Материал: Основы проектирования РН Куренков

Подъемные силы на конусных частях ракеты в первом приближении равны

корпуса ракеты на плоскость, перпендикулярную продольной оси ракеты;

n – количество конических участков корпуса ракеты.

Момент времени, соответствующий максимальному скоростному напору, примерно соответствует половине времени активного полета первой ступени, и в этот момент времени координата центра

масс xЦМ должна по возможности совпадать с координатой центра

давления

В первом грубом приближении примем, что центр масс ракеты в момент прохождения максимального скоростного напора располагается в середине длины ракеты (более точное определение центра масс ракеты проводится на последующих этапах проектирования по результатам составления центровочной ведомости).

Площади конических участков корпуса ракеты подбираются из условия нахождения центра давления также примерно в середине ракеты по ее длине.

246

Для того чтобы центр давления находился в середине ракеты по ее длине необходимо, чтобы аэродинамические силы, а следовательно и площади проекций конического обтекателя и конического участка хвостового отсека, были примерно равны между собой, то есть

S1 S2 .

А

Б

Б-Б

Рис. 11.7. Введение конических обтекателей сопловых частей ДУ

Решаем это уравнение относительно D2 , приходим к следующей формуле для расчета нижнего диаметра хвостового отсека:

247

б) Вводятся конические обтекатели сопловых частей двигательной установки, как это схематично показано на рис. 11.7.

Подъемная аэродинамическая сила на таких обтекателях подсчитывается как на конусе с площадью миделя, равной площади проекций всех обтекателей на плоскость, перпендикулярную продольной оси ракеты-носителя.

в) Вводятся дополнительные днища в топливных баках и организуется расход компонентов топлива сначала из нижних частей баков, а затем - из верхних, как это показано на рис. 11.8.

Вследствие этого центр масс смещается вперед в момент прохождения максимальных скоростных напоров и обеспечивается статическая устойчивость ракеты.

Рис. 11.8. Компоновочная схема ракеты с дополнительным днищем в топливном баке:

1 - верхняя часть бака окислителя; 2 - дополнительное днище; 3 - нижняя часть бака окислителя; 4 - перепускной клапан; 5 – бак горючего; 6 - стабилизатор

Такая схема была реализована в 50-х годах 20-го века в СССР на баллистической ракете 8К63, главный конструктор М. К. Янгель.

г) Вводятся стабилизаторы (обычные крылья небольшого размера), которые устанавливаются на корпусе хвостового отсека, как это показано на рис. 11.8, позиция 6, или вводятся решетчатые стабилизаторы, как это схематично показано на рис. 11.9.

На рис. 11.10 показаны фотографии решётчатого стабилизатора для РН «Н-1» (слева) и хвостового отсека ракеты «Тополь» со сложенными стабилизаторами такого же типа (справа).

248

А-А А

А

Рис. 11.9. Введение решётчатых стабилизаторов

Рис. 11.10. Фотографии решётчатых стабилизаторов

Решётчатые стабилизаторы очень эффективны с точки зрения создания аэродинамической силы на единицу площади этих крыльев.

д) Вводятся более мощные рулевые двигатели или увеличивается угол качания основных поворотных двигателей. Это производится, когда из-за габаритных ограничений невозможно выполнить хвостовой отсек коническим или установить стабилизаторы. В этом случае ракета становится статически неустойчивой, но динамическая устой-

249

чивость обеспечивается мощными рулевыми или поворотными двигателями.

3. Производится (по возможности) уплотнение хвостовых, межбаковых, приборных и переходных отсеков. Уточняются сбрасываемые элементы и выделяются на компоновочной схеме. Направления основных силовых потоков показываются на схеме стрелками. Пример уточненной компоновочной схемы ракеты-носителя приведен на рис. 11.11.

Рис. 11.11. Пример уточненной компоновочной схемы ракеты-носителя

Следует отметить, что наиболее плотная компоновка характерна для баллистических ракет, созданных для пуска с подводных лодок.

4. Предусматривается разгрузка несущих топливных баков первой ступени с помощью давления наддува.

Давление наддува рассчитывается из условия компенсации сжимающих напряжений в баках при наиболее неблагоприятных сочетаниях внешних нагрузок, воздействующих на ракету при ее эксплуатации.

Методика определения давления наддува рассматривается далее

вразделе 12 "Расчет масс основных элементов конструкций ракетыносителя". Здесь лишь отметим, что давление наддува в баках должно быть не меньше давления, при котором обеспечивается бескавитационный режим работы турбины двигательной установки. Поэтому

впервом приближении давление наддува принимается по статистике

следующим: pнад 3,0...3,5 105 МПа .

250