- •Содержание
- •Определение характеристик топлива.
- •Выбор проектных параметров.
- •Проектировочный баллистический расчет.
- •Проверочный баллистический расчет.
- •Весовой расчет
- •Выбор оптимальных проектных параметров.
- •Весовой расчет ракеты при выбранных оптимальных проектных параметрах.
- •Определение основных геометрических характеристик
- •Определение тяговых характеристик
- •Объемный расчет ракеты Объемный расчет гч
- •Бак окислителя.
- •2 Ступень. Массовые расходы окислителя и горючего равны
- •Бак окислителя
- •Прикидочный расчет габаритов ду Расчет ду 1 ступени.
- •Расчет ду 2 ступени.
- •Объемный расчет приборного, хвостового и переходного отсеков
- •Определение центра тяжести ракеты на аут
- •Расчет нагрузок действующих на ракету в полете.
- •Расчет топливных баков ракеты Расчет обечаек топливных баков Бак окислителя 2-й ступени.
- •Бак горючего 2-й ступени.
- •Бак окислителя 1-й ступени.
- •Бак горючего 1-й ступени.
- •Расчет распорных шпангоутов. Распорные шпангоуты верхних днищ.
- •Распорный шпангоут нижнего днища бака горючего первой ступени.
- •Распорный шпангоут нижнего днища бака горючего второй ступени.
- •Распорный шпангоут нижнего днища бака окислителя первой ступени.
- •Распорный шпангоут нижнего днища бака окислителя второй ступени.
- •Расчет днищ топливных баков.
- •Нижнее днище бака окислителя 2-й ступени.
- •Нижнее днище бака горючего 2-й ступени.
- •Нижнее днище бака окислителя 1-й ступени.
- •Нижнее днище бака горючего 1-й ступени.
- •Верхние днища баков ракеты.
- •Расчет окантовок около круговых отверстий топливных баков.
- •Расчет окантовок бака горючего первой ступени
- •Расчет окантовок бака окислителя первой ступени
- •Расчет окантовок бака горючего второй ступени
- •Расчет окантовок бака окислителя второй ступени
- •Расчет тоннельных труб. Тоннельная труба 1-й ступени
- •Тоннельная труба 2-й ступени
- •Расчет фланцевого соединения крепления крышки люка-лаза
- •Расчет сухих отсеков ракеты
- •Расчет приборного отсека 2 ступени.
- •Расчет межбакового отсека 2 ступени.
- •Расчет хвостового отсека 2 ступени
- •Расчет приборного отсека 1 ступени.
- •Расчет хвостового отсека 1 ступени.
- •Расчет фермы переходного отсека
- •Расчет стыковочного шпангоута гч.
- •Расчет заклепок
- •Список использованных источников
Проверочный баллистический расчет.
Целью проверочного баллистического расчета состоит в уточнении полученных в предыдущем расчете относительных масс топлива субракет.
Исходными данными для расчета являются следующие параметры:
Относительные массы топлива субракетmk i
Удельные импульсы тяги ступенейJуд i
Начальные тяговооруженностиli
Начальная поперечная нагрузка на мидель ракетыРм1
Программа движения ракеты на АУТ
В качестве программы движения в данном расчете можно использовать приближенною программу движения:
Получим выражение для конечной скорости 1 ступени. Для этого воспользуемся уравнением движения ракеты.
После ряда преобразований получаем формулу скорости в следующем виде:
Введем обозначения
Значение этого интеграла можно определить на основе графика
Для значения mk1 = 0,6422 Jp1 = 0,3024 м/с2
Зная программу движения ракеты на АУТ, данный интеграл можно вычислить численно.
Анализ расчетов реальных ракет показал, что последний член в уравнении скорости может быть представлен в виде
где Pэм1 = 12000 кг/м2 - эталонная нагрузка на мидель ракеты.
Вспомогательную функцию определяем по графику
Для mk1 = 0,6422 Ix1 = 44.39 м/с
Конечная скорость 1 ступени будет равна
Аналогичным образом из уравнения движения определяем скорость в конце АУТ 2 ступени.
Далее определяем высоту точки конца АУТ. Для определения высоты и дальности воспользуемся следующими формулами:
(4)
Преобразуя эти уравнения для первой ступени получим:
hk1 = 537392,3 (0.1559 - 0.55 0.44842/2) = 54066.57 м
lk1 = 537392,3 (0.2178 - 0.55 0.1474) = 73478.07 м
Преобразуя выражения (4) для второй ступени получим
Определяем дальность полета на активном участке
(5)
Определяем полную дальность полета ракеты
L = Lэл + lk2L = 6123222 + 795352.3 = 6918574 м(6)
Вычисляем погрешность относительно заданной максимальной дальности полета
На данном этапе проектирования погрешность дальности полета не должна превышать 4 %. Так как погрешность составляет 15 %, то необходимо вычислить поправку и повторить расчет. Поправку вычисляем по формуле:
(7)
Производная определяется по таблице в зависимости от дальности полета. Для 8000 км она равна 4 км/(м/с).
Подставляя найденное значение для mпр в формулу (3) определяем относительные массы топлива субракет и повторяем проверочный баллистический расчет.
mk1 = 0.6541mk2 = 0.7195Jg1 = 0.4540Jp1 = 0.3064 м/с2
Ix1 = 44.2826 м/сVk1 = 2709,12 м/сVk2 = 6350,14 м/с
D1 = 537392,3 м/сF2 = 0.2288 F4 = 0.1543
F1 = 0.1618 hk1 = 56466,57мlk1 = 77356,09 м
hk2 = 462512,9 мlk2 = 841022,2мn = 0.69238
b = 0.5576 Lэл = 7105185 мL = 7946207 м
D = 0,0067DL = 53794
Так как погрешность меньше 4%, считаем полученные значения относительных масс топлива субракет определенными.
Весовой расчет
Целью весового расчета является определение масс субракет по заданным проектным параметрам. Уравнения весового расчета имеют вид:
где N0, b, aw, aто - весовые коэффициенты, определяемые по формулам:
Расчет производится с помощью итераций.
b1 |
b2 |
N01 |
N02 |
aw1 |
aw2 |
aто1 |
aто2 |
Р1 |
Р2 |
m01 |
m02 |
-0,0133 |
-0,0133 |
0,0449 |
0,0449 |
0,0209 |
0,0209 |
0,0510 |
0,0510 |
20,28 |
|
39006,19 |
10979,02 |
0,0057 |
-0,0053 |
0,0192 |
0,0340 |
0,0150 |
0,0178 |
0,0249 |
0,0373 |
791406 |
134630 |
35727,74 |
10312,71 |
0,0054 |
-0,0057 |
0,0203 |
0,0346 |
0,0152 |
0,0180 |
0,0257 |
0,0379 |
724888,9 |
126459 |
35974,69 |
10343,03 |
0,0054 |
-0,0057 |
0,0203 |
0,0346 |
0,0151 |
0,0180 |
0,0256 |
0,0379 |
729595,2 |
126815 |
35959,65 |
10341,69 |
0,0054 |
-0,0057 |
0,0203 |
0,0346 |
0,0151 |
0,0180 |
0,0256 |
0,0379 |
729594,1 |
126815 |
35959,65 |
10341,69 |
Масса 1 субракеты m01 = 35959,65 кг, масса 2 субракеты m02 = 10341,69 кг.
В табл. 1 приведены значения стартовой массы ракеты (m01) для различных комбинаций проектных параметров.