Материал: Основы проектирования РН Куренков

Таким образом, к уже известным основным проектным параметрам добавляются параметр «площадь среза сопла двигателя» Fс и

тяга двигателя на поверхности Земли R0 .

На первый взгляд может показаться, что для уменьшения потерь характеристической скорости следует уменьшать площадь среза сопла ракетного двигателя. Однако при этом ракетный двигатель будет работать не в оптимальном режиме и тяга его уменьшится. Дело в том, что одним из условий оптимального рабочего режима ракетного двигателя является равенство давления газов на срезе ракетного двигателя и атмосферного давления. Для оптимального рабочего процесса вблизи поверхности Земли давление газов на срезе сопла ракетного двигателя должно быть примерно равным одной атмосфере, а в космосе - нулю. Для ракетных двигателей обеспечить оптимальные режимы работы невозможно. Двигатели первой ступени начинают работать на Земле, а заканчивают - в безвоздушном пространстве. Двигатели, которые запускаются и постоянно работают в безвоздушном пространстве, для оптимального режима работы требуют бесконечной площади среза сопла двигателя, что нереализуемо.

На практике в результате компромиссных решений выбирают в первом приближении площади сечений среза сопла ракетных двигателей, исходя из следующих условий:

-для двигателей, запускаемых на поверхности Земли, давление на срезе сопла должно быть в пределах 0,03…,07 МПа (0,5±0,2 от давления атмосферы на уровне моря) [71];

-для двигателей, запускаемых в пустоте, давление на срезе сопла должно быть в пределах 0,005…0,015 МПа (0,05…0,15 от давления атмосферы на уровне моря) [71].

Вместо основных проектных параметров «площадь среза сопла

двигателя Fc и тяга двигателя на поверхности Земли R0 » можно использовать коэффициент высотности двигателя. Покажем это.

Учитывая, что Fc p0 Rп R0 (см. подраздел 2.6), где p0 и R0

– давление атмосферы и сила тяги двигателя у поверхности Земли соответственно, последнее из выражений (3.24) представим в следующем виде:

66

Заметим, что к этому выражению также можно прийти, если в качестве исходной зависимости при преобразованиях использовать выражение (3.5 а).

3.3.5. Основные проектные параметры многоступенчатых ракет-носителей

Отметим, что все рассмотренные выше основные проектные параметры одноступенчатых ракет являются также основными проектными параметрами и многоступенчатых ракет с поправкой на то обстоятельство, что некоторые из них относятся к конкретным ступеням или ракетным блокам различных ступеней.

Очевидно, что для многоступенчатых ракет следует добавить такие проектные параметры, как: количество ступеней N и соотноше-

ние масс ступеней i k i 1 k i (или соотношение чисел Циол-

ковского ступеней ракеты, где i - номер ступени i zi zi 1 ).

Однако вместо соотношения масс ступеней чаще используются отношение начальной массы ступени к массе полезной нагрузки

pi m0i mПН i и конструктивные характеристики ракетных блоков Si .

Напомним, что полезной нагрузкой первой ступени является вторая ступень, полезной нагрузкой второй ступени является третья

67

ступень и т.д. Полезной нагрузкой последней ступени ракетыносителя является космический аппарат (космическая головная часть, комплекс для полетов к Луне с ракетными блоками для проведения маневров, межпланетный комплекс и т.п.).

Для ракет-носителей с пакетной схемой используют еще один основной проектный параметр - отношение тяги двигателя централь-

ного блока к тяге двигателей боковых блоков R2 R1 . Использо-

вание этого основного проектного параметра подробнее обсуждается в подразделе 8.3.

На массу выводимой полезной нагрузки ракеты-носителя, как было показано ранее, влияет программа угла наклона траектории

t и углы наклона траектории в конце работы отдельных ступеней

ракеты 1k t , 2k t ... .

Особо отметим один интересный факт. В основные проектные характеристики в явном виде не вошли масса полезной нагрузки, стартовая масса ракеты, характеристическая скорость. В этой связи, как упоминалось, уместно говорить о семействе подобных ракетносителей (с одинаковым количеством ступеней и схемой соединения ракетных блоков), запускаемых по типовой приближеннооптимальной траектории, у которых одинаковы значения основных проектных характеристик. Некоторые из таких основных проектных характеристик выражаются натуральными значениями, например, удельные импульсы двигателей, другие выражаются в относительном виде, например, конструктивные характеристики, соотношения тяги двигателей РБ, начальные перегрузки.

Конечно же, наибольшее влияние на стартовую массу ракеты носителя оказывают масса полезной нагрузки и характеристическая скорость ракеты и мы должны их рассматривать в качестве основных проектных характеристик, несмотря на то что они в явном виде не присутствовали в анализируемых зависимостях.

Перечень основных проектных параметров многоступенчатых ракет-носителей приведен в табл. 3.1.

68

Таблица 3.1. Перечень основных проектных параметров

многоступенчатых РН

1 Проектные параметры ij для пакетных схем с дополнительными ус-

корителями обсуждаются далее при рассмотрении вопросов оптимизации масс ракетных блоков.

69

3.4. Сопоставление значений потерь скорости ракеты

Приведенные в табл. 3.1 основные проектные параметры многоступенчатых РН в различной степени влияют на конечную скорость ракеты при заданной массе полезной нагрузки (или на массу полезной нагрузки при заданной характеристической скорости). Сопоставление значений потерь скорости ракеты проведем на примере ракетыносителя "Сатурн-V". Данные приведены в табл. 3.2 [57].

Таблица 3.2. Сопоставление значений потерь скорости РН "Сатурн-V"

при выводе полезной нагрузки на круговую орбиту высотой 200 км

В этой таблице, кроме анализируемых выше составляющих потерь скорости ракеты-носителя, приведены данные по потерям ско-

рости ракеты на управление VУпр (в таблице - 5,7 %). Эта потеря свя-

зана с изменением направления вектора скорости ракеты на активном участке траектории, а также с воздействием возмущающих факторов на ориентацию ракеты в полете и восстановление ориентации для реализации заданной программы тангажа. Данный вопрос не рассматривался при анализе основных проектных характеристик ракеты, так как учет потерь скорости на управление требует задания дифференциальных уравнений работы автомата стабилизации, в которые

70