поверхнею корпусу заповнюють композицією, що спінюється, наприклад типу пінопласту; - витримують при температурі навколишнього середовища до отвердіння наповнювача й одержання жорсткого тришарового силового обшивання корпусу відсіку літального апарата. Сукупність нових істотних ознак при взаємодії з відомими істотними ознаками дає можливість одержати новий технічний результат, що полягає в підвищенні несучої здатності відсіку виготовленого літального апарата за умови забезпечення мінімальних вагових витрат і при збереженні цілісності компонування його апаратури, непорушення електричних, гідравлічних і механічних інтерфейсів. Загальний вид відсіку з установленою захисною оболонкою показаний на прикладеному малюнку. Спосіб здійснюється наступним чином. На відсік 1 літального апарата встановлюють тонкостінну захисну оболонку 2, геометричне подібну його зовнішньому обводові. Розміри захисної оболонки обрані з умовою забезпечення заданого зазору між зовнішньою поверхнею корпусу і захисною оболонкою. Зазор між захисною оболонкою і корпусом відсіку літального апарата заповнюють композицією, що спінюється, 3, яка забезпечує їхній зв'язок. В даний час існують матеріали, що спінюються, які випускаються промислове, з температурою тривалої працездатності в широкому діапазоні температур і володіють властивостями склеювання з металами. Перед установкою на відсіку захисної оболонки її внутрішню поверхню зачищають і знежирюють. У строгому співвідношенні змішують компоненти композиції і заливають у те хнологічні отвори 4, передбачені на торцевому шпангоуті і на зовнішній поверхні захисної оболонки. У зазорі між оболонкою і корпусом композиція спінюється й при температурі навколишнього середовища відбувається процес отвердіння. У процесі отвердіння композиція склеюється з підготовленими внутрішньою поверхнею захисної оболонки і зовнішньою поверхнею відсіку 5 80577 літального апарата. Після отвердіння спінена композиція разом із захисною тонкостінною оболонкою і корпусом відсіку, що допрацьовується, утворює жорстку тришарову конструкцію силового обшивання корпусу відсіку літального апарата, що дозволяє підвищити несучу здатність відсіку, що допрацьовується, ~ 1,4 рази. При цьому вагові витрати на збільшення міцності відсіку виготовленого літального апарата будуть істотно нижче, ніж при будь-яких інших способах, наприклад при установці захисної оболонки, корпус якої виготовляють за традиційною схемою з металевої міцної оболонки із силовим набором шпангоутів і стрингерів. Ці переваги роблять спосіб виготовлення захисної оболонки з використанням композиції, що спінюється, найбільш перспективним і пріоритетним, що дає, в оста точному підсумку, виграш у вазі корисного навантаження, виведеного на орбіту за допомогою наявної ракети-носія. При цьому пропонований спосіб не торкається внутрішнього компонування металевого відсіку, що зв'язано з перемонтажем апаратури і наступним юстуванням осей командних приладів. Невтручання у внутрішнє компонування відсіку є позитивним фактором, що зменшує тр удовитрати при проведенні робіт з підвищення міцності. Проведена оцінка ефективності заходів, спрямованих на збільшення міцності штатного відсіку виготовленого літального апарата, показала, що при посиленні відсіку шляхом установки зовні жорсткого тришарового силового обшивання, підвищується коефіцієнт запасу його міцності на максимальні польотні навантаження в складі виробу ~ у 1,4 рази. Таким чином, спосіб підвищення несучої здатності корпусів відсіків літальних апаратів дозволяє підвищити несучу здатність відсіків за умови забезпечення мінімальних вагових витрат і при збереженні цілісності компонування апаратури відсіків, непорушення електричних, гідравлічних і механічних інтерфейсів. Економічний ефект даного способу полягає в тім, що підвищення несучої здатності корпусів окремих відсіків літальних апаратів дозволяє використовува ти наявні стратегічні ракети в комерційних цілях. 6