книги / Проектная оценка параметров ракетного двигателя твердого топлива

Министерство науки и высшего образования Российской Федерации

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Пермский национальный исследовательский политехнический университет»

Р.В. Бульбович, В.В. Павлоградский

ПРОЕКТНАЯ ОЦЕНКА ПАРАМЕТРОВ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Утверждено Редакционно-издательским советом университета

в качестве учебно-методического пособия

Издательство Пермского национального исследовательского

политехнического университета

2019

1

УДК 623.451.8 Б90

Рецензенты:

д-р техн. наук, заместитель генерального директора по качеству С.М. Голдобин (ОАО «НПО “Искра”»);

д-р техн. наук, профессор А.Ф. Сальников (Пермский национальный исследовательский политехнический университет)

Бульбович, Р.В.

Проектная оценка параметров ракетного двигателя тверБ90 дого топлива : учеб.-метод. пособие / Р.В. Бульбович, В.В. Павлоградский. – Пермь : Изд-во Перм. нац. исслед. политехн.

ун-та, 2019. – 112 с.

ISBN 978-5-398-02228-5

Предложена методика выбора проектных параметров многоступенчатой баллистической ракеты твердого топлива. В техническом задании на проектирование задаются два параметра: дальность полета и величина полезной нагрузки. Некоторые проектные решения выбираются с использованием параметров ракеты-«аналога», а также на основании рекомендаций. Приводятся основные характеристики некоторых твердых топлив, материалов, применяемых для изготовления корпуса двигателя, теплозащитных и защитно-крепящих материалов.

Предложена методика определения размеров заряда твердого ракетного топлива, расчета поверхности горения и внутрибаллистических характеристик канально-щелевого заряда с плоскими торцами, прочно скрепленного по наружной поверхности с корпусом, а также анализ его весового совершенства.

В приложении приведена информация о зарубежных ракетах-«анало- гах», порядок работы в программе выбора основных проектных параметров многоступенчатой баллистической ракеты твердого топлива RBX и пример расчета облика двигателя первой ступени баллистической ракеты.

Предназначено для студентов первого курса специальности 24.05.02 – «Проектирование авиационных и ракетных двигателей», специализации «Проектирование ракетных двигателей твердого топлива» при изучении дисциплины «Введение в специальность» и выполнении курсовых работ и дипломного проектирования.

УДК 623.451.8

2

3

ВВЕДЕНИЕ

Вучебно-методическом пособии рассматривается проектная оценка параметров ракетного двигателя твердого топлива. Вопросы баллистического проектирования ракет являются основой для первоначальной оценки облика многоступенчатой ракеты и двигателей.

Ю.С. Павлюк при баллистическом проектировании ракет рассматривает прямую и обратную задачи [1]. При этом прямую задачу баллистического проектирования формулирует следующим образом: при заданных максимальных дальности полета L и полезной нагруз-

ке mпн определить характеристики ракеты, обеспечивающие минимальные затраты средств на поражение типовой цели. Обратная задача формулируется следующим образом: при заданных ассигнованиях на создание нового ракетного комплекса и заданной массе

полезной нагрузки mпн требуется установить параметры ракеты, обеспечивающие поражение цели на максимальной дальности.

Информация о затратах на создание многоступенчатой ракеты чаще всего не обладает полнотой и достоверностью в силу ряда объективных причин, прежде всего раскрывающих технические и экономические возможности государства. В этой ситуации справедливо

вметодическом плане для организации образовательного процесса для студентов по специальности 24.05.02 – «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» (специализации «Проектирование ракетных двигателей твердого топлива») формулировать задачу баллистического проектирования в следующей форме: определить облик ракеты, обеспечивающей доставку полезной нагрузки на заданную дальность стрельбы.

Впособии рассматриваются лишь приближенные методы решения задачи баллистического проектирования, которые вполне соответствуют инженерным подходам, используемым на ранней стадии разработки технических предложений. Достоинствами такого подхода являются малая трудоемкость и высокий уровень наглядности, позволяющие представить цельность решаемой проектной задачи и многообразие принимаемых инженерных решений. Экономиче-

4

ский анализ и оценка эффективности на этом этапе не проводятся, но в определенном смысле величина стартовой массы ракеты m0 может рассматриваться при определенных допущениях пропорциональным эквивалентом затрат.

Алгоритмы решения задач баллистического проектирования достаточно хорошо разработаны различными авторами [1–4], но достоинством предлагаемого методического пособия является изложение инженерной методики, позволяющей определять проектные параметры многоступенчатой баллистической ракеты твердого топлива на основании заданных дальности полета и величины полезной нагрузки с учетом имеющегося опыта создания ракет-«аналогов» и сформулированных рекомендаций на некоторые проектные решения.

Предложенная инженерная методика доведена до определения размеров заряда твердого ракетного топлива, расчета поверхности горения и внутрибаллистических характеристик канально-щелевого заряда с плоскими торцами, прочно скрепленного по наружной поверхности с корпусом, а также до оценки его весового совершенства.

В прил. 1–3 приведена информация о зарубежных ракетах- «аналогах», порядок работы в программе выбора основных проектных параметров многоступенчатой баллистической ракеты твердого топлива RBX, а также пример расчета облика двигателя первой ступени баллистической ракеты.

Проведение экспресс-расчета возможно благодаря использованию программного обеспечения, разработанного на кафедре ракет- но-космической техники и энергетических систем (РКТЭС) Пермского национального исследовательского политехнического университета (ПНИПУ).

5

1. ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

В техническом задании на проектирование ракеты заданы следующие характеристики:

•дальность полета ракеты L, км;

•вес полезной нагрузки mпн, кг;

•масса системы управления mсу (масса системы управления может быть взята равной соответствующей массе системы управления ракеты-«аналога»);

•способ базирования ракеты;

•компоновочная схема ракеты.

Основные проектные параметры многоступенчатой баллистической ракеты твердого топлива определяются с использованием программы RBX в соответствии с изложенной ниже методикой.

1.1. Выбор числа ступеней ракеты и ракеты-«аналога»

Задаются числом ступеней n многоступенчатой ракеты в зависимости от дальности полета L в соответствии со следующими рекомендациями:

1 при L ≤ 800 км;

n = 2 при800 < L ≤ 6000 км;3 при6000 < L ≤ 15 000 км.

Из банка данных ракет, имеющихся в справке к программе RBX или в прил. 1 данного пособия, по дальности полета и полезной нагрузке выбирают ракету-«аналог».

В прил. 1 приведена достаточно полная информация по ракетам США и Франции малой, средней и большой дальности наземного базирования, а также базирующимся на подводных лодках. Содержится также сравнительная информация по аналогичным баллисти-

6

ческим ракетам СССР. Информация в прил. 1 содержит краткую историю создания ракет, которая в определенном смысле характеризует международное политическое противостояние, существовавшее во время создания ракетно-космической техники между СССР и США.

Следует понимать, что полного аналога заданной на проектирование ракете, скорее всего, быть не может. Однако, опираясь на информацию о ракете-«аналоге», с учетом экспертных поправок на современный уровень развития ракетостроения и обеспечивающих его отраслей народного хозяйства: двигателестроения, пороходелия, материаловедения, приборостроения и других, определяют следующие параметры ракеты, выполненной по классической схеме:

• нагрузку на мидель

pм01 = m01 ,

Sм

где m01 – стартовая масса всей ракеты (первой ступени); Sм – площадь миделя ракеты, Sм = πDм2 /4.

•массу системы управления mсу (если она не задана техническим заданием);

•массу приборного отсека mпо = 0,7mcу.

1.2. Определение потребной идеальной скорости ракеты

Определяют потребную конечную скорость ракеты Vк в конце активного участка траектории (АУТ), опираясь на зависимость, приведенную на рис. 1.

Определяют идеальную скорость полета ракеты с учетом потерь скорости:

Vид =1,3Vк.

Таким образом, на этом этапе предполагается, что суммарные потери скорости, обусловленные действием гравитации, аэродина-

7

Vк, м/с 8000

6000

4000

2000

Рис. 1. Зависимость скорости полета ракеты в конце АУТ от дальности стрельбы

мического сопротивления, невозможностью расширения продуктов сгорания ракетного топлива до давления на срезе сопла, равного нулю (согласно выводу формулы К.Э. Циолковского), а также необходимостью управления летательным аппаратом (в связи с чем возникает неколлинеарность вектора скорости и вектора тяги ракеты), составляют порядка 30 % от Vк.

1.3.Выбор твердого ракетного топлива и значений давления

вкамере сгорания и на срезе сопла Лаваля

Далее выбирают твердое ракетное топливо, обращая внимание прежде всего на энергетическую характеристику Iст и скорость горения U топлива, а также на другие, не менее важные параметры, такие как температура горения (температура в камере сгорания Tк), газовая постоянная R и коэффициент адиабаты k. В табл. 1 приведены характеристики некоторых твеpдых ракетных топлив, определенные при стандартных условиях испытания: давление в камере сгорания pк = 4 МПа, при отношении давления в камере сгорания к давлению на срезе сопла рк /ра = 4/1 и начальной температуре топлива

Тз = 20 °С.

8

Скорость горения твердых ракетных топлив U определяется природой топлива, соотношением его компонентов и существенно зависит от внешних факторов: давления в камере сгорания рк и начальной температуры заряда Тз.

После выбора топлива задают значения давления в камере сгорания рк и на срезе сопла ра в зависимости от высотности ступени (номера ступени) в соответствии с рекомендациями табл. 2 для баллистических ракет дальнего радиуса действия.

На следующем этапе определяют газодинамические функции

1−πcтk

9

где ϕ – коэффициент потерь импульса в сопле, равный 0,95;

πст = 0,25.

Таблица 2

Рекомендации по значениям давления рк и ра в зависимости от высотности ступени

На следующем этапе определяют единичный пустотный импульс Iед ni в зависимости от высотности каждой ступени в соответствии со следующими рекомендациями:

Iед n1 =1,06Iрасч1; Iед n2 =1,11Iрасч2 ; Iед n3 =1,15Iрасч3.

1.4.Определение относительных масс ступеней

имасс блоков ракеты

10