Проектирование двухступенчатой баллистической ракеты

Размещено на http://allbest.ru

Министерство образования и науки Российской Федерации

ФГБОУ ВО Омский государственный технический университет

Кафедра «Авиа- и ракетостроение»

«Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов»

Специализация - «Ракетные и транспортные системы»

Курсовой проект

на тему: «Проектирование двухступенчатой баллистической ракеты»

по дисциплине «Основы проектирования и конструирования ракет»

Выполнили: Студенты

Зеленский С.С., Шестухин В.С.

Проверил:

Д.т.н., доцент кафедры «АВиРС»

Куденцов В.Ю.

Омск 2016



Содержание

Введение

1. Выбор конструктивной схемы ракеты

2. Приближенное баллистическое проектирование ракет с ЖРД

3. Выбор конструктивно-компоновочной схемы

4. Определение основных характеристик топлива

5. Выбор проектных параметров ракеты

6. Выбор программы движения на АУТ

7. Определение удельных импульсов тяг двигателей

8. Проектировочный баллистический расчет

8.1 Расчет активного участка траектории

8.1.1 Программа полета ракет

8.1.2 Результаты расчета

8.2 Расчет участка снижения

8.2.1 Результаты расчета

9. Проверочный баллистический расчет

10. Весовой расчет

10.1 Оптимальные проектные параметры

10.2 Весовой расчет ракеты при выбранных ОПП

10.3 Определение тяговых характеристик ракеты

10.4 Объемные расчеты ракеты

10.4.1 Объемный расчет головной части

10.4.2 Объемный расчет топливного отсека первой ступени

10.4.3 Объемный расчет топливного отсека второй ступени

10.4.3 Расчет геометрических параметров ДУ первой ступени

10.4.4 Расчет геометрических параметров ДУ второй ступени

10.4.5 Объемный расчет хвостового и переходного отсеков

11. Определение центра тяжести ракеты на АУТ

11.1 Оценка аэродинамической устойчивости ракеты

12. Расчет нагрузок, действующих на ракету в полете

13. Расчет топливных баков ракеты

13.1 Расчет обечаек ТБ

13.1.1 Расчет обечаек ТБ первой ступени

13.1.2 Расчет обечаек топливного бака второй ступени

13.1.3 Расчет гладкого топливного бака

13.2 Расчет днищ

13.2.1 Расчет нижнего днища ТБ первой ступени

13.2.2 Расчет нижнего днища второй ступени

13.3 Расчет тоннельной трубы и трубопроводов

13.3.1 Расчет тоннельной трубы и трубопроводов первой ступени

13.3.2 Расчет тоннельной трубы

13.3.3 Местная устойчивость тоннельной трубы

13.3.4 Расчет накладки под отверстие тоннельной трубы

13.4 Расчет заборных устройств

13.4.1 Геометрические размеры ЗУ первой ступени

13.4.2 Расчет основных геометрических размеров заборных

устройств

13.4.3 Геометрические размеры ЗУ второй ступени

13.4.4 Расчет основных геометрических размеров заборных

устройств

13.5 Расчет приборного отсека

Заключение

Библиографический список



Введение

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.

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 (N₂O₄)+ 73%АК(HNO₃) и Керосин (С_7,21Н_13,29). 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/м3	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	Jудст=2955(250 сек)
Газовая постоянная, Дж/кг.К	Rст=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

k₁- 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

Таблица 2 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, м2	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

Таблица 3 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:

Таблица 4. Значение функций

µ	Ц1 (µ)	Ц2 (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	D2, 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. Высота усеченного конуса подобрана правильно.

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.

Размещено на http://allbest.ru

Для конической головной части Размещено на http://allbest.ru

Принимаем

Таким образом, длина отделяющейся конической головной части в первом приближении равна

13. Сравниваем значения и

Примечание: так как погрешность первого приближения по длине отделяющейся головной части не превышает 5%, то результат считаем удовлетворительным.



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: Принимаем схему топливного отсека с раздельным расположением топливных баков: баки разделены межбаковым отсеком.

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. Принимаем, что верхнее и нижнее днище баков горючего и окислителя первой и второй ступени имеют одинаковую сферическую форму и размеры.

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: Определяем полный объем бака горючего по формуле

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 горючего. Принимаем, что верхнее и нижнее днище баков горючего и окислителя первой и второй ступени имеют одинаковую сферическую форму и размеры.

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 mi,кг	42854	7956	13097	2453
2	Плотность компонента топлива с, кг/м3	1493	800	1493	800
3	Масса дополнительного топлива Дmт, кг	1071	183	301,2	56,4
4	Объем топлива заправленного в бак Vт3, м3	29,415	10,174	8,974	3,137
5	Относительный объем газовой подушки дГ	0,025
6	Радиус полусферического днища Rсф.дн, м	1,495
7	Высота полусферического днища hд, м	0,54
8	Объем полусферического днища Vсф.дн, м	1,204
9	Полный объем бака Vб, м3	30,169	10,435	9,204	3,137
10	Высота цилиндрической части бака Hц, м	6,68	1,93	1,64	0,76
11	Полная высота бака НБ, м	7,76	3,01	2,72	1,3
12	Длина топливного отсека LТО	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: При «горячем разделении» зазор между соплом двигателя последующей ступени и днищем бака предыдущей ступени должен обеспечить площадь растекания газов не менее площади среза сопла.

, 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	Lрб1=12,77м	Lрб2=5,98м
Диаметр ракеты	Dр=2,3м
Длина конуса ГЧ	Lл=3,375м
Время полета ракеты	ф1= 88с	ф2=183с
Радиус бака	Rб=1,15м
Расход окислителя
Расход горючего
Плотность окислителя	с=1493кг/м3
Плотность горючего	с=800 кг/м3

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. Определить напряжения хлопка обечайки, величину окружных напряжений, коэффициенты запаса прочности и устойчивости.

Геометрические параметры и параметры жесткости обечайки. Из Приложения 3. «Рекомендуемые размеры панели Вафельной обечайки», выбираем следующие параметры вафельной оболочки (рис. 5):

· Шаг подкреплений ребер в меридиональном направлении t_ш = 24 мм;

· Шаг подкреплений ребер в кольцевом направлении t_с = 48 мм;

· Высота ребер a_ш= а_с= 5 мм ;

· Ширина ребер b_ш= b_с= 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 J_xi и координату центра тяжести относительно наружной поверхности обшивки y_i.

Сечение ребра стрингера с присоединенной обшивкой: Элемент 1, рис.6, ребро

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 1, рис.6, ребро

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: Находим значения коэффициентов устойчивости обечайки бака k, k_p, k_m, k_i, k_в.

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. Значение коэффициента k_в должно находиться в диапазоне k_в=2,0…3,5.

Условие выполняется.

Комплексный коэффициент устойчивости вафельной обечайки

Находим критическое напряжение общей потери устойчивости

Расчет местной устойчивости вафельной обечайки: Критические напряжения местной потери устойчивости

где - комплексный коэффициент устойчивости, вычисляемый по формуле



где - коэффициент устойчивости, который для прямоугольной панели, заделанной по краям, принимается равным:

tш/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/t_c=0,5. Принимаем

Проверка. Необходимо получить: 1)

2)

Результаты расчета: 1)

2)

Условие выполняется.

Расчет устойчивости ребер (стрингеров) вафельной обечайки: Критические напряжения потери местной устойчивости ребра (стрингера)

Вывод. Критические напряжения ребра высокие, намного превышают предельные характеристики материала (), следовательно, устойчивость ребра обеспечивается.

Определение окружных напряжений в вафельной обечайки: Окружные напряжения вафельной обечайки с условной толщиной h_ш равны



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. Сравниваем напряжения и .

Получили.

Проверка удовлетворительна, т.к. меридиональные напряжения не превышают предела общей устойчивости вафельной обечайки.

Определяем эквивалентные напряжения

Определяем расчетные напряжения

Определение коэффициентов запаса прочности и устойчивости: Коэффициент запаса общей устойчивости

Коэффициент запаса местной устойчивости



Коэффициент запаса прочности

Вывод. Коэффициенты запаса общей и местной устойчивости, а также коэффициентов запаса прочности находятся в допустимых пределах .

Масса цилиндрической обечайки бака: Масса цилиндрической вафельной обечайки бака равна

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...