Основы проектирования РН Куренков
.pdf
|
|
|
|
Продолжение табл. 5.7 |
||
|
|
|
|
|
||
Наименование пунктов |
|
|
|
Обоснование |
||
|
|
|
|
|
|
|
8. Конструктивные требования |
|
|
|
|
||
8.1. Соединение ступеней - последователь- |
|
Решение Генерального |
||||
ное |
|
|
|
конструктора. |
|
|
8.2. Длина ракеты - не более 57 м |
|
Результаты расчета |
||||
|
|
|
|
(Вначале - по прототипам) |
||
8.3. Длина ракетного блока первой ступени |
|
Результаты расчета |
||||
не более 28 м |
|
|
|
(Вначале - по прототипам) |
||
8.4. Диаметр ракетных блоков – 4,0 м |
|
Результаты расчета |
||||
|
|
|
|
(Вначале - по прототипам) |
||
8.5. Предельный диаметр ракеты в собран- |
|
Габаритные ограничения |
||||
ном виде не более 4,0 м |
|
|
|
МИК, оборудования, СК |
||
8.6. Обеспечить прочность ракеты при ко- |
|
Требования |
ОТТ |
в части |
||
эффициенте безопасности: |
|
|
|
конструктивных |
требова- |
|
- для баков 1,5; |
|
|
|
ний по прочности |
|
|
- для баллонов 2,0; |
|
|
|
|
|
|
- для сухих отсеков 1,2; |
|
|
|
|
|
|
- для ответственных силовых узлов 2,0 |
|
|
|
|
||
8.7. Двигатели на жидком топливе |
|
Обеспечение точности |
||||
|
|
|
|
выведения КА |
|
|
8.8. Топливо: |
|
|
|
Опыт эксплуатации. |
||
первая ступень: |
|
|
|
Низкая стоимость. |
|
|
окислитель - жидкий кислород; |
|
|
|
|
||
горючее – керосин РГ-1; |
|
|
|
|
||
вторая ступень: |
|
|
|
|
|
|
окислитель - жидкий кислород; |
|
|
|
|
||
горючее – жидкий водород; |
|
|
|
|
||
третья ступень: |
|
|
|
|
|
|
окислитель - жидкий кислород; |
|
|
|
|
||
горючее – жидкий водород |
|
|
|
|
||
8.9. Баки РН должны быть герметичными. |
|
Требования |
нормативно- |
|||
При проверке герметичности допустимо |
|
технической |
документации |
|||
натекание не более 2 10 7 |
Вт |
|
на герметичность баков |
|||
8.10. Для негерметичных отсеков приме- |
|
|
|
|
|
|
нять высокопрочные |
несвариваемые |
|
|
|
|
|
сплавы |
|
|
|
|
|
|
8.11. Для негерметичных отсеков допус- |
|
Низкая удельная масса |
||||
кается применение композиционных ма- |
|
|
|
|
|
|
териалов |
|
|
|
|
|
|
8.12. Негерметичные отсеки РН и стыки |
|
Требования ОТТ |
|
|||
должны быть пылевлагонепроницаемы |
|
|
|
|
|
|
8.13. Использовать теплозащиту на дни- |
|
Предохранение от конден- |
||||
щах баков с криогенными компонентами |
|
сации влаги в межбаковых и |
||||
топлива |
|
|
переходных отсеках |
|
||
|
|
|
|
|
|
111 |
|
Окончание табл. 5.7 |
|
|
|
|
Наименование пунктов |
Обоснование |
|
|
|
|
8.14. Использовать теплозащитные по- |
Обеспечение теплового ре- |
|
крытия на конусных поверхностях ГО и |
||
жима при полете РН |
||
переходных отсеках РН |
||
|
||
9. Технико-экономические требования |
|
|
|
|
|
9.1. Стоимость затрат на разработку с |
2000000 тыс. руб. |
|
учетом затрат на наземный комплекс |
||
|
||
9.2. Стоимость изготовления опытного |
800000 тыс. руб. |
|
образца, предназначенного для ЛКИ |
||
|
||
9.3. Затраты на обеспечение пуска |
300000 тыс. руб. |
|
|
|
|
9.4. Предполагаемые объёмы изготовле- |
Результаты маркетинговых |
|
ния РН в серийном производстве - 12 из- |
исследований по анализу |
|
делий в год |
рынка |
|
9.5. Предусмотреть изготовление ракеты |
Низкая стоимость |
|
на универсальном оборудовании |
||
|
||
9.6. Допустимо использование в произ- |
Решение главного технолога |
|
водстве уникального оборудования |
||
|
||
10. Требования к составным частям РН |
|
|
|
|
|
10.1. Система наведения - активная, ра- |
Малая масса. |
|
диолокационная с использованием БЦВМ |
Расширенные возможности |
|
11. Требования к сырью, материалам и |
|
|
комплектующим |
|
|
Применять только материалы отечест- |
Независимость от иностран- |
|
венного производства |
ных производителей |
Контрольные вопросы
1.Что такое общие технические требования к создаваемым РН? Чем обусловлена необходимость разрабатывать ТТТ на основе ОТТ?
2.Приведите структуру ТТТ на создаваемые ракеты-носители.
3.Осветите вкратце составные части ОТТ:
-требования по назначению;
-требования к эксплуатации, удобству технического обслуживания, ремонту и хранению;
-требования к надежности;
-требования к транспортабельности;
-требования к безопасности;
-конструктивные требования;
-технико-экономические требования.
4. Прокомментируйте отдельные пункты ТТТ (табл. 5.7).
112
6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
6.1. Методы расчета характеристической скорости ракет-носителей
6.1.1. Статистические данные по характеристической скорости ракет-носителей
В первом приближении потребную характеристическую скорость ракет-носителей, необходимую для осуществления околоземных и межпланетных космических полетов различного назначения, можно выбирать по статистике из табл. 6.1.
Таблица 6.1. Характеристическая скорость ракет-носителей
для различных видов космических полетов с Земли [42]
|
Виды полетов |
V потр , км/c |
|
|
|
X |
|
1. |
Выведение на низкую круговую орбиту |
9,2-10 |
|
|
|
|
|
2. |
Выведение КА на эллиптическую орбиту с апогеем 40- |
12,3-12,8 |
|
60 тыс. км |
|||
|
|||
3. |
Выведение КА на стационарную орбиту |
13,7-14,6 |
|
|
|
|
|
4. |
Выведение КА за пределы сферы действия Земли (ис- |
12,5-13 |
|
кусственная планета) |
|||
|
|||
5. |
Облет Луны |
12,5-13,5 |
|
|
|
|
|
6. |
Выведение КА на селеноцентрическую орбиту (спутник |
13,8-14,5 |
|
Луны) |
|||
|
|||
7. |
Полет КА к Луне с посадкой на ее поверхность |
15,5-16,5 |
|
|
|
|
|
8. |
Осуществление Лунной экспедиции с возвращением на |
18,5-19,5 |
|
Землю (с торможением атмосферой) |
|||
|
|||
9. |
Пролет КА вблизи Марса (Венеры) или полет с посад- |
13,5-14,5 |
|
кой на Марс (Венеру) с торможением атмосферой |
|||
|
|||
10. Осуществление Марсианской экспедиции с возвраще- |
22-24 |
||
нием к Земле (с торможением атмосферой) |
|||
|
|||
11. Выход КА за пределы Солнечной системы |
18,5-19 |
||
|
|
|
|
113
6.1.2. Структура формулы для расчета характеристической скорости ракет-носителей
Во втором приближении потребную характеристическую скорость ракет-носителей рассчитывают с учетом потерь и маневров различного рода. Приведем методику такого расчета применительно к орбитам Земли.
Потребная характеристическая скорость ракеты-носителя определяется по следующей зависимости:
|
|
n |
|
VXпотр VXпотрид |
VG VA VR Vi Vупр , |
(6.1) |
|
|
|
i 1 |
|
где V потр |
- идеальная потребная характеристическая скорость; |
||
X ид |
|
|
|
VG - потери скорости на преодоление силы тяжести Земли;
VA - потери скорости на преодоление аэродинамических сил сопротивления;
VR - потери скорости от противодавления на срезе сопла двига-
теля;
Vi - приращение характеристической скорости на проведение i- го маневра;
Vупр - потери скорости на управление ракетой-носителем;
n – количество маневров. |
|
На первых этапах приближения можно принять |
|
VG VA VR Vупр 1350...1650 м / с . |
(6.2) |
Пример 1. Определить потребную характеристическую скорость РН, необходимую для вывода КА на круговую опорную орбиту высотой 200 км.
Решение. Как упоминалось ранее, идеальная потребная характеристическая скорость VXпотид р определяется выражением (2.8):
VXпотрид |
|
|
|
2 r |
|
|
|
|
З |
OO |
1 |
|
|
|
RЗ |
|||||
|
|
rоо |
|
|
||
114
|
|
3,986 105 |
2 (6371 200) |
|
|
||
|
|
|
|
|
1 |
8029 м / с , |
|
|
200 |
|
|||||
|
|
6371 |
|
6371 |
|
|
|
где З 3,986 105 км3 
с2 - гравитационная постоянная Земли; RЗ 6371, 4 км - средний радиус Земли.
По формуле (6.1) с учетом (6.2) получаем
VXпотр VXпотрид VG VA VP Vупр 8029 1650 9680 м/с.
В этом примере использовалась верхняя граница потерь скорости (см. выражение (6.2)).
6.1.3. Расчет скорости на опорной орбите
Схема выведения представлена на рис. 6.1, где введены следующие обозначения: RЗ – радиус Земли; roo – радиус-вектор опорной круговой орбиты; H – высота орбиты.
Проектный расчет характеристической скорости ракетносителей или разгонных блоков, связанный с выводом верхних ступеней РН или КА на круговые и эллиптические орбиты, основывается на законе сохранения энергии, который для центрального поля тяготения выглядит следующим
образом:
roo
H |
RЗ |
|
Рис. 6.1. Схема выведения
полезного груза на опорную орбиту
|
2 |
|
2 |
|
1 |
|
|
V |
|
|
|
|
|
, |
(6.3) |
|
|
|
|||||
|
|
r |
|
a |
|
||
где - гравитационная постоян-
ная притягивающего центра;
r – радиус-вектор КА на орбите;
a – большая полуось орбиты. Параметр a по определению
равен a |
r |
r |
, где |
r |
и |
r |
- |
|
|
||||||
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
радиусы апогея и перигея орбиты.
115
Для проектного расчета характеристической скорости удобнее пользоваться следующей формулой, полученной из зависимости
(6.3):
|
|
2 |
|
1 |
|
|
|
V |
|
|
|
|
. |
(6.4) |
|
|
|
||||||
|
r |
|
a |
|
|
||
Для расчета характеристической скорости РН, стартующей с Земли, часто используют расчетную формулу, в которой присутствует первая космическая скорость. Преобразуем формулу (6.4) к виду
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V |
З |
RЗ |
2 |
|
1 |
|
|
З |
|
2 |
|
1 |
|
VI |
|
2 |
|
1 |
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
RЗ |
|
|
|
RЗ |
|
|
|
. (6.5) |
|||||||||
RЗ |
|
|
RЗ |
|
|
|
|
|||||||||||||||||
|
|
|
r |
|
a |
|
|
|
r |
|
a |
|
|
r |
|
a |
|
|||||||
В этом выражении |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||
VI |
|
З RЗ - первая космическая скорость. |
|
|
|
|
|
(6.6) |
||||||||||||||||
Первая космическая скорость для Земли составляет 7910 м/с.
Из (6.5) можно получить формулы для расчета скорости КА на опорной орбите:
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Voo V1 |
2 |
|
V1 |
2 |
|
1 |
V1 |
RЗ |
|
|
|
||||||
RЗ |
|
|
|
RЗ |
|
|
|
|
. |
(6.7) |
|||||||
|
|
|
|
roo |
|||||||||||||
|
r |
|
a |
|
roo |
|
roo |
|
|
|
|
|
|||||
Пример 2. Определить скорость КА на круговой опорной орбите высотой 200 км.
Решение. По формуле (6.7) имеем
Vоо 7,91 |
|
6371 |
|
7,79 |
км/с. |
|
|
|
|||||
(6371 200) |
||||||
|
|
|
|
|
6.1.4. Определение недобора характеристической скорости для затопления ракетного блока верхней ступени РН
в акватории Мирового океана
Проектанты могут выбрать схему полета, когда ракета-носитель сообщает полезной нагрузке лишь суборбитальную скорость. Довывод полезных нагрузок на низкую опорную орбиту в этом случае осуществляется с помощью разгонных блоков, установленных
116
всоставе полезной нагрузки или с помощью корректирующей двигательной установки выводимого космического аппарата. При этом затраты характеристической скорости на довывод полезной нагрузки равны недобору характеристической скорости ракетыносителя. В этом случае не происходит засорения космического пространства, так как ракетные блоки верхних ступеней затапливают
вакватории Мирового океана.
Схема, иллюстрирующая траекторию полета ракетного блока последней ступени ракеты-носителя на пассивном участке траектории с некоторыми необходимыми для расчета дальности полета параметрами, представлена на рис. 6.2. Пунктиром нарисована расчетная орбита, часть которой пересекает тело Земли (псевдоорбита).
A |
L/ |
VA |
H A |
|
|
|
C |
С / |
|
|
|
|
LС |
C |
|
|
C
RЗ
r
D
Рис. 6.2. Схема для определения недобора характеристической скорости для затопления ракетного блока верхней ступени
117
На этом рисунке введены следующие обозначения: А — точка начала пассивного полёта ракетного блока, которая соответствует
апогею орбиты; С / и С - точки пересечения траектории полета ракетного блока с поверхностью Земли соответственно c учётом влияния торможения атмосферой и без учёта этого влияния; - угол истинной аномалии; C - центральный угол, соответствующий дальности полета ракетного блока без учёта влияния торможения атмосферой; r - радиус-вектор орбиты (траектории); L/C - заданная дальность полета РБ; LС - расчетная дальность полета ракетного блока без учета
влияния торможения атмосферой.
Недобор характеристической скорости для затопления ракетного блока определяется по следующей методике (в которой также показан вывод некоторых расчетных зависимостей):
1.Задается дальность до района затопления L/C .
2.Рассчитывается параметр LС :
LС kL L/C ,
где kL – поправочный коэффициент, учитывающий влияние атмосферы. В первом приближении можно принять kL =1,05...1,10.
3. Центральный угол C рассчитывается следующим образом:
С LС .
RЗ
4. Определяется эксцентриситет псевдоорбиты.
В качестве исходного выражения для определения эксцентриситета орбиты используем уравнение движения материальной точки в центральном поле тяготения:
r |
p |
, |
(6.8) |
1 e cos |
где р - фокальный параметр орбиты; е — эксцентриситет орбиты.
Для точек А и С (см. рис. 6.2) составим уравнения типа (6.8):
118
r RЗ H A |
|
p |
|
|
p |
; |
(6.9) |
||||
|
|
|
|
|
|||||||
|
ecos |
|
|
||||||||
|
|
1 |
|
1 e |
|
|
|||||
rС RЗ |
|
|
p |
|
|
|
|
p |
. |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
e cos С |
|
e cos С |
||||||||
1 |
1 |
|
|||||||||
Из этих уравнений по отдельности находим параметры р и приравниваем между собой правые части:
RЗ H A 1 e RЗ 1 e cos С .
Откуда определяем эксцентриситет, проводя следующие преобразования:
RЗ |
H A RЗ |
H A e RЗ |
RЗ e cos С ; |
||||||
RЗ e cos С RЗ |
H A e RЗ |
RЗ H A ; |
|||||||
e R З cos С |
RЗ H A H A ; |
||||||||
e |
|
|
|
H A |
|
|
|
. |
|
H |
A |
R |
1 cos |
С |
|
|
|||
|
|
З |
|
|
|
|
|
||
5. Определяется радиус перигея псевдоорбиты.
Из уравнения (6.8) для точки D (см. рис. 6.2) можно получить
r |
|
|
p |
. |
|
||
|
|
|
|||||
|
1 e |
||||||
|
|||||||
Выражая параметр p из уравнения (6.9) и подставляя в последнее |
|||||||
выражение, можно получить |
|||||||
r |
r |
1 |
e |
. |
|||
|
|
|
|||||
|
|
1 |
e |
||||
6. Определяется большая полуось псевдоорбиты
a |
r r |
|
1 |
|
|
|
|
r |
|||
2 |
2 |
||||
|
|
|
|
1 e |
|
r |
|
|
1 e |
|
r |
|
|||
r |
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
. |
|
|
|
|
1 e |
||||||||
1 |
e |
|
2 |
|
1 e |
|
|
|||||
7. Определяется скорость ракетного блока, необходимая для его затопления (скорость в точке A, см. рис. 6.2).
Воспользовавшись уравнением (6.5), можно получить
|
|
|
|
|
|
|
1 e |
|
|
|
|
|
|
|
|
V |
|
V |
R |
2 |
|
V |
|
RЗ |
1 |
e . |
(6.10) |
||||
A |
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
1 |
З |
|
|
r |
1 |
RЗ |
H A |
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
r |
|
|
|
|
|
|
|
||||
119
8. Рассчитывается недобор скорости ракетного блока для обеспечения его затопления.
Расчет производится по зависимости
Vзат Voo VA , |
(6.11) |
где Voo - скорость объекта на опорной круговой орбите. |
|
Пример 3. Пусть H A =200 |
км. Тогда для LC / 6000 км |
Vзат =238 м/с, а для LC / 9000 км |
Vзат =121 м/с. |
6.1.5. Расчет приращения скорости для перевода КА с опорной орбиты на эллиптическую орбиту
Расчет производится с использованием той же зависимости (6.5), но с учетом допущений, что приращение скорости происходит мгновенно в точке перигея будущей эллиптической орбиты. При расчете в формулу подставляются соответствующие параметры эллиптической орбиты.
Пример 4. Определить приращение скорости V1 , необходимой
для перевода КА с опорной орбиты высотой 200 км на эллиптическую орбиту высотой 35786 км (см. схему, представленную на рис. 6.3).
Решение. Рассчитаем следующие параметры:
roo RЗ Hoo ;
r roo 6371 200 6571 км; r 6371 35786 42157 км;
a |
r r |
|
|
6571 42157 |
24364 км. |
|
|
|
|
|
|||||||||||
2 |
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Подставляя эти значения в формулу (6.5), получаем |
|
||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
2 |
|
1 |
|
|
|
|
2 |
|
|
1 |
|
|
|
|||||
V V1 RЗ |
|
|
|
|
|
|
7,91 |
6371 |
|
|
|
|
|
10, 25 |
[км/с]. |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
r |
|
a |
|
|
|
|
|
6571 |
|
24364 |
|
|
|
|||||
Приращение скорости рассчитывается как разность скорости КА в перигее эллиптической орбиты и скорости КА на круговой опорной орбите, то есть
V1 V Voo 10, 25 7,79 2, 46 [км/с].
120