Проектирование современных автоматических управляемых летательных аппаратов, предназначенных для транспортировки грузов различного назначения на большие расстояния в пределах Земного шара и на орбиты спутников Земли, является сложным творческим процессом. Проектировщик подобных аппаратов должен быть специалистом широкого профиля, владеющим не только теорией и практическими навыками проектно-конструкторских работ, но и обладающим необходимым объемом знаний в смежных областях.
Почти все известные в настоящее время реальные проекты создания космических кораблей и искусственного спутника Земли базируются, как правило, на ракетах, аналогичных современным баллистическим ракетам дальнего действия.
Проблемы создания БР, в первую очередь сводятся к проектной разработке, изготовлению и экспериментальной отработки до требуемой надежности.
Назначение транспортного ЛА и содержание выполняемых им задач предопределяет требования к его разработке, а также необходимый состав и объем проектных работ. В качестве примера рассмотрим требования к БР, вытекающие из их основного предназначения — поражения наземных целей.
Поражение возможной цели определяется многими факторами, основные из которых следующие: размеры и защищенность цели;
- мощность поражающего заряда и точность его доставки к цели;
- время с момента выдачи команды и до момента поражения цели (для целей типа БР, самолетов и других подвижных объектов);
- противодействие средств противоракетной обороны.
Основой боевых ракетных комплексов являются БР. Минимально необходимый комплекс БР, наземных средств, сооружений и служб, обеспечивающих максимальную готовность к запуску и сохранение боеспособности в заданных климатических условиях и в условиях внезапного ракетно-ядерного нападения в течение всего периода эксплуатации, составляет боевой ракетный комплекс.
Исходные данные:
- диаметр ракеты: 2,3 м;
- масса первой ступени: 55357 кг;
- масса второй ступени: 17038 кг;
- тяга первой ступени: 1461 кН;
- тяга второй ступени: 263 кН;
- время работы первой ступени: 88 с;
- время работы второй ступени: 183 с;
- топливная пара: (27%АТ+73%АК) + Керосин.
1. Выбор конструктивной схемы ракеты
Конструктивная схема проектируем ракеты-носителя — моноблочная, двухступенчатая, с несущими топливными отсеками. Ракетные блоки выполнены в виде тел вращения цилиндрической формы, все блоки имеют равный диаметр. Головной обтекатель выполнен в виде конуса с углом раскрытия 300.
Как правильно поставить цель в дипломной работе?
... обучения в вузе. Советы педагогов относительно определения целей дипломного проекта Чтобы правильно определить цели итоговой работы, рекомендуется проконсультироваться с руководителем дипломного проекта. В данном случае не стоит ... обратить внимание? Теперь вы знаете о том, как правильно поставить цель в дипломной работе. С уважением, команда сайта ВНИМАНИЕ! Новинка 2019 года. Видеокурс, которому ...
Конструкция ракеты с несущими топливными отсеками обладает высоким конструктивным совершенством, которое обеспечивается за счет восприятия обечайками баков как внутренних, так и внешних нагрузок и меньшего числа каркасных отсеков, однако требует применения конструкционных материалов, обладающих одновременно и высокими удельными механическими характеристиками, и высокой технологичностью.
2. Приближенное баллистическое проектирование ракет с ЖРД
Приближенное баллистическое проектирование ракеты с ЖРД включает в себя ряд следующих вопросов, являющихся основными:
- выбор основных проектных параметров;
- последовательность проведения баллистического и весового расчетов;
- определение габаритных и тяговых характеристик ракет.
Для приближенных расчетов двухступенчатой ракеты можно использовать программу, которую можно записать следующим образом:
Таким образом, по приведенным формулам можно определить летные параметры ракеты в пределах АУТ первой ступени.
Как показывает анализ баллистических расчетов, к концу АУТ первой ступени ракеты с ЖРД выходят из плотных слоев атмосферы. Вторая и последующие ступени практически не испытывают аэродинамического сопротивления, естественно, что при этом нет и потерь тяги двигателя на статическое противодавление.
Целью весового расчета является установление взаимосвязи между стартовой массой ракеты (ступени), ее проектными параметрами и относительными массами топлив ступеней.
3. Выбор конструктивно-компоновочной схемы
Конструктивно-компановочной схемой называется совокупность особенностей конструктивного исполнения и взаимного расположения ступеней, агрегатов, отсеков и систем ракеты.
ККС характеризуется рядом свойств и параметров, к числу которых относятся: количество ступеней и способ их соединения и разделения в полете; тип головной части и способ ее отделения; конструктивные схемы двигателей, отдельных отсеков корпуса ракеты, головного обтекателя; тип органов управления ракеты; схема старта.
Рис.1 . Компоновочная схема двухступенчатой управляемой баллистической ракеты с ЖРД:
- На рисунке обозначено: 1 — головная часть;
- 2 — приборный отсек;
3 — бак окислителя РБ 2-ой ступени; 4 — бак горючего РБ 2-ой ступени;
5 — двигатель второй ступени; 6 — переходный отсек;
7 — бак окислителя РБ 1-ой ступени;
8 — межбаковый (приборный) отсек РБ 1-ой ступени;
9 — бак горючего РБ 1-ой ступени; 10 — двигатель первой ступени
ККС в совокупности с соответствующими параметрами ракетных топлив и материалов конструкции формирует так называемый технический облик ракеты, определяющий ее боевые возможности, эксплуатационные свойства и технологию производства.
Выбираем двухступенчатую ракету. Кроме того, остановимся на схеме ракеты с последовательным расположением ступеней и с одинаковыми диаметрами цилиндрических частей первой и второй ступеней.
Будем полагать, что обе ступени ракеты снабжены двигателями открытой схемы с качающимися камерами сгорания, которые служат также органами управления полетом.
4. Определение основных характеристик топлива
В качестве компонентов топлива в обеих ступенях ракеты используются 27%АТ (N 2 O4 )+ 73%АК(HNO3 ) и Керосин (С7,21 Н13,29 ).
Керосин, например, не самовоспламеняется при смешении с азотной кислотой. Для того чтобы сделать такое топливо самовоспламеняющимся, необходимо добавлять большие количества активного вещества так, при оптимальных условиях, применив 40%-ный раствор несимметричного диметилгидразина в керосине, удалось получить период задержки воспламенения, равный 20 мсек. Значительно лучшие результаты достигаются, когда используют не растворы, а суспензии активных веществ в керосине.
Таблица 1
|
Наименование |
Горючее (Керосин) |
Окислитель(27%АТ+73%АК) |
|
|
Плотность, кг/м 3 |
с=800 |
с=1493 |
|
|
Вязкость, Н . с/м3 |
з=0,15 . 10-3 |
з=0,65 . 10-3 |
|
|
Давление паров, Па |
Р=0,26 . 10-1 |
0,35 . 10-1 |
|
|
Молекулярная масса |
М=100 |
М=67,2 |
|
|
Энтальпия, кДж/кг |
Н=888 |
Н=970 |
|
|
Стандартный удельный импульс тяги, м/с |
J уд ст =2955(250 сек) |
||
|
Газовая постоянная, Дж/кг . К |
R ст =370 |
||
|
Показатель адиабаты |
|||
|
Температура горения |
|||
|
Коэффициент соотношения компонентов |
|||
5. Выбор проектных параметров ракеты
Начальная тяговооруженность первой ступени
Начальная тяговооруженность второй ступени
Давление в КС двигателя первой ступени
Давление в КС двигателя второй ступени
Давление на срезе сопла двигателя первой ступени
Давление на срезе сопла двигателя второй ступени
Коэффициент соотношения относительных весов топлива
Начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты
6. Выбор программы движения на АУТ
В приближенных расчетах многоступенчатой ракеты можно использовать следующую программу движения ракеты на АУТ:
Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце АУТ (из условия максимальной дальности полета по эллиптической траектории) выбираем по таблице и соответственно получаем =23 о .
7. Определение удельных импульсов тяг двигателей
Определение действительной температуры горения топлива в КС первой и второй ступени:
Определение расчетного удельного импульса тяги:
- первой ступени:
где — степень расширения газов в сопле двигателя
k 1 — расчетный параметр
- второй ступени:
где
Определим удельные импульсы тяг двигателей в пустоте:
Определение удельного импульса тяги на Земле (только для первой ступени):
Средний удельный импульс тяг двигателей:
8. Проектировочный баллистический расчет
8.1 Расчет активного участка траектории
Исходные данные для расчета
|
Наименование |
1 ступень |
2 ступень |
|
|
Масса полезной нагрузки, кг |
2100 |
||
|
Стартовая масса ступени, кг |
55357 |
17038 |
|
|
Масса топлива ступени, кг |
50437 |
15549 |
|
|
Расход топлива ступени, кг/с |
569,38 |
84,61 |
|
|
Уд. им. дв-ля в пустоте, м/с |
2955 |
3105 |
|
|
Диаметр ступени, м |
2,3 |
||
|
Время работы дв-ля, с |
88 |
183 |
|
|
Полное время полета РБ, с |
271 |
||
|
Шаг интегрирования СДУ, с |
3 |
||
|
Площадь среза сопла, м 2 |
0,538 |
1,039 |
|
8.1.1 Программа полета ракет
Начало разворота 1 ступени
Конец разворота 1 ступени
Начало разворота 2 ступени
Конец разворота 2 ступени
Начало доразворота 1 ступени
8.1.2 Результаты расчета
Скорость Циолковского в конце АУТ
Время полета на эллипт. участке
Угол траектории в конце АУТ
Оптим. угол траектории в конце АУТ
Дальность элипт. участка
Дальность элипт. участка при оптим. Угле
Макс. высота элипт. участка
Ошибка по дальности элипт. участка
8.2 Расчет участка снижения, Исходные данные для расчета
|
Масса головной части, кг |
735 |
|
|
Начальная скорость, м/с |
6660 |
|
|
Начальная высота полета, км |
419 |
|
|
Начальный угол траектории, град |
-26 |
|
|
Диаметр головной части, м |
1,21 |
|
8.2.1 Результаты расчета
Время полета на участке снижения
Дальность полета
Скорость в конце расчетного участка
Конечное значение перегрузки
9. Проверочный баллистический расчет
Определяем значения функций согласно таблицы 4:
Значение функций
|
µ |
Ц 1 (µ) |
Ц 2 (µ) |
|||||||
|
20є |
25є |
30є |
35є |
40є |
45є |
||||
|
0,10 |
0,1054 |
0,0052 |
0,100 |
0,100 |
0,100 |
0,100 |
0,100 |
0,100 |
|
|
0,20 |
0,2231 |
0,0215 |
0,189 |
0,191 |
0,192 |
0,194 |
0,195 |
0,196 |
|
|
0,30 |
0,3567 |
0,0505 |
0,260 |
0,266 |
0,271 |
0,275 |
0,280 |
0,283 |
|
|
0,40 |
0,5109 |
0,0935 |
0,312 |
0,324 |
0,335 |
0,345 |
0,354 |
0,372 |
|
|
0,50 |
0,6931 |
0,1535 |
0,352 |
0,371 |
0,388 |
0,405 |
0,422 |
0,436 |
|
|
0,55 |
0,9685 |
0,1905 |
0,369 |
0,392 |
0,414 |
0,436 |
0,454 |
0,471 |
|
|
0,60 |
0,9163 |
0,2335 |
0,386 |
0,413 |
0,438 |
0,463 |
0,486 |
0,506 |
|
|
0,65 |
1,0499 |
0,2825 |
0,404 |
0,434 |
0,464 |
0,491 |
0,518 |
0,542 |
|
|
0,70 |
1,2040 |
0,3390 |
0,421 |
0,455 |
0,488 |
0,520 |
0,550 |
0,577 |
|
|
0,75 |
1,3863 |
0,4035 |
0,438 |
0,477 |
0,513 |
0,548 |
0,582 |
0,612 |
|
|
0,80 |
1,6094 |
0,4785 |
0,455 |
0,498 |
0,538 |
0,577 |
0,614 |
0,645 |
|
|
0,85 |
1,8972 |
0,5655 |
0,472 |
0,519 |
0,563 |
0,606 |
0,646 |
0,683 |
|
|
0,90 |
2,3026 |
0,6697 |
0,488 |
0,540 |
0,588 |
0,634 |
0,678 |
0,718 |
|
|
0,95 |
2,9957 |
0,8003 |
0,505 |
0,561 |
0,613 |
0,663 |
0,710 |
0,754 |
|
По графикам определяем значение функций и :
По графикам определяем значение функций :
Рассчитываем скорость и координаты конца АУТ первой ступени и :
По таблице 2 определяем значения функций :
Вычисляем значение вспомогательных функций
Рассчитываем скорость и координаты конца АУТ второй ступени и :
Рассчитываем полную дальность полета ракеты:
Полученная дальность полета отличается от заданной на 5%, что в полнее приемлемо.
Результаты расчета записываем в таблицу 5:
Таблица 5
Результаты баллистического расчета
|
№ по пор. |
Варианты |
1 |
2 |
№ по пор. |
Варианты |
1 |
2 |
|
|
1 |
0,650 |
0,658 |
15 |
0,35 |
0,36 |
|||
|
2 |
0,854 |
0,790 |
16 |
0,94 |
0,96 |
|||
|
3 |
0,434 |
0,439 |
17 |
D 2 , км |
1286 |
1290 |
||
|
4 |
0,39 |
0,39 |
18 |
, м/сек |
2921 |
2925 |
||
|
5 |
48 |
48 |
19 |
, км |
561 |
564 |
||
|
6 |
0,165 |
0,175 |
20 |
, км |
608 |
613 |
||
|
7 |
0,350 |
0,355 |
21 |
0,724 |
0,701 |
|||
|
8 |
0,150 |
0,155 |
22 |
а, км |
5358 |
4856 |
||
|
9 |
, м/сек |
2730 |
2732 |
23 |
b, км |
1937 |
2145 |
|
|
10 |
, км |
18 |
19 |
24 |
с, км |
406 |
421 |
|
|
11 |
, км |
28 |
29 |
25 |
1,62 |
1,84 |
||
|
12 |
1,8972 |
1,8981 |
26 |
, км |
10321 |
10657 |
||
|
13 |
0,5655 |
0,5666 |
27 |
, км |
10929 |
11478 |
||
|
14 |
0,07 |
0,08 |
28 |
-5% |
+1% |
|||
10. Весовой расчет
10.1 Оптимальные проектные параметры
Масса ракетного блока 1
Масса ракетного блока 2
Масса головной части
Коэффициент заполнения топливом первой ступени
Коэффициент заполнения топливом второй ступени
Коэффициент соотношения КРТ
10.2 Весовой расчет ракеты при выбранных ОПП
Масса второй ступени:
Масса второй ступени:
Стартовая масса ракеты:
Масса топлива РБ 1-ой ступени расходуемая при полете ракеты:
Масса окислителя и горючего РБ 1-ой ступени расходуемая при полете:
Масса топлива РБ 2-ой ступени расходуемая при полете ракеты:
Масса окислителя и горючего РБ 2-ой ступени расходуемая при полете:
Масса окислителя и горючего, расходуемая при полете ракеты:
Масса конструкции РБ 1-ой ступени с остатками топлива:
Масса конструкции РБ 2-ой ступени с остатками топлива:
Масса сухой ракеты:
10.3 Определение тяговых характеристик ракеты
Тяга двигателя первой ступени на Земле
Начальная тяговооруженность первой ступени в пустоте:
Тяга двигателей первой и второй ступени в пустоте:
Массовый секундный расход топлива ДУ первой ступени:
Массовый секундный расход окислителя, горючего ДУ первой ступени:
Массовый секундный расход топлива ДУ второй ступени:
Массовый секундный расход окислителя, горючего ДУ второй ступени:
10.4 Объемные расчеты ракеты
10.4.1 Объемный расчет головной части, Исходные данные
Масса головной части
Диаметр ракеты
Угол раскрытия конуса обтекателя
Взрывчатое вещество (ВВ)Тротил;
Плотность взрывчатого вещества
В качестве головного обтекателя выберем конический обтекатель со сферическим притуплением (рис.2).
Рис.2. Расчетная схема головной части
1. Определяем теоретическую длину головного обтекателя
2. Радиус сферы притупления в первом приближении равен
3. Определяем действительную длину головной части
4. По приближенной зависимости определяем массу взрывчатого вещества
5. Масса конструкции конического обтекателя
6. Определяем объем взрывчатого вещества
7. Принимаем, что взрыватель расположен на расстоянии от действительного носка ракеты. Определяем расстояние от теоретического носка головной части до места установки взрывателя.
8. Определяем радиус конического обтекателя
9. При выбранной схеме головной части объем взрывчатого вещества будет располагаться в объеме усеченного конуса высотой h.
Зная объем, занимаемый взрывчатым веществом V ВВ , из объема усеченного конуса определяем его высоту
где R — радиус основания усеченного конуса
После подстановки выражения, определяющего R , в формулу объема усеченного конуса V ВВ получаем уравнение вида
Из которого можно найти высоту усеченного конуса h методом последовательных приближений.
Окончательно получаем значение h=1,172м. Тогда
Вывод
10. Определяем положение центра массы взрывчатого вещества относительно основания усеченного конуса (основания отсека полезного груза)
11. Определяем положение центра массы взрывчатого вещества относительно теоретического носка головной части
12. Принимаем, что положение центра масс находится на расстоянии
Для отделяющейся корпуса ГЧ (корпус ГЧ — коническая оболочка) можно принять, что положение центра масс корпуса ГЧ находится на расстоянии от теоретического носка ракеты.
На начальном этапе расчета, когда неизвестна длина отделяющейся головной части можно принять, что , тогда положение центра масс головной части (корпуса и полезной нагрузки) можно определить по формуле
Длину отделяющейся головной части можно определить на основе следующих рассуждений: известно, что отделяющиеся головные части баллистических ракет должны обладать статической устойчивостью.
Статическая устойчивость отделяющихся головных частей характеризуется коэффициентом статической устойчивости
где — положение центра масс отделяемой головной части относительно теоретического носка ракеты, принимаем
- положение центра давления отделяемой головной части относительно теоретического носка ракеты.
Принимаем
Таким образом, длина отделяющейся конической головной части в первом приближении равна
13. Сравниваем значения и
Примечание:
10.4.2 Объемный расчет топливного отсека первой ступени, Исходные данные
Топливная пара27%АТ+73%АК+Керосин;
Масса горючего
Плотность горючего
Масса окислителя
Плотность окислителя
Диаметр ракеты
Расчет бака окислителя
Рис.3. Расчетная схема топливного бака
Определяем полный объем бака окислителя по формуле
где — объем заправленного окислителя;
— =0,025…0,035 — относительный объем бака, который занимает газовая подушка. В дальнейшем относительный объем бака, который занимает газовая подушка, уточняется с учетом способа наддува бака, температуры газов наддува и других параметров. Принимаем =0,025.
- объем, занимаемый деталями и другими узлами, расположенными внутри бака.
Примечание. На начальном этапе проектирования объем, занимаемый внутренними деталями , принимается равным нулю. После того, как становятся известными объем деталей, располагаемых внутри бака, общий объем бака подсчитывается более точно и в соответствии с этим уточняется значение длины цилиндрической обечайки бака.
Принимаем =0.
Определение объема заправляемого в бак окислителя
где — масса заправляемого окислителя.
Масса заправки окислителя равна
где — масса окислителя, расходуемая при полете первой ступени ракеты;
- добавочная масса окислителя заправляемого в ракету.
Величина добавочной массы окислителя заправляемого в ракету равна
где — достартовый расход окислителя;
- гарантийный запас окислителя;
- остатки недозабора окислителя;
- масса окислителя, расходуемая на наддув;
- масса окислителя, необходимого для заливки двигателя.
Таким образом, добавочная масса окислителя заправляемого в ракету равна
где
Принимаем .
Масса заправки окислителя в топливный бак
Объем заправленного в бак окислителя равен
Полный объем бака окислителя равен
Расчет продольных размеров бака окислителя.
Радиус сферического днища бака
где
Геометрический объем бака окислителя
где — объем цилиндрической части бака окислителя;
- объем сферического днища бака окислителя.
Определяем высоту днища бака окислителя, а также его объем
Высота цилиндрической части бака окислителя
Полная высота бака окислителя
Расчет бака горючего первой ступени проводим по приведенным выше формулам.
Результаты расчетов представлены в таблице 6.
Определяем полную длину топливного отсека первой ступени
где =0,5м — длина межбакового (приборного отсека).
10.4.3 Объемный расчет топливного отсека второй ступени, Исходные данные
Топливная пара27%АТ+73%АК+Керосин;
Масса горючего
Плотность горючего
Масса окислителя
Плотность окислителя
Диаметр ракеты
Принимаем схему топливного отсека с совмещенными днищами. Баки образуют единый топливный отсек.
Рис.4. Расчетная схема топливного отсека РБ второй ступени
Расчет бака окислителя РБ второй ступени проводим по выше приведенным формулам. Результаты заносим в таблицу 6.
Расчет бака горючего
где — объем заправленного горючего;
— =0,025…0,035 — относительный объем бака, который занимает газовая подушка. В дальнейшем относительный объем бака, который занимает газовая подушка, уточняется с учетом способа наддува бака, температуры газов наддува и других параметров. Принимаем =0,025.
- объем, занимаемый деталями и другими узлами, расположенными внутри бака.
Примечание. На начальном этапе проектирования объем, занимаемый внутренними деталями , принимается равным нулю. После того, как становятся известными объем деталей, располагаемых внутри бака, общий объем бака подсчитывается более точно и в соответствии с этим уточняется значение длины цилиндрической обечайки бака.
Принимаем =0.
Определение объема заправляемого в бак горючего
где — масса заправляемого горючего.
Масса заправки горючего равна
где — масса горючего, расходуемая при полете первой ступени ракеты;
- добавочная масса горючего заправляемого в ракету.
Величина добавочной массы горючего заправляемого в ракету равна
где — достартовый расход горючего;
- гарантийный запас горючего;
- остатки недозабора горючего;
- масса горючего, расходуемая на наддув;
- масса горючего, необходимого для заливки двигателя.
Таким образом, добавочная масса горючего заправляемого в ракету равна
где
Принимаем .
Масса заправки горючего в топливный бак
Объем заправленного в бак горючего равен
Полный объем бака горючего равен
Расчет продольных размеров бака
Радиус сферического днища бака
где
Геометрический объем бака горючего
где — объем цилиндрической части бака горючего,
;
- объем сферического днища бака горючего.
Определяем высоту днища бака горючего, а также его объем
Таким образом полная высота бака горючего, для схемы топливного отсека с совмещенным днищем, равна высоте цилиндрической части, то есть
Полная высота бака горючего
Определяем полную длину топливного отсека второй ступени
Результаты расчета топливных баков приведены в таблице 6 ниже.
Таблица 6
|
№ |
Параметры |
Баки РБ1 |
Баки РБ2 |
|||
|
О |
Г |
О |
Г |
|||
|
1 |
Расчетная масса компонента топлива m i ,кг |
42854 |
7956 |
13097 |
2453 |
|
|
2 |
Плотность компонента топлива с, кг/м 3 |
1493 |
800 |
1493 |
800 |
|
|
3 |
Масса дополнительного топлива Дm т , кг |
1071 |
183 |
301,2 |
56,4 |
|
|
4 |
Объем топлива заправленного в бак V т 3 , м3 |
29,415 |
10,174 |
8,974 |
3,137 |
|
|
5 |
Относительный объем газовой подушки д Г |
0,025 |
||||
|
6 |
Радиус полусферического днища R сф.дн , м |
1,495 |
||||
|
7 |
Высота полусферического днища h д , м |
0,54 |
||||
|
8 |
Объем полусферического днища V сф.дн , м |
1,204 |
||||
|
9 |
Полный объем бака V б , м3 |
30,169 |
10,435 |
9,204 |
3,137 |
|
|
10 |
Высота цилиндрической части бака H ц , м |
6,68 |
1,93 |
1,64 |
0,76 |
|
|
11 |
Полная высота бака Н Б , м |
7,76 |
3,01 |
2,72 |
1,3 |
|
|
12 |
Длина топливного отсека L ТО |
10,77 |
3,48 |
|||
ракета топливо взрывчатый
10.4.3 Расчет геометрических параметров ДУ первой ступени
Цель расчета. Определить основные габаритные размеры двигательной установки первой ступени баллистической ракеты.
Исходные данные:
Тяга одного двигателя
Число камер сгорания ДУ
Давление в камере сгорания
Давление на срезе сопла
Удельный импульс тяги на Земле
Температура горения топлива
Газовая постоянная
Показатель адиабаты
Расход топлива через одну камеру сгорания
Коэффициент, зависящий от термодинамических свойств топлива
Диаметр критического сечения сопла
Диаметр среза сопла
где:
Окончательный выбор параметров двигателя
Диаметр критического сечения сопла;
- Диаметр среза сопла;
- Диаметр камеры сгорания .
Радиус кривизны раструба сопла
где — угол раскрытия сопла;
- угол на срезе сопла;
- линейные участки контура сопла;
- радиус критики;
- радиус среза.
Длина сверхзвуковой части сопла
Длина входа в сопло
Высота форсуночной головки камеры сгорания
Длина цилиндрического участка камеры сгорания
Длина двигателя
Длина ДУ
Рис.5. Пример схемы камеры сгорания, выполненный на основании проведенных расчетов
Рис.6. Схема расположения двигателей в ДУ первой ступени
10.4.4 Расчет геометрических параметров ДУ второй ступени
Цель расчета. Определить основные габаритные размеры двигательной установки первой ступени баллистической ракеты.
Исходные данные:
Тяга одного двигателя
Число камер сгорания ДУ
Давление в камере сгорания
Давление на срезе сопла
Удельный импульс тяги в пустоте
Температура горения топлива
Газовая постоянная
Показатель адиабаты
Расход топлива через одну камеру сгорания
Коэффициент, зависящий от термодинамических свойств топлива
Диаметр критического сечения сопла
Диаметр среза сопла
где:
Окончательный выбор параметров двигателя
Диаметр критического сечения сопла;
- Диаметр среза сопла ;
- Диаметр камеры сгорания .
Радиус кривизны раструба сопла
где — угол раскрытия сопла;
- угол на срезе сопла;
- линейные участки контура сопла;
- радиус критики;
- радиус среза.
Длина сверхзвуковой части сопла
Длина входа в сопло
Высота форсуночной головки камеры сгорания
Длина цилиндрического участка камеры сгорания
Длина двигателя
Длина ДУ
Рис.7. Пример камеры сгорания, выполненный на основании проведенных расчетов
Рис.8. Схема расположения двигателей в ДУ второй ступени
10.4.5 Объемный расчет хвостового и переходного отсеков
Хвостовой отсек : Хвостовой отсек образует хвостовую часть ступени (ракетного блока) и предназначен для размещения двигателей и агрегатов двигательной установки. Корпус хвостового отсека второй и последующих ступеней обычно сбрасываемый и выполняет роль переходного отсека.
Перед расчетом хвостового отсека необходимо спроектировать (или подобрать) двигательную установку. Диаметр хвостового отсека обычно выбирают равным диаметру ракеты (ступени).
Длина хвостового отсека зависит от габаритов двигательной установки (камеры сгорания, турбонасосного агрегата, рамы крепления двигателя).
Принимаем длину хвостового отсека первой ступени 2,6 м, длину хвостового отсека второй ступени 2,0 м.
Переходный отсек
, тогда .
Таким образом
Принимаем длину переходного отсека 300 мм.
Рис.9. Влияние способа разделения ступеней и формы днища отделяемого ракетного блока на габариты переходного отсека
На рисунке обозначено: 1 — отделяемая ступень;
2 — форма днища при холодном разделении;
3 — форма днища при горячем разделении;
4 — отделяемый ракетный блок;
- минимальная длина переходного отсека;
D р — диаметр ступени;
D a — диаметр среза сопла.
11. Определение центра тяжести ракеты на АУТ
11.1 Оценка аэродинамической устойчивости ракеты
Таблица 7 Исходные данные
|
Длина ракетного блока |
L рб1 =12,77м |
L рб2 =5,98м |
|
|
Диаметр ракеты |
D р =2,3м |
||
|
Длина конуса ГЧ |
L л =3,375м |
||
|
Время полета ракеты |
ф 1 = 88с |
ф 2 =183с |
|
|
Радиус бака |
R б =1,15м |
||
|
Расход окислителя |
|||
|
Расход горючего |
|||
|
Плотность окислителя |
с=1493кг/м 3 |
||
|
Плотность горючего |
с=800 кг/м 3 |
||
Масса конструкции первой ступени (масса сухой ракеты)
Масса конструкции второй ступени (с ПН)
Координата центра масс ракеты в момент времени t i определяется по формуле
где — координата центра масс головной части;
- координата центра масс второго ракетного блока;
- координата центра масс первого ракетного блока;
- координата центра масс ДУ первого РБ.
Уровни окислителя и горючего в момент времени t i , отсчитываемые от нижнего днища бака соответствующего компонента топлива
;
- где — высота столба окислителя и горючего.
Результаты расчетов представлены в таблице 8.
Координаты центров масс окислителя и горючего от торцевого шпангоута.
;
- где — координаты нижних баков горючего и окислителя, отсчитываемые от торцевого шпангоута соответственно.
Результаты расчетов представлены в таблице 8.
Координата центра масс ракеты в момент времени t i
где — масса окислителя и горючего в момент времени t i .
Результаты расчетов представлены в таблице 8.
Таблица 8 Результаты расчетов
|
0 |
7,26 |
8,64 |
2,51 |
2,855 |
9,014 |
|
|
10 |
6,547 |
8,284 |
2,289 |
2,745 |
9,036 |
|
|
20 |
5,834 |
7,927 |
2,069 |
2,634 |
9,051 |
|
|
30 |
5,121 |
7,571 |
1,848 |
2,524 |
9,134 |
|
|
40 |
4,409 |
7,214 |
1,628 |
2,414 |
9,164 |
|
|
50 |
3,696 |
6,858 |
1,409 |
2,304 |
9,26 |
|
|
60 |
2,983 |
6,501 |
1,187 |
2,193 |
9,396 |
|
|
70 |
2,27 |
6,145 |
0,966 |
2,083 |
9,91 |
|
|
80 |
1,557 |
5,789 |
0,746 |
1,973 |
10,823 |
|
|
88 |
0,987 |
5,503 |
0,569 |
1,885 |
12,88 |
|
12. Расчет нагрузок, действующих на ракету в полете
Чтобы рассчитать отдельные элементы конструкции РН на прочность, необходимо определить их нагружения.
Нагрузки, действующие на ракету, можно разделить на две категории: нагрузки, действующие в полете; и действующие при наземной эксплуатации. Расчетными для корпуса РН являются полетные нагрузки.
Расчет на прочность при наземной эксплуатации, как правило, является проверочным для исключения чрезмерных нагрузок на элементы конструкции РН при наземной эксплуатации посредством специальных мероприятий, предусматриваемых в агрегатах наземного оборудования.
На активном участке траектории на РН действуют: тяга ДУ, управляющие силы, сила тяжести, аэродинамическое сопротивление и подъемная сила.
Управляющие силы создаются органами управления, в качестве которых могут использоваться газоструйные и воздушные рули, поворотные камеры, рулевые двигатели.
Сила тяжести направлена по вектору ускорения свободного падения и приложена в центре масс РН. Величины рассмотренных сил определяются условиями окружающей среды, характеристиками РН и параметры его движения.
Сила тяжести РН в процессе полета определяется по формуле
где — стартовая масса РН;
- массовый расход топлива.
Тяговые характеристики могут быть посчитаны следующим образом:
Тяга двигателя первой ступени на Земле
Начальная тяговооруженность первой ступени в пустоте:
Тяга двигателей первой и второй ступени в пустоте:
Аэродинамические силы определяются в основном формой РН и условиями ее полета: плотностью атмосферы, скоростью движения и углом атаки. При исследовании динамики полета обычно рассматриваются составляющие аэродинамических сил в скоростной системе координат.
При расчете используются распределенные по корпусу РН аэродинамические нагрузки. При этом аэродинамическую силу разлагают по осям связанной системы координат.
В полете на РН могут действовать ветровые нагрузки. Действие ветра на РН в полете сводится к изменению величины и направления вектора ее скорости. По характеру распределения все внешние силы можно разделить на поверхностные и объёмные. К поверхностным силам относятся аэродинамические силы, тяга и другие силы, распределенные по поверхности конструкции.
Объемные или массовые силы распределены по объему РН. К ним относятся сила тяжести и инерционные силы. Практически удобно инерционную силу рассматривать совместно с силой тяжести, характеризуя их суммарные значения некоторым вектором, называемым вектором перегрузки. По величине вектор перегрузки равен отношению полного ускорения, которое получил бы РН вне поля земного тяготения по действием внешних поверхностных сил, к ускорению силы тяжести. Направление действия этой перегрузки противоположно направлению полного ускорения.
Кроме перечисленных выше нагрузок при расчете корпуса РН на прочность необходимо учитывать давление (внешнее и внутреннее).
По характеру изменения во времени все внешние силы можно разделить на два класса: статически действующие и динамически действующие. К первому классу относятся медленно изменяющиеся силы. Ко второму быстро изменяющиеся, когда время действия силы соизмеримо с периодом свободных колебаний конструкции. При воздействии динамических нагрузок в корпусе РН возникают динамические колебания. Примером динамических сил является изменение тяги в период запуска и выключения двигателя. К числу статических сил можно отнести силу тяжести или тягу на маршевом режиме работы ДУ, которые являются медленно меняющимися функциями времени.
Силы, действующие на РН в различных условиях эксплуатации, могут быть программными и случайными. Программные нагрузки соответствуют движению ракеты по номинальной траектории, определяемой в ходе баллистического расчета, когда считается, что параметры РН и системы управления имеют номинальные значения, а параметры атмосферы соответствуют стандартной атмосфере. Все те факторы, которые в ходе баллистического расчета не учитываются и вызывают отклонения действительного движения от программного, рассматриваются как возмущения. Например, к возмущающим факторам относятся ветровые воздействия и отклонения параметров РН и ее двигателей от номинальных значений. Эти факторы, а также производственные погрешности вызывают появление случайных возмущающих сил и моментов.
13. Расчет топливных баков ракеты
13.1 Расчет обечаек ТБ
13.1.1 Расчет обечаек ТБ первой ступени, Исходные данные
Радиус обечайки бака
Длина цилиндрической обечайки
Сжимающая осевая сила
Изгибающий момент
Давление наддува
Коэффициент безопасности
Материал обечайкиАМг6;
Плотность материала
Модуль упругости
Предел прочности
Предел пропорциональности
Рис.10. Схема нагружения топливного бака
Цель расчета.
Геометрические параметры и
- Шаг подкреплений ребер в меридиональном направлении t ш = 24 мм;
- Шаг подкреплений ребер в кольцевом направлении t с = 48 мм;
- Высота ребер a ш = ас = 5 мм ;
- Ширина ребер b ш = bс = 1 мм.
Задаемся толщиной обшивки вафельной оболочки h об = 2 мм.
Рис.11. Типовая панель вафельной оболочки
Определяем площадь сечения продольных и поперечных подкрепляющих ребер, рис. 5
Приведенная толщина обечайки при растяжении в кольцевом и меридиональном направлении равна
Находим толщину гладкой обечайки, эквивалентную по весу вафельной обечайке
Находим момент инерции сечения ребра с присоединенной обшивкой относительно наружной поверхности обечайки, рис.6.
Рис.12. Сечение ребра (стрингера, шпангоута) с присоединенной обшивкой
Для сечения ребра (элемент 1) и присоединенной обшивки (элемент 2) определяем площадь F i , момент инерции относительно собственной центральной оси Jxi и координату центра тяжести относительно наружной поверхности обшивки yi .
Сечение ребра стрингера с присоединенной обшивкой
Элемент 2, рис.6, присоединенная обшивка
Определяем координату центра тяжести совместного сечения ребра стрингера и присоединенной обшивки относительно наружной поверхности обшивки
Определяем момент инерции ребра стрингера с присоединенной обшивкой относительно центральной оси совместного сечения
Определяем приведенную толщину обечайки при изгибе ребра стрингера с присоединенной обшивкой
Сечение ребра шпангоута с присоединенной обшивкой
Элемент 2, рис.6, присоединенная обшивка
Определяем координату центра тяжести совместного сечения ребра шпангоута и присоединенной обшивки относительно наружной поверхности обшивки
Определяем момент инерции ребра шпангоута с присоединенной обшивкой относительно центральной оси совместного сечения
Определяем приведенную толщину обечайки при изгибе ребра шпангоута с присоединенной обшивкой
Так как приведенная толщина оболочки на изгиб для ребра стрингера с присоединенной обшивкой меньше приведенной толщины оболочки на изгиб для ребра шпангоута с присоединенной обшивкой, то дальнейшие вычисления проводим для меньшего значения приведенной толщины, т.е. для
Расчет вафельной обечайки на общую устойчивость
Коэффициент k, отражающий зависимость напряжений потери устойчивости от начальных несовершенств обечайки
Коэффициент k p , учитывающий влияние внутреннего давления
Коэффициент k m , учитывающий совместное действие на обечайку бака изгибающего момента и осевой силы
где — результирующее осевое сжимающее усилие с учетом разгрузки бака от давления наддува ;
Коэффициент k i , учитывающий влияние пластических деформаций
где — касательный, секущий модули упругости материала.
В пределах упругости , следовательно,
Коэффициент k в , учитывающий эффективность подкрепления обечайки, показывающий, во сколько раз критическое усилие вафельной обечайки больше усилия гладкой обечайки
Проверка.
Условие выполняется.
Комплексный коэффициент устойчивости вафельной обечайки
Находим критическое напряжение общей потери устойчивости
Расчет местной устойчивости вафельной обечайки
где — комплексный коэффициент устойчивости, вычисляемый по формуле
где — коэффициент устойчивости, который для прямоугольной панели, заделанной по краям, принимается равным:
|
t ш /tc |
0,4 |
0,5 |
0,6 |
0,7 |
0,8 |
0,9 |
1,0 |
|
|
10,31 |
8,40 |
7,70 |
7,65 |
7,96 |
8,55 |
8,4 |
||
Отношение размеров t ш /tc =0,5. Принимаем
Проверка.
2)
Результаты расчета:
2)
Условие выполняется.
Расчет устойчивости ребер (стрингеров) вафельной обечайки
Вывод.
Определение окружных напряжений в вафельной обечайки
Погонное меридиональное усилие
Коэффициент б
Коэффициент в
Коэффициент г
Проверяем отношение б/ в, которое должно находиться в диапазоне 0,0-1,0
Условие выполняется.
Окружные напряжения для ячейки обечайки в месте заделки панели
Окружные напряжения в середине панели
При правильном выборе шага и жесткости поперечных подкреплений значения расчетных напряжений должны практически совпадать, т.е. необходимо получить
Результаты расчета:
Вывод. Значения напряжений практически совпадают, что свидетельствует о рациональном выборе параметров подкрепления вафельной конструкции.
Находим меридиональное напряжение в вафельной обечайке с условной толщиной h c
Проверка.
Получили.
Проверка удовлетворительна,
Определяем эквивалентные напряжения
Определяем расчетные напряжения
Определение коэффициентов запаса прочности и устойчивости
Коэффициент запаса местной устойчивости
Коэффициент запаса прочности
Вывод.
Масса цилиндрической обечайки бака
13.1.2 Расчет обечаек топливного бака второй ступени
Исходные данные
Диаметр ракеты ;
- Масса головной части ;
- Давление наддува ;
- Плотность окислителя ;
- Материал обечайки бакаАМг6;
плотность материала
модуль упругости E=71000 МПа
предел прочности
Коэффициент безопасности f…
