Материал: Проектирование летательных аппаратов с жидкостным реактивным двигателем и твердотопливным реактивным двигателем на максимальную дальность

Проектирование летательных аппаратов с жидкостным реактивным двигателем и твердотопливным реактивным двигателем на максимальную дальность

Аннотация

Приходько А.Е. Проектирование летательных аппаратов с жидкостным реактивным двигателем и твердотопливным реактивным двигателем на максимальную дальность: Курсовой проект по дисциплине «Основы проектирования летательных аппаратов» - Челябинск: ЮУрГУ, 2014г. - 51с., 7 илл., 5 таб., библиография литературы - 2 наименования.

В данном курсовом проекте решаются обратная задача баллистического проектирования двухступенчатой ракеты с ЖРД и трёхступенчатой ракеты с РДТТ. Расчёт ведётся на максимальную дальность при заданных стартовой массе и массе полезной нагрузки. После этих расчётов проведён анализ графических зависимостей дальности от давлений в камере сгорания и на срезе сопла.

Оглавление

Введение

.        Расчет баллистической ракеты с ЖРД

.1      Исходные данные

.2      Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

.3      Определение характеристик топлива

.4      Выбор проектных параметров и программы движения ракеты

.5      Расчет удельных импульсов двигателей

.6      Определение относительных масс топлива

.7      Баллистический расчет

.8      Массовые характеристики ракеты

.9      Геометрические характеристики ракеты

.10    Тяговые характеристики ракеты

.11    Исследование влияния давления в камере сгорания первой ступени на максимальную дальность

.        Расчет баллистической ракеты с РДТТ

.1      Исходные данные

.2      Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

.3      Характеристики топлива и материалов

.4      Выбор проектных параметров и программы движения ракеты

.5      Расчет удельных импульсов двигателей

.6      Определение относительных масс топлива

.7      Баллистический расчет

.8      Массовые характеристики ракеты

.9      Геометрические характеристики ракеты

.10    Тяговые характеристики ракеты

.11    Исследование влияния давления в камере сгорания первой ступени на максимальную дальность

Вывод

Список использованной литературы

Введение

Целью выполнения курсовой работы по проектированию баллистических ракет является освоение основ процесса создания ракетных систем, получение знаний, умений и навыков практического решения задач баллистического проектирования на ранних стадиях разработки ракет и ракетных комплексов.

В работе используется приближенный метод решения, основанный на эмпирических зависимостях и коэффициентах, полученных на основе статистической обработки опытных данных ракетостроения, а также выявление основных факторов, оказывающих влияние на те или иные характеристики проектируемой ракеты.

В ходе решения задачи баллистического проектирования выбираются конструктивно-компоновочная схема ракеты, проектные параметры, определяются основные характеристики топлива, удельные импульсы ступеней, рассчитываются массовые характеристики ракеты, выбирается программа выведения.

Методика, изложенная в [1] может использоваться на стадии технических предложений (предэскизного проектирования). Достоинствами этой методики по сравнению с точной, являются малая трудоемкость и наглядность.

1.      Расчет баллистической ракеты с ЖРД

.1      Исходные данные

Спроектировать двухступенчатую ракету c ЖРД на максимальную дальность со следующими исходными данными:

- масса полезной нагрузки  = 1800 кг,

стартовая масса ракеты  = 40000 кг,

компоненты топлива: азотный тетраоксид (N₂O₄) и аэрозин-50.

.2      Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

Целесообразно выбрать ракету с несущими баками. Баки имеют общее днище. Топливные отсеки выполнены из алюминиево-магниевого сплава АМг-6 и имеют вафельную конструкцию. Боевая часть управляемая. Будем полагать, что каждая ступень ракеты снабжена двигательными установками замкнутой схемы, первая ступень - четырехкамерная, вторая ступень - однокамерная. Камеры сгорания закреплены в кардановых подвесах и могут отклоняться на небольшой угол от оси ракеты. Это обеспечивает управление полетом первой ступени по тангажу, рысканию и крену. Для управления по крену второй ступени используются дополнительные газовые сопла.

Каждая камера сгорания имеет собственные турбонасосный агрегат (ТНА) и жидкостный газогенератор (ЖГГ), работающие на основных компонентах. ТНА каждой камеры закреплен непосредственно на головке камеры и поворачивается вместе с нею.

Для поворота камер используют по две рулевые гидравлические машины, рабочей жидкостью в которых служит само горючее, отбираемое из магистрали высокого давления. Наддув баков осуществляется газами от ТНА.

1.3    Определение характеристик топлива

Основные характеристики топлива выбираем из таблицы [1]:

- стандартный расчетный удельный импульс  = 2858 м/с;

газовая постоянная  = 366 Дж/кг×град;

показатель адиабаты  = 1,176;

стандартная температура горения  = 3353° К;

плотность окислителя  = 1443 кг/м³;

плотность горючего  = 899 кг/м³;

плотность топлива  = 1193 кг/м³;

коэффициент массового соотношения окислителя и горючего  = 2,015.

ракета баллистический движение дальность

1.4    Выбор проектных параметров и программы движения ракеты

В соответствии с рекомендациями [1], принимаем следующие величины проектных параметров:

- начальная тяговооруженность первой ступени ракеты  = 1,8;

начальная тяговооруженность второй ступени ракеты  = 1,2;

давление в камере сгорания двигателя первой ступени  = 25 МПа;

давление в камере сгорания двигателя второй ступени  = 22 МПа;

давление на срезе сопла двигателя первой ступени  = 0,05 МПа;

давление на срезе сопла двигателя второй ступени  = 0,01 МПа.

Коэффициент соотношения относительных масс топлива , а также коэффициент соотношения стартовых масс  определяем из условия обеспечения максимальной дальности полета .

Диаметр корпуса ракеты:

 (1.1)

Приняв относительную длину ракеты =10, а среднюю плотность =820 кг/м³,получаем:

м.

Принимаем =1,9 м.

В этом случае начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты:

 (1.2)

 кг/м².

Программа движения ракеты на активном участке траектории описывается зависимостью:

 (1.3)

где  - относительная масса израсходованного топлива, зависящая от времени полета.

Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка траектории определяем по зависимости:

 (1.4)

Значение коэффициента силы лобового сопротивления ракеты в зависимости от числа Маха при проектных расчетах характеризуется зависимостью:

 (1.5)

.5      Расчет удельных импульсов двигателей

Удельные импульсы двигателей на расчетном режиме:

, (1.7)

где =0,95 - коэффициент, учитывающий несовершенство процессов в камере сгорания:

 (1.8)

 (1.9)

Так как для заданного топлива показатель адиабаты  = 1,176, то:

Для двигателя первой ступени:

м/с.

Для второй ступени:

м/с.

Удельные импульсы двигателей в пустоте:

 (1.10)

где  - температура горения топлива в К.

Таким образом, температура горения топлива:

Удельный импульс на Земле для двигателя первой ступени ракеты вычисляем по формуле:

 (1.11)

Коэффициент ''пустотного'' приращения:

 (1.12)

.6      Определение относительных масс топлива

Вначале найдем оптимальное соотношение масс ступеней. Для этого вычислим стартовую массу второй ступени для ряда значений относительной массы топлива первой ступени . Выбираем диапазон изменения  = 0,55 - 0,8. Стартовая масса второй ступени:

 (1.13)

где  - удельная плотность двигательной установки ЖРД i-ой ступени, включающая удельные плотности составляющих двигательной установки, вычисляемые с размерностью кг/кН тяги;

 - коэффициент пропорциональности массы хвостового отсека;

 - относительная толщина стенки бака (для баков из алюминиевого сплава 3×10^-3);

 - плотность материала (для баков из алюминиевого сплава 2700 кг/м³).

 - диаметр.

В свою очередь:

 (1.14)

где  - удельная плотность камеры сгорания;

 - удельная плотность ТНА;

 - удельная плотность газогенератора;

 - удельная плотность трубопровода;

 - удельная плотность арматуры;

 - удельная плотность рамы.

 (1.15)

Значения удельных плотностей составляющих определяются по формулам:

 (1.16)

; (1.17)

; (1.18)

; (1.19)

; (1.20)

=0,102.

где  - массовый секундный расход двигательной установки i-ой ступени;

 - тяга двигательной установки i-ой ступени в кН;

 - давление подачи топлива в камеру сгорания i-ой ступени в МПа.

Тяга двигательной установки первой ступени:

; (1.21)

Массовый секундный расход двигательной установки первой ступени:

 (1.22)

Давление подачи топлива в камеру сгорания:

 (1.23)

;

;

Коэффициент пропорциональности массы хвостового отсека  для ракет рассматриваемого класса принимаем равным 0,016, тогда: