Выбор оптимальных проектных параметров.
Выбор оптимальных проектных параметров осуществляем по минимальной стартовой массе ракеты. Анализируя таблицу 1, определяем параметры соответствующие минимальной массе ракеты.
Оптимальные параметры:
Начальная тяговооруженность на земле 1 субракеты l01 = 0,55
Начальная тяговооруженность в пустоте 2 субракетыlп2 = 0,8
Давление в КС ДУ 1 ступениpk1 = 12 МПа
Давление в КС ДУ 2 ступениpk1 = 10 МПа
Давление на срезе сопла ДУ 1 ступениpa1 = 0,04 МПа
Давление на срезе сопла ДУ 2 ступениpa2 = 0,01 МПа
Соотношение относительных масс топлива смежных субракет c = 1,1
Начальная нагрузка на мидель ракетыРм1 = 10000 кг/м2
Для этих проектных параметров по результатам баллистических и весового расчетов получаем:
Относительная масса топлива 1 субракетыmk1 = 0,6541
Относительная масса топлива 2 субракетыmk2 = 0,7195
Масса 1 субракетыm01 = 35959,65 кг
Масса 2 субракетыm02 = 10341,69 кг
Весовой расчет ракеты при выбранных оптимальных проектных параметрах.
Определение основных весовых характеристик.
Масса 1 ступени определяется как
m1 = m01 - m02 = 35959,65 - 10341,69 = 25618 кг
Масса 2 ступени
m2 = m02 - mпи = 10341,69 - 2200 = 8141,6 кг
Масса топлива 1 ступени
w1 = mk1 m01 = 0.6541 35959,65 = 23521,2 кг
Масса топлива 2 ступени
w2 = mk2 m02 = 0.7195 10341,69 = 7440,8 кг
Масса окислителя 1 ступени
wок = Km / (1+Km) w1 = 1.14 / (1+1.14) 23521,2 = 13881,4 кг
Масса горючего 1 ступени
wг = w1 - wок = 23521,2 - 13881,4 = 9639,8 кг
Масса окислителя 2 ступени
wок = Km / (1+Km) w2 = 1.14 / (1+1.14) 7440,8 = 4391,3 кг
Масса горючего 2 ступени
wг = w2 - wок = 7440,8 - 4391,3 = 3049,5 кг
Сухой вес ракеты
m = m01 - (w1 + w2) = 35959,65 - (23521,2 + 7440,8) = 4997,60 кг
Сухой вес ракеты без полезной нагрузки
mc = m - mпн = 4997,60 - 2200 = 2797,60 кг
Определение основных геометрических характеристик
Диаметр ракеты равен
где
=8...12
- относительная длина ракеты,
rср = 790...850 кг/м3 - средняя плотность ракеты для топлива на основе АТ.
Примем = 10, rср = 825 кг/м3. Тогда диаметр ракеты будет равен
Примем
D
= 1,8 м.
Длина ракеты определяется по формуле
L = D = 1,8 × 10 = 18 м
Вычисляем поперечную нагрузку на мидель ракеты.
Так как нагрузка на мидель ракеты не соответствует проектной необходимо пересчитать скорость в конце АУТ
Так как изменилась скорость в конце АУТ, пересчитаем дальность полета. Для этого используем формулы (5) и (6)
Lэл = 7290160 мL = 8131180 м
Погрешность по дальности равна 1,63 %.
Определение тяговых характеристик
Тяга ДУ 1 ступени на земле
P01 = m01 g / l01 = 35959,65 × 9.81 / 0.55 = 641170 H
Тяга ДУ 1 ступени в пустоте
Рп1 = m01 g / lп1 = 35959,65 × 9.81 / 0.524 = 729345 H
Тяга ДУ 2 ступени
Pп2 = m02 g / lп2 = 10341,69 × 9.81 / 0.8 = 126772H
Расход топлива ДУ 1 ступени
=
Р01
/ J01
= 641170 / 3095,98 = 207,09 кг/с
Расход топлива ДУ 2 ступени
= Рп2 / Jп2 = 126772 / 3637,33 = 34,85 кг/с
Время работы ДУ 1 ступени
Объемный расчет ракеты Объемный расчет гч
Задача объемного расчета ГЧ состоит в определении длины отделяющейся ГЧ (lотд). В первом приближении эта длина может быть определена по формуле.
где
Со
= 4...6 % - запас статической устойчивости,
хт
- координата центра тяжести ГЧ.
В качестве взрывчатого вещества выберем тротил, имеющий плотность 1550 кг/м3. Будем считать, что масса взрывчатого вещества составляет 50 % от массы ГЧ. Следовательно, масса тротила равна 1100 кг.
Определим размеры головной части, ее объем и центр тяжести без учета заряда.
Примем длину ГЧ равной Lгч = D/2 × tg (Q/2) = 1.8 /2 tg (30 /2) = 3.358 м.
Примем Lгч = 3,36 м.
Объем ГЧ равен
Рис. 2 Головная часть.
Объем занимаемый зарядом является усеченным конусом с параметрами: r = = 0.133м, R = 0,576 м, h = 1,65 м.
Центр тяжести определяется по формуле
Центр тяжести заряда от начала ГЧ
хс = х + (Lгч - h - lвз) = 0,521 + (3,36 - 1,65 - 0,5) = 1,731 м
Общий центр тяжести ГЧ равен
Объемный расчет топливных отсеков
1 ступень.
Определение массовых расходов О и Г.
Плотность окислителя rок = 1450 кг/м3
Плотность горючегоrг = 1000 кг/м3
Массовые расходы окислителя и горючего равны
Бак горючего
Рис. 3 Геометрические параметры бака
Объем бака горючего пропорционален массе топлива, находящегося в баке. Масса топлива состоит из массы топлива, расходуемого непосредственно в полете mг; массы топлива, расходуемого до старта mгдост; массы гарантийного запаса топлива mггар.
mгзапр = mг + mггар + mгдост
Масса рабочего запаса топлива равна mг = г t
Масса достартового запаса топлива состоит из двух частей: массы топлива, расходуемой до начала работы ТНА и масса топлива, расходуемая при работе ТНА..
mгдост = г (1...2 с) + г (1...2 с)
Масса гарантийного запаса определяется как mггар = г (1,5 .. 2 с)
Масса заправленного топлива в баке Г равна
mг = 84,87 113,57 + 84,28 2 + 84,87 2 + 84,87 2 + 84,87 2 = 10149,1 кг
Объем бака определяется по формуле
где d = 3,5 % - коэффициент воздушной подушки,
DVвн.дет - объем, занимаемый деталями внутри бака. В 1 приближении DVвн. дет = 0.
Vзапр = mг / rг = 10149,1 / 1000 = 10,14 м3
Определим высоту днищ бака Lд = Dр / 7 = 1.8 / 7 = 0.275 м. Примем Lд = 0,3 м.
Объем днища равен
Объем цилиндрической части бака равен
Vц = V - 2 Vд = 10,51 - 2 0,395 = 9,72 м3.
Длина цилиндрической части равна
