Глава I. Определение геометрических параметров ла

По формуле (1) находим массу топлива необходимую для работы I ступени:

Масса топлива с учётом запаса 15%

Примем:

Масса двигательной установки составляет 15% от массы топлива (в первом приближении)

Масса блока I ступени

Массы ГЧ, приборного отсека и II ступени

1.1 Определение параметров и масс элементов блока I ступени

Массы компонентов топлива находим по формулам (2)

Объём топливных баков находим по формуле (3)

По формуле (5) считаем длину цилиндрической части баков

По формуле (6) длины баков окислителя и горючего соответственно:

Общая длина баков с учётом меж бакового пространства

Принимаем толщину баков м. Исходя из формулы (7) считаем примерную массу баков

1.2 Определение длины гч и по

Длина приборного отсека:

Длина головной части:

Полная масса ЛА:

1.3 Характеристики жрд I ступени

Целью данного раздела является подсчёт основных характеристик ракетного двигателя. При проектировании задаются следующими дополнительными данными:

Так же принимается, что ЖРД может дросселироваться в диапазоне

По формуле (8) находим потребную тягу двигателя

Удельный импульс на расчётном режиме

Из формулы (9) выразим и получим

Примем диаметр камеры сгорания равным 1,75 диаметрам критики

По формуле (10) найдём длину камеры сгорания:

Задаёмся геометрической степенью расширения сопла равной 4,36.

Тогда диаметр на срезе сопла получаем:

Выбираем коническое сопло:

рис.1

Полня длина двигателя:

Примем толщину стенок камеры сгорания и дозвуковой части м, а толщины сверхзвуковой чатси м. Материал двигателя – Сталь АИ–80.

Исходя из формулы (10) масса двигателя будет примерно равна

Расчёт ТНА

Плотность топлива:

По формуле (12) находим мощность ТНА

Масса ТНА:

Диаметр вала находим из расчёта на прочность.

Крутящий момент на валу при частоте 9000 об/мин:

Диаметр вала, с учётом коэффициента запаса

где:

Диаметр ТНА примем как 5 диаметров вала, значит:

Окончательно получим следующие данные:

Длина I ступени:

Масса цилиндрической оболочки ракеты I ступени (при толщине стенок м)

Масса первой ступени:

Отношение массы I ступени к её длине:

Отсюда найдём длину второй ступени:

Суммарная длина ракеты:

Суммарная масса ракеты:

Масса топлива II ступени:

Масса цилиндрической оболочки ракеты II ступени (при толщине стенок мм)

В итоге получили следующие данные:

Масса-габаритные характеристики летательного аппарата

Таблица 3

	I ступень	II ступень	ПО	ГЧ	Ракета
масса	18520	1860	90	450	20920
длина	32,69	3,28	0,221	0,979	37,17

Проверка соответствий условиям.

Новая необходимая тяга двигателя:

При неизменном диаметре критического сечения, данной тяге соответствует следующее давление в камере сгорания:

проверяем давления:

Отклонение в 6% укладывается в допустимый диапазон( ), кроме того это значение выше минимально допустимого порога давления в камере сгорания(6 МПа).

Компоновочная схема летательного аппараата (рис. 2)