«Московский авиационный институт

(национальный исследовательский университет)» (МАИ)

Филиал «Восход»

Кафедра Б11 Сизов А.А.

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

к выполнению задания по учебной практике

на тему: «Определение основных проектных параметров ЛА»

Одобрено Ред. Советом

филиала «Восход» МАИ

протокол № __________

от «___» _______2012 г.

Байконур 2012 г.

Цель работы:

На основании заданных исходных данных произвести расчет в первом приближении основных проектных параметров ЛА.

1. Введение

Основные проектные параметры летательного аппарата являются группой независимых параметров (переменных), однозначно определяющих основные массовые, геометрические и энергетические характеристики ЛА. Количество независимых параметров, определяющих облик ЛА и влияющих на его летно-технические характеристики, достаточно велико и зависит, в общем случае, от типа ЛА.

Целью задачи выбора основных проектных параметров является нахождение такого их сочетания, которое обеспечивает выполнение основной задачи полета (выведения заданного полезного груза на околоземную орбиту ИСЗ с фиксированными параметрами) при наличии конечного числа ограничений (например, на габариты ЛА, тип используемых двигательных установок и пр.) и сообщает при этом экстремальное значение критерию совершенства ЛА.

Рассмотрим состав проектных параметров для ракет-носителей с поперечным делением всех ступеней (тандемная схема) и для варианта продольного отделения разгонных блоков первой ступени от второй (пакетная схема) при поперечном делении всех последующих ступеней.

1. Основные проектные параметры ла с поперечным делением ступеней

Основными проектными параметрами будем считать:

- число ступеней;

, - относительные конечные массы ступеней;

, - начальные тяговооруженности ступеней;

, - пустотные удельные импульсы ДУ разгонных блоков ступеней;

- отношение удельных импульсов на уровне моря и пустотных для ДУ разгонных блоков -х ступеней;

- нагрузка на мидель;

- программа угла тангажа участка выведения;

- аэродинамическое сопротивление на атмосферном участке выведения.

Из общего числа основных проектных параметров варьируемыми будут , , т.е. параметров. Подразумевается, что программа угла тангажа задается из класса близких к оптимальной, обеспечивающей условия выведения и удовлетворяющей характерным ограничениям участка выведения носителя на орбиту ИСЗ. Число ступеней, пустотные и земные удельные тяги оговариваются в техническом задании. Аэродинамические коэффициенты и нагрузка на мидель задаются статистически и уточняются в процессе проектирования.

2. Основные проектные параметры ла с продольным делением блоков 1-й и 2-й ступеней

Аналогично п. 1 основными проектными параметрами будут:

- число ступеней;

, - относительные конечные массы ступеней;

, - начальные тяговооруженности ступеней;

- отношение тяги двигательной установки блока 2-й ступени к тяге ДУ разгонного блока 1-й ступени;

, - пустотные удельные импульсы ДУ разгонных блоков -х ступеней;

- отношение удельных импульсов на уровне моря и пустотных для ДУ разгонных блоков -х ступеней;

- нагрузка на мидель;

- программа угла тангажа участка выведения;

- коэффициент аэродинамического сопротивления на атмосферном участке выведения.

В данном случае независимыми проектными варьируемыми параметрами будут , , , т.е. параметров.

3. Дополнительные исходные данные

В эту группу сведены проектно-конструкторские параметры, влияющие на летно-технические характеристики ЛА, но определяемые в большой степени конструктивно-компоновочной схемой ЛА, уровнем технологии, а также вытекающими из требований использования на ЛА уже изготовленных агрегатов и систем (двигателей, системы управления и т.д.). На первом этапе проектирования эти параметры задаются статистически с последующим уточнением части из них на второй итерации проектных работ. К этим данным относятся:

- относительная масса топливного отсека (кг/м³),

- плотность компонентов топлива разгонного блока -й ступени, определяемая из соотношения:

;

- плотность горючего топлива разгонного блока -й ступени;

- плотность окислителя топлива разгонного блока -й ступени;

- коэффициент соотношения компонентов топлива.

- относительная масса ДУ разгонного блока -й ступени, где:

- масса ДУ разгонного блока -й ступени;

- тяга ДУ разгонного блока -й ступени, причем тяга может задаваться земной или пустотной, в зависимости от условий получения статистического коэффициента ;

- относительная масса системы управления (по отношению к массе топливного и двигательного отсека) разгонного блока -й ступени;

- относительная масса неучтенных элементов (обтекателей, элементов систем разделения, спасения и т.д.) разгонного блока -й ступени.

Порядок выполнения работы:

1. Определить по таблицам № 4, 5 следующие параметры:

- начальную стартовую перегрузку по ступеням: n_oi ;

- относительную конечную массу 1-й ступени: μ_ki ;

- отношение тяги ДУ ракетных блоков 1-й и 2-й ступеней для схемы «пакет» (К);

- относительные массы прочих отсеков и элементов РН по ступеням: μ_прi ;

2. Определить массовые характеристики заданных КРТ (плотности «Г», «О» по табл. № 6) и оптимальное их соотношение (k_m) по таблице № 7.

3. Выбрать по таблицам № 1-3 и заданным КРТ удельные импульсы ДУ по ступеням, а также величину удельного веса ДУ.

4. Определить относительную массу топливных отсеков каждой ступени: а_тоi .

5. Определить время полета ступеней и баллистические параметры РН.

- найти величину пустотного удельного импульса 1-й ступени;

- определить значение круговой скорости на заданной высоте выведения

,

где гравитационная постоянная .

Для удобства расчета принять, что высоты перицентра и апоцентра равны в конце выведения. Выведение считаем непрерывным.

- выбрать начальное время выведения в зависимости от класса РН из заданного промежутка времени (t_Σ= 300…500 сек.);

- найти потребную характеристическую скорость РН

, где:

- скорость в перицентре орбиты выведения;

- аппроксимационные гравитационные потери:

= ;

- поправка на аэродинамические характеристики ЛА:

;

- добавок из-за отличия тяговооруженности 1-й ступени от расчетной:

- поправка на высоту наведения:

;

- поправка на наклонение орбиты ИСЗ:

или ,

где:

- угловая скорость вращения Земли;

- средний радиус Земли;

- широта точки старта;

- азимут стрельбы (отсчитываемый по часовой стрелке от направления на север);

- поправка на ступенчатость ЛА: при ;

при

Входящие в формулы параметры являются комплексами от основных проектно-конструкторских параметров и имеют следующий смысл:

- приведенная относительная конечная масса;

при ;

при

- начальная тяговооруженность -й ступени;

- расчетная нагрузка на мидель ЛА, ;

- расчетное значение коэффициента аэродинамического сопротивления принять равным 1,0, т.е. ;

- высота перицентра орбиты выведения, км;

- относительная приведенная конечная масса для ЛА с :

- суммарное время работы двигательных установок всех ступеней:

t_Σ^* = ,

в случае, если нет данных о для выражение представить в виде:

, где в случае i =2

,

,

В случае выполнения неравенства: расчет прекратить, в противном случае задаем и вновь выполнить последовательность вычислений. Обычно сходимость процессов вычислений требует не более 3-х итераций.