Материал: Основы проектирования РН Куренков

Рис. 12.1. Пример компоновочной схемы двухступенчатой баллистической ракеты с ЖРД для пуска с подводных лодок [14]

Таблица 12.1. Предварительная массовая сводка [14]

271

Следует заметить, что на последующих этапах проектирования, а именно на этапе выпуска эскизного проекта, когда определены предварительные нагрузки, конструктивно-компоновочная схема, пневмогидравлическая схема, приборный состав систем измерений и управления, предварительная массовая сводка корректируется (по материалам эскизного проекта).

12.3. Проверка значений конструктивных характеристик ракетных блоков

Цель этой проверки – выявить соответствие или несоответствие выбранных по изделиям-аналогам конструктивных характеристик ракетных блоков со значениями этих характеристик, полученных в результате расчета масс конструкций ракеты-носителя.

Напомним, что конструктивная характеристика ракетного блока подсчитывается по одной из следующих зависимостей (которые равносильны):

mK - масса конструкции ракетного блока;

mТ - масса топлива в ракетном блоке.

Масса каждого из ракетных блоков рассчитывается по зависимости

mБ mХО mДв mбГ mМО mбОк mТ mКПО mСУ mПерО mГО ,

где mХО - масса корпуса хвостового отсека; mДв - масса двигателя;

mбГ - масса бака горючего;

mМО - масса межбакового отсека; mбОк - масса бака окислителя;

mТ - масса топлива;

mКПО - масса корпуса приборного отсека (если он имеется в блоке); mСУ - масса приборов системы управления;

272

mПерО - масса переходного отсека;

mГО - масса головного обтекателя.

Следует отметить, что при расчете конструктивных характеристик ракеты массу головного обтекателя, массу хвостового отсека второй ступени и массу переходного отсека (от первой ко второй ступени) целесообразно отнести к массе ракетного блока первой ступени, так как в первом приближении с некоторым запасом можно считать, что сброс этих элементов и разделение первой и второй ступеней ракеты происходят примерно в одно и то же время.

Массу переходного отсека последней ступени (от последней ступени к полезной нагрузке и головному обтекателю) следует отнести к массе конструкции последней ступени ракеты-носителя.

После расчета конструктивных характеристик ракетных блоков по формуле (12.9) производится сравнение со значениями конструктивных характеристик ракетных блоков, выбранных по изделияманалогам. При отклонении результатов более чем на 10% проводится вторая итерация расчета масс блоков, в которой уже необходимо использовать расчетные значения конструктивных характеристик ракетных блоков по результатам расчета в первой итерации.

12.4. Проектировочный расчет масс составных частей ракеты-носителя

Проектировочный расчет масс элементов конструкций ракетыносителя включает в себя следующие этапы:

-выбор расчетных случаев;

-расчет нагрузок, действующих на ракету-носитель;

-выбор расчетных сечений ракеты-носителя;

-расчет осевых сил в сечениях ракеты;

-расчет изгибающих моментов:

-расчет приведенной сжимающей силы;

-расчет давления наддува баков;

-расчет массы баков;

-расчет массы сухих отсеков;

-расчет прочих масс ракеты-носителя;

273

Однако такой угол атаки считается большим. Он приводит к возникновению большой подъемной силы на конусной части головного обтекателя и, следовательно, к возникновению больших по значениям изгибающих моментов в сечениях ракеты. Это, в свою очередь, приводит к необходимости увеличения сечений силовых конструктивных элементов, воспринимающих эти нагрузки, и следовательно, к увеличению массы конструкции ракеты в целом.

Для уменьшения изгибающих моментов в сечениях ракеты в состав средств бортового управления вводят бортовую систему ограничения поперечных перегрузок. Суть работы этой системы заключается в следующем. В процессе прохождения максимальных скоростных напоров и воздействий порыва ветра в корпусе ракеты появляются поперечные (боковые) перегрузки. При достижении заранее определенных значений поперечных перегрузок включаются управляющие двигатели ракеты, которые "помогают" ракете перейти в так называемое "флюгерное положение". Эффективный угол атаки уменьшается, снижается подъемная сила и, следовательно, силовые элементы ракеты разгружаются. Восстановление программного угла тангажа происходит после угасания порыва ветра. Реально с помощью такого рода систем уменьшить эффективный угол атаки от порывов ветра до

2…3°.

Следует отметить, что для ракеты "Энергия" из-за особенностей расположения полезного груза нет короткого участка движения с явно выраженным максимумом скоростного напора, где нагрузки наибольшие [47]. Расчетные случаи нагружения по траектории полета охватывали участок движения, где число Маха изменяется в достаточно широком диапазоне - от 0,4 до 2. Из условий несущей способности конструкции ракеты-носителя были заданы допустимые величины произведения скоростного напора на угол атаки (скольжения). Поэтому в комплекс управления полетом РН были включены алгоритмы управления, использующие информацию по углам скольжения (получаемую с помощью оценок измеренных значений ускорений в различных сечениях по длине РН).

275