Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 18
Текст из файла (страница 18)
При расчете переменных доз заправок может быть учтена разность Кн — К„, . Отклонения доз заправок и коэффициента расхода ЖРД может быть учтено во время полета ракеты специальной системой, задачей которой является обеспечение одновремен-. ного опорожнения баков окислителя н горючего. В этом случае расход компонентов или, другими словами, коэффициент К изменяется в полете так, чтобы обеспечить одновременное окончание окислителя и горючего. Однако при работе такой системы из-за инструментальных ошибок может оказаться какой-то небольшой предельный объемный остатои одного-компонента ЛУ. Чтобы его сжечь в двигателе, необходимо иметь дополнительные гарантийные запасы топлива м„,р.
Допустим, что остаток топлива имеет плотность окислителя, тогда вторая составляющая гарантийных запасов горючего может быть рассчитана по следующей зависимости: ! . (2.201) 107 Если остаток имеет плотность горючего, то по аналогии с зависимостью (2.201) ' имеем: Суммарные, гарантийные запасы. окислителя и горючего при нормально распределенных и независимых первой и второй составляющих определяются следующими зависимостями: "~гар.ок ~ ('эгар ок) + а~гар ок' (220З) (о„,„„= К(в'„~,)з + ЬеР,~ и (2,204) При заправке компонентов топлива по весу илн до разных уровней, а также при отсутствии системы, обеспечивающей одновременное опорожнение баков, расчеты доз заправок и гарантийных запасов ' топлива несколько видоизменяются. Однако суть их остается в аналогичном учете н компенсации тех же возмущений, что были рассмотрены в этом параграфе.
Глава 3 ВЕСОВОИ АНАЛИЗ РАКЕТ Как отмечалось выше, одним из этапов баллистического проектирования ракет являетея весовой анализ, целью которого является установление взаимосвязи между стартовой массой (весом) ракеты, ее проектными параметрами и относительными весами топлива субракет и„ь Это позволяет при заданной массе полезнвй нагрузки по известным величинам Р„; определить стартовую массу ракеты.
Структура весовых уравнений сушественно зависит от типа двигателя. Вначале рассмотрим весовые уравнения ракет с ЖРД. й Зл. ВесОВые уРАВнения РАкет с жРд Начальную массу ракеты (субракеты) можно представить как сумму: шм = шм,~ + шм + м«ь где тщ — начальная масса 1-й субракеты; тщ~, — начальная масса (~+1) -й субракеты (для последней ступени — полезная нагрузка); т„— масса «сухой» конструкции 1-й ступени; а„— масса заправки топлива ьй ступени. Масса конструкции ступени ты может быть найдена как сумма масс агрегатов, узлов н деталей корпуса.
При этом должны учитываться особенности компоновочнои схемы ступени, характеристики конструкционных материалов, форма и размеры агрегатов и деталей. Достаточно точно подобнаязадача может быть решена лишь на этапе эскизного проектирования ракеты, когда все перечисленные выше данные известны, На более ранних этапах проектирования используются приближенные методы оценки величины гпы. При этом нецелесообразно «дробить> корпус ступени на большое число деталей, так как это приведет к суммированию ошибок опре- 109 деления их масс, Если ограничиться рассмотрением только крупных частей, то массу конструкции ступени можно представить в виде следующей суммы масс: щм = жау.
~ + ~пав. ~ + %д,! + ~то, э (3.2) где т,„,— масса аппаратуры управления; и„, — масса двигателя; т„„„,— масса хвостового и приборного отсеков, бортовой кабельной сети ~и деталей общей сборки; т„,- — 'масса топливных баков, трубопроводов, системы наддува баков,'арматурьг' баков. Основная часть аппаратуры управления обычно размещается в приборном отсекепоследней ступени ракеты.
Масса аппаратуры управления гл,„,~ определяется типом ракеты,требуемой точностью управления полетом и уровнем развитии ракетного приборостроения. Таким образом, масса аппаратуры управления не зависит от проектных параметров ракеты, Для последней ступени ракеты величину' гп,ь„ можно считать составляющей массы полезной нагрузки, т. е. ж„„.~.~ = глпн ~~6„+ «т,„, „, . (3.3) где та„— масса боевой части ракеты. Для остальных ступеней ракеты массу аппаратуры управления целесообразно включать в массу приборного отсека и , бортовой кабельной сети.
Это позволяет упростить структуру весового уравнения ракеты. Масса двигателя в общем случае зависит от величины тяги конструктивной схемы.двигателя, качества используемых материалов, давлений в камере и на срезе сопла. Таким образом, для конкретной конструктивной схемы. двигателя т„.,, =1(Р„ь п„„п„). (3.4) При приближенном весовом анализе Обычно зависимость упрощают и выражают массу двигателя в долях создаваемой им тяги, т. е.
(3.5) 110 где ж ,, — масса.'двигателя. ступени, кг; Ь, — безразмерный коэффициент («удельный вес» двигателя); Р„, †'тяга двигателя в пустоте, н. Используя проектный параметр Х ~ (коэффициент начальной тяговооруженности субракеты в- пустоте), можно перейти от тяги к начальной массе субракеты: Ьу атаев. ~ = х ~но~.
где № — безразмерный коэффициент. При решении задачи по определению стартовой массы ракеты или коэффициентов ры можно объединить' массы двигателя и хвостового н приборного отсеков:, »п»»в. » +»п»п. » ''»вчОь (3.7) где Ж» = №+ — '. зм. (3.8) Коэффициент »у» характеризует массу конструкции ступени, пропорциональную начальной массе субракеты. Массу заправки топлива вй ступени. можно представить в виде суммы: ее = е» + ~е» (3.9) где е,— рабочий запас топлива, используемый для сооб, щения ракете ускорения; Ье» вЂ” неиспользуемый запас топлива.
. В неиспользуемый запас топлива входят: достартовый расход, заливка двигателей и трубопроводов, остатки незабора топлива в баках и гарантийный запас топлива. При создании ракеты конструкторы стремятся уменьшить неиспользуемый запас топлива, одиако.по величине он остается соизмеримым ' с массой хвостового н приборного отсеков и поэтому его необходимо обязательно учитывать при весовом анализе. Рабочий запас топлива выражается через начальную массу субракеты и относительный вес йспользуемого топлива !»»»».' е» = !»»»»л»а».
(3.10) Неиспользуемый запас топлива должен прибавляться к рабочему запасу и поэтому естественно определять его так: Ье =а е„ (3.11) где а„, — безразмерный коэффициент, характеризующий степень совершенства системы питания двигателя. Масса топливного отсека т„» зависит от объема заключенного в нем топлива, конструктивной схемы, относительной длины баков и прочностных характеристик материалов. Для 1!! Массу хвостового и 'приборного отсеков вместе с бортовой кабельной сетью н аппаратурой управления (для всех ступеней, кроме последней) можно приблн~!»енно считать про-, порциональной начальной массе субракеты: (3.6) "з1 )Пто.
1 Ото.~ тп (3.12) где р„, — ' конструктивный коэффициент (средняя плот- ность сухого топливного отсека), кг/.из; р„— Средняя плотность топлива, кг/мз. Введем обозначение Ртп. ! "тп. ! = тогда масса топливного отсека (3.14) -.лГтп. ! = кто. тпт! В ряде случаев можно рассматривать совместно массу топливного отсека и неиспользуемый запас топлива как часть массы конструкции ступени, пропорциональную массе рабочего запаса топлива. Введем обозначение (3.15) К, =!ттп,. + а „ тогда, пренебрегая произведением малых величин а„з а„, можно записать !нт .; + йтпт Кттп! = Кйкк!твое (3.[б) Весовое уравнение субракеты принимает вид !но; = !по;-н+ Р'!+ (1 [- Ю Рк!) тпм (317) Решив уравнение (3.17) относительно тпт, получим (3.18) ! — Мт — ((+К)~м '- Учитывая, что то~ мот тпоп тп = — —...— и а!— тпот птпт птпи пи (3.19) получим следующее выражение для стартовой массы ракеты тпо! = [! т((! ()+Кт)!ккт1 [! Ат ((+Кт)икт) - [! тт(п ((+Кп)(ткп1 (3.20) Уравнение (3.17) можно также использовать для определения коэффициента рпь В этом случае оно должно быть преобразовано так: % мпп ! +К! (! +К!) птт! ' баков, выполненных из алюминиевых сплавов, при реальных относительных длинах можно считать массу топливного от- сека пропорциональной объему заправки топлива: Первое слагаемое в формуле (3.21) носит название предельного коэффициента заполнения субракеты топливом.
Обозначим его так: (3.22) Во второе слагаемое формулы (3.21) входит один из проектных параметров ракеты — отношение масс смежных субракет. (3.23) мм Следовательно, одна из форм записи весового уравнения субракеты такова: (3.24) Прн отсутствии полезной нагрузки (з =О) коэффициент заполнения топливом последней субракеты становится равным своему предельному значению. Из формулы (3,21) видно, что даже в этом случае коэффициент р„ограничен. Максимальное осуществимое на практике значение р„для одно- ступенчатой ракеты составляет 0,90 — 0,92.
В развернутом виде формула для расчета р„; записывается таким образом: Ь,1 (3.25) 11 + ато. ~ + а ~ ) мм где 'а... + а,=К;. Для расчетов по формулам (3.18) и (3.25) требуется знать конструктивные коэффициенты ступеней ракеты Ф,', Ьь р„ь а„г Рассмотрим методы их определения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
