Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 19
Текст из файла (страница 19)
На ранних стадиях развития теории проектирования ракет коэффициенты весовых уравнений определялись путем расчета масс отдельных агрегатов и деталей, являющихся составными-частями ракеты. При решении такой задачи обычно производится схематизация ракеты, упрощение действительной формы и устройства отдельных агрегатов н узлов, что, естественно, приводило к ошибкам в определении составляющих весовых коэффициентов. Стремление повысить точность весового анализа путем увеличения числа рассматриваемых элементов не всегда приводило к положительным результатам, так как происходило накапливание ошибок расчета масс отдельных элементов.
Но тем не менее такой метод приходится применять при весовом анализе принципиально новых конструктивных схем ступеней ракет. ,0038Р„,)'1; (3.26) 0,034тос) [' (3 27) 0,075в,)); (3.28) (3.29) В этих формулах величины пьн и еч должны быть выражены в тоннах, а тяга Ры в кнлоньютонах. Вместо расчетов по формулам (3.26) — (3.29) можно пользоваться графиками на рис. 3.1, 3.2 н 3.3. После определения конструктивных коэффициентов Ьь №, э„, и ч„, по формуле (3.25) легко определить относительный вес топлива субракеты р„ь Чтобы определить начальную массу субракеты, необходимо пользоваться формулой (3.20). В последнем случае расчет ведется методом итераций.
114 Что же касается весового анализа существующих нли совершенствуемых схем ракет,' то по мйре. накопления опыта нх проектирования и создания появилась возможность определить конструктивные коэффициенты на основании обработки статистических данных по осуществленным 'образцам. При этом'целесообразно рассматривать лишь наиболее крупные агрегаты и части ракеты, массы которых зависят от различных проектных параметров. 'Такими агрегатами и частями являются: — двигатель, масса которого считается пропорциональной создаваемой тяге.„ — топливный отсек, масса которого пропорциональна объему заключенного в нем топлива; — силовой блок (хвостовой и приборный отсеки с бортовой кабельной сетью), масса которого пропорциональна начальной массе рассматриваемой субракеты; — неиспользуемый запас топлива, пропорциональный пабочему запасу топлива. Прн обработке статистических данных по осуществленным конструкциям ракет' необходимо учитывать перспективы и тенденции развития ракетной техники.
Поэтому нельзя формально объединять статистические характеристики ракет,относящихся к разным периодам истории ракетной техники. Отсюда также следует, что коэффициенты весовых уравне'ний не могут рассматриваться как раз и навсегда найденные величины, а должны периодически уточняться, отражая современный уровень конструирования ракет. Обработка статистических данных для ракет, созданных за рубежом (в основном в США) за последнее десятилетие, позволяет получить следующие- эмпирические формулы для коэффициентов весовых уравнений; в, =0,0067 [1+ 3ехр( — 0 № = 0,010 [1 + 3,5ехр (— р„, = 25 [1+ 1 5ехр (— ооэ 002 Р .кн 0,0 ао 12 10.
2,О г0 20 Рис. ЗЛ. Зависимость конструктивного коэффициента Ьг от тяги двигателя 000 б,'02 001 20 ' ао Оо 00 Г00 гоо М Уоо РУ„,т Рис. 3.2. Зависимость конструктивного коэффициента Я~~ от началь- ной массы субракеты Ьйедует отметить, что рассмотренная методика определения конструктивных коэффициентов весовых уравнений может испцльзоваться лишь для решения задач по определению начальйьМ масс субракет лЬн илн относительных весов топлива субр , т.
е. в тех случаях, когда находятся суммарные ве арактеристики. В ирак оектирования ракет с ЖРД приходится решать и др дачи, в которых требуется учитывать зависимости м дельных агрегатов ступеней ракеты от проектных етров. Например, при оптимизации тягово- рта аз/м 00 003 001 Рис. оруженностей субракет необходимо знать, к сть массы конструкции ступени пропорциональна тяге теля. Приведенные в настоящем параграфе зависим ыведены в предположении, что только масса двигателя циональна тяге.,Но прочностные расчеты топливного орного, а иногда и хвостового отсеков производятся с у действующих на них полетных нагрузок, а следовательно, изменение тяги должно приводить к изменению толщин оболочек и масс всех отсеков ракеты.
Таким образом, найденная по формуле (3.26) величина Ь, занижена, а коэффициенты Ф~ и р„ь определяемые по формулам (6.28), (6.29), — завышены, так как общая масса кон'- струкции ступени при любом методе определения весовых коэффициентов должна быть неизменной. При оптимизации давлений в камере сгорания р„и на срезе сопла р, необходимо знать зависимость массы двигателя от этих проектных параметров. Формула (3.26) не от- 116 $ ЗЛ. ВЕСОВЫЕ УРАВНЕНИЯ РАКЕТ С РДТТ Весовое уравнение ракеты с РДТТ в общем случае может быть записано следующим образом: тм = т~,.е, + тд,, + т„,, + ад» ' (3.30) где т„— начальная масса (-й субракеты; тщ+, — начальная масса (д+1)-й субракеты; т„, — масса конструкции двигателя (-й ступени; т, — масса хвостового отсека ьй ступени; а„— МаССа Заряда тОПЛИВа дВИГатЕЛя Рй СтуПЕНИ.
В массу хвостовых отсеков т„з удобно включить массу переходников, массу приборов управления ступени и бортовую кабельную сеть. Величина т„и пропорциональна массе субракеты, т. 'е. (3.31) тда ~ = Жтм где л1;=0;009 ь0,0!2 соответственно для нижней и верхних ступеней ракеты. В массу заряда ам помимо рабочего запаса топлива необходимо включить дополнительный гарантийный запас топлива Лао методика определения которого была изложена в $2,6. Все ступени ракет с РДТТ, кроме последней, обычно работают до полного выгорания топлива и поэтому не имеют гарантийных запасов, Только двигатель последней ступени, выключаемый по команде системы управления, должен иметь' гарантийный запас, который можно оценить в долях рабочего запаса топлива последней ступени, т.
е. .32 Лад = а ° ад (3 ) Тогда масса заряда в общем случае будет представлять собой сумму рабочего запаса топлива ач и гарантийного запаса: +да(1+а)ас (3.33) Массу конструкции двигателя тд,з принято выражать че- Рез массУ ЗаРЯДа и коэффиЦиент констРУкЦии Двигатела адаб (3.34) Используя зависимость (3,33), получим тд,, — — ад, ~(1+ а„,) ас (3.35) 117 ражает этой зависимости, поэтому при решении таких задач приходится уточнять связи конструктивных коэффициентов с проектными параметрами ракеты. Учитывая выражения .(3.30), (3.31) и (3.35), масса субракеты тоз = тозч.з + Х,тог + озз (1 + адз. в) (1+ а„') Пренебрегая малыми второго порядка, весовое уравнение для субракеты можно записать в следующем виде: ввоз — лвоз-'в + 1((завоз + озв (1 + Аг)з (3.38) где' К,=а„,, + а г Введя коэффициент (з„з= — ', после преобразований оконча- двов тельно получим тоз — ~зз+' . ' (3.37) Обычно 'в ракетах с РДТТ основная часть приборов системы управления располагается на последней ступени вспе.
циальном приборном отсеке, а массы их либо задаются, либо включаются в массу полезной нагрузки. В проектировочных расчетах массу приборных отсеков и приборов системы управления удобно об'ьединить в общую массу — поду. Тогда для последней ступени ракеты имеем дзоч + оззу зззк 0 + зк))зкк (3.38) Для трехступенчатой ракеты формула для определения стартовой массы имеет вид ввоз = , (3,39) 11 — зЧз — (1+кдв.
з) ВкзП( — Аз — (1 +кдз. з) Экз) [1 — Э(в — (1+Кв)вкз) ' где лука=явок+лвду — масса полезной нагрузки. Из уравнения (3.37) легко получить выражение длякоэффициента заполнения субракеты топливом (1 — бй) вдзз — дзззоз (зкз 0+ з() (3.40) которое по форме записи совпадает с выражением (3.22) для ракет с ЖРД.
Основное отличие весового анализа твердотопливных ра' кет по сравнению с жидкостцыми состоит в методике определения коэффициентов конструкции двигателей ад,. Попытка получить средние значения ад, по статистическим данным не привела к положительным результатам, так как они во многом зависят от свойств топлив, форм' зарядов н способов их размещения в камерах сгорания, а также от характеристик применяемых конструкционных материалов.
Кроме того, ,1 18 . многие параметры ракеты непосредственно' связаны с параметрами двигателей. Для упрощения вычисления пд, удобно ввести понятиети- пового'-двигателя, под. которым мы будем подразумевать . РДТТ, включающий .в себя только самые, необходимые элементы (узлы), обеспечивающие его нормальное функционирование, и характеризующийся йараметрами, учитывающими основные связи,между. параметрами ракеты я характеристиками топлив.
В самом общем случае такими основными элементами будут (рис. 3.4): цилиндрическая камера агорания .3 4 б б Рис. 3.4. Типовой реактивный двигатель тввр- дого .топлива: 4 — теплозащитное покрытие днища камеры сгорании; т — камера сгорания; 3 †.заряд твердого топлива; 4 — теплозащитное покрытие камеры сгорания и сопел; а — броннравка; 6 — сопло с днищами и расширяющимися соплами; теплозащнтное покрытие камеры сгорания днищ и сопел; заряд твердого топлива; бронирующее покрытие части поверхности нли слой, . скрепляющий заряд со стенками камеры.
Таким образом, масса конструкции двигателя может быть представлена как сумма: т„,=и„+ и„п+ т,р+ т, + иты (3.41) где ин — масса цилиндрической части камеры сгорания; т„и — масса днищ корпуса двигателя; т,р — масса бронирувщего покрытия и скрепляющего 'слоя; т, — масса расширяющихся 'сопел; и„— масса теплозащиты. Тогда в соответствии с зависимостью (3.34) щп + тини + щар + щс + щта пдв (3,42) Методику определения величин, входящих в формулу (3.42), и возможные связи между парамет4зами двигателя н ракеты и характеристиками топлив продемонстрируем на примере.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
