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

.        Диаметр внутреннего канала заряда

; (2.27)

Рисунок 2.1 - Разгонный блок ракеты с РДТТ

.        Диаметр критического сечения:

; (2.28)

 м;

 м;

 м.

.        Диаметр среза сопла:

; (2.29)

м;

м;

м.

.        Диаметр входа в сопловой насадок:

; (2.30)

 м;

 м;

 м.

.        Диаметр отверстия под воспламенитель:

; (2.31)

 м;

.        Длина закритической части сопла:

 , (2.32)

где  = 0,45 - коэффициент укорочения профиля сопла:

 м;

 м;

 м.

.        Длина утопленной части сопла:

,

где z = 0,3…0,5 - коэффициент утопленности сопла, принимаем равным 0,3:

 м;

 м;

 м.

.        Длина докритической части сопла:

; (2.33)

 м;

 м;

 м.

.        Длина сопла:

; (2.34)

 м;

 м;

 м.

. Длина воспламенителя:

; (2.35)

 м.

. Длина днища:

; (2.36)

м.

. Длина цилиндрической обечайки корпуса:

 (2.37)

 м;

 м;

 м.

13. Диаметр отверстия под сопло:

 (2.38)

м;

 м;

 м.

. Длина двигателя каждой ступени со сложенными сопловыми насадками:

для первой ступени:

м;

для второй ступени:

м;

для третьей ступени:

м.

При вычислении длин двигателей второй и третьей ступеней принято во внимание, что вылет складывающихся сопел двигателей составляет половину  и треть  соответственно, а так же конструктивно взята длина головной части

. Полная длина ракеты:

= м,

Все рассчитанные геометрические характеристики сведены в таблицу 4.

Таблица 4 - массовые и геометрические характеристики ракеты

По рассчитанным геометрическим характеристикам конструктивно - компоновочная схема трехступенчатой ракеты с РДТТ представлена на рисунке 5.

Рисунок 2.2- Конструктивно - компоновочная схема трехступенчатой ракеты с РДТТ

2.10  Тяговые характеристики ракеты

Время работы двигателя:

- первой ступени:  = 740 / 10,52 = 70,32 с;

второй ступени:  = 740 / 10,04 = 73,71 с;

третьей ступени:  = 703 / 9,52 = 76,86 с,

Секундный массовый расход:

первой ступени  = 24720/ 70,32 = 351,52 кг/с;

второй ступени  = 7684,53 / 73,71 = 104,23 кг/с;

третьей ступени  = 2301,58 / 76,86 = 31,15 кг/с,

Тяга двигателя:

первой ступени (на Земле)  = 351,52×2506 = 880,89 кН;

второй ступени (в пустоте)  104,23×2889,8 = 301,22 кН;

третьей ступени (в пустоте)  31,15×2909,8 = 90,64 кН,

Начальная тяговооруженность:

- первой ступени ;

второй ступени ;

третьей ступени .

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

Исследование проводится путем последовательного получения решения обратной задачи для ряда значений давления в камере сгорания первой ступени, близких к рекомендуемым p_к1 = 6…12 МПа.

Используя метод линейной интерполяции, рассчитываем максимальную дальность полета трехступенчатой баллистической ракеты с РДТТ. Полученные результаты вносим в таблицу 5 и строим по ним график. График зависимости максимальной дальности полета ракеты от давления в камере сгорания первой ступени на рисунке 6 показывает, что оптимальным давлением в камере сгорания первой ступени для данной ракеты является p_к1 = 9 МПа, что и было сделано в работе.

Таблица 5 - зависимость

График зависимости максимальной дальности от давления в камере сгорания первой ступени представлен на рисунке 2.3.

Рисунок 2.3 - График зависимости максимальной дальности полета ракеты от давления в камере сгорания первой ступени

Вывод

В данной курсовой работе был проведен приближенный расчет двухступенчатой ракеты с ЖРД и трёхступенчатой ракеты с РДТТ на максимальную дальность при заданных стартовой массе и массе полезной нагрузки.

Зависимость максимальной дальности полета от давления в камере сгорания первой ступени для ракет с ЖРД и с РДТТ имеет экстремум, обусловленный тем, что при повышении давления до некоторого значения доминирующую роль оказывает возрастание удельного импульса двигательной установкой, приводящее к увеличению дальности. А затем доминирующее влияние оказывает увеличение массы двигательной установки и всей ракеты в целом;

Список использованной литературы

1.     Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет: Учебное пособие для вузов. - Челябинск: Изд. ЧГТУ, 1996. -114 с.

2.      Павлюк Ю.С., Сакулин В.Д., Усков П.Н. Курсовая работа по проектированию баллистических ракет. - Челябинск: Изд. ЮУрГУ, 2008. -109 с.