Материал: Основы проектирования РН Куренков

Н- высота в апогее, км;

Н- высота в перигее, км;

теристика блока 1-й ступени (головной обтекатель условно относится к массе ракетного блока первой ступени потому, что он сбрасывается, как правило, сразу же после отделения ракетных блоков первой ступени; если ракетных блоков первой ступени несколько, то масса ГО распределяется на них поровну);

mГО - масса головного обтекателя;

Ri - тяга двигателя i-й ступени, кН;

m0i - начальная масса i-й ступени ( m - масса ракетного блока);

81

на единицу площади максимального поперечного сечения РН), Н/м2 ; Fм - площадь миделя ракеты, м2;

mДВ i - масса двигателя i-й ступени;

ДВ i mДВ i g - относительная масса двигателя i-й ступени;

R i

i mОК - относительная масса окислителя в блоке i-й ступени; mГ

mОК - масса окислителя ракетного блока i-й ступени; mГ - масса горючего ракетного блока i-й ступени;

ПР i mПР i - относительная масса приборов в блоке i-й ступени; mБ i

mПР i - масса приборов в блоке i-й ступени;

Р l0 - удлинение ракеты; d0

L0 - полная длина ракеты, м; D0 - диаметр ракеты, м;

Б i lБ i - удлинение блока i-й ступени; dБ i

lБ i - длина ракетного блока i-й ступени; dБ i - диаметр блока i-й ступени, м.

Связь между относительной массой ступени, числом Циолковского и конструктивной характеристикой представлена следующей зависимостью:

82

Если статистические данные имеют тенденцию изменения в зависимости от времени (года) начала проектирования, то для них с помощью Microsoft Excel строят графики изменения этих характеристик от времени и с помощью опций «тренда» получают уравнения регрессионной зависимости.

Статистические данные по отдельным составным частям РН могут представляться в произвольной форме. В разделе 10 представлены данные и расчётные значения некоторых характеристик твёрдотопливных ускорителей (см. табл. 10.2).

Рекомендуемая литература для поиска аналогов проектируемых ракет приведена в списке использованных источников под номерами

[2-6, 11, 13, 15-20, 24-25, 29, 38, 39]. Можно использовать некоторые данные, публикуемые в периодических изданиях, например, в ежемесячном журнале «Новости космонавтики», а также данные, полученные с помощью Internet.

Следует отметить, что поиск аналогов является творческим процессом, так как в технической литературе относительно редко приводятся все данные, необходимые проектанту для изучения аналогов. В некоторых источниках могут быть одни типы характеристик, а в некоторых - другие, причем отдельные характеристики могут относиться к различным этапам развития ракетно-космической техники. Например, характеристики ракеты Р-7 могут существенно отличаться от ракеты «Союз», которая является модификацией ракеты Р-7.

Корректировка конструктивных характеристик ракетных блоков РН, предназначенных для запуска пилотируемых КА

Особенностью запуска на орбиту пилотируемых космических аппаратов является наличие системы аварийного спасения (САС). С помощью САС осуществляется увод спускаемого аппарата (или отдельных спасаемых капсул с космонавтами) от аварийной ракеты. Система аварийного спасения также может включать катапультируемые кресла космонавтов.

Увод космического аппарата от аварийной ракеты может осуществляться как с помощью штатных двигателей космического корабля, так и с помощью специальных ракетных двигателей САС. Штатные двигатели космического корабля могут при безаварийном

83

пуске использоваться в орбитальном полете для маневрирования или для торможения перед спуском с орбиты. Специальные ракетные двигатели САС могут устанавливаться на головном обтекателе ракеты космического назначения.

Если увод космического аппарата от аварийной РН осуществляется с помощью штатных двигателей космического корабля, то корректировать массу полезной нагрузки нет необходимости.

Если увод космического аппарата от аварийной РН осуществляется с помощью специальных ракетных двигателей САС, установленных на головном обтекателе, то следует скорректировать либо конструктивные характеристики ракетных блоков первой или второй ступеней РН, либо расчетную массу полезной нагрузки.

Корректировка конструктивных характеристик ракетных блоков осуществляется в зависимости от циклограммы запуска ракетыносителя и проводится по методике, изложенной ниже.

1. Если сброс двигателей САС, установленных на головном обтекателе РН, осуществляется сразу после отделения ракетного блока (ракетных блоков) первой ступени, то массу двигателей САС следует отнести к конструкции ракетного блока первой ступени:

где mСАС - масса двигателей системы аварийного спасения.

В случае наличия нескольких ракетных блоков первой ступени массу ракетных блоков САС следует распределить равномерно по ракетным блокам первой ступени.

2. Если сброс двигателей САС осуществляется примерно в середине временного интервала работы двигателей ракетного блока второй ступени или перед его отделением, то массу двигателей САС следует отнести к конструкции ракетного блока второй ступени:

В этом случае мы как бы будем проектировать ракету-носитель с некоторым запасом по грузоподъемности. Так обычно и поступают при предварительных расчетах.

84

Возможен и другой вариант. Ракету-носитель проектируют для вывода на орбиту так называемой приведенной полезной нагрузки, которая равна сумме массы космического аппарата и массы ракетного блока САС. В этом случае запас по грузоподъемности будет ещё больше по отношению к случаю, когда массу двигателя САС относят к ракетному блоку второй ступени.

4.2. Статистические данные по ракетным двигателям

Жидкостные ракетные двигатели являются одними из самых сложных составных частей ракет-носителей. Стоимость ракетных двигателей может достигать 23…37 % от стоимости ракеты. Собранные статистические данные помогают осуществлять обоснованный выбор двигателей для проектируемых РН с учётом их характеристик.

В табл. 4.5 приведены основные характеристики [71], а на рис. 4.3…4.6 - фотографии некоторых отечественных РДй.

Таблица 4.5. Основные характеристики некоторых отечественных двигателей [71]

85