2.10 Тяговые характеристики ракеты

Время работы двигателя:

– первой ступени = 760 / 13,85 = 54,9 с;

– второй ступени = 760 / 13,21 = 57,5 с;

– третьей ступени = 351 / 12,52 = 28,0 с.

Секундный массовый расход:

– первой ступени = 27917 / 54,9 = 508,5 кг/с;

– второй ступени = 8749 / 57,5= 152,5 кг/с;

– третьей ступени = 2736 / 28,0 = 97,7 кг/с.

Тяга двигателя:

– первой ступени (на Земле) = 508,5  2569,4 = 1306,5 кН;

– второй ступени (в пустоте) 152,5  3030,8 = 462,2 кН;

– третьей ступени (в пустоте) 97,7  3035,1 = 296,5 кН.

Начальная тяговооруженность:

– первой ступени ;

– второй ступени ;

– третьей ступени .

2.11 Исследование влияния давления в камере сгорания первой ступени на максимальную дальность

Исследование проводится путем последовательного получения решения обратной задачи для ряда значений давления в камере сгорания первой ступени, близких к рекомендуемым p_к1 = 6–11 МПа.

При помощи программного комплекса «PROBA» рассчитываем максимальную дальность полета трехступенчатой баллистической ракеты с РДТТ. Полученные результаты вносим в таблицу 5  и строим по ним график. График зависимости максимальной дальности полета ракеты от давления в камере сгорания первой ступени на рисунке 6 показывает, что оптимальным давлением в камере сгорания первой ступени для данной ракеты является p_к1 = 10 МПа. В силу пологости экстремума выбор давления p_к1 = 9 МПа в данном случае является оправданным.

Таблица 5 – зависимость

№	1	2	3	4	5	6	7	8	9
, МПа	6	7	8	8,5	9	9,5	10	10,5	11
Lmax, тыс. км	9,739	9,845	9,921	9,947	9,967	9,979	9,985	9,984	9,972

Рисунок 6 – График зависимости максимальной дальности

полета ракеты от давления в камере сгорания первой ступени

2.12 Протокол решения задачи проектирования твердотопливной ракеты на максимальную дальность

Задача – спроектировать твердотопливную баллистическую ракету на максимальную дальность.

Дата составления отчета: 19/034/08; 16:32:38.

Автор проекта: Усков П.Н.

Название проекта: УПН – 2 (РДТТ).

Рассматривается баллистическая ракета с последовательным соединением ступеней, каждая из которых имеет моноблочную конструкцию. Двигатели всех ступеней работают до полного выгорания топлива. Отделение боевой части ступени производится двигателем увода.

Используются односопловые РДТТ. Заряд каждого РДТТ имеет центральный канал и продольные щели, обращенные к заднему днищу. Заряд скреплен с корпусом клеящим составом, задний торец заряда покрыт бронировкой.

Сопла всех двигателей утоплены в корпусе двигателей на различную глубину. Крепление сопел к корпусу двигателя осуществляется через эластичный опорный шарнир, допускающий качание сопла в двух плоскостях. Для сокращения общей длины ракеты на верхних ступенях РДТТ применяются складывающиеся сопла с выдвижными насадкоми. Соединение двигателей ступеней производится с помощью переходных отсеков. К нижней юбке корпуса РДТТ первой ступени крепится корпус хвостового отсека. Все эти отсеки имеют однотипное устройство.

Число ступеней ракеты равно 3.

Для изготовления зарядов на всех ступенях используются: перхлорат аммония – 68%, полиуретан – 17%, алюминий – 15%.

Для изготовления корпуса РДТТ выбираются на первой, второй и третьей ступенях – стеклопластик на основе стекловолокна.

Для изготовления силовой конструкции сопла выбираются на первой, второй и третьей ступенях – титановый сплав.

В качестве ТЗП используются на первой, второй и третьей ступенях – ТЗП на основе совмещенного связующего.

Для бронировки заряда применяется на первой, второй и третьей ступенях – бронировка на основе фенолформальдегидной смолы

Калибры РДТТ имеют следующие значения: на первой ступени – 1,9 м; на второй ступени – 1,9 м; на третьей ступени – 0,9 м.

Исходные данные

Стартовая масса ракеты …..…………………………….……………. 45 100,0 кг
Масса полезного груза …………………………………………………. 1500,0 кг
Параметры		Номер ступени
		I		II		III
Характеристики топлива
Удельный импульс, м/с		2460,0		2460,0		2460,0
Газовая постоянная, Дж/(кг °К)		290,0		290,0		290,0
Показатель адиабаты		1,16		1,16		1,16
Температура горения, °K		3300,0		3300,0		3300,0
Плотность топлива, кг/м^3		1800,0		1800,0		1800,0
Коэффициент пропорциональности закона горения топлива		5,75		5,75		5,75
Показатель степени закона горения топлива		0,40		0,40		0,40
Характеристики материалов
Прочность материала обечайки, МПа			1100,0		1100,0	1100,0
Плотность материала обечайки, кг/м^3			2050,0		2050,0	2050,0
Плотность материала бронировки, кг/м^3			1300,0		1300,0	1300,0
Плотность материала ТЗП, кг/м^3			1600,0		1600,0	1600,0
Плотность матриала сопла, кг/м^3			4700,0		4700,0	4700,0
Проектные параметры
Давление в камере сгорания, МПа		9,000		8,000		7,000
Давление на срезе сопла, МПа		0,060		0,015		0,008
Массовые и энергетические характеристики
Параметры		Номер ступени
		I		II		III
Стартовая масса ступени, кг		45100,0		14503,8		4664,3
Масса топлива, кг		27780,8		8574,5		2732,8
Масса двигателя, кг		29874,6		9607,4		3089,7
Масса конструкции разгонного блока, кг		2815,4		1265,0		431,5
Масса "сухой" конструкции разгонного блока, кг		2537,5		1178,6		404,0
Калибр ступени, м		1,9		1,9		0,9
Относительная масса топлива, μт		0,6160		0,5912		0,5859
Скорость горения топлива, мм/с		13,847		13,210		12,523
Начальная тяговооруженность		2,94		3,17		6,31
Удельный импульс на Земле, м/с		2569,14
Удельный импульс в пустоте, м/с		2866,3		3030,8			3035,1
Масса конструкции ракеты с полезной нагрузкой и остатками топлива 6011,9 кг
Масса "сухой" ракеты …………………………………………………… 5620,1 кг
Относительные массы элементов двигателя
Обечайки (ω), кг/м^3	37,939			33,724		29,508
Днищ (q), кг/м^3	18,970			16,862		14,754
Теплозащиты (ω), кг/м^3	9,800			10,033		14,973
Теплозащиты (q), кг/м^3	9,800			10,033		14,973
Бронировки (ω), кг/м^3	8,848			9,275		9,784
Бронировки (q), кг/м^3	–1,62			–1,70		–1,79
Соплового блока (ω), кг/м^3	19,22			59,19		96,48
Узлов крепления (ξ), кг/м^3	0,60			0,57		0,53
Топлива (ω), кг/м^3	1357,17			1357,17		1357,17

Геометрические характеристики РДТТ

Параметры	Номеp ступени
	I	II	III
Относительная длина заряда	2,98	0,92	2,76
Относительная площадь среза сопла	17,9	49,58	74,22
Диаметр внутреннего канала, м	0,380	0,380	0,180
Диаметр на входе в сопло, м	0,503	0,289	0,247
Диаметр критического сечения, м	0,335	0,193	0,165
Диаметр выходного сечения сопла, м	1,419	1,358	1,418
Диаметр под воспламенитель, м	0,380	0,380	0,180
Диаметр отверстия под сопло, м	0,778	0,610	0,598
Толщина свода горения, м	0,760	0,760	0,360
Длина утопленной части сопла, м	0,427	0,460	0,503
Длина докритической части сопла, м	0,268	0,154	0,132
Длина закритической части сопла, м	1,424	1,532	1,675
Длина днищ, м	0,570	0,570	0,270
Длина корпуса двигателя, м	6,521	2,013	2,859
Длина сопла, м	0,997	1,073	1,173
Длина двигателя, м	7,518	3,085	4,031
Длина ступени разведения …………………………………………………. 0,500 м
Общая длина ракеты ………………………………………………………. 15,134 м

Тяговые хаpактеpистики ракеты

Паpаметpы	Номер ступени
	I	II	III
Тяга двигателя, кН	13 003,0	451,7	288,5
Массовый секундный pасход, кг/с	506,17	149,04	95,06
Вpемя pаботы двигателя, с	54,88	57,53	28,75

Исходные данные для задачи баллистического расчета

Паpаметpы	Номер ступени
	I	II	III
Удельный импульс в пустоте, м/с	2866,3	3030,8	3035,1
Начальная тяговооруженность	2,94	3,17	6,31
Относительная масса топлива	0,6160	0,5912	0,5859
Коэффициент "пустотного" приращения ………………………… 0,1157
Начальная нагрузка на мидель ………………………….…………15 906,68 кг/м^2

Результаты баллистического расчета

Параметры

Максимальная дальность полета ракеты, км ……………………………... 9994,73

Скорость в конце активного участка траектории, км/с ……………..……….. 6,92

Длина активного участка траектории, км ………………………………..… 314,82

Высота конца активного участка траектории, км …………………..……... 157,43

Угол тангажа в конце активного участка траектории, град ………………... 25,01

Максимальная высота полета, км ………………………………….……… 1497,29

Время полета, мин …………………………………………………………..… 31,15