10. Разработка предварительной компоновочной схемы ракеты-носителя

Построение предварительной компоновочной схемы ракеты-носителя начинается с проведения осевой линии и выделения на поле чертежа прямоугольника (или прямоугольников – для параллельного соединения), одна сторона которого равна длине ракеты-носителя (или соответствующих ракетных блоков), а другая – ее диаметру (или диаметру ракетных блоков), которые были вычислены по результатам оценки предварительных объемно-габаритных характеристик.

Компоновка ракеты-носителя начинается, как правило, с первой ступени при последовательном соединении и с центрального блока - при параллельном соединении ракетных блоков. Компоновка производится «снизу - вверх», то есть начинается с хвостовых отсеков. Затем проводится компоновка топливного отсека (баков окислителя и горючего), переходного отсека между ступенями с учетом выбранной схемы разделения ступеней. Аналогично проводится компоновка ракетных блоков верхних ступеней ракеты-носителя.

Заканчивается компоновка разработкой схемы переходного отсека от ракеты-носителя к полезной нагрузке с учетом габаритов полезной нагрузки (если они известны) и "установкой" головного обтекателя, закрывающего полезную нагрузку. Рассмотрим отдельные этапы компоновки ракеты-носителя.

10.1. Методические вопросы разработки предварительной компоновочной схемы ракеты-носителя

Применение в проектных работах современных информационных технологий дает определенные преимущества.

Однако даже многие квалифицированные конструкторы, глубоко знающие и «чувствующие» конструкцию ракет-носителей и ее элементов, владеющие в совершенстве компьютерными средствами, предпочитают «думать с карандашом в руке», делая начальные наброски на миллиметровке или на ватмане.

Но при дальнейшем усложнении проекта или конструкции переделка вручную (перерисовка) эскизов и чертежей требует значительных затрат времени. В этом случае целесообразнее переходить к электронным технологиям, основное преимущество которых - относительно нетрудоемкий процесс перестроения даже самых сложных графических документов. Кроме того, системы твердотельного моделирования позволяют автоматически составлять чертежи после создания модели детали или сборки.

10.2. Компоновка хвостовых отсеков

Кроме общих требований по максимальной плотности компоновки, минимальной массе и длине, к хвостовому отсеку предъявляются требования по удобству эксплуатации (техобслуживания, ремонта и др.). Для этого предусматривают установку достаточного количества люков.

10.2.1. Выбор габаритов ракетных двигателей

Если в проектируемой ракете-носителе используются двигатели, созданные ранее и выпускаемые промышленностью, и известны их габаритные характеристики, то компоновка хвостового отсека сводится к согласованию размеров корпуса и размеров двигателей с учетом схемы передачи усилий. Например, двигатели РД-107 конструкции В.П.Глушко для первой ступени ракеты-носителя «Союз» имеют четыре камеры сгорания с общей тягой 812 кН у поверхности Земли, вписываются в диаметр 2,86 м и имеют высоту 2,58 м.

Если разработанные ранее и выпускаемые промышленностью двигатели не подходят по какой-либо причине или имеется необходимость в разработке нового двигателя с более совершенными характеристиками, то необходимо провести предварительную оценку габаритов двигателя. Покажем, как это делается.

Рассмотрим классическую схему двигателя (рис. 10.1). Такая схема была принята на ракете ФАУ-2.

За длину двигателя принимается расстояние от среза сопла до опорной площадки рамы.

Длину камеры сгорания с сопловой частью рассчитывают по эмпирическим зависимостям, полученным из статистики, например по зависимости

, (10.1)

где - тяга двигателя, выраженная в ньютонах.

Размерность длины двигателя, подсчитанная по данной зависимости, получается в метрах.

Тяга двигателей определяется как произведение начальной перегрузки ступени на начальный вес ступени:

. (10.2)

По статистике для большинства ракет-носителей начальная перегрузка первой ступени составляет второй - третьей -

Приведенные методики справедливы для диапазонов тяги двигателей примерно до 1500 kН.

Длина двигателя рассчитывается по следующей зависимости

, (10.3)

где - длина камеры сгорания с сопловой частью двигателя;

=1,2…1,5 - коэффициент, учитывающий превышение длины двигателя над длиной камеры сгорания с сопловой частью.

Если для исследуемого диапазона тяг двигателей не существует эмпирических зависимостей типа (10.3), то их нетрудно построить по статистическим данным. Это делается так.

Собираются статистические данные по тягам и габаритам ракетных двигателей интересующего диапазона. Отбираются двигатели с одинаковыми (или близкими) характеристиками топлива.

Если количество камер сгорания разное, то тягу двигателя приводят к одинаковому количеству камер сгорания, например к четырем или к одной. Затем с помощью табличного процессора Microsoft Excel строится график зависимости длины двигателя от его тяги и с помощью опций «линия тренда» определяется уравнение регрессии.

В качестве примера в табл. 10.1 представлены данные по двигателям первых ступеней ракет-носителей «Союз», «Н-1», «Зенит», «Сатурн-V». Результаты по значениям тяг этих двигателей, приведены к одной камере сгорания.

Таблица 10.1. Приведенные статистические данные по ракетных двигателей

Приведенная тяга ДУ, кН	Длина ДУ, м	Марка ДУ	Использование на РН
203	2,87	РД107	Союз
1530	3,5	НК-33	Н-1
1840	4	РД171	Зенит
6767	6	F1	Сатурн-V

Результаты обработки статистических данных показаны на рис. 10.2. На поле этого рисунка приведена регрессионная зависимость, под которой приведено значение коэффициента корреляции, равное (0,9837).

Аналогично можно построить расчетные зависимости и для поперечных размеров двигателя, диаметров камер сгорания и др.

На последующих этапах проектирования производятся детальные расчеты габаритных и других характеристик ракетных двигателей. Одна из таких методик приведена в учебнике [19].

Рис. 10.2. График зависимости длины хвостового
отсека от тяги двигателя

10.2.2. Определение длины хвостового отсека

Длина хвостового отсека определяется, во-первых, конфигурацией нижнего днища бака, к которому примыкает двигатель, во-вторых, длиной камеры сгорания с сопловой частью и, в-третьих, схемой передачи усилий от камеры сгорания к силовому шпангоуту бака (конфигурацией рамы двигателя).

Длина хвостового отсека может быть равна или меньше длины двигателя , то есть

, (10.4)
так как сопловая часть двигателя может выступать из хвостового отсека (см. рис. 10.1 и 10.3).

Для других (не классических) схем двигателей и различных конфигураций днищ баков длина хвостового отсека определяется конструктивно в результате проведения компоновочных работ по сопряжению двигателя с днищем бака с учетом передачи усилий, в том числе и через силовые элементы в корпусе хвостового отсека.

Рис. 10.3. Хвостовой отсек южно-Корейской РН «Naro»
c выступающей частью российского двигателя РД 191 [54]

Кроме того, в хвостовом отсеке должны быть предусмотрены зоны прокладки электрических, пневматических, гидравлических, тепловых коммуникаций и установки соответствующих разъемов, особенно если ракета на старте опирается на корпус хвостового отсека.