Материал: Основы проектирования РН Куренков

10.7. Разработка предварительной компоновочной схемы РН

Предварительная компоновочная схема проектируемой РН получается в результате последовательного объединения выбранных схем хвостовых, топливных, переходных отсеков и космической головной части в одной схеме.

На рис. 10.33 в качестве примера представлена уменьшенная копия компоновочной схемы РН «Н-1». В рамках учебных курсов можно строить упрощенные компоновочные схемы ракет-носителей.

Контрольные вопросы

1. Приведите требования к компоновке хвостовых отсеков и методику определения длины двигательной установки.

2. Приведите типовые схемы компоновки хвостовых отсеков нижних ступеней ракет-носителей.

3. Приведите типовые схемы компоновки хвостовых отсеков верхних ступеней ракет-носителей.

4. Приведите требования к компоновке топливных отсеков и формулы для определения масс и объёмов окислителя и горючего.

5. Приведите типовые схемы компоновки топливных отсеков нижних ступеней ракет-носителей.

6. Приведите типовые схемы компоновки топливных отсеков верхних ступеней ракет-носителей.

7. Приведите методику определения длины бака цилиндрической формы с днищами в форме части сферы.

8. Приведите требования к компоновке приборных отсеков и типовые схемы компоновки приборных отсеков.

9. Приведите типовые схемы компоновки приборов в межбаковых отсеках.

10. Приведите требования к компоновке переходных отсеков и типовые схемы переходных отсеков для ракет-носителей с «холодным», «горячим» и «тёплым» разделением ракетных блоков

11. Приведите требования к переходным отсекам и обтекателям и типовые схемы переходных отсеков.

12. Приведите типовые схемы компоновки головных обтекателей с различными видами полезной нагрузки.

241

Рис. 10.33. Компоновочная схема РН «Н-1»

242

11. УТОЧНЕНИЕ КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

11.1. Уточнение компоновочной схемы ракеты-носителя с последовательным соединением ракетных блоков

Процесс уточнения компоновочной схемы является творческим. Рассмотрим методику уточнения компоновочной схемы ракетыносителя на примере, рассмотренном в учебнике [19].

Пусть предварительная компоновка проведена и представлена на схеме рис. 11.1. На этой схеме цифрами обозначены следующие составные части ракеты: 1 – головной обтекатель; 2 – приборный отсек; 3 – топливный отсек второй ступени; 4 - хвостовой отсек; 5 – переходный отсек; 6 – топливный отсек первой ступени; 7 – хвостовой отсек.

Рис. 11.1. Предварительная компоновочная схема

Методика уточнения компоновочной схемы

1. Если диаметры корпуса ракеты-носителя неприемлемы для верхних ступеней, например топливные баки вырождаются в чечевицеобразные, как это схематично показано на рис. 11.1, то необходимо провести перекомпоновку верхней ступени ракеты-носителя. Примеры перекомпоновок приведены ниже в пунктах а), б) и в).

а) Уменьшается диаметр верхних блоков, как это схематично показано на рис. 11.2. Однако это приводит к уменьшению диаметра

243

обтекателя и, следовательно, уменьшению габаритов полезной нагрузки. Этот подход приемлем к ракетам-носителям с большими габаритами, например таких как "Сатурн-V".

Рис. 11.2. Компоновочная схема с уменьшенными диаметрами верхних ступеней

б) Совмещаются днища баков верхних ступеней, как это схематично показано на рис. 11.3.

Рис. 11.3. Компоновочная схема с совмещенными днищами баков верхней ступени

в) Совмещаются топливный и двигательный отсеки путем размещения двигателя в центре кольцевых баков или баков в форме тора, как это схематично показано на рис. 11.4.

ЦД

Рис. 11.4. Размещение двигателя в центре кольцевых баков

2. Если полученная компоновка не обеспечивает близости положений центра масс и центра давления в момент прохождения ракетой больших скоростных напоров, то проводится уточнение компоновочной схемы РН согласно методике, изложенной ниже в пунктах а)…

д).

а) Вводится конический хвостовой отсек, как это схематично показано на рис. 11.5.

244

ЦД ЦМ

Рис. 11.5. Введение конического хвостового отсека

Рассмотрим пример определения диаметра конической части хвостового отсека в первом приближении для схемы, приведённой на рис. 11.6.

Рис. 11.6. К вопросу определения диаметра конусной нижней части хвостового отсека

Учитывая, что наибольшие по значению аэродинамические нормальные силы действуют на конических участках корпуса ракетыносителя, в качестве грубого приближения для оценки координаты центра давления можно воспользоваться условными центрами площадей конических участков корпуса.

Центр давления всего летательного аппарата определяется по формуле

i 1

где xi - координата условного центра (средней точки) площади i-го конуса.

245