Конструктивные особенности ракеты с двигателями на твердом топливе.

В твердотопливной ракете топливо размещается внутри корпуса двигательной установки (ДУ), (рис.1), поэтому количество топлива и габаритные размеры каждой ДУ и ракеты в целом тесно связаны между собой. Корпус современных ДУ на твердом топливе часто выполняется в форме цельномотанного “кокона” из стеклопластика или органопластика.

Рис. 1. Схема РДТТ

Где:

- диаметр ДУ;

- диаметр заряда твердого топлива;

- диаметр выходного сечения сопла;

- диаметр критического сечения сопла;

- высота свода заряда твердого топлива;

- длина “утопленной” части сопла;

- длина цилиндрической части ДУ;

- длина днища ДУ.

Ступенчатая баллистическая ракета с РДТТ представляет собой конструкцию, соединяющую отдельные ДУ ступеней в единое транспортное средство (рис. 2), предназначенное для доставки полезной нагрузки из одной точки на земной поверхности в другую точку по баллистической траектории.

Рис. 2. Схема ракеты с РДТТ

В данном пособии методика расчета массовых характеристик рассматривается применительно к следующим трем вариантам ракеты (в дальнейшем – вариантам):

Вариант 1. Ракета трехступенчатая, оснащена головной частью, выполненной в виде боевой ступени и прикрытой головным обтекателем, сбрасываемым в процессе разделения второй и третьей ступеней. Ступени выполнены в одном калибре и, кроме первой, в своем составе не содержат хвостовых отсеков (рис. 3).

Вариант 2. Ракета трехступенчатая, оснащена головной частью, выполненной в виде боевой ступени и прикрытой головным обтекателем, сбрасываемым в процессе разделения второй и третьей ступеней. Первая и вторая ступени выполнены в одном калибре. Двигатель третьей ступени размещен внутри соединительного отсека второй ступени (в “стакане”). Его диаметр D₃=0.9D₂. Ступени ракеты, кроме первой, в своем составе не содержат хвостовых отсеков (рис. 4).

Вариант 3. Ракета трехступенчатая, оснащена головной частью, выполненной в виде боевой ступени и прикрытой головным обтекателем, сбрасываемым в процессе разделения второй и третьей ступеней. Первая и вторая ступени выполнены в разных калибрах, причем D₂=0.9D₁. Двигатель третьей ступени, аналогично варианту 2, размещен внутри соединительного отсека второй ступени. Его диаметр D₃=0.9D₂. Ступени ракеты, кроме первой, в своем составе не содержат хвостовых отсеков (рис. 5).

В рис. 3 и далее по тексту применены следующие обозначения:

ГО - головной обтекатель;

СО - соединительный отсек;

ДУ - двигательная установка;

СЧ - сопловая часть (сопловой агрегат);

Рис. 3. Вариант 1

Рис. 4. Вариант 2 Рис. 5. Вариант 3

Исходные данные.

Задача студента, выполняющего курсовую работу по данному методическому пособию, определить массовые характеристики ракеты с РДТТ по заданным проектным параметрам (составить массовую сводку). Затем нужно оценить баллистические характеристики ракеты (максимальную дальность при заданной полезной нагрузке или максимальную полезную нагрузку при заданной дальности). Исходные данные для выполнения курсовой работы выдаются преподавателем.

Основными проектными параметрами называются такие параметры, которые (при заданном уровне используемых в производстве ракеты технологических решений) однозначно определяют все остальные характеристики ракеты (массовые и геометрические) и ее энергетические возможности.

Так как оптимизация проектных параметров в данном случае не осуществляется, для оценки баллистических возможностей ракеты в начале каждого цикла расчета задаются их начальные значения, для некоторых проектных параметров рациональный диапазон значений приведен в методических рекомендациях [2].

В математической модели ракеты, предлагаемой в данном пособии, необходимо задать значения следующих проектных параметров ступеней:

- количество ступеней;

- радиус i-й ступени [см];

- запас топлива на i-й ступени [кг]. (запас топлива 1-й ступени обычно выбирается в диапазоне 0.5-0.6 от стартовой массы ракеты. 2-й ступени 0.15-0.2, 3-й ступени 0.09-0.1 от стартовой массы. Масса полезной нагрузки составляет около 0,03 от стартовой массы);

- время работы i-й ступени [сек];

- пустотный удельный импульс ДУ i-й ступени [сек];

Кроме того, необходимо так же указать, предполагается ли использовать на верхних ступенях “стакан”. Все вышеперечисленные параметры и будут являться исходными данными.

Параметры, определяющие характеристики материалов, топлива, геометрические соотношения отдельных элементов ракеты с РДТТ, а так же номинальные давления в камерах сгорания, считаются уже определенными из опыта создания предшествующих БР ([2]) и задаются в исходных данных программы расчета весовых характеристик БР с РДТТ.