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

В случае использования многокамерной двигательной установки значение параметра  необходимо увеличить на 10-20%.

Так как в нашем случае первая ступень имеет четырехкамерную двигательную установку, то:

Далее вычисляем массу второй ступени  с различными значениями относительной массы топлива первой ступени , т.е. для =0,55;0,6…0,8:

Оптимальному распределению стартовой массы по ступеням ракеты будет соответствовать наибольшее (максимальное) значение приведенного коэффициента заполнения ракеты топливом:

 (1.24)

Для определения  необходимо вычислить относительную массу топлива второй ступени  для каждой величины массы второй ступени .

. (1.25)

Для определения значений  нужно предварительно вычислить для каждого из выбранных величин  значения удельной плотности двигательной установки второй ступени  и ее составляющих -, , , , , , массового секундного расхода двигательной установки второй ступени , тяги двигательной установки второй ступени .

Тяга двигательной установки второй ступени:

. (1.26)

Массовый секундный расход двигательной установки второй ступени:

 (1.27)

Удельная плотность двигательной установки второй ступени:

 (1.28)

а удельные плотности ее составляющих:

 (1.29)

; (1.30)

; (1.31)

; (1.32)

; (1.33)

=0,102.

Вычисляем их значения:

Удельная плотность трубопровода:

Удельная плотность арматуры:

Таким образом, удельная плотность двигательной установки:

Теперь можно найти значения относительной массы топлива второй ступени :

Таким образом, приведенные коэффициенты заполнения ракеты топливом для каждого варианта расчета:

Коэффициент соотношения относительных масс топлива находим следующим образом:

 (1.34)

А коэффициент соотношения стартовых масс:

 (1.35)

Все полученные расчетные данные сведены в таблицу1.

Таблица 1 - характеристики ракеты

Так как при прочих равных условиях дальность полета эквивалентной одноступенчатой ракеты тем больше, чем выше приведенный коэффициент заполнения ракеты топливом, то для дальнейших расчетов принимаем вариант с наибольшим значением =0,9144.

1.7    Баллистический расчет

Для выполнения баллистического расчета принимаем коэффициент распределения относительных масс топлива по ступеням ракеты =1,162 (=0,2745), что соответствует наибольшему значению =0,9144.

Поскольку дальность полета ракеты по баллистической траектории определяется значением ее скорости в конце активного участка траектории , то в первую очередь необходимо определить эту скорость.

 (1.36)

где  - коэффициент потери скорости, зависящий от дальности полета, удельного импульса и начальной тяговооруженности ступеней аппарата, в данном расчете =1,2;

 - средний удельный импульс для аппарата с ЖРД, приближенно равен:

 (1.37)

где  - количество ступеней.

По таблице, представленной в [1], при значении 6000 м/с дальность полета 6000 км, а при 6500 м/с - 8000 км. Используя метод линейной интерполяции, находим дальность полета ракеты при полученной скорости. (Рисунок 1.1)

Рисунок 1.1 - График зависимости дальности от конечной скорости.

Таким образом, конечная скорость =6714,5 м/с, дальность =9072 км.

.8      Массовые характеристики ракеты

Используя результаты расчетов из таблицы 1, находим:

- стартовая масса первой ступени =40000 кг;

стартовая масса второй ступени =10980 кг;

масса разгонного блока первой ступени: