Основные проектно-баллистические параметры ракет-носителей. Схемы выведения.
В ходе решения задач баллистического проектирования выбирают конструктивно-компоновочную схему ракеты, определяют основные характеристики топлива, удельные импульсы ступеней, выбирают проектные параметры, рассчитывают массовые характеристики ракеты, выбирают программу выведения. После баллистического расчета становятся известными тяговые и габаритные параметры ракеты. Проведя аналогичные расчеты для различных проектных параметров, можно найти параметры оптимального варианта ракеты, обеспечивающего либо минимальные затраты средств на поражение типовой цели (прямая задача), либо поражение цели на максимальной дальности (обратная задача).
Параметры – эффективная скорость истечения ωе и пустотная удельная тяга Ру.п связаны, как мы знаем, простым соотношением ωе =g0*Pу.п- Поэтому считаем их за один параметр. Далее идет относительный конечный вес - μк, стартовая нагрузка на тягу - νо, удельная тяга у поверхности Земли - Ру0 и стартовая нагрузка на мидель - Pм. Всего - пять проектно-баллистических параметров.
Схемы выведения
Под схемой выведения понимают последовательность характерных участков траектории полета КА. Траектория полета – путь, проходимый ракетой-носителем при выведении полезного груза на орбиту. Основные участки траектории полета - рис. 2.1.
Активный участок полета – движение системы с работающими двигателями. За вертикальным участком полета (2) следует программный разворот (3), в соответствии с задаваемой системой управления (СУ) программой выведения для решения требуемой целевой задачи. Пассивный (свободный) участок полета по траектории (7, 8) или орбите (6). ЛА или отработавшие ракетные блоки (РБ) совершают полет, как свободно брошенное тело. Ракета-носитель служит для выведения на опорную орбиту космического аппарата (КА).
Орбита космического аппарата – путь КА в поле центральной силы, определяемый воздействием силы тяготения (космический аппарат считается бесконечно малым телом, масса его мала по сравнению с массой центрального тела, что его можно считать притягиваемым центральным телом, но не притягивающим последнее). Поле притягивающей силы – поле тяготения, создаваемое однородным и сферическим телом (применительно к ИСЗ – Земля с ее полем тяготения).
Различают три основные схемы выведения: прямую (маршевые двигатели работают непрерывно до достижения заданной орбиты), схему с промежуточным пассивным участком траектории, схему с использованием промежуточных орбит (опорная, промежуточная, геостационарная).
Система наддува топливных баков ракет-носителей с жрд.
В ракетах с насосной подачей топлива применяются в основном центробежные насосы. Для обеспечения их бескавитационной работы необходимо, чтобы давление жидкости при входе в насос было всегда выше давления упругости паров этой жидкости. Это превышение должно быть тем больше, чем больше расход компонента топлива и число оборотов насоса.
Для обеспечения работы центробежных насосов, особенно при высоких давлениях в камере двигателя необходимо на входе в насос иметь достаточно высокое давление в расходуемом компоненте (несколько атмосфер). Для этого баки наддуваются газом. Системы наддува топливных баков - составные части ПГС ракет с ЖРД.
К этим системам предъявляются следующие основные требования: безотказность действия и обеспечение заданного режима наддува; малая масса и небольшие габариты элементов системы; удобство и безопасность эксплуатации.
Давление жидкости на входе в насос складывается из давления столба жидкости и давления газа наддува над свободной поверхностью жидкости. Для обеспечения нормальной работы двигателя применяются следующие виды наддува баков: предстартовый наддув баков первой ступени, обеспечивающий запуск двигателей этой ступени; гарантийный наддув или подддув баков второй и последующих ступеней, обеспечивающих запуск их двигателей.
В современных ракетах используются следующие системы бортового наддува топливных баков: системы наддува, использующие продукты сгорания основных компонентов топлива; газобаллонные системы наддува (воздухом, азотом или гелием); испарительные системы наддува.
Выбор системы наддува определяется: конструктивной схемой ракеты; физико-химическими свойствами компонентов топлива; требованием обеспечения минимальной массы конструкции.
В настоящее время решена задача организации наддува баков путем впрыска непосредственно в бак окислителя некоторого количества горючего, а в бак горючего - окислителя. Происходящая реакция в баках обеспечивает выработку газа наддува прямо в баке. Такая схема значительно упрощает систему наддува, хотя может применяться только при использовании самовоспламеняющихся КРТ