11. Уточнение компоновочной схемы ракеты-носителя

11.1. Уточнение компоновочной схемы ракеты-носителя с последовательным соединением ракетных блоков

Процесс уточнения компоновочной схемы является творческим. Рассмотрим методику уточнения компоновочной схемы ракеты-носителя на примере, рассмотренном в учебнике [19].

Пусть предварительная компоновка проведена и представлена на схеме рис. 11.1. На этой схеме цифрами обозначены следующие составные части ракеты: 1 – головной обтекатель; 2 – приборный отсек; 3 – топливный отсек второй ступени; 4 - хвостовой отсек; 5 – переходный отсек; 6 – топливный отсек первой ступени; 7 – хвостовой отсек.

Рис. 11.1. Предварительная компоновочная схема

Методика уточнения компоновочной схемы

1. Если диаметры корпуса ракеты-носителя неприемлемы для верхних ступеней, например топливные баки вырождаются в чечевицеобразные, как это схематично показано на рис. 11.1, то необходимо провести перекомпоновку верхней ступени ракеты-носителя. Примеры перекомпоновок приведены ниже в пунктах а), б) и в).

а) Уменьшается диаметр верхних блоков, как это схематично показано на рис. 11.2. Однако это приводит к уменьшению диаметра обтекателя и, следовательно, уменьшению габаритов полезной нагрузки. Этот подход приемлем к ракетам-носителям с большими габаритами, например таких как "Сатурн-V".

Рис. 11.2. Компоновочная схема с уменьшенными диаметрами верхних ступеней

б) Совмещаются днища баков верхних ступеней, как это схематично показано на рис. 11.3.

Рис. 11.3. Компоновочная схема с совмещенными днищами баков верхней ступени

в) Совмещаются топливный и двигательный отсеки путем размещения двигателя в центре кольцевых баков или баков в форме тора, как это схематично показано на рис. 11.4.

Рис. 11.4. Размещение двигателя в центре кольцевых баков

2. Если полученная компоновка не обеспечивает близости положений центра масс и центра давления в момент прохождения ракетой больших скоростных напоров, то проводится уточнение компоновочной схемы РН согласно методике, изложенной ниже в пунктах а)… д).

а) Вводится конический хвостовой отсек, как это схематично показано на рис. 11.5.

Рис. 11.5. Введение конического хвостового отсека

Рассмотрим пример определения диаметра конической части хвостового отсека в первом приближении для схемы, приведённой на рис. 11.6.

Рис. 11.6. К вопросу определения диаметра конусной нижней части хвостового отсека

Учитывая, что наибольшие по значению аэродинамические нормальные силы действуют на конических участках корпуса ракеты-носителя, в качестве грубого приближения для оценки координаты центра давления можно воспользоваться условными центрами площадей конических участков корпуса.

Центр давления всего летательного аппарата определяется по формуле

, (11.1)

где - координата условного центра (средней точки) площади i-го конуса.

Подъемные силы на конусных частях ракеты в первом приближении равны

; (11.2)

; (11.3) где - коэффициент подъемной силы;

- скоростной напор;

- площадь проекции конической поверхности обтекателя на плоскость, перпендикулярную продольной оси ракеты;

- площадь проекции конической поверхности хвостового отсека на ту же плоскость.

С учетом (11.2) и (11.3) выражение (11.1) преобразуется к виду

,(11.4) где - площади проекции конической поверхности обтекателя или корпуса ракеты на плоскость, перпендикулярную продольной оси ракеты;

n – количество конических участков корпуса ракеты.

Момент времени, соответствующий максимальному скоростному напору, примерно соответствует половине времени активного полета первой ступени, и в этот момент времени координата центра масс должна по возможности совпадать с координатой центра давления .

В первом грубом приближении примем, что центр масс ракеты в момент прохождения максимального скоростного напора располагается в середине длины ракеты (более точное определение центра масс ракеты проводится на последующих этапах проектирования по результатам составления центровочной ведомости).

Площади конических участков корпуса ракеты подбираются из условия нахождения центра давления также примерно в середине ракеты по ее длине.

Для того чтобы центр давления находился в середине ракеты по ее длине необходимо, чтобы аэродинамические силы, а следовательно и площади проекций конического обтекателя и конического участка хвостового отсека, были примерно равны между собой, то есть .

Учитывая, что и , и приравнивая значения этих площадей между собой, получаем .

Рис. 11.7. Введение конических обтекателей сопловых частей ДУ

Решаем это уравнение относительно , приходим к следующей формуле для расчета нижнего диаметра хвостового отсека

. (11.5)

б) Вводятся конические обтекатели сопловых частей двигательной установки, как это схематично показано на рис. 11.7.

Подъемная аэродинамическая сила на таких обтекателях подсчитывается как на конусе с площадью миделя, равной площади проекций всех обтекателей на плоскость, перпендикулярную продольной оси ракеты-носителя.

в) Вводятся дополнительные днища в топливных баках и организуется расход компонентов топлива сначала из нижних частей баков, а затем - из верхних, как это показано на рис. 11.8.

Вследствие этого центр масс смещается вперед в момент прохождения максимальных скоростных напоров и обеспечивается статическая устойчивость ракеты.

Рис. 11.8. Компоновочная схема ракеты с дополнительным днищем в топливном баке

1 - верхняя часть бака окислителя; 2 - дополнительное днище; 3 - нижняя часть бака окислителя; 4 - перепускной клапан; 5 – бак окислителя; 6 - стабилизатор

Такая схема была реализована в 50-х годах 20-го века в СССР на баллистической ракете 8К63, главный конструктор М. К. Янгель.

г) Вводятся стабилизаторы (обычные крылья небольшого размера), которые устанавливаются на корпусе хвостового отсека, как это показано на рис. 11.8, позиция 6, или вводятся решетчатые стабилизаторы, как это схематично показано на рис. 11.9.

Решетчатые стабилизаторы очень эффективны с точки зрения создания стабилизирующей аэродинамической силы на единицу площади этих крыльев.

Рис. 11.9. Ввведение решетчатых стабилизаторов

д) Вводятся более мощные рулевые двигатели или увеличивается угол качания основных поворотных двигателей. Это производится, когда из-за габаритных ограничений невозможно выполнить хвостовой отсек коническим или установить стабилизаторы. В этом случае ракета становится статически неустойчивой, но динамическая устойчивость обеспечивается мощными рулевыми или поворотными двигателями.

3. Производится (по возможности) уплотнение хвостовых, межбаковых, приборных и переходных отсеков. Уточняются сбрасываемые элементы и выделяются на компоновочной схеме. Направления основных силовых потоков показываются на схеме стрелками. Пример уточненной компоновочной схемы ракеты-носителя приведен на рис. 11.10.

Следует отметить, что наиболее плотная компоновка характерна для баллистических ракет, созданных для пуска с подводных лодок.

4. Предусматривается разгрузка несущих топливных баков первой ступени с помощью давления наддува.

Давление наддува рассчитывается из условия компенсации сжимающих напряжений в баках при наиболее неблагоприятных сочетаниях внешних нагрузок, воздействующих на ракету при ее эксплуатации.

Рис. 11.10. Пример уточненной компоновочной схемы ракеты-носителя

Методика определения давления наддува рассматривается далее в разделе 12 "Расчет масс основных элементов конструкций ракеты-носителя". Здесь лишь отметим, что давление наддува в баках должно быть не меньше давления, при котором обеспечивается бескавитационный режим работы турбины двигательной установки. Поэтому в первом приближении давление наддува принимается по статистике следующим: .