Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет, страница 5

Возвращаясь к весовым уравнениям, определяют массы сту. пеней и стартовую массу всей ракеты. Затем может быть произведен экономический анализ, который позволяет оценить затраты средств на создание ракеты. Наконец, можно оценить эффективность действия боевой части по типовой цели, ойределить потребный расход ракет и оценить затраты на поражение цели. Проведя подобные расчеты для различных сочетаний проектных параметров, а также для различных видов ракетного топлива, можно определить параметры оптимальной ракеты, обеспечивающей минимальные затраты средств на поражение типовой цели. При решении обратной задачи баллистического проектирования исходными данными являются: ассигнования на создание нового ракетного комплекса, тип ракеты, вид ракетного топлива, конструктивная схема ракеты, тип старта, состав наземного оборудования, характеристики типовой цели или состав и характеристики группы целей.

В ходе решения обратной задачи баллистического проектирования выбирают вид топлива, конструктивную схему ракеты, программу ее движения и интервал дальностей полета ракеты. Далее производится оптимизация проектных параметров. Затем выбираются параметры боевой части (д) и системы управления (Вп) и назначается показатель эксплуатационной надежности ракеты (Р,). После баллистическогорасчета становятся известными запасы топлива в ступенях ракеты. В результате весового анализа определяются массы ступеней и стартовая'масса ракеты, Далее проводится эко. номический анализ для определения числа ракет, которые могут быть изготовлены при заданных ассигнованиях.

Учитывая характеристики целей, можно определить число целей, которое может быть поражено ракетами исследуемого типа. Наконец, можно оценить в стоимостных единицах величину ущерба, наносимого противнику. Проведя аналогичные расчеты для различных интервалов дальностей, различных параметров боевых частей и систем управления, а также при различных проектных параметрах 25 ракеты, можно найти параметры оптимальной ракеты, наносящей максимальный ущерб типовой цели при заданных ассигнованиях.

Из сказанного выше следует, что прямая и обратная задачи баллистического проектирования ракет включают ряд частных задач, а именно: выбор топлива, выбор модели ракеты, выбор программы движения на активном участке траектории, оптимизацию проектных параметров ракеты, весовой анализ, экономический анализ, баллистический расчет, оценку эффективности ракеты, оценку стоимости поражения цели (наносимого ущерба). Методы решения частных задач баллистического проектирования будут рассмотрены ниже. При приближенных расчетах решение частных задач производится расчлененно, Например, оптимальное значение каждого из проектных параметров определяется по условному экстремуму (при постоянстве остальных проектных параметров). Точное решение задач баллистического проектирования возможно только с помощью ЭВМ или моделирующих установок.

В книге рассматриваются лишь приближенные методы решения задач баллистического проектирования, которые могут использоваться на стадии предэскизного проектирования ракет и разработки тактико-технических требований к ним. Достоинствами этих методов по сравнению с точными являются малая трудоемкость и наглядность. При приближенном проектировании логическая модель решения задачи упрощается. В число исходных данныхвключаются Т.ь„, и гл, (при решении прямой задачи) или лыл и т„„(при решении обратной задачи), Выходными данными являются соответственно тм или Т.,„.

Экономический анализ и оценка эффективности могут не проводиться, так как критерием сравнения вариантов ракет служат стартовая масса или максимально возможная дальность полета. $ К4. ВЪ|БОР ТОПЛИВ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРИ БАЛЛИСТИЧЕСКОМ ПРОЕКТИРОВАНИИ РАКЕТ Среди немногих источников энергии, которые используются для реактивного движения, химические молекулярные топлива имеют в настоящее время самое широкое применение. В стратегических ракетах используются жидкие и твердые ракетные топлива, Выбор топлива при проектировании ракет имеет особое значение, так как природа топлива, физико-химические свойства компонентов и условия их эксплуатации практически полностью определяют тип двигателя, систему проектных па- раметров, массу, габариты и баллистические возможности ракет. Следует также иметь в виду, что 80 — 95$, стартовой массы ракет приходится на долю топлива.

Наконец, структура, состав, надежность и боеготовность ракетного комплекса зависят от эксплуатационных свойств топлива. При проектировании ракет принципиально возможна постановка двух-различных задач: 1) определение требуемых характеристик оптимального топлива, обеспечивающего максимальную эффективность ракетного комплекса; 2) подбор оптимальной композиции из имеющихся компонентов топлив. Современный уровень развития химии ракетных топлив и специфические связи между кх характеристиками не позволяют решить первую из упомянутых задач. Поэтому выбор топлива сводится к решению второй задачи. При решении второй задачи для сравнения различных топлив используются критерии, к которым относятся: — стандартная удельная тяга Р„к,„; — термодинамические параметры продуктов сгорания топлива (температура Т, газовая постоянная )с, показатель адиабаты й или показатель изэнтропического процесса л,); — средняя плотность топлива р,; — скорость горения и (для твердых) или время пребывания продуктов сгорания в камере з (для жидких топлив); — характеристики механической прочности твердых топлив с учетом их реологических свойств; — характеристики стоимости компонентов топлив.

Кроме того, при проектировании необходимо учитывать эксплуатационные характеристики топлив: возможности подачи компонентов в камеры сгорания, использования их для охлаждения, изготовления зарядов из твердых топлив, условия снабжения, транспортировки, хранения и т. п. Наконец, при выборе форм зарядов твердого топлива необходимо учитывать возможности их изготовления. Рассмотрим подробнее критерии сравнения ракетных топлив, Ст аида ртн а я у дел ь н а я т я га Рт„„является характеристикой энергетических возможностей топлива. За стандартную принимается теоретическая удельная тяга при равновесном истечении продуктов сгорания и при давлениях в камере сгорания р„=40 бар и на срезе сопла.р,=! бар.

Кроме того, предполагается, что сопло работает на расчетном режиме. Значения удельных тяг для различных топлив получают в результате термодинамических расчетов, затем сводят в таблицы и энтропийные диаграммы. Чтобы учесть потери в 27 камерах сгорания двигателей, стандартную удельную тягу следует уменьшить на 4 — 5% Таким образом, приведенная стандартная удельная тяга Рт„„= (0,95 —. 0,95) Р ст. Для твердых топлив, содержащих алюминий, необходимо учитывать дополнительные потери удельной тяги, вызванные двухфазностью газового потока, т. е. наличием в газообразных продуктах сгорания твердых частиц А1»О». Приведенная стандартная удельная тяга в этом случае рассчитывается по следующей формуле, полученной по данным работ (55), (57): Рп» Р .

ст!1 (4,3+ 0,17а+ 0,009а») 10 — ») (1 17) где а — содержание алюминия в весовых процентах. При отсутствии таблиц и энтропийных диаграмм удельная тяга двигателя на расчетном режиме работы сопла может быть подсчитана по следующим приближенным зависимостям, полученным на основании теоретических расчетов: а) для жидких топлив Р~~, =' Р",' „+ 21 + 0,7бр„— 0,003р'„— 70р, + 25р';, (1.13) б) для твердых топлив Рг„= Ргл» „+ 19,4+ 0,76Р, — 0,003рт — 70р, -~- 25п",.

(1.19) В фоР~у~ах (1.13) и (1 19) удельная тяга измеряется в секундах, а давление в камере р„ и давление на срезе сопла р„ — в барах, Удельная тяга в пустоте определяется по формуле (1,20) я»Рт„ где Й вЂ” газовая постоянная; Т вЂ температу горения; й — показатель адиабаты. Расчетная аависимость для определения удельной тяги на любой высоте имеет вид й-1 Р Рг 1 ~~ ~ф)» (1 Р1ь ) (121) к» у» лк где р» — давление атмосферы на высоте й над поверхностью земного шара Удельная тяга на Земле рассчитывается при давлении атмосферы, равном рл 1,01 бар. ~-1 величины (р,/р„) можно пользоваться Для расчета табл.