Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 22
Текст из файла (страница 22)
По мере совершенствования прйборов системы управления нх масса, как правило, становится меньше. При заданном тротиловом эквиваленте величина лто„ может быть снижена за счет выбора более рациональных 'форм боевой части и использования в ней более качественных конструкционных и теплозащитных материалов. Кроме того, совершенствование ядерных зарядов также ведет к их облегчению. Поскольку выбор топлива и-материалов, возможности ракетостроения и приборостроения иа каждом этапе развития ракетной техники. ограничены, то увеличение относительного запаса топлпва в ракете и соответственно дальности полета 136 достигается'в первую очередь путем изманения массы и раз-.
меров ракеты и массы полезной нагрузки. Характер зависимости коэффицкента заполнения ракеты топливом рп от отношения стартовой массы к массе полезной 'пп нагрузки т показан на рнс. 4.1. С увеличением — ' коэфи'пп фициент ря монотонно растет, стремясь в бесконечности к 1 — М отношению — При этом изменение 'коэффициента рп с ростом жп получается весьма неравномерным: значительное увеличение рп имеет место лишь,.
при относитель- но малых стартовых массах ракеты, а в диапа. з зоне больших значений лэп рост рп резко замедляется.' Замедление роста рп наступает тем быстрее, чем меньше полезная нагрузка. Для современного уровня развития ракетной техники верхним д пределом коэффициента за 1аа аа ф заполнения одноступенчаГОй раКЕтЫ ТОПЛИВОМ СЧИ- Впп. 4Л. Зависимость апльноптп полета гают 1пп=0,92 для ракете пт ~~ длп пдяосптпеппптоя ракеты ЖРД и 1ь, 0,88 для.ракет с РДТТ (табл. 1.4). Указанная закономерность изменения рп в функции и'пн определяет аналогичный характер зависимости дальностиполета одноступенчатой ракеты от стартовой массы, показавный на рис. 4.2. Расчет произведен при следующих проектных параметрах: Ртя,о=270 се«; Ртп, =310 сак; ).ь — -055.
При этих условиях существенное увеличение скорости р„н даль-. ности полета Е происходит только до — =50. Дальнейшее пь аппп же увеличение стартовой массы (при постоянной величине т ) слабо влияет на дальность полета. Так; увеличение тп в 3 раза дает'прирост дальности примерно на 1Зтп Дальнейшее увеличение величины — ' почти не дает прироста р„ тпп и дальности. При средней удельной тяге Р я па=270 сяк н относительном весе топлива 9,=0,90 — 0,92 одйоступенчатые ракеты с ЖРД могут обеспечивать дальности полета 5000 †60 км.
Чтобы получить дальность полета около 1ОООО км, необходи-, мо увеличить среднюю удельную тягу до 310 сек и довести 137 относительный вес топлива до р„=0,94. В этом случае ракета будет иметь приемлемую стартовую массу (около 100 т) лишь при - использовании очень легких боевых частей ( 150 кг) и очень легкой аппаратуры управления ( 50 кг), Увеличение полезной, нагрузки или облегчение ракеты возможно при дальнейшем усовершенствовании (облегчении) конструкции ракеты. Баллистические возможности одноступенчатых ракет с РДТТ заметно ниже, так как удельная тяга современных РДТТ на 10 — 15% меньше удельной тяги ЖРД и ракеты с РДТТ обладаюз меньшими значениями р„.
Задача обеспечения больших скоростей и дальностей полета решается значительно проще, если ракета делается составной (многоступенчатой). Смысл использования многоступенчатых ракет состоит в том, что в процессе полета последовательно отделяются те элементы конструкции ракеты, надобность в которых миновала. Вследствие этого снижаются затраты энергии топлива на сообщение дополнительной скорости элементам ракеты, бесполезным с точки зрения дальнейшего движения. В конечном счете многоступенчатая ракета, как это следует из формулы (4.11), может иметь ту же скорость и дальность полета, если сохраняется одинаковое значение Ртд,„при заметно меньшем общем относительном запасе топлива.
Что может дать переход от одноступенчатой ракеты к многоступенчатой; поясним на следующем примере. Пусть имеется одноступенчатая ракета со стартовой массой ты=- =90 т, рабочим запасом топлива м=75 т и удельной тягой Ртд,я=300 сек У .такой ракеты (>„ = †, = 0835, поэтому 75 без учета потерь У, =д,Р,д.„ !п †, =9,81. 300!и , = 5350 м/сек. (>к Теперь рассмотрим двухступенчатую ракету с такой же стартовой массой и с таким же суммарным запасом топлива при условии, что: 1) масса первой ступени 60 т, запас толлива в ней 50 т; 2) масса второй ступени 30 т, запас топлива в ней 25 т; 3) удельная тяга двигателей на обеих ступенях Ртд „=300 сек. В данном случае 50 25 поэтому = — =0,56 р, = — =083 к1 до > к1 зо » 1 К~ Кд~ Уд. и!п (1 )(1 „) =9,81 300!и (1 о за)(1 паз) 7450 м/сек, т.
е, получили прирост скорости около 2100 м/сек. 138 При проектировании ракет состав топлива, масса полезной нагрузки и предельная дальность полета являются заданными, Чтобы в этих условиях обоснованно выбрать число ступеней ракеты, необходимо знать влияние числа ступеней на массу и размеры ракеты, на надежность ракеты при боевом использовании, на эксплуатационные свойства ракеты, на трудоемкость отработки и изготовления ракеты, на стоимость самой ракеты и ракетного комплекса в целом. 4, тмс «м. Сэпыс ив а та га За еа аа ма тлпп ~а го зо ьо аа ъ чппн Рис. 4.3. Зависимость дальности поппе лета от — и числа ступеней ракет тл па с ЖРД Рнс.
4.4. Зависимость дальности ~о полета от — н числа ступеней тп пи ракет с РДТТ Анализ начинается всегда с установления связи между числом ступеней н потребной стартовой массой ракеты. Для этого при заданном топливе и принятых проектных параметрах ракеты обычно рассчитывают и строят графики зависиплп мости 1. от жпн Подобные графики изображены на рис.
4.3 и 4.4. Онн позволяют выявить варианты ракет, которые могут обладать заданной дальностью полета, и сравнить стартовые массы этих вариантов. Определив дополнительно размеры этих вариантов ракет, можно сравнить их также по габаритным характеристикам. Анализ графиков на рис. 4.3 и 4.4 позволяет сделать следующие выводы: — баллистические. возможности одноступенчатых ракет с ЖРД и двухступенчатых ракет с РДТТ практически одинаковы; — в диапазоне дальностей Е=1000 1500 ки одноступенчатые и двухступенчатые ракеты с ЖРД обладают практи- 139 чески одинаковой стартовой массой ( ~ жй — 7); в этом ~ мпи же диапазоне дальностей полета одинаковой стартовой массой ( — '.
=:7) обладают двух- н трехогупенчатые ракеты с РДТТ; — двухступенчатые ракеты с ЖРД могут обеспечить полет практически на любые дальности, в, том числе межконтинентальные; при — ' б0 ракета способна вывести полезный груз на круговую орбиту; — трехступенчатые ракеты с ЖРД, йачиная с дальйостей Ь=2000 — 3000 км, обладают несколько меньшей стартовой массой, чем двухступенчатые; однако выигрыш в стартовой массе не превышает 10$; — увеличение числа ступеней ракет с РДТТ свыше трех не приводит к существенному приросту дальности полета (нли снижению стартовой массы).
Остальные характеристики ракет меняются с изменением числа ступеней следующим образом. Надежность ракеты с увеличением числа ступеней заметно снижается, так как с увеличением количества ступеней возрастает количество элементов, отказ или неправильное функционирование которых влияет на надежность ракеты в целом. Особенно это характерно для ракет с ЖРД. С увеличением количества ступеней возрастают также трудоемкость отработки и изготовления ракеты, объем регламентных работ с ракетой и объем контрольных проверок перед пуском. Если переход от одного числа ступеней к другому не связан с очень большим облегчением ракеты, то с увеличением количества ступеней может заметно возрасти и стоимость ракеты. Габариты и стоимость подъемно-транспортного оборудования и пусковых устройств (например, шахт) зависят в основном от массы и размеров ракеты, поэтому уменьшение массы и размеров ракеты позволяет снижать стоимость такого оборудования.
При учете всех факторов наивыгоднейшее количество ступеней в ракете оказывается обычно на единицу меньшим того количества ступеней, при котором ракета имеет наименьшую стартовую массу. Сказанное поясним на конкретных примерах американской ракетной техники. Американские стратегические ракеты средней дальности «Поларис» выполнены двухступенчатыми, а межконтинентальные ракеты «Минитмен» трехступенчатыми. В то же время элементарными расчетами можно показать, что при использовании тех же топлив и при тех же весовых коэффициентах наименьшей стартовой массой будут обладать при стрельбе на 'средние дальности трехступенчатые ракеты (с выигрышем массы по сравнению с двух- 140 ступенчатыми на 15 — 20чз), а при стрельбе'на межконтинентальные дальности до 10000 †!2000 км — четырехступенчатые (с выигрышем массы по сравнению с трехступенчатыми на 5 — 20%).
Прн оценке возможностей ракет с ЖРД и РДТТ необходимо учитывать также овраничения, которые могут иакладыватьск на массу и габариты ракеты условиями транспортировки (по железной дороге, водным' и воздушным путем), перегрузки и установки в пусковые сооружения. 'Ракеты с ЖРД транспортируются без топлива. Заправка топливом таких ракет производится после установки их в п сковое ст ойство. у у р Следовательно, при эксплуатации таких ракет,' .возникают лишь ограничения на габариты ракеты.
Сухой вес у ракет с ЖРД невелик, поэтому такие ракеты имеют значительную стартовую массу и снабжаются тяжелыми боевыми частями. Так а г 4 З З Ю твзм например, американские ракеты «Атлас» и Рне. 4.6. Завнсныоетв стартовой массы ре«Титан» имеют старто- кеты с Жрд ет массы нолевкой нагрузки вую массу в пределах 100 — !50 г и снабжаются боевыми частями с массой до 2,7 — 3,5 т. Ракеты с РДТТ транспортируются со снаряженными двигателями, поэтому имеют существенные ограничения н по стартовой массе. Если в качестве допустимой стартовой маосы ракеты с РДТТ принять те~=50 г, то элементарными расчетами можно показать, что у межконтинентальных ракет с РДТТ масса боевой части не может превышать 1 т, а у стратегических ракет средней дальности — 2,5 т. В заключение рассмотрим зависимость стартовой массы, ракеты от массы полезной нагрузки.
Весовое уравнение (3.20) 'для случая. двухступенчатой ракеты имеет вид шег "-" ел' (4.13) ег !! кг, 1!+У(,)рм !, (! «,)р„) ( Если бы коэффициенты весовых уравнений У» и 7(г не зависели от масс субракет, то нри постоянных значениях ры, (прн неизменной дальности полета ракеты) стартовая масса была бы связана с массой полезной нагрузки линейной зависимостью. Как следует из рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
