Министерство образования и науки Российской Федерации ФГБОУ ВПО Омский государственный технический университет Кафедра «Авиа- и ракетостроение» Специальность 160801.65 – «Ракетостроение» Расчетно-графическая работа на тему «Объемные расчеты двухступенчатой баллистической ракеты с ЖРД» по дисциплине «Основы устройства ЛА» РГР–2068998.45.03.00.00.000.ПЗ Выполнили Студент гр. РН – 419 Булихова Е.Е. Дата _______ Подпись __________ Студент гр. РН – 419 Лукьянчик А.И. Дата _______ Подпись __________ Руководитель К.т.н., доцент Гречух И.Н. Дата _______ Подпись __________ Омск 2013 г.

Содержание Введение

1. Выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты

Анализируя ранее спроектированные ракеты, считаем целесообразным выбрать двухступенчатую ракету с последовательным расположением ракетных блоков и одинаковыми диаметрами цилиндрических частей первой и второй ступеней. Принимаем, что обе ступени ракеты снабжены жидкостными ракетными двигателями открытой схемы. Для управления полетом ракеты на первой ступени все три маршевых двигателя размещаются в карданном подвесе, а на второй ступени - четыре управляющих сопла.

Рис. 1. Компоновочная схема двухступенчатой управляемой баллистической ракеты с ЖРД:

1 – головная часть; 2 – приборный отсек второй ступени; 3 – бак окислителя второй ступени; 4 – бак горючего второй ступени; 5 – двигатель второй ступени; 6 – переходной отсек; 7 – бак окислителя первой ступени; 8 – приборный отсек первой ступени; 9 – бак горючего первой ступени; 10 – двигатель первой ступени.

2. Определение характеристик топлива

Топливом для двигателей первой и второй ступени баллистической ракеты, является топливная пара “Кислород + Керосин”. Определяем стандартные значения основных характеристик данной топливной пары [1]:

Стандартный удельный импульс тяги

Газовая постоянная

Показатель адиабаты

Стандартная температура горения

Плотность окислителя

Плотность горючего

Коэффициент соотношения компонентов топлива

3. Выбор проектных параметров ракеты

В соответствии с рекомендациями [1], принимаем следующие величины проектных параметров:

_{Начальная} тяговооруженность первой ступени

Начальная тяговооруженность второй ступени

Давление в камере сгорания двигателя первой ступени

_{Давление на срезе сопла двигателя} первой ступени

Давление в камере сгорания двигателя второй ступени

Давление на срезе сопла двигателя второй ступени

Коэффициент соотношения относительных масс топлив ступеней

Начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты

4. Выбор программы движения ракеты на активном участке траектории

В качестве программы движения ракеты на активном участке траектории принимаем следующие зависимости

Угол наклона вектора скорости к местному горизонту в конце активном участке траектории (из условия максимальной дальности полета по эллиптической траектории) выбираем

_{по таблицы} П1 [1]

5. Определение удельных импульсов тяг двигателей

Температура горения топлива в камере сгорания двигателя первой ступени ракеты

Температура горения топлива в камере сгорания двигателя второй ступени ракеты

Расчетный удельный импульс тяги двигателя первой ступени

где

Расчетный удельный импульс тяги двигателя второй ступени

где

Удельный импульс тяги двигателя первой ступени в пустоте

Удельный импульс тяги двигателя второй ступени в пустоте

Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на Земле

Средний удельный импульс тяги двигателей