Материал: Основы проектирования РН Куренков

8. Если длина бокового блока равна или несколько меньше длины центрального блока, то расчёт заканчивают.

Таким образом, можно рассчитать предварительные габаритные размеры центрального и боковых блоков РН.

Отметим, что один из проектов ракеты-носителя семейства Н-IIА Японии предусматривал несимметричную схему по геометрии - боковой блок был лишь один и по габаритам такой же, как и центральный блок. Однако такая схема не была реализована.

Контрольные вопросы

1.Каким образом осуществляется выбор схемы соединения ракетных блоков?

2.Приведите схему определения объёма ракеты-носителя (РН) и её составных частей.

3.Как рассчитывается объём головного обтекателя (ГО) РН?

4.Расскажите об особенностях расчета объёма ГО для полезных нагрузок различного типа.

5.Что Вы знаете об унифицированных головных обтекателях?

6.Какие полезные нагрузки могут запускаться без ГО?

7.По каким зависимостям рассчитывается объем приборных отсеков?

8.Расскажите об особенностях расчёта объёма приборных отсеков для РН различной грузоподъёмности.

9.Приведите схему расчёта объёма топливных отсеков.

10.Как рассчитывается объём хвостовых и переходных отсеков?

11.Как определяются длина и диаметр РН при

последовательном соединении ракетных блоков?

12. Приведите последовательность расчёта предварительных массогабаритных характеристик ракетных блоков в схемах с параллельным и смешанным соединениями.

206

10. РАЗРАБОТКА ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Построение предварительной компоновочной схемы ракетыносителя начинается с проведения осевой линии и выделения на поле чертежа прямоугольника (или прямоугольников – для параллельного соединения), одна сторона которого равна длине ракеты-носителя (или соответствующих ракетных блоков), а другая – ее диаметру (или диаметру ракетных блоков), которые были вычислены по результатам оценки предварительных объемно-габаритных характеристик.

Компоновка ракеты-носителя начинается, как правило, с первой ступени при последовательном соединении и с центрального блока - при параллельном соединении ракетных блоков. Компоновка производится «снизу - вверх», то есть начинается с хвостовых отсеков. Затем проводится компоновка топливного отсека (баков окислителя и горючего), переходного отсека между ступенями с учетом выбранной схемы разделения ступеней. Аналогично проводится компоновка ракетных блоков верхних ступеней ракеты-носителя.

Заканчивается компоновка разработкой схемы переходного отсека от ракеты-носителя к полезной нагрузке с учетом габаритов полезной нагрузки (если они известны) и "установкой" головного обтекателя, закрывающего полезную нагрузку. Рассмотрим отдельные этапы компоновки ракеты-носителя.

10.1. Методические вопросы разработки предварительной компоновочной схемы ракеты-носителя

Применение в проектных работах современных информационных технологий дает определенные преимущества.

Однако даже многие квалифицированные конструкторы, глубоко знающие и «чувствующие» конструкцию ракет-носителей и её элементов, владеющие в совершенстве компьютерными средствами, предпочитают «думать с карандашом в руке», делая начальные на-

207

броски на миллиметровке или на ватмане.

Но при дальнейшем усложнении проекта или конструкции переделка вручную (перерисовка) эскизов и чертежей требует значительных затрат времени. В этом случае целесообразнее переходить к электронным технологиям, основное преимущество которых - относительно нетрудоемкий процесс перестроения даже самых сложных графических документов. Кроме того, системы твердотельного моделирования позволяют автоматически составлять чертежи после создания модели детали или сборки.

10.2. Компоновка хвостовых отсеков

Кроме общих требований по максимальной плотности компоновки, минимальной массе и длине, к хвостовому отсеку предъявляются требования по удобству эксплуатации (техобслуживания, ремонта и др.). Для этого предусматривают установку достаточного количества люков.

10.2.1. Выбор габаритов ракетных двигателей

Если в проектируемой ракете-носителе используются двигатели, созданные ранее и выпускаемые промышленностью, и известны их габаритные характеристики, то компоновка хвостового отсека сводится к согласованию размеров корпуса и размеров двигателей с учетом его конфигурации и схемы передачи усилий. Например, двигатели РД-107 для первой ступени РН «Союз» имеют четыре камеры сгорания с общей тягой 812 кН у поверхности Земли, вписываются в диаметр 2,86 м и имеют высоту 2,58 м.

Двигатель НК-33, который использовался для первой ступени РН «Союз-2-1в», имеет одну камеру сгорания с номинальной силой тяги примерно 1500 kH у поверхности Земли и 1600 kH в пустоте. Габаритная высота двигателя составляет 3,705 м, Диаметр сопла на его срезе составляет примерно 1,49 м, высота от плоскости среза сопла до опорных площадок рамы крепления двигателя составляет 3,015 м. На рис. 10.1 слева представлена конфигурация двигателя, которую необходимо учитывать при компоновке хвостового отсека.

208

Рис. 10.1. Конфигурация двигателя НК-33 и схема его установки на РН

В частности, выступающая часть турбонасосного агрегата и невозможность управления НК-33 по крену обусловили выбор конструкторского решения передачи тяги с двигателя непосредственно на коническое днище бака горючего [84]. Рулевые двигатели представляют собой отдельную подсборку хвостового отсека. Более подробные сведения по РН «Союз-2-1в» приведены в разделе 17 (подраздел

17.2).

Если разработанные ранее и выпускаемые промышленностью двигатели не подходят по какой-либо причине или имеется необходимость в разработке нового двигателя с более совершенными характеристиками, то необходимо провести предварительную оценку габаритов двигателя. Покажем, как это делается.

Рассмотрим классическую схему двигателя (рис. 10.2). Такая схема была принята на ракете ФАУ-2. За длину двигателя принимается расстояние от среза сопла до опорной площадки рамы. Длину камеры сгорания с сопловой частью рассчитывают по эмпирическим зависимостям, полученным из статистики, например по зависимости

209