Основы проектирования РН Куренков

можно определить объемы топливных отсеков каждой ступени по формуле (9.7).

Расчёт объёмов удобно проводить с помощью системы Excel. В качестве примера в табл. 9.1 представлены результаты расчетов объёмов топливных отсеков одного из проектов РН.

Таблица 9.1. Объемы топливных отсеков

Отметим, что в работе [11] для оценки конструктивного совершенства топливных отсеков используется коэффициент ТО1 , который равен отношению средней плотности топливного отсека (массы

В работе [52] для оценки конструктивного совершенства топливных отсеков используется коэффициент ТО2 , который равен отношению массы конструкции топливного отсека к массе топлива:

Отметим, что коэффициенты конструктивного совершенства топливных отсеков ТО1 и ТО2 численно близки, но не тождественны.

В работе [47] для оценки конструктивного совершенства топливных отсеков используется отношение

201

9.2.4. Объем хвостовых и переходных отсеков

Суммарный объем, занимаемый хвостовыми и переходными отсеками с двигательными установками всех ступеней ракеты, рассчитывается в первом приближении как доля от объема всей ракеты, то есть

где kПХО - коэффициент пропорциональности, который по статистике

составляет 0,15…0,20.

Учитывая (9.2), можно записать

Таким образом, по приведенной методике можно рассчитать объем ракеты-носителя в первом приближении.

9.3. Определение длины и диаметра ракеты-носителя при последовательном соединении ракетных блоков

Объем ракеты равен произведению площади сечения корпуса ракеты на длину этой ракеты, то есть

Используя характеристику относительного удлинения

DL ,

выражение (9.14) можно представить в следующем виде:

WР D3 . 4

Отсюда можно получить искомый диаметр ракеты:

202

Таким образом, зная объем ракеты с головным обтекателем и задаваясь характеристикой удлинения, значение которой можно вы-

брать из прототипов ( 8...12 ), можно определить предварительный диаметр проектируемой ракеты.

Длина ракеты находится по зависимости

Далее следует сопоставить полученные габариты ракетных блоков с габаритами выбранных транспортировочных средств и при необходимости уточнить их. Например, при транспортировке ракетных блоков железнодорожным транспортом следует учитывать, что максимально допустимый размер по ширине (диаметру) составляет 3,8 м, если транспортировка осуществляется без остановки встречного движения.

Возможна транспортировка крупногабаритных блоков ракетносителей с помощью самолёта при размещении их на фюзеляже. Так, например, осуществлялась транспортировка баков центрального блока ракеты-носителя «Энергия» на самолете 3МТ с завода «Прогресс» (г. Куйбышев) на космодром «Байконур». Однако операции такого рода, как правило, являются уникальными, рискованными, затратными и могут в настоящее время использоваться только в исключительных случаях.

Таким образом, если при выбранной первоначально схеме с последовательным соединением ракетных блоков рассчитанные габариты ракеты-носителя не удовлетворяют ограничениям по диаметру ракетных блоков и длине ракеты в целом, то переходят к проработке схем с пакетным или комбинированным расположением ракетных блоков.

9.4. Определение предварительных массогабаритных характеристик ракетных блоков в схемах с параллельным и смешанным соединениями

При переходе к пакетной схеме необходимо уточнить все предыдущие расчеты по оптимизации ракетных блоков и стартовой мас-

203

сы ракеты-носителя. Возможные компоновочные схемы с параллельным соединением ракетных блоков первой и второй ступеней представлены на рис. 9.4.

Рис. 9.4. Возможные компоновочные схемы РН

Методика расчета объемно-габаритных характеристик ракетных блоков первой ступени при их параллельном соединении будет следующей.

1. Рассчитываются объем и габариты второй ступени ракетыносителя без учета ракетных блоков первой ступени. Расчет производится по методике, представленной в подразделах 9.2 и 9.3. При

этом, естественно, статистические данные по удлинению следует брать для второй ступени ракеты-носителя, а не для ракеты в целом. Ракетный блок второй ступени будет считаться центральным блоком и иметь соответствующие габариты.

2. Рассчитываются габариты сначала одного так называемого приведенного ракетного блока первой ступени, который включает в себя объёмы всех будущих боковых блоков. Расчет объёма производится также по методике, представленной в подразделах 9.2 и 9.3, но применительно к одному блоку первой ступени. При этом следует учитывать, что объем, предусматривавшийся для головного обтека-

204

теля, равен нулю, а удлинение следует брать по статистике применительно к одному ракетному блоку.

3. Выбирается количество боковых блоков, равное двум. Рассчитываются масса и объем каждого из боковых блоков. Они в данном случае будут равны половине массы и половине объема приведенного ракетного блока первой ступени:

mБ1 и WБ1 - масса и объём приведенного РБ блока первой ступени; n – количество боковых блоков.

4.Выбирается предварительный диаметр боковых ракетных блоков. Этот диаметр, как правило, не должен превышать диаметра ракетного блока второй ступени (который стал центральным). В первом приближении его следует принять равным диаметру центрального блока (из условия унификации производственного оборудования).

5.Рассчитывается длина бокового блока, исходя из обеспечения рассчитанного объема бокового блока:

LББ 4WББ ,

dББ2

где d ББ - диаметр бокового блока.

6. Если длина бокового блока превышает длину центрального (см. рис. 9.4), то количество боковых блоков увеличивают до четырех и проводят новые расчёты.

8. Если длина бокового блока равна или несколько меньше длины центрального блока, то расчёт заканчивают.

Таким образом, можно рассчитать предварительные габаритные размеры центрального и боковых блоков РН.

Отметим, что один из проектов ракеты-носителя семейства Н-IIА Японии предусматривал несимметричную схему по геометрии - боковой блок был лишь один и по габаритам такой же, как и центральный блок. Однако такая схема не была реализована.

Контрольные вопросы

1.Каким образом осуществляется выбор схемы соединения ракетных блоков?

2.Приведите схему определения объёма ракеты-носителя (РН) и её составных частей.

3.Как рассчитывается объём головного обтекателя (ГО) РН?

4.Расскажите об особенностях расчета объёма ГО для полезных нагрузок различного типа.

5.Что Вы знаете об унифицированных головных обтекателях?

6.Какие полезные нагрузки могут запускаться без ГО?

7.По каким зависимостям рассчитывается объем приборных отсеков?

8.Расскажите об особенностях расчёта объёма приборных отсеков для РН различной грузоподъёмности.

9.Приведите схему расчёта объёма топливных отсеков.

10.Как рассчитывается объём хвостовых и переходных отсеков?

11.Как определяются длина и диаметр РН при

последовательном соединении ракетных блоков?

12. Приведите последовательность расчёта предварительных массогабаритных характеристик ракетных блоков в схемах с параллельным и смешанным соединениями.

206

10. РАЗРАБОТКА ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Построение предварительной компоновочной схемы ракетыносителя начинается с проведения осевой линии и выделения на поле чертежа прямоугольника (или прямоугольников – для параллельного соединения), одна сторона которого равна длине ракеты-носителя (или соответствующих ракетных блоков), а другая – ее диаметру (или диаметру ракетных блоков), которые были вычислены по результатам оценки предварительных объемно-габаритных характеристик.

Компоновка ракеты-носителя начинается, как правило, с первой ступени при последовательном соединении и с центрального блока - при параллельном соединении ракетных блоков. Компоновка производится «снизу - вверх», то есть начинается с хвостовых отсеков. Затем проводится компоновка топливного отсека (баков окислителя и горючего), переходного отсека между ступенями с учетом выбранной схемы разделения ступеней. Аналогично проводится компоновка ракетных блоков верхних ступеней ракеты-носителя.

Заканчивается компоновка разработкой схемы переходного отсека от ракеты-носителя к полезной нагрузке с учетом габаритов полезной нагрузки (если они известны) и "установкой" головного обтекателя, закрывающего полезную нагрузку. Рассмотрим отдельные этапы компоновки ракеты-носителя.

10.1. Методические вопросы разработки предварительной компоновочной схемы ракеты-носителя

Применение в проектных работах современных информационных технологий дает определенные преимущества.

Однако даже многие квалифицированные конструкторы, глубоко знающие и «чувствующие» конструкцию ракет-носителей и её элементов, владеющие в совершенстве компьютерными средствами, предпочитают «думать с карандашом в руке», делая начальные на-

207

броски на миллиметровке или на ватмане.

Но при дальнейшем усложнении проекта или конструкции переделка вручную (перерисовка) эскизов и чертежей требует значительных затрат времени. В этом случае целесообразнее переходить к электронным технологиям, основное преимущество которых - относительно нетрудоемкий процесс перестроения даже самых сложных графических документов. Кроме того, системы твердотельного моделирования позволяют автоматически составлять чертежи после создания модели детали или сборки.

10.2. Компоновка хвостовых отсеков

Кроме общих требований по максимальной плотности компоновки, минимальной массе и длине, к хвостовому отсеку предъявляются требования по удобству эксплуатации (техобслуживания, ремонта и др.). Для этого предусматривают установку достаточного количества люков.

10.2.1. Выбор габаритов ракетных двигателей

Если в проектируемой ракете-носителе используются двигатели, созданные ранее и выпускаемые промышленностью, и известны их габаритные характеристики, то компоновка хвостового отсека сводится к согласованию размеров корпуса и размеров двигателей с учетом его конфигурации и схемы передачи усилий. Например, двигатели РД-107 для первой ступени РН «Союз» имеют четыре камеры сгорания с общей тягой 812 кН у поверхности Земли, вписываются в диаметр 2,86 м и имеют высоту 2,58 м.

Двигатель НК-33, который использовался для первой ступени РН «Союз-2-1в», имеет одну камеру сгорания с номинальной силой тяги примерно 1500 kH у поверхности Земли и 1600 kH в пустоте. Габаритная высота двигателя составляет 3,705 м, Диаметр сопла на его срезе составляет примерно 1,49 м, высота от плоскости среза сопла до опорных площадок рамы крепления двигателя составляет 3,015 м. На рис. 10.1 слева представлена конфигурация двигателя, которую необходимо учитывать при компоновке хвостового отсека.

208

Рис. 10.1. Конфигурация двигателя НК-33 и схема его установки на РН

В частности, выступающая часть турбонасосного агрегата и невозможность управления НК-33 по крену обусловили выбор конструкторского решения передачи тяги с двигателя непосредственно на коническое днище бака горючего [84]. Рулевые двигатели представляют собой отдельную подсборку хвостового отсека. Более подробные сведения по РН «Союз-2-1в» приведены в разделе 17 (подраздел

17.2).

Если разработанные ранее и выпускаемые промышленностью двигатели не подходят по какой-либо причине или имеется необходимость в разработке нового двигателя с более совершенными характеристиками, то необходимо провести предварительную оценку габаритов двигателя. Покажем, как это делается.

Рассмотрим классическую схему двигателя (рис. 10.2). Такая схема была принята на ракете ФАУ-2. За длину двигателя принимается расстояние от среза сопла до опорной площадки рамы. Длину камеры сгорания с сопловой частью рассчитывают по эмпирическим зависимостям, полученным из статистики, например по зависимости

209