Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет (1049210), страница 32
Текст из файла (страница 32)
= 245 сгк. Температура горения рассчитывается по .формуле (1.22). Тз = Т + 1,12(Р«з — 40) = 3300+'1,12(50 — '40) = 3310«Кз а удельная тяга в пустоте — по формуле (1.26): в-! О.зб р ЙТз ! раз '! а 290 3310 (0,31з,зе /зуд.аз = Р д.г+ з ~ (! = 245+ ~ — ' / ' =273 сгк. уд йззрэ ~ р„, ( 981!.245 ~ 50 ( Определяем среднюю удельную тягу по формуле (2.127) 1 /Руд.с!+ Руд.п! / уд.су 3 (, 2 + /эуд. аз + / уд. аз) = 1 /227 + 266 3 ( 2 + 273 + 276~1 = 265 сгк. Расчет весовых коэффициентов ракеты Приведем подробный расчет весовых коэффициентов только для первой ступени ракеты.
Результаты расчета весовых коэффициентов для второй и третьей ступеней помещены в табл. 5.8. Таблица 58 Результаты расчета весовых коэффициентов ««! /з/! К!. Рассчитываем по формуле (3.78) коэффициент а!, учитывающий массу корпуса 'и днищ двигателя первой ступени: «з 205 кг/мз. 194 аз, кг/м' Ьз, кг/мз сз, кг/м' рь кг/м' фз, кг/мз 205 82 22 79 1145 0,083 0 0,012 0,083 100 37 1250 0,090 0,012 0,090 70 40 48 57 1230 0,102 0,025 0,012 0,127 Коэффициент Ьы учитывшоший массу бронирующего покрытия н клеящего слоя, нахбднм по формуле (3.55), приняв аор 0,07, о 0,99 и А 0,3: а Г еэ -з Ь, =~,р,Г (1 б)+1„(1,)1 ,Р~2ио к г~- 1'л)0 ~ -стет — + 4 (1 — 0,99) ] = 32 кг(м~- 314 1 .О 07 0,91 Коэффициент сп Учитмвающий массУ сопел двигатела вместе с нх теплозащитиым покрытием, вычисляем по формуле (3.64), приняв а, 0,0)5 и 9, 20'г 4(роме того, по табл.
3.1 находим Ко 0;652, а по графику о"ао р . 3.5 — =У(Рко Р г й) = 11,3, Ркр тогда 2,03(п,р,) р',эУКт, гр с,= '/'"'= Кора о зрп ро о'кр 0 52 60 1О' 1 Ю' (11,3 — 1)4 0,005= 22 кг/м 2,03 15,3 4900 ]/326 2790' Коэффициент дь учитываюший массу теплозащиты днищ н корпуса камеры сгорания (на участке щелей), находим по формуле (3.74), »редзарительио задавшись величиной «„,=1,6 м и определив с помощью графика рис.
3.6 толщину теплозашитиого покрытия. В данном случае Ьоза= =11,3 1Π— ' м, поэтому В,, 11,3 10 Ктз.о = — '= ' — — 7 10 о, тогда оро = Коз., [1,96 + к (0,37(з, — 0,30)] Ртз = = 7.10 ' [1,96 + и (0,37 4 — 0,30)] 2000 = 79 кг/мо. Чтобы определить массу заряда топлива, рассчитываем коэффи. циент ф, по формуле (3.76). ф = 4 (1 бк)р, =-~ (1 о,з')1720 =п45 кг)м Конструктивный новффициент двигателя первой ступени ракеты «кз. о л,+Ь + +, +62+22+79 1145 ° фг оо Коэффициент, учитывакйцнй массу гарантийного.запаса топлива на третьей ступени'ракеты, принимаем равным .„, = 0,025.
Коэффициенты, учитываюшие массы хвостовых отсеков, считаем одинаковыми для всех ступеней и равными Кг = 0,013 19[3 Проектнровочный баллистический расчет По табл. 2.1 определяем ориентировочные размеры активного участка траектории ракеты и угол наклона вектора скорости в конце этого участка. Получаем: "зз т 225 кл(; !нз т 480 км; Эк = 25о.
С помощью зависимостей (2.122) — (2.!25) определяем требуемую скорость в конце активного участка Ркз = 6940 м/сет Для приближенной оценки величины потерь скорости иа активном участке траектории принимаем коэффициент Фр = 1,165. Тогда )Вкз + М' сот = й (Вкз = 1 165'6940 = 8100 л(/сею Рассчитываем относительные веса топлива субракет по формуле (2.13!) прн условии, что рт рзг рзз( йьВ!гкз ') / 8!00 рк(= ехр~ В,Р / ! ( 39,81265) а тл.ср/ Определеяие весовых н геометрических характеристик ракеты Пользуясь табл. 5.8, рассчитываем массы субракет по формулам (3.37) и (3.38): точ + тзу 500 + 120 ты— 1 — Л(з — (! + Кз) (Вкз 1 — 0012 (1+ 0127)'0647 — 2380 кз; тт 2380 1 — ((/з — (1 + К,) рт 1 — 0,012 — (1 + 0,090) 0,647 тоз 8400 1 А(2 (1+ К() рз( 1 0012 (1+ 0.083 '0647 Диаметр третьей ступени находим из соотношения (3.8!): (1 — А(з) тоз — тпп,( (1 — 0 01 2) 2380 — 620 Аналогично получим: 2(чз = 1,3 лб з(м( — — 126 лг.
Время работы двигателя третьей ступени находится следующим образом: 0„(2 — 3 ) 0,90 — 0.92 2, 2 00Ю Аналогично получим: й! з ы 41 сел; !т = 61 сел (скорость горения и, берется из табл. 5.5). 196 Коэффициенты тяговооруженностн субракет равны: к< 61 рюРул. а< 0 647'227 Мхз 41 йткз Таким образом, тяговооруженности субракет не выходят из допусти. мых интервалов. Наконец, находим начальную поперечную нагрузку на мидель ракеты 4л<о~ 4 29200 Рв< = — < = = 14,5 10< ка/мз бг „.1 бз к м< Проверочный баллистический расчет Проверочный баллистический расчет ракеты проводится по методике, описанной в гл.
2 и проиллюстрированной примером расчета ракеты с ЖРЛ ($ 5.1). В результате получаем для первого варианта расчета й = 11 В)0 кл< прн р„< = 0,647. Повторив расчет, начиная с определения весовых н геометрических харак. теристик при уменьшенных относительных весах топлива субракет, получаем для второго варианта расчета Е = 9800 км при рх< = 0,625. Наконец, применив линейную интерполяцию для уточнения величин рт, получаем 7. = 10050 км при рк< = 0,680. Определение характеристик ракеты Кроме весовых и геометрических характеристик ракеты, полученных в последнем варианте расчета, необходимо определить тяги двигателей, веса ступеней и зарядов, а также длины ступеней и всей ракеты в целом. Т(ля решения последней задачи необходимо задаться относительными длинаин переходников, хвостовых и приборного отсеков.
Примем нх равными диаметрам соответствующих ступеней. Приведем основные характеристики проектируемой ракеты с РДТТ, полученные в результате расчетов. А. Весовые характеристики стартовая масса ракеты то, 23,7 т; масса первой ступени то, — †(тм — тт) = 16,5 т.
масса второй ступени тот =(тоз — тоз) = 5 г' масса третьей ступени тоз = (тоэ — тяя) = 1<7 П масса боевой части тв„=0,5 г; 19? масса топливного заряда первой ступени еы = 14,5 т; масса. топливного ваРяда ..нтоРой стУпени еы = 4,У г; МаССа' ТОПЛИВНОГО Варяда трвтЬЕй Стулсип ем — — 1,3 Г. Б. Тяговые хера и теристики тяга двигателя первой ступени ив вемле Рм = 560 кн; тяга двигателя первой ступени в пустоте Рп, = 690 кй, тяга двигателя второй ступени в.
пустоте Р„, = 310 кк; тяга двиглтеля третьей ступени. в пустотй. Р , = 122 кк; время работы двигателя первой стунени ййег = 56 сек; время 'работы двигателя второй ступеки йгее 40 сек; время работы двигателя третьей ступени згпа = 26 сек. В. Геометр н чес кяе' характеристики полная длина ракеты (без боевой части) 1 — 20 лгг длина первой ступени й = Н он длина второй ступени 1, = 5 м; дляна третьей ступени А = 4 м; диаметр первой ступени Дн, - -1,48 ля диаметр второй ступени и'„, = 1,24 и„ диаметр третьей ступени й,„е — — 0,87 м. 6 53.
ОСОБЕННОСТИ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕИ С УКРД Рассмотренная з $ 5.1 методика баллистического проектирования УБР может быть использована и для приближенно. Рвай Рис. 5.3. Траектория ракеты-носителя при прямом выведении космического аппарата на орбиту го определения параметров ракет-носителей с ЖРД, необхо.
димых для вывода космических аппаратов (КА) на задан. ные орбиты. Поэтому исходными данными при баллистическом проектировании ракет-носителей являются: масса полезной нагрузки пгпп и параметры орбиты (обычно высоты перигея н апогея). Проектирование ракет-носителей с ЖРД ведется примерно в такой же последовательности, что и про. ектирование УБР. Отличие в основном' заключается в мего. дике вывода программы движения ранеты-носителя на уча. стке выведения КА на орбиту. существуют трн основнь1х способа выведення КА на 'орбиты; — прямое выведение; — выведение с промежуточным баллистическим участком; — выведение с проме- в жуточным и орбитами. ъ прв.
Прямым выведением (рис. 5.3) называется способ выведения КА на орбйту, при котором двигатели ступеней . работают непрерывно один за дру-, гим, а в конце активно. го участка траектории достигается требуемая орбитальная скорость полета. Из-за ограниченного време р го в емени работы дви.
Рис. 5.4. Выведение с промежуточным гателей и больших гран! - . ' 'баллистическим'участкоас тационных потерь скоро Ок — активный участок; к — вромажугочнмй Сти ВЫСОтп ОрбнтЫ дЛя б ллисгическиа тчлсгок; Вй — участок Оаа- гона ракет-носителей с ЖРД обычно не превосходит 200 — 300 км (150 — 200 клг для носителей с РДТТ). При втором способе выведения траектория полета ракеты-носителя со- Г стоит нз трех .участков / (рнс. 5.4): активного ОК, й пассивного (баллистического) КВ игучастка раз.
гона Вг', на котором дви- 1 гатель последней ступени ракеты-носителя доводит скорость полета до требуемой орбитальной. Этот способ выведения позволяет постигать высот до 2000 км.. "арй ' г 6 Рн ВЫВЕДЕННИ С ПРО рнс виь Выведение с промежуточной межуточной орбитой тра- орбитой: ектория полета '' раке- Ок акти мй участок; кв — промажутсчваа ты-носителя включает оРбита; ВГЧ вЂ” участок паагоиа (рис.
5.5): — активный участок .ОК, в конце которого скорость полета превышает первую космическую скорость; — промежуточную орбиту КВ, представляющую собой половину эллипса; 199 — участок разгона Вг, на котором двигатель последней ступени сообщает ей импульс тяги ЛУ, достаточный для удержания КА на рабочей орбите. Точки В и г практически совпадают, так как длина участка разгона мала по сравнению с размерами орбиты. Метод выведения с двумя промежуточными орбитами заключается в следующем.
В конце активного участка ОК (рис. 5.6) ракета-носитель достигает скорости, близкой к пер- вой космической. Да- 4 д б у лее ракета движется Я по первой промежуточной орбите КВ, которая по форме близка к круговой. В нужный / момент времени дви- 0 гатель' последней сту! / пени создает импульс / тяги ЛУ, для перево- Е да ракеты на вторую промежуточную орби- т ту ВА.
Последняя пред! ставляет собой половину эллипса. В апогее этой орбиты вновь включается двигатель и . б.в. в -й. и й у пр межу. последней стУпени и точными орбитами: сообщает импульс тяги ОК вЂ” активный участок; К — первая проме- гкУй, дОСТВТОЧНЫЙ для жуточная орбита; В — первый учаеток раа. гона; КА — вторая промежуточная орбита; ПЕрЕХОда КА На рабО чую орбиту.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
