Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 31
Текст из файла (страница 31)
Путем лннейной интерполяция находим щщ =!6 т. Анвлогнчным' способом 'определяем стартовую массу ракеты. Расчет сведен в тпбл. 6.3; ' Таблица 53 Определенна щзщ ЖРД имеет. следуюп(не ос- Определенве геометйнческнк н тяговых характернстнк ракеты Днацатр коопуса ракеты находим по формуле (4,95), приняв !з 10 п р,в~600 кг/щ. подучаем / 4щщ ./ 4 59 10з '.- ~ — = У -г 00-.6-6.=" ". р в! г е'О. !р ш Трг(вз 1О'2~1 21 м г(ачальная поперечная нагрузка на мядель ракеты 4щщ 4 59.10' мг з ° Р' = з = вт = 12'10з «а(щ.
м! Путем линейной ннтерполяции находим щ,=59 г. Таким образом, проектируемая ракета с новные весовые характеристики. стартовая. масса масса первой ступенн масса второй ступени заправка топливом первой ступени заправка топлнвом второй ступени суммарпая заправка горючим суммарная заправка окнслнтелем вес сухой ракеты'(с полезной нагрузкой) Следовательно, полная пляпа ракеты що~ =59 г; пгог = (що~ — щог) = 43 г; !. '. ща = (щот — щпя) = 145 г' "з1 = 40,6 т; езз — 13,2 т; ("и + щгз) = 14,2 т; (еот. ~ + щащ т) = 396 г) (щщ еа) =5,2 т.' При выборе проектных параметров было принято значение Рю 16 !О' кг/мг..
Поправка к скорости )гмь вызванная погрешностью выбора параметра Рмь равна: /х! мг / м! л ~ ./ )г, $г з!пэ8„"г 48 / 12 12 1 ~ 17 16/ ~ — — — /1 =+ 7 м/сгк. 0,55)/ з!пг 24 По формуле (3.83) с помощью графика на рнс. 3.7 находим ошибку в дальности полета Ы. Ь)ги 7 — /(/) и — 4, — + 0,4о/г, )/и 6962 ' Заданная дальность превышена весьма незначительно, поэтому уточняющий расчет можно не производить. Наконец определяем тяговые характеристики проектируемой ракеты: тяга двигателя первой ступени на земле Рм = !050 кк; тяга двигателя пер)зой ступени в пустоте Ргп = 1190 кк; тяга двигателя второй ступени в пустоте Р„, = 224 кк; расход топлива двигателя второй ступени тг = 73 кг/сгк".
расход топлива двигателя первой ступени т,'= 396 кг/сгк; время работы двигателя первой ступени !к, = 101 сгк; время работы двигателя второй ступени (г, — /„,) = 178 сек. й 5.2. ПРИБЛИЖЕННОЕ БАЛЛИСТИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ РАКЕ) С РДТТ Методы н последовательность баллистического проектирования ракет с РДТТ принципиально такие же, как для ракет с ЖРД, Имеются отличия лишь в методике весового анализа и выбора проектных параметров ракеты.
В частности, приемлемые тяговооруженности субракет с РДТТ достигаются путем подбора топлив, форм зарядов и относительных длин зарядов. Приближенное баллистическое проектирование ракет с РДТТ ведется в такой последовательности: — выбираются конструктивно-компоновочная схема ракеты и топлива для двигателей ступеней; — выбираются программа движения ракеты на активном участке траектории и величины проектных параметров р„ь р,ь хг, /зги (ир,);; — определяются удельные тяги двигателей; — производится расчет весовых козффнциертов (весовой анализ ракеты); — проводится проектировочный баллистический расчет с целью определении относительных Весов топлива суб.
ракет; — определяются весовые, тяговые и габаритные характеристики первого варианта ракеты; — производится проверочный баллистический расчет первого варианта ракеты, Далее расчет повторяется вновь с определения весовых, тяговых и габаритных. характеристик прн измененных коэффициентах рщ до тех пор, пока не будет получено удовлетворительное совпадение заданной и расчетной дальностей полета, Проиллюстрируем методику баллистического проектирования ракет с РДТТ на конкретном примере. Пример. Требуется оценить весовые, геометрические и тяговые характеристики ракеты с РДТТ прн следующих исходных данных: максимальная дальность полета Ьы„!0000 кд; масса боевой части нсеч =500 кг; масса аппаратуры управления щеу 120 кг. Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты н топлива Останавливаем выбор на трехступенчатой ранете с последовательным соединением ступеней, каждая нз которых имеет моноблочную кон- 2 ' Э е 5 б т 4 5 б 5 .
Ф $ Рис. 5.2. Компоновочная схема трехступенчатой управляемой балли. стической ракеты с РДТТ: ! — боева» часть; у — аппаратура управления; г — топливныя заряд третьей ступени; 4 — хвостовые отсеки, 5 — сопловые блоки; г — переходники; 7— топливный заряд второй ступени; г — топливный заряд первой ступени струкцию (рис. 5.2). Ступени соединены коническими переходниками, в передней части ракеты располагаются приборный отсек и боевая часть. Двигатели всех ступеней имеют по четыре поворотных сопла. Дви. гатели первой и второй' ступеней работают до полного выгорання топлива, а двигатель третьей ступени выключается с помощью отсечек, тяги по команде от системы управлении. Отделение боевой части производится за счет реверса тяга. Для изготовления зарядов выберем два вида топлива (см.табл.
1.3); а) перхлорат аммония — 80%1 полибутадиен-20%;. б) перхлорат аммония — бзз)е! полиуретан — 17ен; алюминий — 15е)с. Прияимаем, что каждый заряд имеет цензральиый канал и четыре продольные щели, обращенные н заднему днищу. Заряд скреплен с корпусом клеящнм составоы, задний торец заряда понрыт бронировкой. Характеристики выбранных топлив приведены в табл. 5Л. 191 Таблица 54 ,гьарактернстйннз тогнарв .'. В качестве материала для изготовления корпусов камер сгорания выбираем сталь с пределом прочности зз 200 !О' «/мз и Плотностью р„=7800 кг/мз, Принимаем плотность,бронирующего я клеящего составов рзз 1200 кг/м', плотность теплозащиты р„2000 кг/м' и коэффициент темпервтуропроводиости а„0,26 ° 1О-' мз/сгк. Среднюю плотность сопел двигателей принимаем равной рссг 4900 кг/мз.
Выбор проектных параметров в программы движения ракеты В соответствии с рекомендациями, сделанными в гл. 4, выбираем следующие величины проектных параметров ракеты: давление в камерзх сгорания двигателя первой ступени рщ — -60 бар; двигателя второй ступени р,з 50 бар; двигателя третьей ступени р„* 40 бар; давление на срезе сопла двигателя первой ступени рю 0,6 бар; двигателя второй ступени р,з 0,3 бар; двигателя третьей ступени р„ 0;15 бар; коэффициенты соотношения относительных весов топлива субракет х1=хз=1.
Для выбора проектных параметров /ы и (ир)~ с учетом ограничений, накладываемых на величины тяговооруженностей субракет, предварительно- рассчитаем скорости горения выбранных топлив при выбранных давлениях рщ. Расчетные формулы приведены в табл. 5.4, з результаты расчета — в табл. 5.5, Таблица 55 Результаты расчета скоростей горения 192 Т а.б л и ц а 5.6 Результаты расчета проектных параметров 3,5 3 0,082 0,083 0,085 2 1,75 0,107 0,110 Для первой ступени ракеты только полябутадиеновое топливо обеспечивает приемлемую тяговооруженность ().зз=0,4. 0,5).
Для второй и третьей ступеней полнбутадиеновое топливо дает несколько меньшие значения коэффициентов аз,л н ад,л. Однако, как видно из табл. 5.4, удельная тяга полкуретанового тойлнва на 79! больше, чем у полибутадвенового. Поэтому 'окончательно выбираем а качестве проектных параметров ракеты: !ю = 4,(ирт), = 15,3 кг/мзсгк (топливо полнбутадиеновое); (зз = 2,(ирт), = 19,8 кг/мзсек (топливо полиуретановое); !зз = 1,75,(прт)з -††18,0 кг/мзсгк (топлнво полиуретановое), В качестве программы движения ракеты на активном участке траек торин принимаем программу, описанную зависимостью (2.64). Определенне удельных тяг двнгателей По формуле (!.17) определяем приведенную удельную тягу палиуретанового топлива, в состав которого входит алюминий: Ррд,т — — Ррд,т(1 — (4„3+ 0,17л + 0,009л') !О = 246 (1 — (4,3 + 0,17 15 + 0,009 15з) .
10 Ч) = 224 сгк. Рассмотрим подробно расчет удельных тяг только для двигателя второй ступени. Результатй расчета характеристик остальных двигателей приведены в табл. 5.7. 'Таблица 57 Результаты расчета характернстнк двигателей (9З 7 — 2582 Пользуясь рнс. 4.27, определяем величины !,ь соответствующие вычисленным значенкям (ир,) к обеспечивающие допустимые тяговооруженности субракет йзь Хзз я ).зз. Затем по графику рис. 4.26 находим хонструктивные коэффициенты двигателей для каждого топлива. Результаты сведены в табл. 5.6. Удельная тяга ва расчетном ремнМе работы сопла согласно формуле (1.19) равна /зэ з Раунд с + 194 + 0~76ддз — О~ООЗРдэ — 70Р«з + 25/зза 224 + 19,4 + 0,76 50 — 0,003 50' — 70 0,3 + 25 0,3.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
