Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 24
Текст из файла (страница 24)
Таким образом, увеличение тяговооруженности (уменьшение ),„;) субракет с ЖРД влечет: — увеличение абсолютных и относительных масс маршевых и рулевых двигателей (при постоянных тм и гп,„); — увеличение аэродинамических и инерционных нагрузок, действующих на корпус ракеты, и за счет этого рост массы отсеков корпуса ракеты (масса хвостовых отсеков увеличивается также вследствие увеличения их размеров, вызываемого увеличением размеров двигателя); — увеличение потерь скорости на преодоление сопротивления воздуха; — уменьшение потерь скорости на преодоление силы тяжести. Исследование влияния тяговооруженности на параметры одноступенчатой ракеты заключается в расчете и построении графика зависимости то()о) при фиксированных Е и т„„.
Приближенно такую зависиыость можно получить с помощью формул (2.145) н (3.25) . Для выяснения качественной зависимости то от Х, можно ограничиться учетом только гравитационных потерь скорости, т. е. пользоваться формулой 1»» = йоРуа. о ~1п — — Лон» з1п Э,р), (4.2О) 1 Р» где з(пйср — среднее значение величины з(пй на активном участке траектории. Характер зависимости то=1().о) показан на рнс. 4.9. Обращают на себя внимание следующие особенности кривой: наличие оптимума; прн ),о-ьО стартовая масса ракеты то-~со; при )со>! стартовая з00 масса резко возрастает, стремясь к бесконечности 1 4200»м при р» вгнн 1"' Все эти особенности лег- ' 700 З 00' ко объясняются физически.
ср В самом деле, с одной стороны, уменьшение ),о влечет за собой увеличение массы конструкции ракеты (уменьшение р ), а с другой стороны, это же уменьшение ).о вызывает уменьшение гравитационных потерь скорости. Следовательно, ! ДЛЯ РаКЕтЫ С ЗаДаИНЫМИ а. 0 «2 «О «0 00 Рв Ло и т должно существовать ВПОЛНЕ ОПрЕдЕЛЕННОЕ ЗиаЧЕ- Рнс.
4.9. Зависимость стартовой мас. ние Хо, при котором етарто сы ракеты от коэффивиевта наяааьвая масса т, имеет мини- ной тяговооруяссиности мальную величину. При значениях )о, близких к нулю, резко возрастает масса двигателя н, чтобы получить достаточно большой коэффициент р„, требуется сильно увеличить стартовую массу. Характер возрастания величины то при увеличении ),о по' сравнению с (Хо) „,.объясняется тем, что гравитационные потери скорости растут прямо пропорционально величине ),о, в то время как снижение массы двигателя замедляется.
На рис. 4.10 показан график зависимости Е=Е()о) для одноступенчатой ракеты при фиксированных то и т .. Положение оптимума примерно такое же, как на графике зависимости гпо=то()о). Первое пересечение функции Е(ао) с осью абсцисс соответствует случаю, когда масса двигателя при 147 малом значении Хо достигает такой величины, что не остается места' для топлива.
Из условия 1 — й1а "е .ача р,—, . — ~-О + лгэ(1+'7Г) легко получить это минимально возможное значение Ха.. аа, е . 11 ь1а)лг Резкий спад кривой Е()е) при )о>1 объясняется тем, что в этих случаях существенно возрастает едостартовый расход» топлива. ь,птыс лв 7 в йг -ае ВВ ВВ 1в (г ав ла Рис. 4.10. Зависимость лальиости полета ракеты от коэффиииеита начальной тяговооружеииости Второе пересечение функции 1.(Хо) с осью абсцисс отвечает равенству Р, = я,ото (1 — Ра), 1 т, е.
значению тяговооруженности ра Если дополнительно учесть влияние тяговооружениости на величину потерь скорости на аэродинамическое сопротивление, а также на массу корпуса ракеты, то положение оптимума на кривых ото(Хо) и Ь(Хо) несколько сместится в сторону ббльшнх значений Хо.
Однако характер этих зависимостей не меняется. Общие закономерности влияния тяговооруженностн на стартовую массу остаются такими'же и для многоступенча. тых ракет с ЖРД, С целью выбора коэффициентов тягево- 148 оруженности рассчитываются и строятся зависимости ггзог Лгаз(хпз, Хпа, ..., Лп ) ДЛя дауХСтуПЕНЧатЫХ раКЕт ЗадаЧа сводится к построению графика, вид которого представлен на рис. 4.11. Анализ расчетов ракет с ЖРД показывает (табл. 1.4), что: — с ростом дальности полета ракеты Ь и массы полезной нагрузки пз, оптимальные значения ).г увеличиваются; — зависимости итог=глаз(лз) имеют в точках оптимума пологий характер, поэтому небольшие отклонения Хз от оптимальных значений приводят к небольшому росту лза~,' — для одиоступенчатых ракет с ЖРД () о) о й(я =0,55 —:0,60; Фм — для .
двухступенчатых баллистических ракет с а ' — верхние ступени ракет- носителей с ЖРД имеют обычно (Хпз)опт=1,0 — 1,2. Для ракет с ЖРД существует закономерность (лаз)айх лаз () аг) о~гг < () пз) опт < (~пз) опт Рис. 4.11. Заанснмость стартоаой кетОРаЯ обЪЯСНЯЕтся ТЕМ, массы двухступенчатой ракеты от что по мере движения раке- коаффиннентоа начальных тнгоаооруты уменьшается угол на- исенностей субракет клона касательной к траектории й.
Уменьшение углов й влечет за собой снижение гравитационных потерь скорости, поэтому оптимальные значения )ч сдвигаются в сторону их увеличения. Отметим, что практическая реализация желаемых тяговооружениостей ступеней в ракетах с ЖРД не вызывает затруднений, так как. двигатели требуемых мощностей всегда вписываются в габариты ступеней таких ракет. Расчет и построение зависимости тог = лзег (йеп йаь ) позволяет не только определить оптимальные с точки зрения массы ракеты значения Хь но и оценить изменение стартовой массы и размеров ракеты при отходе от оптимальных значений )о В итоге знание зависимости таз=глез ()се~ "з ") позволяет унифицировать двигатели по ступеням или исполь'зовать в проектируемой ракете уже имеющиеся отработанные ЖРД от других ракет.
При унификации двигателей или использовании уже отработанных двигателей сокращаются сроки отработки н снижается стоимость ракеты. Чтобы выявить целесообразность этих мероприятий, кроме. зависимости те, = гпа, (Хоп кпм ...) необходимо знать влияние тяговооруженности ступеней на 149 с тоимость ракеты. Когда не используготся отработанные ЖРД от других ракет или не унифицируются ЖРД по ступеням, зависимость С„=Ср(Лм, Л,а, ...) носит примернотакой же характер, что и зависимость те1 -— то,(Леь Л„э, ...).
Унификация двигателей по ступеням или использование отработанных двигателей влекут появление в функции Ср — — Ср(Л,ь Л,а, ...) точек разрыва и, следовательно, могут изменить наивыгоднейшие значения Лг для проектируемой ракеты (рис. 4.12), У ракет с РДТТ коэффициент начальной тяговооруженно-. стн обычно не включается в число проектных параметров, но при выборе относительной длины Ср заряда и скорости горения топлива необходима учитывать ограничения по допустимым продольным перегрузкам, Кроме того, следует иметь в виду, что программный разворот ракеты происходит в основном 1 на активном участке первой сту- 1 1 пени.
Поэтому уменьшение тяговооруженности первой субракеты позволяет уменьшить углы атаки, а йо следовательно, и величину управляРис. 4Л2. Характер эааисимасти стоимости ракеты от ющего момента, или же снизить по- коэффициента начальной тя- перечные нагрузки, действующие на гоаооруженности корпус ракеты. После выбора проектных параметров 1а; и иг необходимо сравнить. расчетные значения коэффициентов начальной тяговооруженности с допустимыми, которые находятся в пределах (табл. 1.4): — для двухступенчатых стратегических ракет средней дальности (Лог) с=04 —:0,5 и (Лпа)пег=0,2-:О,З; — для трехступенчатых межконтинентальных ракет (Ло1)опт=04 —:05; (Лпа)опт=02 —:03 и (Лпа)опт=0,15 —:020. Для первой ступени оптимальные значения )ч получаются у ракет с РДТТ заметно ббльшими потому, что на первом активном участке производится наиболее крутой разворот ракеты и наиболее велики поперечные перегрузки и аэродинамические нагрузки.
Приведенные значения (Л~),п, для ракет с РДТТ отвечают условиям, когда нет ограничений на перегрузки ракеты с точки зрения работы приборов системы управления и прочности твердотопливных зарядов, а также нет ограничений на подбор топлив с необходимой скоростью горения. Реальный выбор тяговооружеиности ступеней у ракет с РДТТ может существенно зависеть от этих дополнительных факторов.
Известно, что приборы системы управления работают достаточно точно только до определенных значений перегрузок, 150 а затем с ростом перегрузок их точность существенно снижается. Предельно допустимые знапення перегрузок зависят от совершенства приборов (от их стойкости к перегрузкам) и обычно не превосходят п„=15 — 35. Могут иметься также ограничения на осевые перегрузки ракеты, обусловленные механической прочностью топлива и скрепления заряда со стенкой двигателя. С учетом указанных факторов для верхних ступеней ракет приходится обычно принимать Хщ ) 0,2 — 0,3. Для пояснения второго ограничивающего фактора рассмотрим выражение для тяги РДТТ: )и = пЖ1'тра~ ьь и мрто~ уд.
~А1з~~„(4.22) где я,— коэффициент, зависящий в основном от формы заряда и значений 1, и Ы„. Из этого равенства следует, что обеспечение той нли иной тяговооруженности ракеты с РДТТ возможно только прн определенном сочетании свойств топлива (и, р„ Р, „) с формой заряда и относительной длиной заряда. Варьированне относительными длинами зарядов ограничено, причем изменение (, в допустимых пределах дает малое изменение )т (обычно не более чем на 10 — 25э/о). Более существенно можно влиять на Х~ выбором формы заряда.
Так, при одинаковых размерах камеры сгорания и одинаковом топливе переход от заряда со звездчатым каналом к щелевому заряду влечет изменение тяги и тяговооруженности почти вдвое. Наиболее же универсальным способом изменения тяговооруженности является изменение' свойств топлива и прежде всего изменение его скорости горения. Известно, что выбор формы зарядов по различным причинам ограничен. Имеются также ограничения в изменении свойств твердых топлив и в подборе марок топлив, которые наряду с другими приемлемыми свойствами (энергетикой, прочностью, стойкостью и т. д.) обладали бы скоростью горения, строго отвечающей требуемой тяговооруженности ракеты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
