Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 29
Текст из файла (страница 29)
ВНБОР ОтнОсительнОИ дЛНны зАРядА ..'И СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ТОПЛИВА -ДЦН 'РАКЕТ С РДТТ Тягонооруженность любой ступени. ракеты с РДТТ зависит в основном от произведения скорости горения на плотность топлива ир„: формы заряда и относительной-, длины заряда 1,. Эти же параметры наряду с давлениями р„, р, и удельной прочностью . конструкционных материалов — ' опредев лают величину коэффициента конструкции двигателя адв.
Наконец, от относительной длины заряда зависят габаритные размеры ступеней ракеты. Все зто позволяет сделать выводо том, что ракеты с РДТТ могут обладать хорошими характеристиками только при определенных сочетаниях свойств. топлива, форм зарядов н относительных длин зарядов. Плотность твердых топлив (р,) колеблется в пределах 1700 †20 кг/дса.
Выбор форм зарядов также ограничен. Поэтому. большое значение имеют подбор топлив с приемлемыми скоростями горения и выбор относительных длин зарядов для ступеней ракеты. Рассмотрим вначале выбор 1в и скорости горения топлива и из условия обеспечения наименьших значений ад,. При сохранении диаметра с ростом 1, увеличивается масса всех элементов конструкции двигателя, кроме днищ. Увеличивается также масса заряда.
Но масса заряда в отличие от массы оболочки камеры сгорания растет не прямо пропорционально длине, так как увеличение длины заряда требует. увеличения. проходного сечения для газов в заряде с целью обеспечения устойчивого горения последнего. В итоге коэффициент ад, растет при увеличении 1, только доопре-. -деленного значения, а при дальнейшем увеличении 1, начинает уменьшаться.
Наличие экстремума у' функции ада= =ада(1в) можно доказать и при Н„+ сопз1. Расчеты показйвают, что когда давление в камере р„сохраняется неизменным, минимальные значения ад, соответствуют 1,=4 — 5 для любых конструк1(ионных материалов (рис. 4.24). В случае изменения давления р„значения 1в, от- 176 вечающие (нл,),ин, завйсят также от величины'.Р„(рис. 42б)-. ' С "ростом давления в' камере сгорания.(нл,)ым смещаются в сторфну ббльших 1,; . Графики икв=ана(1а) строятся по'данным прямых расчетов'двигателей при различных значениях 1а. Эти графики поз,воз)явт выявить как значения 1„отвечающие (яка)иа; так и количественное изменение ииа при отклонении Т от оптималь..
йи ао т а Рмс, чд4. Зависимость конструктивного коэффициента РДТТ от относительной длины заряда и характеристик материала корпуса ных величин. В частности, как следует из рнс. 4.24, без существенного ухудшения ад, диапазон оптимальных значений относительных длин зарядов может расширяться до 1,=3-;7, Аналогично'влияние проектного параметра 'арт на коэффициент качества конструкции двигателя. При постоянном диаметре двигателя -н неизменных относительной длине и форме заряда с увеличением скорости горения топлива сог кращается время работы двигателя, а значит, уменьшается масса бронирукпцего покрытия и теплозащиты. Но при этом возрастает приход газов, поэтому увеличйваются проходное сечение длн газов в заряде, площадь критического сечения сопла н масса соплового блока, Меняется также тяга двигателя.
177 ' Когда тяга двигателя, время работы двигателя и 7в фиксированы, с возрастанием скорости горения должны увеличиваться диаметр и длина двигателя и уменьшаться поверхность горения заряда и диаметр его внутреннего канала. В результате - этого возможно существование экстремума функцин ада=ада(ирт). На рис. 4.26 по результатам прямых расчетов построены графики зависимости ада=ада~ар,) для двигателя со щеле- «ОО О,ЮЭ О,П О,!О 0,00 0,00 0,07 7 .!2 4 5 6 2 3 Рис.
4.25. Зависимость конструктивного коэффициента РДТТ от относительной дли- ны наряда и давления в камере сгорания вым скрепленным зарядом. Графики позволяют оценить выбранное топливо по конструктивному совершенству двигателя, 'а также выявить влияние случайных отклонений скорости горения топлива на массу двигателя и ракеты в целом. Из приведенных графиков также следует, что в соответствии с назначенной относительной длиной заряда может быть подобрано топливо с такой скоростью горения, что будет обеспечено наилучшее конструктивное качество двигателя. При этом необходимо иметь в виду то, что чем больше относительная длина заряда, тем большим скоростям горения соответствует наилучшее конструктивное качество двигателя.
Иначе говоря, существует такое сочетание скорости горения и относительной длины заряда, при котором основной показатель конструктивного совершенства РДТТ будет наилучшим. 178 Однако выбор ' параметров )а и ир„соответствующих (адв)гов, хотя и является желательным, не всегда обеспечивает приемлемое значение коэффициента тяговооруженности. Кроме того, необходимо учитывать, что наилучшим двигателем для работы является не тот, у которого меньшее значение ад„а тот, который обеспечивает минимум стартовой массы ракеты, Чтобы выявить сочетания параметров ), и ир„при которых обеспечивается желаемая тяговооруженность ступеней а00 0.7 О 0,00 иа г0 04 0Ру> ~н 0,07 Рис. 4ДО.
Зависимость коиструктивиого ковффицкеита РДТТ от параметров вр, и 1« Оовгог шов (4.98) 1оо~ огиггтггоуд. о1 [1 — Фо — (1 + вава) Р«~) ' Но поскольку согласно формуле 14.22) 5'= йоо',со~ то ао!«огтиюи1 рпРуа. ог 11 огг (1 + вав. г) р«г) Аналогичный вид имеют выражения 'для тяговооруженностей верхних ступеней, т. е. для )с,в,.)вв. По результатам прямых расчетов ракет можно построить области распределения 1« и ир„в которых любое -сочетание значений этих параметров обеспечивает требуемые величи- 179 ракеты, необходимо анализировать зависимость тяговоору. женности от значения этих параметров. Для первой ступени ракеты с РДТТ ны Ъь Такие области дла РДТТ с вар~щами четырехтдедевой фарыы -изображенм.на рне.
4.27. При проектировании "ракет из множр8тва сочетаний зд»с чений 1, и ире необходимо 'брать такйв; доторь1е гарант'провали бы понучение коэффициентов тяговпаруженностей в рекомендуемом интервале и .давалй малЦе'::значения и„,. Для . этого наряду.е рнс 4.27 нужно. одновррмейно пользоваться, графиками рис,' 4.25 и 4,26. 2 ка 18 и 14 14 ~б 22 сйт 'Таа Рнс. 4.27.
Области сочетаний параметрон ~а и кр„обеспечиаающие приемлемые тигоно- оруженности субранет с РДТТ Скорости горения современных твердых ракетных топлив различаются .не более чем в 2 — 2,5 раза, а относительная длина заряда часто выбирается нз чисто конструктивных или технологических соображений. Для ракет с РДТТ относительные длины зарядов при переходе от нижних ступеней к верхним убывают и обычно имекп такие значения: 1„= 4,0 — 5,0; 1„= 2,5 — ЗД ' 24; = 1,5 — 2,5. Скорости горения топлив в этом слутТае должны распределяться по ступеням в обратном порядке; т. е. и,) и,) иь и иметь значения: .
, и, 7,0 — 8,0 мм(сек; и,=7,$ — 10,0 мм(сек; и, = 8,5 — 10,5 мм/сек., '180 ГЛАВА 5 МЕТОДЫ ВАЛЛИСТИЧЕСКОГО ЙРОЕКТИРОВАНИЯ . Р1чКЕТ К й ал. принлижпннон ндллистичпскпои пропктировлник ракит с жид При приближенном решении задачи балЛистического проектирования. входными данными являются тип ракеты, состав топлива, масса полезной нагрузки т,„и максимальная дальность полета Д~,х.
Цель 'проектирования заключается в том, чтобы определить стартовую массу н основные габариты ракеты. Остальные исходные данные, перечисленные в $1,3, не влияют на стартовую Массу ракеты и поэтому не используются прн приближенном проектировании, Ориентировочная оценка стоимости ракеты может быть произведена исходя из 'предположения, что стоимость корпуса ракеты пропорциональна его массе. Приближенное баллистическое проектирование 'ракет с ЖРД ведется в такой последовательности: — выбирается конструктивно-компоновочная схема ра.
кеты; — определяются основные характеристики топлива; ' — выбираются проектные параметры ракеты: Хм, ры, рль, хь Рм1. — выбирается программа движения ракеты. на активном участке траектории; — определяются удельные тяги двигателей по расчетным формулам нли специальным таблицам; : — проводится проектировочный баллистический в расчет с целью приближенного определения относительных-'весов топлива; проводится проверочный баллистический расчет с целью уточнения величин коэффициентов ры,' обеспечи-' 181 дА дт.
д$'к дрпр дик дрпр следует, что поправка к величине р,р равна М. дп'. дд'к'к дик двпр (5.1) (5.2) где ЬŠ— ошибка определения дальности полета, равная разности между заданной дальностью и дальностью, полученной при проверочном баллистическом расчете. Частная производная — может быть вычислена путем дип др„, дифференцирования выражения (5.3) откуда дик 1 Юп)оую р (5.4) . Частная производная — определяется по формуле дЕ (2.97) или по табл, 2.1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
