Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 30
Текст из файла (страница 30)
Таким образом, уточненное значение рпр равно Рпр = 1ппр + о1ппр~ (5.5) 182 вающих достижение заданной максимальной дальности полета; проводится весовой расчет с целью определения стар-. товой массы ракеты, а также начальных масс субракет и дс(з заправки 'ступеней топливом; — определяются тяговые характеристики двигателей всех ступеней ракеты и габариты ракеты. Поскольку зависимости, используемые при проведении проектировочного баллистического расчета, имеют сугубо приближенный характер, полученная при этом величина коэффицнейта рпр нуждается в уточнении.
При проведении проверочного баллистического расчета, можно задаваться несколькими значениями р,„и определять соответствующиеим дальности полета до тех пор, пока не будет достигнуто удовлетворительное совпадение, с заданной дальностью полета. Чтобы сократить число вариантов расчета, целесообразно находить 'поправку к начальному значению рпр с помощью частных производных.
Из соотношения где рлр — 'приведенный коэффициент заполнения ракеты топливом, полученный из проектировочного баллистического расчета. Уточненные значения коэффициентов рв» определяются )»о формулам вида (2131)'и (2.130). Проиллюстрируем методику баллистического проектирования ракет с ЖРД на числовом примере. Пример. Требуется определить основныс весовые, тяговые и габаритные характеристиии ракеты цри следующих исходных данных: максимальная дальность'полета Еюах= 1!000 кл; масса полезной нагрузки ипп 1,3 г; топливо: четырехокись азрта и несимметричный диметилгидразин.
Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты В соответствии с выводами, сделанными в г$4.2, целесообразно вы. орать двухступенчатую ракету. Кроме того,. остановимся на схеме ра. '2 3 я 3 а . у а 3 га Рис. 8.1. Компоновочная схема двухступенчатой управляемой баллистиче- ской ракеты с ЖРД: ! — двигатель первой студена; т — бак горючего первой ступени, 3 — приборный ог. сек первой ступени; а — бак окаслпгеля нерпой ступени; З вЂ” переходник; Р— данта. тель второй ступени; 7 — бак горючего второй ступепп; 3 — бак окислителя второй ступени; Р— прпборный отсек кторов етупенн; и — боеаая часть' кеты с последовательным расположением ступеней и с одинаковымн диаметрами цилиндрических частей первой;и второй ступеней (рис.
5.1), Будем полагать, что обе ступени ракеты' снабжены двигателями открытой схемы с качающимися камерами сгорания, которые служат также органами управления полетом. Опре»»слепне характеристик топлива По табл. 1.2 находим: стандартная удельная тяга )худ, ет. 268 сек; газовая постоянная Я„380 дж/кг зрц показатель аднабаты К„= 1,23; температура горения Тот 3380' К; плотность окислителя р,„- 1450 кг!ма; плотность горючего р,=808 кг/и',. коэффициент соотношения расходов окислителя и горючего К 2,8. . 183 Вмбдр нрав нйгцми Ыарпеатр))З)ВКЗЫ ПратраМММ .двмжеяки ранеты ии антВк3(ййум участка:г .ураекторым.
, В соответствии' о рекомендациями, сдеджйййзе в гл. 4, прниимаему оледушщне велицнны, проектных . взрймагрок начальная тяговооруагенйость Вакаты,ив жафж.3(аг 0,55; ИаЧЗЛЬНан тятцВООружи~ПпятЬ' Втарпй Субраййтв),:Ы ПуетОтЕ ) кк 6,7;". давление в камерах сгорания.двигателя пйй()ьй,ступени рк~ 80 бар даааснйа В Каипрад Идпраиця' даИГатсдя.'Вжфей:Оууяаяк ркк )ОО бн)Г; давление иа' срезе сопла деягателя-первой.4чфненн р,1 05 бпр; давление.на ораве лайна.двигатели второф:псу))))йи ркз 0,15 бпр! козффицнеит осознан!ения, йтцоеитчльиых ай ':топлива субрвкет к1 1,2Г кг начальная поперачная нагрузка иа мидель )оа!' 16 10' —,. В"качестве программы движения рйкеты на' активном участке траектории примем ааеиснмость (2.64).
Угол наклона. вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка траектории выберем по табл. 2.1: Э, = 240. Определенна удельных таг двигателей По формуле (1.!8) вычислиы удельные тяги двигателей первой и второй ступеней ракеты при выбранных давлениях е камерах сгорания и на срезе сопел для расчетных режимов работы: Рз ..
1 = 0,95Руд. кт + 21 + 0,76рк1 0,003рк1 70ра1 + 25ра! = = 0,95 268 + 21 + 0,76 80 — 0,003 80з — 70 0,5 + 25 0,5к = 289 сел; Ру тз — 0,95Руд. кт + 21 + 0 76ркз — 0,003ркз — 70 рак + 25Р~~ = = 0,95 268 + 21 + 0,76 ! 00 — 0,003. 10(Р— 70.0,15 + 25:0,15з = 302 се». Удельные тяги двигателей в пустоте определяем по формуле (!.20); »-1 о;зз уд. вйо Я-1 ожз )(Т /рак) з 380 3360 УО,!5~ГБ Руд да=Руд.з+ у з ~ — '/ ~302+-,р2 98!з ( !00/ ' РУ ' зло 1 Ркк) = 315 сед. Удельная тяга нз земле для двигателей первой ступени. ракеты вы:чисдяется по формуле . И - Р„,380 366О. 1,0! )оуд.о1 = Руд.к! — . — = 307 — ''-~уфф 0'5 = 271 сек.
Начальная тяговооруженность первой субракаты в пустоте определяется из соотногаення Руд. о1 271 1к~ = 1вг -р - = 0,55 — а- ~ 0,485. ~гуд, д1 ' 30г Проверочный баллистический расчет По табл. 2.2 определяем значения функций Цз(ры) и 1яз(ркь бп)' (/ Ц,(р„,) =1,!07, уеч(р„„й„) = 0,442. По графикам на рис. 2.12 и 2.13 находим-значения функций уо (ры) Н 7ХЗ (Ркз)' )дч (рзз) = 0,3В Ух, (р„,] = 48. По графикам на рис, 2.14, 2.15, 2.16 определяем значения функций Фь ФзиФ,: Ф, (р„ь 3„) = 0,165; (уг /3 Ф,(р„„б„) =0,300; зр,ИЪ Фо(У ° бз) '= 0150 (О,/бу йПо формулам (2,145), (2.153) и (2.!54) рассчитываем скорость (г,з н координаты конца активного участка траектории первой ступеяи «,з н !оп )хз Риз !'яз = КРуд. пз И(з (рзз) — Лш) з) — Руд.
оз) — 3 „).!п а " = 9,81 307 (1,107 — 0,485 0,442) — 271 0,39— 48 12,10з з !6.!Оз 2465 м!еек; ь ы «ю йоРуд озЛоз ~Фз Лез 2 ) 9 81 '271з'055~0 165 0 55' =44 км; (кз йо)зу ог "оз (Фз — )о,фз) = 9,81 271'0,55 (0,300 — 0,55 0,150) = 86 км. По табл. 2.2. определяем значения функций (Лз(р з) и 1Лз(рпз): 1Лз (ркз) = 1,628; Ц, (р„,) = 0,485.
Вычисляем значения вспомогательных функций Ук, )ь Ум и 1)з по формулам (2,158), (2.!61), (2.!62) и (2.163): Узг(Ркз Лпь бк) = 1Хз (р„,) — Лпзрзз з!п3„1,628 — 0,7 0,804 з!п 24о ~ 1,39; 1 Уз(нзз Лоь бк) = Цз(пкз) — 2 ЛпзРкзз!Пбк зк = 0,485 — 0 5 0,7 0,804з з)п 24о = 0,39; !гпз 2465 1 м — — — Р— — — — ( — 3!5 — — 0,798; Ао уд.пз 9,8 (Лз = боЛпзРуд, пз = 9,81 0,7 315' = 681 км )ВЕ По формулам (2.!57), (2.!59) н (2.!60) рассчитываем скорость 1'„з и координаты конца активного участка траектории второй ступени Ищ и (,д.
1'кд = 1'к1 + КпРтд. пд др = 2465 + 9,81 315 1,39 = 6755 м/сек; "кд — ' "к1 + Х)дз!пйк (Утрат+ад) = 44+ 681 з!п 24п (0 798 0 804+ + 0,39) = 340 км; !кд = !к!+ Од соз Вк (" мркд + Уд) = 86 + 681 соз 24п (0,798 0,804 + + 0,39) = 724 км, По формулам (2.169) — (2.175) рассчитываем полную дальность полета ракеты: йд~'д ) впд пп д98»' О™! а = 277 (1 + !В'3„) — (2й + Икд) ч„= ю 2 6371 (1 + !Вд 24 ) — (2. 6371 + 340) 0,769'= 5280 км; Ь = чпз)7 !В 3„= 0,769:6371 !8 24 = 2285 км; с = ч„,й„, = 0,769.340 = 262 км; Ь+ У Ьд + лс 2285+)/2285д+ 5280 262 гпп — = 41о48" йп = 83п36" В = 1 46; 2 Еп = )ф = 6371' 1,46 = 9300 км; Е = уп + 1., = 9300 + 724 = 10024 км.
Полученная дальность полета отличается от заданной на 8,9дй. Сле. довательно, значение рпр оказалось заниженным. Определим поправку к дУ„ величине рпр по~формуле (52). Частную производную —" вычислим ., Ьрпр по формуле (5.4): — = ЯоРтд, ср — = 9,8) 306 = 46 100 м)сек. Для заданной дальности полета по табл. 2.1 находом . ЬŠ— ю 6. аЬ'„ Следовательно: 11 000 — 10 024 4дчмч д пп, тогда рпр = рпр + й!дпр - -0,935 + 0,0035 = 0,9385, ' Уточненное зцачение рю определим на квадратного уравнения (2.!32] твин - дд-)' ((дд22))' ддпд =од% ркз в! р„! кч 1,2 0,678 = 0,813, ': 7(ревеля проверочный: баллнстичесйий' расчет прн', 'уточценнь(х 'Лиепе.
НИЯХ Рко И РЮ, ПОЛУЧаси ВПЦЛИЕ УДОапставйнтЕЛЬИОЕ СОацадвипс трсбу»- мой и расчетной дальностей полете. Результаты . расчета сведены ' в табл. 5.1. Данные 2-го. варианта испольауем ддя проведения весовосо расчета. Таблица 5.1 Ревультаты баллднртнчесного,раючета с, км ~к~ «и Е., «м 'ве о(о Е +1,7о(, 14 уу ,,и4 2в — 8,9)о Весовой расчет ' По формуле (1.23) определяем среднюю плотность топлива (1 + )1) Роет„ П + 2,в) 1450 вов рок+ Крг 1450+ 2,8 808 Испольэуем уравнение (3.17) для определения начальной массы второй субраиеты методом итераций. 'Конструктивные весовые иоаффициенты находим с помощью графиков нв рис. 3.1, 3,2 и З.З.
Ревультаты расчета сведены в табл. 5.2. Таблица 52 Определение лаю 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 133 ртрв Ркг Рко рло (хо Ф, ' Ф, Ф, Укь м7сек Йк„км (к! Ц (Рко) Цо (р'ко) '0,670 0,804 0,442 0,39 48 О, 165 0,300 0,150 2465 44,0 86 1,628 0,485 0,678 15 '0 813 16 0,446 0 39 18 48 0,170 20 0,305 0 155 22 2532 23 45,5 87 25 1,674 0,500 27 Уо Рох Ро, км 1'к„м7сек Лки км („ь км око а, км Ь, км 0,390 0,798 661 6755' 340 724 0,769 5440 2285 262 1,46 9300 10024 0,402 0,810 681 6962 352 747 0,747. 4780 2433 288 1,64 10440 11187 Здесь' Кбгщ) представляет собой велвчнну правой частя выражекяп (3.1У)' й блгщ-"Разность мбждр щ н 7(тщ).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
