Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 23
Текст из файла (страница 23)
4.5, влияние масс субракет 141 на коэффициенты АГ,', Ьь Р„,, и а„, проявляется в незначительном отклонении зависимости тч— - )(т, ) от линейной. Минимальная по величине полезная нагрузка представляет собой вес аппаратуры управления. Более точную зависимость тм от т,„определяют, учитывая влияние массы полезной нагрузки на прочность корпуса ракеты. С изменением т 'меняются инерционные нагрузки, действующие на расположенные ниже отсеки корпуса, поэтому должна меняться масса этих отсеков.
Для ракет с РДТТ зависимость тм от гп,„может считаться чисто линейной. $4.3. ВЫБОР РАСПРЕДЕЛЕНИЯ МАССЫ РАКЕТЫ ПО СТУПЕНЯМ И НАЧАЛЬНЫХ ТЯГОВООРУЖЕННОСТЕИ СУВРАКЕТ В систему проектных параметров ракет с ЖРД входят соотношения относительных весов топлива смежных субракет гм и коэффициенты начальной тяговооруженности субракет ),~;. Анализ зависимости стартовой массы ракеты от про. ектных параметров выявляет взаимосвязь величин х; и 1чь Поэтому нх выбор представляет комплексную задачу.
В данном параграфе рассматринается принцип подхода к решению задач по выбору проектных параметров х; и ).; и раскрывается качественная сторона основных зависимостей. 1. Выбор распределения масс по ступеням Чтобы найти наиболее приемлемое распределение масс по ступеням ракеты, необходимо прежде всего оценить влияние этого распределения на потребную стартовую массу и на габариты ракеты.
Важное значение имеет также влияние распределения масс по ступеням на трудоемкость опытной отработки и изготовления ракеты, на стоимостные показатели последней. Например, трудоемкость опытной отработки и трудоемкость изготовления многоступенчатой ракеты с ЖРД могут быть существенно уменьшены, когда принятое распределение масс по ступеням позволяет использовать на всех ступенях одинаковые двигатели (за исключением перерасширения сопел двигателей, которое на разных ступенях должно быть различным).
В этом случае каждая ступень ракеты имеет только различное число двигателей. С точки зрения уменьшения материальных затрат важно также стремиться к такому распределению масс по ступеням, которое позволяет выполнить все ступени в одном калибре. Рассмотрим влияние распределения масс по ступеням на стартовую массу ракеты. Распределение масс по ступеням наиболее удобно характеризовать соотношениями между 142 коэффициентами заполнения субракет топливом раь поэтому аналиэ влияния распределения масс на стартовую массу ракеты сводится к расчету зависимостей тщ=тщ(к1) для двухступенчатых ракет (рис.
4.6) и зависимостей тщ = =лто1(хь ха) для трехступенчатых ракет (рис. 4.7). Имея графики таких зависимостей, можно найти соотношения между рвь отвечающие минимуму стартовой массы, и оценить рост стартовой массы при отклонении соотношений между р„; в ту и иную сторону. Наивыгоднейшие по стартовой массе ракеты соотношения между р„; субракет зависят в основном от массы полезной нагрузки, от дальности полета ракеты тр, т;, 1)акт (К7)авт Х7 Рнс. 4.6. Завнснмость старте- Рнс. 4.7. Зависимость стартовой массы вой массы двухступенчатой ра- трехступенчатой ракеты от коэффнцнен- кеты от коэффициента к1 тов х~ н хэ (скорости (у ), состава топлива и типа двигателей, значений удельных тяг двигателей ва различных ступенях, совершенства конструкции (весовых коэффициентов) ступеней. Общие закономерности в этих зависимостях таковы: — с ростом дальности полета ракеты (с ростом стартовой массы) оптимальные относительные массы верхних ступеней уменьшаются; — с увеличением массы полезной нагрузки оптимальные относительные массы верхних.
ступеней. увеличиваются; — с увеличением удельных тяг двигателей на верхних ступенях онтимальные относительные массы этих ступеней увеличиваются, так как в ник более эффективно используется топливо, а повышение удельной тяги на нижней ступени уменьшает относительные массы верхних ступеней; — улучшение конструкции любой ступени (уменьшение ее весовых коэффициентов) приводит к росту ее наивыгоднейшей относительной массы; — зависимость тщ от распределения масс по ступеням имеет около точек оптимума пологий характер, поэтому небольшой отход от экстремальных соотношений масс ступеней ие 'приводит к заметному переутяжелению ракет.
Последний факт особенно важен, поскольку в отдельных случаях можно за счет небольшого' йереутяжеления ракеты добиваться заметного улучшения ее других характеристик (например, унификации двигателей по лтупеням, сохранения общего диаметра ступеней н т, д,). Унификация двигателей для ступеней и диаметров ступеней влечет за собой увеличение относительных масс .последних ступеней ракеты.
Анализ конкретных . расчетов, проведенных при весовых коэффициентах, тяговооруженностях и удедьных тягах, которымн обладают соврвменные американские ракеты (табл. 1.4), показывает, что у ракет с ЖРД наивыгоднейшие соотношения между р„, близки к следующим: Ю у двухступенчатых ракет р, - » ~„~ а»„»» ~~. — у трехступенчатых ракет рка= (1,10: 1~15) р»а= (1 20: 1 25) 1аи». У ракет с РДТТ,,когда все ступени ракеты имеют одинаковое,топлнво, рак= (1,0ч-1,05) рка= (1,0 — ': 1,1) р., »о» Практически в предварительк рис. 4.8.
характер аааиси- ных расчетах таких ракет можно мости стоимости диУкстУпеи. ориентироваться на равенство читой ракеты от коэффипиеита х» Раа»акз 1 к»' Очень близкое совпадение действительного наивыгоднейшего распределения топлива по ступеням с равенством риа — — р„а= =р,» у ракет с РДТТ объясняется тем, что их верхние ступени имеют более высокие значейия Ркд „» прн заметно больших адаь Иначе говоря, увеличение Руд,»м у верхних ступеней такой ракеты компенсируется ухудшением весовых характеристик их двигателей. Если изменение стартовой массы и размеров ракеты не связано с существенным изменением ее конструктивных особенностей, то стоимость ракеты меняется с увеличением ее стартовой масеы примерно пропорционально массе.
Это означает, что изменение распределения масс по' ступеням в определенных пределах будет влиять на стоимость многоступенчатой ракеты примерно так же, как иа стартовую массу ракеты, Лишь в определенных точках, где перераспределение масс сопровождается существенным изменением конструк. тивных особенностей ракеты (унифйквцией двигателей и диаметров по ступеням и т. д.), может возникнуть разрыв в стоимости (рис. 4З)» что является наиболее характерным для ракет с ЖРД. Для ракет с РДТТ приближенно можно принимать, что, когда нз всех ступенях используется одно и 144 то же топливо, стоимость изменяется в соответствии с нэменеинем стартовой массы ракеты. " Имея графики ' зависимостей пгм щм(хь хз) и Ср —— =С„(хь хЗ), можно окончательно уточнить наиболее приемлемое распределевие масс по ступеням ракеты.
2. Выбор начальных тяговооружениостей субракет Начальную тяговооружениость субракеты характеризуют коэффициентом (4Л4) Влияние коэффицйейтов тяговооруженности на параметры ракеты рассмотрим вначале на примере ракет с ЖРД, Если количество ступеней в ракете и начальные массы субракет заданы, то с изменением коэффициентов тяговооруженности должна меняться тяга двигателей, установленных на ступенях.
Повышение тяги связано с увеличением размеров и массы ЖРД, а также с увеличением размеров и массы хвостового отсека. В'итоге с увеличением тяговооруженности (с уменьшением Хь;) возрастают относительные массы двигателя и хвостового отсека ступени, что должно вызвать уменьшение относительного запаса топлива в ней. При постоянном расходе топлива времена работы двигателей ступеней прямо пропорциональны нх коэффициентам тяговооруженностн: (4.15) (4.16) Заметим, что произведение коэффициента тягавооруженностн на удельную тягу для данной субракеты есть величина постоянная, т. е. (4.17) что дает возможность легко переходить от тяговооруженностн в пустоте к тяговооруженностн на земле.
Следовательно, с увеличением тяговооружениости времена работы двигателей ступеней н соответственно общее время активного полета уменьшаются. При неизменной программе движения, ракеты иа активном участке это приводит к существенному снижению гравитационных потерь скорости и повышению за счет этого У„. Потери скорости ракеты на активном участке, вызываемые сопротивлением воздуха, с ростом' тяговооруженностн увеличиваются, так кйк в этом случае ракета проходит плотные слои 145 атмосферы с более высокими скоростями и, кроме того, приходится увеличивать углы атаки ракеты. Увеличение тяговооруженности влечет за собой также рост осевых и поперечных перегрузок и аэродинамических нагрузок, действующих на ракету на активном участке полета.
В самом деле, используя общее выражение для коэффициента осевой перегрузки д'фп (4.18) можно получить, что' осевая перегрузка ракеты к концу ра- боты двигателя первой ступени 1 к. к! х (~ „ ) ~ (4.19) т. е. осевые перегрузки ракеты на активном участке полета обратно пропорциональны Увеличение поперечных перегрузок пы с ростом тяговооруженности ступеней объясняется следующим. В случае более форсированного разгона ракеты сокращается активный участок полета и повышается кривизна этого участка при заданной программе разворота. В итоге растут как потребные значения углов атаки ракеты, так и значения коэффициента поперечной перегрузки. Вполне очевидно, что те же причины попутно вызовут рост аэродинамических нагрузок н необходимость повышения мощности (размеров и массы) органов управления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
