Материал: Проектирование летательных аппаратов с жидкостным реактивным двигателем и твердотопливным реактивным двигателем на максимальную дальность
В
таком случае начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты
кг/м2.
Расчет относительных масс топлива и удлинений зарядов проведём методом последовательных приближений [1].
Найдем
массы РДТТ всех ступеней по формуле
, (2.9)
где
; коэффициент пропорциональности массы хвостового
отсека bхо для
проектируемой ракеты принимаем равным 0,016:
кг,
кг,
кг.
Масса
РДТТ складывается из массы двигательной установки и полной массы топлива 
за вычетом достартового расхода 
:
+
[(1+
. (2.10)
Если
известны отдельные составляющие этой формулы, то по заданной массе РДТТ можно
определить 
. Затем легко можно вычислить относительную массу
топлива
. (2.11)
В итоге приходим к следующим результатам.
1. Относительная масса цилиндрической части
камеры сгорания
, (2.12)
где
=1,2 - статистический коэффициент;= 1,2- коэффициент
безопасности;
- предел
прочности, МПа;
-
плотность материала обечайки, кг/м3:
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3.
. Относительная
масса переднего и заднего днищ
; (2.13)
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3.
. Относительная
масса тепловой защиты:
, (2.14)
где
по данным статистики 
= 10-6 м2/с.
Относительная
толщина свода горения 
должна удовлетворять условию
. (2.15)
Здесь
относительный диаметр критического сечения сопла
. (2.16)
Примем
=
=0,4, 
= 0,38.
Тогда: 
мм, 
=
мм.
Следовательно,г1
= 4,37
= 10,52 мм/с,
кг/м3,г2
= 4,37
= 10,04 мм/с,
кг/м3,г3
= 4,37
= 9,52 мм/с,
кг/м3.
. Относительные
массы бронировки заряда
(2.17)
Для
щелевого заряда 
= 2, 
= -
0,11, 
= 0,6, коэффициент 
= 0,1
мм/с и является постоянным для данного бронирующего материала:
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3,
кг/м3.
. Относительная
масса сопла
, (2.18)
где
= 20° - угол полураствора конического
сопла; 
= 6∙10-3 - относительная толщина
стенки сопла; 
= 12∙10-3 - относительная толщина
слоя теплозащитного покрытия:
(2.19)
(2.20)
;
,
,
,
. Коэффициент
относительной массы узлов крепления
; (2.21)
,
,
.
. Относительная
масса топлива
; (2.22)
,
.
. Масса
РДТТ
+
[(1+
. (2.23)
Полученные
выражения для масс РДТТ должны равняться заданным:
Из
этих уравнений находим относительные длины зарядов:
Теперь
можно определить значения относительного диаметра критического сечения сопла
двигателей:
; (2.24)
,
,
и
проверить выполнение условия 
:
,
,
.
Так
как необходимое условие выполняется для всех ступеней, то можно определить
относительные массы топлива:
(2.25)
(2.26)
Полученные
результаты расчетов сведем в таблицу 3.
Таблица 3 - результаты расчета параметров ракеты
|
Паpаметp |
№ ступени |
||
|
|
1 |
2 |
3 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
кг40000127654073,6
кг265958487,12708,5
мм/с10,5210,049,52
кг/м337,9433,7229,5
кг/м318,9716,8614,75
0,1480,0850,05
0,40,40,38
м1,851,851,85
, мм740740703
кг/м311,3911,6611,68
кг/м311,3911,6611,68
кг/м3-2,134-2,237-2,36
кг/м311,6412,212,87
15,4332,7350,54
кг/м311,4326,9146,95
0,60,5660,529
кг/м31296,851296,851273,1
3,010,9360,285
0,6180,6020,565
кг24717,17682,92301,1
м/с2506--
м/с2746,92889,82909,8
.7 Баллистический расчет
Воспользовавшись формулой (1.6). Принимая Kv = 1,18, вычисляется величина
конечной скорости полета:
м/с,
=
м/с.
Используя метод линейной интерполяции и табл. 3.1 [1] можно найти полную дальность полета ракеты L = 7851 км.
.8 Массовые характеристики ракеты
Используя результаты расчетов, находим:
-
стартовая масса первой ступени 
=
40000кг;
стартовая
масса второй ступени 
= 12765 кг;
стартовая масса третьей ступени m03 = 4073,6 кг;
масса
разгонного блока первой ступени 
= - =
- 12765 = 27235 кг;
масса
разгонного блока второй ступени 
= - m03 =
- 4073,6 = 8691,4 кг;
масса
разгонного блока третьей ступени m*03 = m03 - 
=
,6 - 1300 = 2773,6 кг;
масса
топлива первой ступени 
= 
= 0,618·40000
= 24720 кг;
масса
топлива второй ступени 
= 
= 0,602·12765
= 7684,53 кг;
масса
топлива второй ступени mт3 = 
= 0,565·4073,6 = 2301,58 кг;
масса конструкции ракеты с полезной нагрузкой и остатками топлива
= --- mт3 = 40000
- 24720- 7684,53- 2301,58 = 5293,89 кг;
масса
«сухой» ракеты 
-(
-
) (+ + mт3 ) =
,89-
0,01· (24720+7684,53+ 2301,58) = 4952 кг.
2.9 Геометрические характеристики ракеты
Основные геометрические величины, из которых формируется облик разгонного блока ракеты с РДТТ, представлены на рисунке 4.
Вычислим для каждой ступени основные геометрические параметры РДТТ.