книги / Основы проектировочного расчета внутренней баллистики маршевого РДТТ
..pdfМинистерство образования Российской Федерации Пермский государственный технический университет
Кафедра РКТ и ЗУ
В.Г.Пальчиковский
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВОЧНОГО РАСЧЕТА ВНУТРЕННЕЙ БАЛЛИСТИКИ МАРШЕВОГО РДТТ
Учебное пособие
Печатается по решению редакционно-издательского совета Пермского государственного технического университета
Пермь 2000
УДК 629.7 П14
ПальЧуковский В.Г.
П14 Основы проектировочного расчета внутренней баллистики марше вого РДТТ: Учеб, пособие / Перм.гос.техн.ун-т. Пермь, 2000, 79 с.
Рассмотрены вопросы оценки основных параметров внутренней баллис тики маршевого РДТТ для этапа проектировочного расчета. Пособие пред назначено для студентов специальности 13.06 и может быть использовано при изучении дисциплины "Теория и расчет энергетических установок ЛА", выполнении курсового и дипломного проектирования.
Табл.18. Ил.13. Библиогр.: 13 назв.
Рецензент: докт.техн.наук В.Л.Попов: канд.техн.наук Ю.Б.Евграшин
УДК 629.7
© Пермский государственный технический университет,
2000
|
|
Оглавление |
|
Введение |
|
4 |
|
1. |
Связь |
параметров двигателя и ракеты |
5 |
2. |
Твердые ракетные топлива. |
.11 |
|
|
2.1 . Состав и характеристики |
.12 |
|
|
2.2. Скорость горения топлива. |
.18 |
|
|
2.3. |
Термодинамический расчет. |
.22 |
3. |
Заряды для РДТТ |
.31 |
|
|
3.1. |
Выбор формы заряда. |
.31 |
|
3.2. |
Расчет поверхности горения. |
.36 |
4. |
Газодинамика камеры сгорания. |
.39 |
|
|
4.1. |
Уравнения движения газа |
.40 |
|
4.2. |
Квазистационарное течение |
.42 |
|
4.3. |
Газодинамические функции |
.43 |
5. |
Расчет внутрибаллистических характеристик |
.44 |
|
|
5.1. |
Характеристики времени работыРДТТ. |
.46 |
|
5.2. |
Расчет режима воспламенения |
.47 |
|
5.3. |
Выход двигателя на режим. |
.51 |
|
5.4. |
Стационарный режим работы |
.53 |
|
5.5. |
Прекращение работы двигателя. |
.55 |
|
5.6. Разброс внутрибаллистических характеристик. |
.57 |
|
6. Тепловой расчет |
.61 |
||
|
6.1. |
Конвективный теплообмен |
.63 |
|
6.2. |
Лучистый теплообмен |
.71 |
|
6.3. |
Температурное состояние конструкции |
.72 |
Библиографический список |
.78 |
||
Введение
Ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) используют в лета тельных аппаратах многих типов: баллистических ракетах, космических системах и ракетоносителях, крылатых ракетах и самолетах, зенитных и авиационных ракетных комплексах, системах залпового огня, противотан ковых управляемых и неуправляемых ракетных снарядах и др. РДТТ можно применять в качестве основных маршевых двигателей ракеты или в качест
ве вспомогательных двигателей |
для |
управления летательным аппаратом, |
|||
отделения ступеней и блоков, |
торможения и мягкой посадки, |
аварийного |
|||
спасения космических |
кораблей |
и |
индивидуальных |
капсул пилотов /1/. |
|
Каждый тип РДТТ имеет |
свои особенности при решении |
вопросов |
проектиро |
||
вания. |
|
|
|
|
|
Проектирование маршевых РДТТ для баллистических ракет стратеги ческого назначения осуществляется из условий оптимизации параметров двигателя в составе всего летательного аппарата. Попытки улучшить ха рактеристики РДТТ, рассматриваемого изолированно, приводят к возраста нию его сложности и стоимости. Так, при применении маршевых РДТТ в бал листических ракетах стратегического назначения подвижного наземного и морского базирования на конструктивно-компоновочные схемы двигателей накладываются габаритно-массовые ограничения, которые продиктованы ус ловиями эксплуатации конкретного ракетного комплекса /1/.
В данном учебном пособии изложены теоретические вопросы и приве дены расчетные методики определения основных параметров внутренней баллистики маршевого РДТТ стратегической ракеты, которые могут быть использованы на этапе проектирования двигателя. Приведенная модель оп ределения основных параметров РДТТ исходит из условий обеспечения за данных техническим заданием требований к ракете. Показана связь пара метров двигателя и ракеты, приведен порядок выбора топлива, расчеты термодинамических характеристик продуктов сгорания, поверхности твер дотопливного заряда, внутрибаллистических параметров двигателя; тепло вые и газодинамические расчеты. Полученные на этапе проектировочного расчета параметры РДТТ в дальнейшем уточняются при рабочем проектиро вании двигателя с привлечением прикладных программ САПР.
Использование пособия в учебном процессе предполагает, что уча щийся прослушал курс лекций по основам устройства и проектирования ра
кет с РДТТ и |
знаком с основными определениями и характеристиками в |
этой области |
знаний. |
1.Связь параметров двигателя и ранеты
Маршевый РДТТ является основной функциональной частью баллисти ческой ракеты стратегического назначения. Его параметры увязываются с параметрами ракеты.
При проектировании баллистической ракеты с РДТТ обычно задаются /2,3/:
дальность полета ракеты L, км;
-масса полезной нагрузки шПн, кг.
Вкачестве специальных требований задаются:
-ограничение на максимальный диаметр ракеты [Dp], м; ограничение на максимальную длину ракеты Up], м; ограничение на максимальную стартовую массу ракеты Опо], кг; вид базирования ракеты и тип пусковой установки; климатические условия эксплуатации (температура, влажность);
точность попадания в цель (круговое вероятностное отклонение); гарантийный срок хранения;
-условия преодоления противоракетной обороны противника, и др. Решение указанных вопросов осуществляется на этапе проектирования
баллистической ракеты /2/. Здесь же рассмотрим приближенный подход /3/,
позволяющий на основе статистических данных и выбора |
аналога устано |
|||||
вить связь между параметрами ракеты и двигателя, ф и |
этом определяется |
|||||
количество ступеней п в зависимости |
от дальности стрельбы L: |
|||||
n = |
1 при |
|
L < |
800 км; |
|
|
п |
= |
2 при |
800 |
<L < |
6000 км; |
|
п |
= |
3 при |
6000 |
< L < |
15000 км. |
|
На основании данных ракеты-аналога (табл.1.1) устанавливаются для каждой i-й ступени коэффициенты массового совершенства <*i. Если отсутствуют данные по этому параметру, то можно на этапе проектирования
ориентировочно принять |
для |
3-ступенчатой ракеты: ai=0,06; <*2=0,08: |
|||
«3=0,1- |
|
|
|
|
|
Далее определяется |
величина |
среднего |
удельного импульса 1у для |
||
ракеты в целом: |
|
|
|
|
|
|
|
А-(Ьщах)а |
|
|
|
1у = " |
|
|
|
|
и- -и |
|
InI (ГОпн/ГОор) |
+ л |
" 1 |
||
|
1 . |
1 |
+ a |
|
|
Таблица 1.1 Характеристики маршевых РДТТ отечественных и зарубежных (США) баллистических ракет /1/
|
|
|
|
|
Баллистическая ракета |
|
|
|
||
Параметры РДТТ |
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
PC-12 |
! |
РС-12 |
РСМ-46 !Минитмен-III |
Трайдент-I (С4) |
МХ Пискипер |
|||
|
|
(СССР) |
1 |
(СССР) |
(СССР) |
: |
(США) |
(США) |
AGM-118 |
(США) |
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
Маршевая ступень |
Первая |
|
Третья |
Вторая |
|
Первая |
Вторая |
Третья |
|
|
Длина двигателя, мм |
|
9000 |
|
4000 |
3000 |
|
7486 |
2640 |
2330 |
|
Диаметр двигателя,мм |
, |
1840 |
|
1060 |
1540 |
; |
1680 |
1880 |
2340 |
|
Масса заряда, кг |
|
30800 |
|
3600 |
6200 |
|
20780 |
7920 |
7100 |
|
Степень расширения сопла |
|
2.7 |
|
4,8 |
4.5 |
|
3,16 |
4,5 |
8,2 |
|
Время работы, с |
|
73,37 |
|
49,0 |
74,0 |
|
61,6 |
60,0 |
58,0 |
|
Давление в двигателе,МПа |
|
4,70 |
|
3,9 |
3,0 |
|
5,0 |
7.8 |
5,9 |
|
Тяга, кН |
|
1046 |
|
204,6 |
238 |
|
890 |
363 |
373 |
® |
Уд.импульс тяги, м/с |
|
2563 |
|
2780 |
2795 |
|
2678 |
2864 |
3005 |
|
Относительная длина |
|
3,96 |
|
2,6 |
0,55 |
|
3,36 |
0,79 |
0 |
|
цилиндрической части |
|
|
|
|
|
! |
|
|
|
|
двигателя |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Коэффициент объемного за■ |
0,914 |
|
0,89 |
0,91 |
|
0,88 |
0,92 |
0,86 |
|
|
полнения камеры сгорания |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Коэффициент массового |
|
0,103 |
|
0,11 |
0,094 |
|
0 ,1 |
0,078 |
0,088 |
|
совершенства |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Органы управления |
|
4 РУС |
|
4 РУС |
1 РУС |
|
4 КУС |
1 ПУС |
1 ПУС |
|
Материал корпуса |
|
Сталь |
|
Сталь СП+ |
Органо |
Сталь |
Органо |
Органо |
||
|
|
типа СП |
|
стеклопл. |
пластик |
Д6АС |
пластик |
пластик |
||
где Lmax - максимальная дальность стрельбы; А,а - статистические коэф фициенты, которые выбираются в зависимости от дальности:
при |
300 < L < 6000 км , |
А*407 |
и |
а=0,333; |
|
при |
6000 < L |
< 12000 км , |
А=825 |
и |
а=0,250; |
тор - расчетное |
значение |
стартовой массы ракеты; |
а - среднее значение |
||
коэффициента массового совершенства ракеты. |
|
||
За расчетную величину стартовой массы пьр выбирается |
минимальное |
||
значение массы, рассчитанной по соотношениям |
|
||
Шо |
= |
0,950 ОПоЗ ; |
(1.2) |
то |
= |
844,3-[Dp]2-[1р], |
|
т.е Шор = (mo)min*
Среднее значение коэффициента массового совершенства определяется
по соотношению |
|
|
п |
|
|
|
|
|
L otj |
|
|
|
|
|
1 -1 |
|
|
|
|
а |
= ------ |
|
(1.3) |
|
|
|
п |
|
|
Выбирается величина |
начальной нагрузки на мидель РМо и определя |
||||
ются основные габаритные |
размеры ракеты. Если эти параметры по раке |
||||
те-аналогу отсутствуют, |
то |
можно принять среднестатистические данные |
|||
(табл.1 .2). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Таблица 1.2 |
|
Начальная нагрузка на мидель РМо |
|
|
|||
|
Тип |
ракеты |
Рмо, |
н/м2 |
|
Стратегические |
ракеты наземного базирования: |
|
|
||
|
|
|
Шо > 40 т |
175000-250000 |
|
|
|
|
Шо = 30-40 т |
135000-160000 |
|
Стратегические |
ракеты подводного базирования |
100000-120000 |
|||
Оперативно-тактические ракеты |
50000- |
90000 |
|||
Диаметр миделя ракеты вычисляется из соотношения Рмо = Go/S, от
куда
Dp = 1,128 |
(1.4) |
Длина ракеты определяется как
1р = Рмо/Тр |
(1-5) |
где Тр - средний удельный вес ракеты, Тр = 9000-11000 Н/м3. Относительные "сухие" массы ракеты д и ее ступеней дх /2,3/ опре
деляются по формулам:
|
д = ехр(-А maxLa / 1у) |
(1-6) |
||||
|
|
п/ |
Д |
|
|
(1-7) |
|
Hi = V |
|
|
|||
Массовые характеристики определяются из выражений: |
|
|||||
стартовая масса ракеты |
(масса 1-й ступени) |
|
||||
Шо |
= Шпн П |
|
|
|
(1 .8) |
|
|
1-1 |
(1 + «i)-»ii |
oti |
|
||
начальные массы верхних |
ступеней |
|
|
|
||
nioi= Шпн П |
(1 + <Xj)- Дл |
|
(1-9) |
|||
|
4-1 |
<Xj |
|
|||
где i = 2,3...п; |
|
|
|
|
|
|
масса топлива i-й ступени |
|
|
|
|||
|
Шт1 |
= mol- (1 |
РЧ) |
|
(1 .10) |
|
- масса конструкции бло^са |
|
|
|
|
||
|
|
Шк1 » cti mT i |
|
(1 .1 1 ) |
||
Длина i-ro блока |
ракеты |
определяется |
по формуле |
|
||
|
|
|
Гоп + |
|
|
|
|
li |
= ----------- |
|
|
(1 .12) |
|
SMi Pi
где SMI площадь миделя для i-й ступени, SMI = 0,785 Di2; piплот ность i-ro блока, Pi= 1300-1400 кг/м3 .
Удельный расчетный импульс для каждой ступени определяется с уче
том высотности работы двигателя: |
|
Iypl = 1,06-Iy.cx |
|
Iyp2 = 1,11-Iy.cT |
(1.13) |
Iyp3 = 1,15-1у.ст |
|
где стандартный импульс Iy .CT= 0,9009-Гу |
|
Далее рассчитываются: |
|
время работы двигателя i-ro блока |
|
ti = Iypi-voi- (1 iii)/e |
(1-14) |
где v0i- начальный коэффициент энерговооруженности /2/,voi= moig/Ppi. Значения v0 i для различных ступеней лежат в пределах:
v0i = 0,35 |
-0,40 |
v02 = 0,20 |
-0,35 |
v03 = 0,20 |
-0,25 |
расход топлива |
|
|
|
|
|
|
пи |
= шТ1 / Ti |
(1.15) |
||
- расчетное значение тяги |
|
|
|
||
|
|
Ppi |
= mi |
Iypi; |
(1.16) |
полный импульс тяги |
|
|
|
|
|
|
|
|
t |
|
|
|
|
Isi =S Pi |
dt |
(1.17) |
|
|
|
|
о |
|
|
Если тяга |
Pi = const, |
то |
Isi = Pi-ti. |
|
|
Для каждой |
ступени по |
известному значению удельного |
импульса |
||
выбирается топливо.Для того, чтобы |
обеспечить заданный расчетный режим |
|
работы двигателя, необходимо,чтобы |
расчетный удельный импульс Iypi |
был |
равен термодинамическому значению, |
которое определяется по формуле |
|
|
2K(RTo) |
|
lypi = |
(1 - *a*) |
(1.18) |
|
К - 1 |
|
где Да - газодинамическая функция, обозначающая перепад давления между срезом сопла Ра и камерой сгорания Р0, Ла = Ра / Ро; * - функция коэф фициента адиабаты продуктов сгорания К, * = (К-1 )Д; RT0 - "сила" топ лива; R - газовая постоянная продуктов сгорания; Т0 - температура в камере сгорания.
Из формулы (1.18) видно, что удельный импульс зависит от термоди намических свойств топлива (RT0, К) и от перепада давления Да. Очевид но, для одного и того же топлива можно получить разное значение удель ного импульса в зависимости от того, при каком соотношении давлений на срезе сопла и в камере это топливо сгорает. Поэтому, чтобы характери зовать топливо по удельному импульсу, необходимо закрепить Да, придав ему значение стандартной величины. Обычно Ласт = 0,1/4 и при этом значении в справочниках приводят удельный импульс, который называют стандартным удельным импульсом 1уст. В зарубежной литературе иногда 1УСТ определяют при соотношениях давлений 0,1/7 иди 0,1/10. Эти значе ния связывают с двигателями 2-й и 3-й ступени соответственно. Для крупногабаритных РДТТ баллистических ракет большого радиуса действия выбирают, как правило, смесевые топлива, имеющие в сравнении с баллис-
титными более высокие |
энергетические характеристики. |
|
||||
При выборе топлива задаются оптимальным значением Да в разрабаты |
||||||
ваемом двигателе |
выбирают давления в камере и на срезе сопла из |
ре |
||||
комендуемого диапазона в зависимости от высотности двигателя /4/: |
|
|||||
|
n = 1 , |
Р0= 4-7 |
МПа, |
Ра= 0,06-0,08 |
МПа; |
|
|
п = 2, |
Р0= 3-6 |
МПа, |
Ра= 0,02-0,04 |
Мпа; |
|
|
П 8 3, |
Роя 3—5 МПа, |
Ра= 0,01—0,02 МПа. |
|
||
Далее определяют необходимое значение стандартного удельного |
им |
|||||
пульса из выражения |
|
|
|
|
|
|
(1.19)